Untitled - Wblsocial

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LOCALIZACIÓN
Y SEGUIMIENTO
DE SATÉLITES
ARTIFICIALES
JONATAN PERIS RIVAS
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CONTENIDOS
1. Mecánica orbital
1.1 Descripción de una órbita
1.2 Tipos de órbitas
1.3 Tipos de satélites según sus aplicaciones
1.4 Determinación de los ángulos de visión
1.5 Perturbaciones orbitales
1.6 Efectos orbitales en comunicaciones
2. Subsistemas de un satélite
2.1 Introducción: diseño de un satélite
2.2 Actitud y sistema de control de órbita (AOCS)
2.3 Telemetría, seguimiento y comandos (TTC)
2.4 Subsistema de comunicaciones
2.5 Subsistema de energía
3. Antenas de seguimiento
3.1 Consideraciones generales sobre antenas
3.2 Tipos de antena
3.3 Parámetros de una antena
3.4 Instalación de antenas
4. Estudio del satélite AO-51
4.1 Satélite AO-51
4.2 Contacto con AO-51 desde Zaragoza
4.3 Tablas de resultados
4.4 Conclusiones
5. Europa y el espacio
5.1 España y la Agencia Espacial Europea (ESA)
5.2 El radioaficionado y Europa
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1. Mecánica orbital
Es fundamental el conocimiento de ciertos conceptos orbitales para una mejor
comprensión en las comunicaciones por satélite.
1.1. Descripción de una órbita
Para comprender cómo un satélite se mantiene en su trayectoria orbital, debe
hacerse uso y conocimiento de unas leyes fundamentales para la mecánica
orbital: las tres leyes de Kepler, que describen la geometría y trayectoria de un
cuerpo alrededor de otro y la ley de Gravitación Universal de Newton, que
describe la fuerza y velocidad necesarias para lograr lo anterior.
•
Leyes de Kepler (para satélites artificiales):
1. El satélite describe una elipse con un foco en el centro de masa del
cuerpo. Una elipse es una curva plana que tiene la propiedad de que la
suma de las distancias desde dos puntos fijos, llamados focos (F), a
cualquier punto de la curva permanece constante. En la figura 1.1.1 la
distancia A+B es una constante a lo largo de la curva.
Figura 1.1.1 Primera ley de Kepler
Una elipse también resulta de la intersección de un plano con un cono
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Figura 1.1.2
2. El vector posición de cualquier satélite con respecto al cuerpo que orbita
barre áreas iguales (A) de la elipse en tiempos iguales (t). Esta ley dará
a entender la velocidad del satélite alrededor de la órbita.
Figura 1.1.3 Si t4 - t3 = t2 - t1, entonces A2 = A1
3. Los cuadrados de los periodos orbitales de dos satélites tienen la misma
relación que los cubos de sus distancias medias al centro de la Tierra.
Esa ley puede expresarse como: P2/r3 =K, siendo P el periodo orbital, r el
semieje mayor entre el satélite y centro de la Tierra y K la constante de
proporcionalidad.
-8•
Ley de Gravitación Universal de Newton: se basa en tres leyes de la
dinámica:
1. El principio de inercia: todo cuerpo mantiene su estado de reposo o de
movimiento
rectilíneo
uniforme
mientras
no
exista
una
fuerza
perturbadora.
2. La ley del movimiento: la aceleración que adquiere un cuerpo es
directamente proporcional a la fuerza aplicada sobre éste: F= m * a,
donde F es la fuerza aplicada, m la masa del cuerpo y a su aceleración.
3. El principio de acción y reacción: a toda fuerza le corresponde una
fuerza de igual magnitud pero de signo (sentido) contrario.
De acuerdo con estos tres principios, la Ley de la Gravitación Universal,
aplicada para un satélite artificial alrededor de la Tierra, dice que la fuerza
gravitatoria que ejerce la Tierra sobre el satélite es directamente proporcional al
producto de sus masas e inversamente proporcional al cuadrado de la distancia
que los separa: Fg= GMTms/rs, donde G=constante de gravitación universal,
MT=masa de la Tierra, ms=masa del satélite y rs=distancia radial. Para el caso
de la Tierra GMT= 3.9861352x105 km3/seg2.
En la órbita debe existir un balance de fuerzas gravitacional y centrífuga (es la
fuerza de reacción ejercida por el satélite que tiende a alejarlo de su órbita,
según la tercera ley de Newton), para que el satélite pueda mantenerse en
órbita. El equilibrio de fuerzas del satélite (incluida su gravedad) permitirá que
el satélite se mantenga alrededor de la Tierra. Sin embargo, este balance no
permanece constante en aplicaciones reales debido a las perturbaciones que
sufre un satélite en el espacio, y que más adelante se explica en la sección 1.5.
Para poder localizar un satélite, debemos establecer un sistema de
coordenadas de referencia a partir del cual calcular su posición y/o velocidad.
Para crear un sistema de coordenadas debemos especificar cuatro datos
(figura 1.4):
•
Un origen
•
Un plano fundamental
•
Una dirección principal
•
Un tercer eje
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Figura 1.1.4 Sistema de coordenadas
Para satélites de órbita terrestre, un sistema que se emplea es el llamado
geocéntrico-ecuatorial (Figura 1.1.5) que está definido por los siguientes
parámetros:
Figura 1.1.5
•
Origen: el centro de la Tierra (de ahí el nombre de geocéntrico)
•
Plano fundamental: el ecuador terrestre (de ahí el nombre de
geocéntrico-ecuatorial), donde el eje perpendicular al plano fundamental
es la dirección del Polo Norte.
- 10 •
Dirección principal: dirección del equinoccio vernal γ, que apunta al
primer punto de Aries que es la intersección del plano del Ecuador con
el plano de la eclíptica (plano de la órbita Tierra-Sol).
•
Tercer eje: se obtiene empleando la regla de la mano derecha (de forma
que los tres ejes entre sí son perpendiculares unos a otros).
Parámetros orbitales:
Para la descripción orbital es necesario el conocimiento de los parámetros
orbitales que definen la órbita del satélite. Dentro de estos parámetros se
distinguen dos categorías: aquellos que definen la forma de la órbita
(excentricidad y semieje mayor) y los que nos permitirán localizar al satélite en
un punto de la órbita (inclinación, ángulo del nodo (RAAN), argumento del
perigeo y anomalía verdadera).
El tamaño de una órbita suele darse en términos de semieje mayor (a), que es
la mitad de la distancia entre el perigeo y el apogeo en una órbita terrestre. El
perigeo es el punto de la órbita más cercano a la Tierra mientras que el apogeo
es el más alejado.
Figura 1.1.6 Tamaño de una órbita
Debido a la conservación de la energía y a la segunda ley de Newton, en el
perigeo
el
satélite
alcanzará
la
velocidad
máxima
(mayor
atracción
gravitacional), mientras que la velocidad mínima la alcanzará en el apogeo
(menor atracción gravitacional).
El siguiente parámetro orbital que define la forma de una órbita es la
excentricidad (e). Este parámetro nos indica cuán de distinta es una órbita de
- 11 una circunferencia. Así pues, cuanto menos circular es una órbita, más
“imperfecta” o excéntrica es.
Figura 1.1.7 Excentricidad de una órbita
Como podemos observar en la Figura 1.1.7, la excentricidad toma como
referencia la circunferencia, motivo por el cual a una órbita totalmente circular
se le asigna una excentricidad nula. En la práctica no es posible conseguir una
órbita perfectamente circular o parabólica (los parámetros orbitales sufren
ligeras variaciones a lo largo del tiempo debido a las perturbaciones), por lo
que todas las órbitas realizadas por cuerpos en el espacio, en torno a un
cuerpo central, son elípticas, es decir, tienen una excentricidad entre 0 y 1.
A continuación se definen los cuatro parámetros orbitales que nos permitirían
la localización del satélite (Figura 1.1.8):
•
Inclinación (i): nos indica cuánto está de inclinada una órbita con
respecto al plano ecuatorial. Es el ángulo entre el eje del Polo Norte y el
eje perpendicular al plano de la órbita.
•
Ascensión recta del nodo ascendente (RAAN, Ω): nos indica lo “torcida”
que está una órbita. Es el ángulo entre la dirección del equinoccio vernal
y el nodo ascendente. Se define el nodo ascendente como el punto en el
que el satélite cruza el plano ecuatorial en dirección sur-norte (por lo
tanto, habrá un nodo descendente cuando el satélite corte a dicho plano
en dirección norte-sur).
- 12 •
Argumento del perigeo (ω): mide la orientación de la órbita y es el
ángulo entre el nodo ascendente y el perigeo. Se mide en el sentido de
movimiento del satélite (en el caso contrario obtendríamos un valor
negativo de ω).
•
Anomalía verdadera (υ): es el ángulo que forma el vector instantáneo del
satélite con respecto al perigeo. Se mide positivamente en la dirección
del
movimiento.
De
todos
los
elementos
orbitales
descritos
anteriormente es el único que cambia continuamente (ignorando
perturbaciones).
Figura 1.1.8 Parámetros orbitales
Inyección del satélite en órbita:
Para insertar el satélite en órbita es necesario alcanzar una velocidad
(horizontal) determinada. Los cálculos nos indican que esta velocidad es algo
más de 8 km/s, momento en que se produce un equilibrio de fuerzas que
permiten situar al satélite a una distancia segura de la superficie terrestre. Por
lo tanto, nos interesa alcanzar una velocidad horizontal determinada además
de una altura razonable que sitúe al satélite fuera de la atmósfera terrestre,
donde no haya fricción.
Es objetivo de los lanzadores el conseguir la inserción satisfactoria del satélite
en su órbita previamente especificada, y cumplir de esta manera con los
objetivos de la misión.
- 13 El lanzador no es un proyectil convencional, es decir, no debe obtenerse una
velocidad orbital instantánea, sino que la adquiere gradualmente. La velocidad
final debe ser tangencial a la órbita (paralela a la superficie), de forma que el
único momento que la velocidad es casi vertical es durante el lanzamiento, ya
que el lanzador debe abandonar cuanto antes la atmósfera.
Durante el lanzamiento del cohete, éste debe acelerar mediante sus motores
para alcanzar una velocidad determinada. Sin embargo, la Tierra gira sobre su
eje, así que un punto de la superficie se mueve ya con una velocidad inicial.
Los ingenieros tienen en cuenta esta circunstancia: si se lanza el cohete en el
sentido de giro de la Tierra (de oeste a este), podrá aprovecharse de la
velocidad de rotación del planeta en la zona de despegue. No se trata de una
magnitud poco estimable. Al contrario, para misiones hacia inclinaciones bajas,
los centros de lanzamiento más cercanos al ecuador tienen una cierta ventaja
que se traduce en una mayor carga útil a igualdad de potencia en el lanzador.
Por la misma circunstancia, si se lanza en dirección contraria al movimiento de
giro de la Tierra (lanzamiento retrógrado), se desperdicia una parte de la
potencia del vector ya que debe superarse el efecto negativo de la velocidad
del punto de salida. Algo así, aunque en menor medida, ocurre cuando la
inclinación de la órbita elegida es alta (por ejemplo, una órbita polar) ya que el
cohete no puede aprovechar este don natural.
La mayoría de lanzamientos efectuados desde Cabo Cañaveral, por ejemplo,
se efectúan con una inclinación de 28,5 grados. Ésta es precisamente la latitud
del centro, así que para aprovechar al máximo el “empujón” adicional
proporcionado por la rotación terrestre hay que lanzar hacia una inclinación de
idéntica magnitud.
La elección de un tipo de lanzador u otro dependerá del tipo de órbita a
insertar.
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1.2. Tipos de órbitas
Órbitas bajas (LEO):
Son órbitas circulares, a unos 200 ó 300 km de altitud. Se alcanzan más
fácilmente y por tanto son utilizadas de forma frecuente para los vuelos
tripulados (incluyendo estaciones espaciales), satélites científicos, satélites
espías (necesitan estar cerca de la Tierra para conseguir una máxima
resolución fotográfica), etc.
La inclinación elegida dependerá de si se desea observar la Tierra de una
forma más o menos sistemática (mayor inclinación implica mayor superficie
cubierta) o de si su punto de mira se encuentra hacia fuera de nuestro planeta.
Órbitas polares:
Poseen una inclinación de unos 90 grados (pasa sobre los polos), suelen ser
circulares y está situada a unos 800 km de altitud. Es perfecta para observar
toda la superficie terrestre de una forma repetitiva. Sin embargo, dado que la
Tierra gira sobre su eje, ocurrirá que sucesivos pasos sobre un mismo punto
podrán efectuarse bajo diferentes grados de iluminación solar.
Esto puede ser válido pero no lo es tanto para misiones meteorológicas o de
teledetección. Es por eso que algunas misiones utilizan la llamada órbita polar
heliosíncrona, es decir, sincronizada con el Sol. Su inclinación es superior a los
90 grados ya que no está alineada con la del eje terrestre. Esto permite pasar
sobre un punto cada varios días y poder fotografiarlo siempre con la misma luz.
Órbitas geostacionarias (GEO):
El tercer tipo de órbita que llama poderosamente la atención es la
geoestacionaria. También circular, es ecuatorial y se encuentra a unos 36.000
km de altitud. Desde ella, un satélite tarda 24 horas en dar una vuelta a la
Tierra, de modo que queda sincronizado con un punto situado sobre el
ecuador. Desde esa posición se tiene una cobertura completa y constante de
- 15 todo un hemisferio terrestre. Los satélites de comunicaciones pueden enviar
entonces señales de
televisión
a parabólicas fijas en
tierra,
y los
meteorológicos pueden tomar fotografías rutinarias de una misma región.
Es una órbita que también usan los satélites de alerta inmediata, ingenios
militares que vigilan constantemente si se produce el lanzamiento de un misil.
Las órbitas geoestacionarias son útiles sobre todo para los países cercanos al
ecuador. La cobertura es más deficiente si nos acercamos a los polos, debido a
la curvatura terrestre.
Naciones como Rusia, que poseen amplios territorios muy al norte, no pueden
usar este tipo de órbitas para las comunicaciones en dichas regiones. Por eso,
utilizan otras más adecuadas a sus intereses. Es el caso de las órbitas de alta
excentricidad o Molniya.
Órbitas de alta excentricidad o Molniya:
Situadas en inclinaciones grandes, el satélite alcanza un apogeo más allá de
los 40.000 km, mientras que el perigeo queda tan sólo a unos 500 km.
Esto quiere decir que el satélite, aunque no será estacionario, permanecerá
mucho más tiempo cerca del apogeo (donde se mueve más lentamente) que
en el perigeo, y será útil si se emplean antenas provistas de los sistemas de
orientación adecuados. Un giro completo dura 12 horas, de modo que el ciclo
se repite dos veces al día. Con varios satélites espaciados se puede mantener
una cobertura constante.
1.3. Tipos de satélites según sus aplicaciones
El objetivo de una misión espacial para un satélite artificial conllevará a los
expertos a decidir la órbita más adecuada y, por lo tanto, cumplir así con las
especificaciones que se han prefijado para ese satélite en particular. Los
objetivos que se le asignan a cada satélite para cumplir durante su vida
nominal lo clasificará atendiendo a estas aplicaciones a realizar. De esta
manera podemos hacer la siguiente clasificación:
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Satélites científicos:
Desde el inicio de la exploración espacial no tripulada, son muchos los
satélites que han tenido como objetivo el desarrollo científico, inicialmente para
estudiar la Tierra y más adelante para el estudio del espacio exterior,
permitiendo conocer todo aquello que podía afectar al hombre e iniciándose así
la exploración espacial tripulada.
Un tema de investigación crucial ha sido el estudio de los cinturones de
radiación que rodean a la Tierra (cinturones de Van Allen). El conocimiento de
dicha radiación es fundamental para evitar que satélites artificiales, así como
naves tripuladas, pasen durante un tiempo prolongado por sus cinturones
(interior y exterior). Un tiempo excesivo de contacto ante la radiación de Van
Allen provocaría fallos en los subsistemas del satélite. Además, los seres
humanos admiten una dosis limitada de exposición a la radiación a lo largo de
su vida, reduciéndose considerablemente dicho tiempo para los astronautas,
que no están protegidos por la atmósfera terrestre.
Pero no sólo existe el problema de los cinturones de radiación Van Allen, sino
que los satélites también están amenazados ante fenómenos como los rayos
cósmicos y la radiación solar. Motivo por el cual muchos satélites científicos
tienen como objetivo su estudio.
Otros campos de observación de la Tierra han sido el estudio de la densidad
de la atmósfera (su estudio permite conocer la perturbación que puede sufrir un
satélite ante el rozamiento atmosférico), geodésicos (que han permitido
conocer la forma de los continentes y el movimiento lento pero constante de las
placas terrestres) u oceánicos (que estudian el fondo marino).
Pero este tipo de satélites no sólo se han centrado en la observación terrestre,
sino que han abarcado un gran campo de estudio científico: observación solar,
investigación de fuentes estelares, visión en el espectro infrarrojo o ultravioleta,
posiciones y brillos de estrellas o incluso experimentación microgravitatoria,
que miden los efectos de la falta de gravedad sobre la materia y la vida.
La única limitación ante el estudio de cualquier rama de la ciencia está en el
presupuesto y el desarrollo de la instrumentación de estas misiones espaciales.
- 17 Satélites de comunicaciones:
La sociedad moderna de hoy en día no se concibe sin este tipo de satélites.
Gracias a ellos es posible la televisión de alta definición, el acceso a Internet,
las teleconferencias o la difusión directa de televisión/radio (utilizando sencillos
receptores y antenas parabólicas).
La órbita por excelencia para los satélites de comunicaciones es la
geostacionaria. Sin embargo, si lo que se requiere es una cobertura completa
de todo el globo, necesitamos un sistema de satélites (con tres de ellos sería
suficiente) que colocados a intervalos regulares tuviesen una cobertura
completa, permitiendo transmisiones de un lado a otro del mundo.
Incluso existen satélites de comunicaciones para el uso exclusivo de
radioaficionados, con finalidad de experimentación. Es el caso del proyecto
OSCAR (Orbiting Satellite Carrying Amateur Radio), que desde el lanzamiento
en 1961 del OSCAR-1 sigue experimentando con este tipo de satélites, dando
la oportunidad a radioaficionados de todo el mundo a contactar con ellos. Este
es el caso del satélite OSCAR-51 (AO-51), objeto del estudio de la sección 4.
Satélites metereológicos:
El satélite metereológico es un satélite científico muy especializado que
mediante comunicaciones con antenas de seguimiento, toma de datos y envío
de fotografías electrónicas, nos ayudan en nuestra propia seguridad tanto
económica como social. Algunos de sus objetivos pueden ser:
•
La comprensión física/dinámica atmosférica. Esto es un dato a tener en
cuenta para estudiar, por ejemplo, el rozamiento atmosférico de
satélites a órbitas bajas, y prever las perturbaciones que puede sufrir su
órbita.
•
El comportamiento de masas nubosas o el movimiento del aire frío o
caliente. Resulta imprescindible para realizar predicciones fiables y a
largo plazo.
•
Conocimientos de la temperatura de la atmósfera a cada nivel
altimétrico, la presión, la distribución de agua, etc. Todo ello abre
nuevas perspectivas de investigación de la naturaleza y clima, el por
- 18 qué
de
sequías,
inundaciones,
huracanes
o
efectos
de
la
contaminación.
La órbita a utilizar para este tipo de satélites es la geostacionaria, sin embargo,
y para completar la observación, se dispone de satélites que orbitan en órbitas
circumpolares (excentricidad nula e inclinación de 90°) en dirección norte sur y
viceversa. Esto se debe a que las zonas geográficas situadas por encima de
los 60° de latitud no pueden ser monitorizadas por los satélites geostacionarios
debido a la esfericidad de la Tierra.
Satélites de teledetección:
Estos satélites se utilizan también para observación terrestre como los
metereólogicos, con la diferencia que los de teledetección utilizan sensores
multiespectrales. De esta manera los sensores son capaces de tomar
imágenes
en
varias
longitudes
de
onda
o
bandas
espectrales
(no
necesariamente visibles), lo que les permite localizar recursos naturales, vigilar
la salud de los cultivos, el grado de deforestación, el avance de la
contaminación en los mares, etc.
Se suelen insertar en órbitas bajas y polares, a menudo sincronizadas con el
Sol para un mejor aprovechamiento de sus capacidades.
Satélites de navegación:
Actualmente se utilizan como sistemas de posicionamiento global (GPS),
utilizando frecuencias bajas y medias abiertas al público. Este tipo de sistemas
de localización es posible desde la utilización de tan sólo tres satélites en
triangulación hasta un número mayor de ellos (constelación de satélites).
En dichos sistemas se utiliza la sincronización de señales desde el satélite y
desde la estación receptora terrestre, a través de relojes atómicos de los que
disponen ambos. El satélite recibe la señal, y como está a gran altitud, la
distancia permite una medición diferente de fase con respecto a la señal que
llega a Tierra. Es esta diferencia de fase la que permite calcular la distancia a la
que se encuentran satélite y receptor, pudiendo obtener con tres satélites a la
- 19 vez, la latitud, longitud y altitud del equipo receptor en Tierra. Sería posible
conocer la velocidad con la que nos desplazamos con la utilización de un
cuarto satélite.
Satélites militares:
La misión de los satélites militares es el apoyo de operaciones militares de
ciertos países. Pero en general son programas paralelos a los satélites de
comunicaciones, metereológicos o de teledetección. La meteorología, por
ejemplo, es fundamental para organizar el movimiento de tropas en el campo
de batalla, y las comunicaciones son esenciales para la transmisión de órdenes
a unidades desplegadas o retransmisión de imágenes de satélites espías.
En posiciones geostacionarias poseen infrarrojos que detectan el calor
producido por la salida de gases en los motores de un misil, dando tiempo a
una posible respuesta.
Desde satélites especiales se pueden captar escuchas electrónicas que
podrían interceptar órdenes de ataque.
1.4. Determinación de los ángulos de visión
Las coordenadas a las cuales una antena terrestre debe apuntar para permitir
la comunicación con el satélite se llaman ángulos de visión. Los ángulos que
más comúnmente se utilizan son el Azimut (Az) y la Elevación (El) (Figura
1.4.1)
- 20 -
Figura 1.4.1 Ángulos de visión
•
Elevación: ángulo que se mide desde el horizonte local hasta la
ubicación del satélite.
•
Azimut: se mide desde el norte hacia el este hasta la proyección sobre
el horizonte local de la ubicación del satélite.
Es decir, el azimut es hacia donde orientamos la antena horizontalmente y
elevación hacia donde la orientamos verticalmente.
Elevación
Azimut
Un parámetro que también se utiliza para la localización de satélites es el
llamado punto subsatelital. Este punto es el lugar donde una línea imaginaria
- 21 trazada desde el centro de la Tierra al satélite pasa a través de la superficie
terrestre. Para un satélite en órbita geostacionaria (ideal) no será necesario el
cálculo de la latitud subsatelital ya que, al quedar el satélite fijo en el ecuador,
esta medida es cero, variando su posición a lo largo de la longitud.
Localización del satélite:
Estos son los pasos para encontrar los ángulos de orientación del satélite:
•
Definir el punto subsatelital (solo longitud para GEOS):
•
Definir coordenadas de la estación terrena (latitud y longitud): la Tierra
se divide en paralelos (cortes paralelos al plano ecuatorial) y meridianos
(planos que contienen los polos de la Tierra). Para los paralelos se tiene
como referencia el plano ecuatorial, y para los meridianos el de
Greenwich. Se denomina latitud a la distancia angular medida sobre un
meridiano, entre la línea ecuatorial y el paralelo de una localización
terrestre. Longitud es la localización de un punto en la Tierra en sentido
este u oeste respecto al meridiano de Greenwich.
•
Calcular el ángulo γ desde el centro de la Tierra: se puede establecer
aplicando las relaciones de trigonometría esférica. La latitud y longitud
de la localización de la estación terrestre vienen dadas por Le y le. La
latitud y longitud de la localización del punto subsatélite vienen dadas
por Ls y ls.
- 22 cos γ = cos Le cos Ls cos (ls – le) + sin Le sin Ls
•
Calcular la distancia del satélite desde la estación terrena (d):
d = rs [1 + (re/ rs)2 – 2 (re/ rs) cos γ]1/2
•
Calcular el ángulo de elevación (El): al ser el plano horizontal
perpendicular a rs se cumple que El = ψ - 90°. Además, por la ley de
los senos se tiene que: (rs /sin ψ) = (d/sin γ)
•
Calcular el ángulo de azimut (Az): al encontrarse la estación
terrestre, el centro de la Tierra, el satélite y el punto subsatelital en el
mismo plano, el ángulo de acimut Az desde la estación terrena al
satélite es el mismo que desde esta misma estación al punto
subsatelital (Figura 1.4.2)
Figura 1.4.2 Esquema definición ángulo Azimut
El primer paso será el cálculo del azimut en un caso general entre dos puntos
A y B sobre la superficie terrestre. Sus latitudes en grados norte son LA y LB
mientras que sus longitudes en grados oeste son lA y lB. Cualquiera de los dos
puntos A o B puede ser la estación terrestre; el otro deberá ser el punto
subsatelital. Si establecemos un tercer punto o ángulo polar C, los tres puntos
A, B y C forman un triángulo esférico con dos ángulos más que podemos
denominar X en el vértice A e Y en el vértice B. La geometría del triángulo
depende de la localización de los puntos A y B. El ángulo polar C se calcula de
la siguiente manera:
C = | lA - lB | o | 360 - | lA - lB | | grados
- 23 Si por lo menos un punto está en el hemisferio norte, B debe ser elegido de
modo que esté más cerca del polo norte que A, haciendo LB > LA. La relación
entre X e Y es la siguiente:
tan [0.5(Y – X)] = cot (0.5C)sin[0.5(LB - LA)] / cos[0.5(LB + LA)]
tan [0.5(Y + X)] = cot (0.5C)cos[0.5(LB - LA)] / sin[0.5(LB + LA)]
Si ambos puntos están en el hemisferio sur, el punto B debe estar más cerca
del polo sur haciendo LB < LA pero |LB| > |LA|, de forma que ahora la relación
entre X e Y queda de la siguiente manera:
tan [0.5(Y – X)] = cot (0.5C)sin[0.5(|LB| - |LA|)] / cos[0.5(|LB| + |LA|)]
tan [0.5(Y + X)] = cot (0.5C)cos[0.5(|LB| - |LA|)] / sin[0.5(|LB| + |LA|)]
La relación entre X, Y y el azimut Az depende de la identidad (punto
subsatelital o estación terrena) que le asignemos a los puntos A y B y de sus
relaciones geográficas. Todo este cálculo se resume en la siguiente tabla:
Por lo menos un punto en el hemisferio norte:
Punto
subsatelital
A
B
A
B
Estación
terrestre
B
A
B
A
Relación
A al oeste de B
A al oeste de B
B al oeste de A
B al oeste de A
Azimut en
grados
360 - Y
X
Y
360 - X
Ambos puntos en el hemisferio sur:
Punto
subsatelital
A
B
A
B
Estación
terrestre
B
A
B
A
Relación
A al oeste de B
A al oeste de B
B al oeste de A
B al oeste de A
Azimut en
grados
180 + Y
180 - Y
180 - Y
180 + X
Para poder determinar el ángulo de azimut Az en el caso de un satélite
geostacionario se recurre al cálculo de un ángulo intermedio α, para
- 24 seguidamente realizar una corrección de cuadrante. De este modo se obtiene
el acimut Az entre 0° y 360°. Aplicando las relacio nes de trigonometría esférica
se tiene:
α = arctan [tan|(ls − le)|/ sin Le]
Para satélites geoestacionarios el paso del ángulo intermedio α a Az se puede
sistematizar:
La estación terrena se encuentra en el hemisferio norte:
1. El satélite se encuentra en dirección sureste de la estación:
Az = 180° − α.
2. El satélite se encuentra en dirección suroeste de la estación:
Az = 180° + α.
La estación terrena se encuentra en el hemisferio sur:
3. El satélite se encuentra en dirección noreste de la estación:
Az = α.
4. El satélite se encuentra en dirección noroeste de la estación:
Az = 360° − α.
- 25 Visibilidad
Para que un satélite sea visible desde una estación terrestre su ángulo de
elevación (El) debe ser mayor a un cierto valor mínimo, que debe ser cero.
Para que el ángulo sea positivo o cero debe cumplirse (Figura 1.4.3):
rs ≥ re / cos (γ)
Figura 1.4.3 Geometría del problema de la visibilidad
Esto significa que la separación angular central máxima entre la estación
terrena y el punto subsatelital debe limitarse a la siguiente expresión:
γ ≤ cos-1(re / rs)
1.5. Perturbaciones orbitales
Un satélite, una vez inyectado en órbita, sufrirá fuerzas y momentos
perturbadores que habrá que prever. Dichas perturbaciones harán variar el
modelo de órbita kepleriana entre dos cuerpos a una órbita que varía con el
parámetro tiempo, modificando ligeramente sus parámetros orbitales. Así pues,
las perturbaciones son desviaciones de un movimiento normal, idealizado e
- 26 imperturbado. Tendemos a ver el universo como un movimiento entre cuerpos
regular y predecible, sin embargo estos movimientos son sólo una
aproximación de los problemas reales entre cuerpos en el espacio. En realidad,
los movimientos actuales varían del problema teórico de dos cuerpos debido a
perturbaciones causadas por otros cuerpos (como el Sol y la Luna) y fuerzas
adicionales no consideradas en el movimiento Kepleriano (como la no
esfericidad del cuerpo central o el rozamiento atmosférico). El término cuerpo
central se puede usar para estudiar las perturbaciones ante cualquier cuerpo
del espacio, sin embargo, el caso expuesto son las perturbaciones que sufre un
satélite artificial con la Tierra como cuerpo central.
Para el estudio de las perturbaciones en un satélite, además de la selección de
una técnica adecuada de integración de las ecuaciones, debemos considerar
dichas fuerzas y distinguirlas entre conservativas o no conservativas. La
energía total (cinética y potencial) para un sistema de fuerzas conservativas es
constante, mientras que un sistema no conservativo puede ganar o perder
energía. Los efectos gravitacionales debido al cuerpo central o a un tercer
cuerpo son ejemplos de fuerzas conservativas; la presión de radiación solar y
el frenaje atmosféricos son ejemplos de fuerzas no conservativas.
Perturbaciones debidas a un tercer cuerpo
Primero desarrollemos el problema de dos cuerpos para, a partir de él, poder
calcular el problema gravitacional extendido a un tercer cuerpo o incluso a un
sistema de cuerpos.
La ley gravitacional de Newton para la fuerza de la Tierra actuando sobre un
satélite viene dada (sección 1.1) por la expresión vectorial:
F^g= -GMTms/r2s(r^/r)
El vector posición de la Tierra al satélite con respecto a un sistema origen de
coordenadas XYZ son r^T y r^s respectivamente. De esta manera, un vector de
la Tierra al satélite es r^Ts = r^s - r^T . La importancia de la elección de un
sistema de coordenadas inercial radica en que nos permitirá diferenciar esta
ecuación del vector sin considerar la derivada de cada eje del sistema
coordenado. Así, obtenemos el vector derivada mediante una simple
diferenciación de las coordenadas de cada componente vector. Ahora
- 27 derivamos la expresión anterior dos veces para obtener la aceleración del
satélite relativa al centro de la Tierra: r”^Ts = r”^s - r”^T. Y la segunda ley de
Newton permite obtener las expresiones de las fuerzas inerciales:
F^g-sat= ms r”^s = -GMTms/ r2(r^/r) ; F^g-Tierra= mT r”^T = GMTms/ r2(r^/r)
De lo que podemos deducir que la aceleración relativa es:
r”^= -G(MT + ms) / r2(r^/r)
Si ahora asumimos que la masa del satélite es lo suficientemente pequeña
respecto a la masa de atracción de la Tierra, podemos ignorar la masa del
satélite y utilizar la constante gravitacional µ que reemplaza a los parámetros
GMT:
r”^= - µ/ r2(r^/r)
Esta es la ecuación de la aceleración relativa en el problema de dos cuerpos.
Para el desarrollo de la ecuación de dos cuerpos se asumen los siguientes
supuestos:
1. La masa del satélite es despreciable comparada con la del cuerpo
que ejerce la fuerza atractiva.
2. El sistema de coordenadas elegido para un problema particular es
inercial.
3. Los cuerpos del satélite y del cuerpo central son simétricamente
esféricos, con densidad uniforme. Esto nos permite tratarlos como
masas puntuales (esto no es así en la realidad como veremos
más adelante, debido a lo no esfericidad y no uniformidad de la
Tierra).
4. Ninguna otra fuerza actúa en el sistema excepto la fuerza
gravitatoria que actúa a lo largo de la línea que une los centros de
los
dos
cuerpos
(comprobaremos
que
tampoco
es
una
aproximación que se acerca a la realidad, ya que, aunque
asumamos sólo el problema gravitatorio entre Tierra y satélite,
tendremos que tener en cuenta fuerzas perturbadoras como el
frenaje atmosférico).
- 28 Para un sistema de tres cuerpos (satélite, Tierra y Sol/Luna) examinaremos las
fuerzas individuales. De nuevo, las relaciones entre vectores nos permitirá
resolver la aceleración relativa del satélite respecto a la Tierra (Figura 1.5.1):
Figura 1.5.1 Geometría del tercer cuerpo
Según la segunda ley de Newton y la ley de gravitación, la suma de las fuerzas
que actúan sobre la Tierra son:
ΣF^g-Tierra= mT r”^T = GMTms r^ts/ r3ts + GMTm3 r^t3/ r3t3
donde r^ts es el vector que va del centro de la Tierra al satélite, rt3 es el vector
que va desde el centro de la Tierra al centro del tercer cuerpo.
El resultado es la combinación de fuerzas atractivas del satélite sobre la Tierra
y el tercer cuerpo (Luna o el Sol) sobre la Tierra (términos de la izquierda y
derecha respectivamente).
Para el satélite la suma de fuerzas gravitacionales es:
ΣF^g-sat= ms r”^s = -GMTms r^ts/ r3ts – Gm3ms r^3s/ r33s
Ambas fuerzas son negativas porque van en dirección contraria que la
dirección de los vectores al satélite. Según la relación entre vectores que vimos
en el problema de dos cuerpos obtenemos:
r”ts^= = -GMTr^ts/ r3ts – Gm3r^3s/ r33s –Gmsr^ts/ r3ts – Gm3r^t3/ r3t3
y usando que r^s3 = -r^3s
r”ts^= = -G(MT + ms)r^ts/ r3ts + Gm3[( r^s3/ r3s3) – (r^t3/ r3t3)]
- 29 En esta última relación distinguimos los siguientes términos: el primer término
es la aceleración, en el problema de dos cuerpos, de la Tierra sobre el satélite.
El segundo término tiene dos partes y representan la perturbación, o las
fuerzas adicionales que van más allá de un movimiento simple entre dos
cuerpos. El término de la izquierda dentro de este segundo término se llama
efecto directo porque es la aceleración del tercer cuerpo (Luna o Sol)
directamente en el satélite. El último término se conoce como efecto indirecto
porque es la fuerza por unidad de masa (aceleración) del tercer cuerpo en la
Tierra.
Las perturbaciones que sufre una órbita debido al problema del tercer cuerpo
son:
1. El semieje mayor no sufre variaciones ni seculares ni periódicas.
2. Las únicas variaciones seculares las encontramos en el nodo y en el
perigeo.
3. Las variaciones periódicas en e, i, ω y Ω están asociadas al movimiento
del perigeo del satélite y el tercer cuerpo.
4. Dichas perturbaciones en los parámetros orbitales conlleva una
precesión del plano orbital alrededor del eje polar terrestre para órbitas
bajas, y una precesión del plano orbital alrededor de un polo medio,
entre el polo de la Tierra y el de la eclíptica, para órbitas de mayor
altitud.
Campo gravitacional terrestre
La fuerza principal que actúa sobre un satélite en órbita terrestre es la
atracción gravitacional. Para un sistema ideal de dos cuerpos, el potencial
gravitatorio se expresaría de la siguiente manera U= µ/rs donde µ = GMT (si
ignoramos la masa del satélite ante la masa de la Tierra) como se explica
anteriormente en el problema de dos cuerpos. Sin embargo la Tierra no es una
esfera perfecta, por lo que al problema potencial de Newton (problema de dos
cuerpos) habrá que añadirle una serie de términos adicionales que
aproximarán mejor el potencial para los efectos perturbadores entre un satélite
y la Tierra considerando a esta última como no esférica.
- 30 Como expresión más popular para expresar el potencial gravitatorio se utiliza
el potencial de elipsoides como desarrollos de polinomios de Legendre:
U= GM/r[1-Σn≥2 (R/r)n {JnPn(cosӨ)+Σ1≤l≤n JnlPnl(cosӨ)cosl(λ- λnl)}]
donde G es la constante Gaussiana, M la masa de la Tierra, R el radio
ecuatorial medio terrestre; r, Ө y λ son la distancia, latitud y longitud
geocéntricas del satélite. Pn y Pnl son, respectivamente los polinomios y los
polinomios asociados de Legendre; los coeficientes Jn reciben el nombre de
armónicos zonales y los Jnl armónicos teserales. Los armónicos dan una idea
de la forma y la distribución de masas de la Tierra. Estos armónicos se pueden
obtener de dos formas diferentes: mediante medidas directas gravimétricas o,
la mayor parte, tras medidas experimentales de satélites en órbita terrestre,
analizando las fuerzas que actúan en el satélite y que permiten una órbita
determinada (algo complicado ya que puede haber varios campos de fuerza
que puedan permitir dicha órbita).
Los armónicos zonales Jn representan bandas de latitud, de ahí el nombre de
zonales, siendo el coeficiente J2 = 10-3 el de mayor magnitud, ya que los
siguientes son de orden 10-6 o inferiores. Cuando en la fórmula anterior l=n los
coeficientes Jll modelan bandas de longitud; la Tierra queda dividida en 2l
sectores y por eso a estos armónicos se les llama sectoriales. Al resto de
armónicos (l ≠ n) se les llama teserales.
El caso más aproximado para la distribución de masas de la Tierra se
considera el problema de un elipsoide de revolución achatado. Considerando el
problema con esta aproximación, los términos dependientes de la longitud λ
desaparecerían, y nos quedaría lo que se conoce como problema zonal (así,
sólo consideraríamos los términos Jn). Si además tenemos en cuenta que el
término J2 corresponde al achatamiento de la Tierra en los polos, nos
encontramos con el llamado problema principal del satélite artificial o “main
problem” si sólo consideramos este armónico zonal prescindiendo de todos los
demás.
La linealización de las ecuaciones del problema principal demuestra que de
entre todos los elementos orbitales, sólo el ángulo del nodo y el perigeo tienen
movimiento secular, mientras que los demás tienen variaciones periódicas.
- 31 -
Armónicos zonales
Armónicos sectoriales
Armónicos teserales
Rozamiento atmosférico
Junto con el achatamiento de la Tierra, el frenaje o rozamiento atmosférico
juega el papel más importante ante las perturbaciones que pueda sufrir un
satélite artificial en órbita terrestre, especialmente cuando la órbita es baja.
La causa del rozamiento es la densidad atmosférica, que reduce la velocidad
del satélite, además de inestabilizarlo en cualquiera de sus tres ejes. El cálculo
de la densidad es extremadamente complejo, ya que variará dependiendo de
cambios en el campo magnético terrestre y de la interacción solar en capas
más altas de la atmósfera. Para ello, se establecen varios modelos de estudio
tanto del campo magnético terrestre como modelos atmosféricos, modelos en
continuo estudio ya que los parámetros varían (aunque no en gran magnitud)
continuamente.
•
Modelos del campo magnético: los efectos en la variación magnética
terrestre están relacionados con la densidad atmosférica. Este efecto
puede aparecer de las siguientes maneras: (1) las partículas cargadas
causan ionización en las capas altas de la atmósfera, afectando a la
densidad y , por lo tanto, al rozamiento; (2) las cargas eléctricas de las
partículas pueden alterar las fuerzas atractivas que experimenta el
satélite; (3) la ionización interfiere las comunicaciones y seguimiento
(tracking) del satélite; (4) variaciones en el campo magnético pueden
provocar daños en subsistemas a bordo del satélite complicando las
maniobras de actitud de éste.
•
Modelos atmosféricos: en conjunto, los modelos atmosféricos son
estacionarios o variables con el tiempo. Los modelos estacionarios son
los más simples ya que se asume que todos los parámetros
atmosféricos permanecen constantes. La mayor dificultad se encuentra
- 32 en los parámetros dependientes del tiempo, por ejemplo, debemos
modelar:
1. Variaciones diurnas: estas variaciones ocurren todos los días
debidas a la rotación de la Tierra. Existen zonas en la atmósfera
mas calientes que otras dependiendo de la localización del Sol
en ese momento con respecto a la Tierra, variando de esta forma
su densidad. Por lo tanto, la densidad atmosférica dependerá de
la latitud, hora local y momento del año.
2. Ciclos de manchas solares: el Sol posee un ciclo total de 22 años
entre un máximo y un mínimo de manchas solares, de
aproximadamente 11 años cada uno. Estas variaciones alteran el
campo magnético solar y, por lo tanto, la radiación que irradia al
espacio exterior y que puede modificar la densidad atmosférica.
3. Atmósfera rotante: la atmósfera gira con la Tierra, creando
modificaciones temporales de densidad atmosférica.
4. Vientos: las condiciones climáticas y la presencia de vientos
atmosféricos causan variaciones en la temperatura, y, por lo
tanto, cambios en la densidad.
5. Variaciones en tormentas magnéticas: las fluctuaciones en el
campo magnético terrestre hace variar ligeramente la atmósfera,
pero el efecto puede ser mayor si aumenta la actividad
geomagnética.
6. Mareas: también causan pequeñas variaciones en la densidad de
la atmósfera.
Dependiendo de la elección de los parámetros a tomar en cuenta para el
estudio de la atmósfera, elegiremos un modelo atmosférico u otro para
computar las ecuaciones.
El frenaje atmosférico provoca un efecto de frenado aerodinámico incluso a
niveles de baja densidad, debido a la gran velocidad relativa del satélite con
respecto a las partículas de gas. La expresión más habitual para expresar
dicho rozamiento es la siguiente:
D = 1/2CDρV2A
- 33 siendo CD el coeficiente de frenaje, ρ la densidad, V la velocidad y A la
superficie de la sección del satélite normal al vector velocidad. Aunque se trata
de una expresión sencilla, la sección A varía con la altitud y cambia
continuamente en el caso de satélites no esféricos. Además, para la elección
de la densidad y del coeficiente de frenaje adecuado, debe elegirse y
modelarse un modelo de atmósfera acorde a la misión.
A partir de las ecuaciones linealizadas, se comprueba como el frenaje
atmosférico provoca una perturbación secular en el semieje mayor de la órbita,
que disminuye, y sobre la excentricidad que tiende a cero (más circular). Esto
puede aprovecharse para terminar con la vida de un satélite hasta que se
destruye en la atmósfera.
Presión de radiación solar
Al igual que el frenaje atmosférico, la presión por radiación solar es una
perturbación no conservativa que también puede afectar a los satélites
artificiales, sobre todo aquellos a grandes alturas.
Para su estudio es necesario un modelado preciso de los ciclos y variaciones
solares. Además, el satélite, durante su movimiento orbital, entrará en eclipse,
es decir, en el cono de sombra proyectado por la Tierra procedente de la luz
solar, lo que quiere decir que en estos momentos la presión fotónica cede. Los
fotones procedentes de la radiación solar poseen un cierto momento que al
incidir sobre la superficie exterior del satélite cambia. Este cambio de dirección
de velocidad puede provocar una fuerza adicional si la energía procedente del
fotón se refleja (el resto de energía se absorbe en forma de calor). Para el
cálculo de la presión que se ejerce sobre el satélite, debe evaluarse la sección
del satélite expuesta a la radiación solar, siendo esta presión proporcional al
área expuesta a los fotones incidentes. Así pues, esta perturbación puede ser
significativa para satélites de gran tamaño y poca masa.
- 34 -
1.6. Efectos orbitales en comunicaciones
Desplazamiento Doppler en satélites de comunicaciones
Cuando un satélite transmite en una frecuencia, ésta cambia de manera
proporcional a la velocidad relativa del transmisor con respecto a un receptor
(estación terrestre) en una posición fija. Desde una estación en Tierra se debe
estar prevenido de este efecto, ya que cuando el satélite se acerca, a principios
de cada paso del satélite, la frecuencia es más alta que cuando se aleja, al final
de cada paso del satélite.
(fR – fT)/ fT = ∆f/ fT = VT/vp
donde fR y fT son las frecuencias del receptor y del emisor respectivamente; VT
la velocidad del transmisor (satélite) y vp la velocidad de la luz en el vacío
(3x108 m/s).
El efecto Doppler es muy importante en satélites en órbita LEO, mientras que
es prácticamente insignificante en satélites en órbita GEO.
Eclipses
Un satélite estará en eclipse cuando esté en la sombra proyectada por la
Tierra debido a los rayos procedentes del Sol. Durante estos periodos de
eclipse, el satélite no recibe energía de su fuente principal, que son los paneles
solares, ya que al no recibir luz no se produce la conversión fotovoltaica de
energía lumínica a energía eléctrica hacia todos los subsistemas que lleva a
bordo el satélite. Por lo tanto se requerirá de una fuente secundaria de energía
para que el satélite siga operativo, siendo esta segunda fuente las baterías.
Esto puede reducir significativamente la disposición de energía primaria cuando
el satélite se acerca al final de su vida, y puede que se necesite desconectar
alguno de los transpondedores durante los tiempos de eclipse. Los tránsitos de
paso de entrada y salida de la sombra del eclipse provoca en el satélite
fluctuaciones de energía solar, que pueden ser peligrosos si los subsistemas
de a bordo no están correctamente diseñados para esos tránsitos dañinos,
además de crear tensiones térmicas en el satélite. Debido a todo esto, un fallo
- 35 en un subsistema fundamental para la comunicación con el satélite es algo más
probable que ocurra en los tiempos de eclipse que en cualquier otro punto de la
órbita.
Bloqueo por tránsito de Sol
Sucede cuando la Tierra al girar sobre su eje, coloca la antena de la estación
de seguimiento en línea directa con el Sol, y dado que se comporta como una
fuente de ruido, genera interferencia bloqueando el enlace totalmente, hasta
que pase la sombra del satélite.
El efecto es predecible y dichos bloqueos pueden durar un máximo de 10
minutos por varios días.
La estación terrena no puede hacer nada para evitar estos ruidos, sólo esperar
a que el Sol deje de estar en línea con la antena.
- 36 -
2. Subsistemas de un satélite
2.1. Introducción: diseño de un satélite
Para el diseño y construcción de un satélite artificial juega un papel
fundamental la misión que desempeñará durante su vida en el espacio. Cada
uno de los componentes que integran al satélite deben ser testados
previamente en tierra para asegurar su correcto funcionamiento en las
condiciones extremas del espacio exterior, además de resistir al momento del
lanzamiento.
En el diseño de un satélite podemos diferenciar dos partes básicas: la carga
útil y la plataforma. La primera es aquella que integra todos los instrumentos
que llevarán a cabo la misión: telescopios, antenas, sensores, etc. Para los
satélites de comunicaciones, la carga útil esta conformada por los
transpondedores. La plataforma es la estructura que permite el correcto
funcionamiento de todos los instrumentos y, por lo tanto, del satélite en su
conjunto.
La elección de un diseño u otro, además de la disposición de los instrumentos
en el satélite, dependerá también del tipo de estabilización que tendrá a lo largo
de su órbita. Los dos métodos principales de estabilización son:
•
Giro a lo largo de un eje (o estabilización por spin): el satélite gira
constantemente sobre su propio eje. Este movimiento giratorio
constante lo imposibilita para misiones como
fotografiar un objetivo
cada cierto tiempo. Además no puede dotarse de paneles solares que
permanezcan orientados hacia el Sol, por lo que las celdas solares se
encuentran
alrededor
de
su
cuerpo
y
tienen
que
estar
perpendicularmente sobre el ecuador para así recibir la mayor cantidad
de energía solar, lo que dificulta su construcción. Al mismo tiempo, este
tipo de estabilización es más sencillo y barato, facilita el control térmico
y reduce la dificultad del sistema de propulsión autónomo. En cuanto a
las comunicaciones con el satélite, podríamos encontrarnos, en un
principio, con el problema que la antena se encontraría girando con la
- 37 misma estructura, lo que requeriría una antena omnidireccional. En otro
caso, se fija la antena en el centro del satélite y el cuerpo de éste es el
que se encuentra girando. Con este cambio se logra mayor directividad
por parte del satélite.
•
Estabilización en los tres ejes: es el método más utilizado en la
actualidad, tratándose de un sistema de control de estabilidad en el cual
el cuerpo del satélite mantiene una orientación fija respecto a un
sistema de coordenadas local. Son ideales para la toma de imágenes o
para transmisiones hacia un punto determinado sin que sea necesaria
la instalación de antenas giratorias que cancelen el movimiento de
rotación de la plataforma. Esta estabilidad se consigue mediante
sistemas giroscópicos, como los volantes de inercia, o con sistemas de
propulsión muy precisos para cambios de orientación como pueden ser
pequeños motores o thrusters. La rueda de reacción da una respuesta
muy rápida en comparación con otros sistemas. La rueda rota de una
manera opuesta a los momentos aplicados externamente al satélite. De
la aplicación del teorema del momento cinético, la integral del torque
total aplicado en un periodo de tiempo producirá una variación del
momento angular total almacenado en el satélite, que ira a parar a la
rueda de reacción: dΩ/dt= T/I. Los thrusters son unos pequeños
conductos de reacción conectados a los tanques de combustible. La
expulsión de los gases de combustible permite redireccionar el satélite
en alguno de sus tres ejes.
De entre los subsistemas que integran a un satélite, podemos destacar los
relacionados
con
la
actitud
del
satélite,
los
subsistemas
de
comunicaciones, sistemas de energía, antenas o telemetría y comandos,
que se explican con más detalle a continuación.
- 38 -
2.2. Actitud y sistema de control de órbita (AOCS)
Este subsistema consiste en la utilización de elementos correctores, como
thrusters o volantes de inercia, para controlar la actitud del satélite y corregir la
órbita perturbada cuando fuerzas externas provocan torques en el satélite.
Es fundamental el conocimiento de estas fuentes externas que nos pueden
perturbar el control de actitud del satélite, para poder actuar de manera eficaz
en los elementos correctores del satélite que nos permita su estabilización.
•
Momentos aerodinámicos: la atmósfera superior creará una fuerza de
resistencia que, en general, producirá un momento perturbador sobre
el vehículo espacial debido a cualquier desviación entre el centro
aerodinámico de presiones y el centro de masas.
•
Momentos
por
gradiente-gravitatorio:
un
objeto
en
órbita
experimentará una atracción más fuerte sobre su lado "más inferior"
que su lado "superior". Esta atracción diferencial, si se aplica a un
cuerpo que tiene momentos principales de inercia desiguales, resulta
en un momento que tiende a rotar el objeto para alinear su eje largo
(momento de inercia mínimo) con la vertical local.
•
Momentos por presión de radiación solar: la presión de radiación
solar puede producir momentos perturbadores además de fuerzas,
que pueden requerir compensación por el sistema de control de
actitud. El momento por radiación solar es independiente de la
velocidad o la posición de vehículo espacial, existe mientras el
vehículo esté iluminado por la luz del Sol, y es siempre perpendicular
a la línea de sol. A la altitud de la órbita geoestacionaria, la presión
por radiación solar puede ser la fuente primaria de momentos
perturbadores.
•
Momentos magnéticos: la Tierra y los otros planetas tales como
Júpiter, que tienen un campo magnético considerable, ejercen otro
momento sobre el vehículo espacial en órbitas bajas.
- 39 •
Momentos perturbadores varios: además de los torques introducidos
por el entorno exterior del vehículo espacial, existe una variedad de
otras fuentes perturbadoras de la actitud, muchas de ellas generadas
por el vehículo espacial durante el transcurso de su operación:
antenas,
paneles
solares,
movimientos
de
instrumentos
de
exploración, brazos desplegables, etc.
Estos efectos deben evaluarse y corregirse, actuando sobre el elemento
corrector adecuado en cada momento para lograr la orientación del satélite. Es
también labor del AOCS la orientación de los paneles solares, que tienen que
estar mirando al Sol en todo momento, independientemente de la orientación
del satélite.
Dentro de la estabilidad del satélite, puede darse el caso de que el satélite en
órbita sea inestable, por lo que degenerará si es perturbado por cualquier
fuerza externa; si es marginalmente estable (no amortiguado), oscilará sobre
una posición de equilibrio; y si es estable (con el amortiguamiento externo o
interno), volverá a la posición de equilibrio después de que la oscilación
transitoria se extinga.
Además del problema de estabilización, hay un problema independiente de la
orientación, en el que el satélite debe apuntar en una dirección específica (para
mantener las antenas siempre apuntando a un punto fijo, para la exploración de
la Tierra, para fotografiar o estudiar objetos celestes, etc).
Para un satélite de estabilización en tres ejes, la secuencia de operaciones
para el apuntamiento activo sería la siguiente:
1. Detectar la orientación del satélite
2. Comparar con los ejes de referencia
3. Determinar los pares correctores
4. Corregir el apuntamiento actuando sobre los elementos correctores
instalados
Para detectar su orientación, el satélite utiliza varios sensores como sensores
de Sol, sensores magnéticos o de infrarrojos. El sensor de Sol es un dispositivo
fotovoltaico que produce una corriente eléctrica cuando se ilumina por la luz del
Sol. Así permite medir el ángulo entre la dirección del Sol y un eje de referencia
en el satélite con una gran precisión.
- 40 También puede utilizar detectores de infrarrojos en base a que la Tierra se ve
como un cuerpo negro a una temperatura de 255 K en torno a radiación de
fondo a 4 K con una precisión de centésimas de grados, conociendo de esta
manera la orientación de cualquiera de los tres ejes del satélite con respecto a
la Tierra.
Una vez medida la orientación sólo queda corregirla, si procede, actuando
sobre los elementos correctores.
2.3. Telemetría, seguimiento y comandos (TTC)
El sistema TTC es fundamental para las operaciones de comunicación con el
satélite. Este subsistema está integrado no sólo por el satélite (cuyos
principales componentes son el transmisor, el receptor y las antenas), sino
también por la estación de seguimiento y su personal. Las principales funciones
del TTC serán el control y la actitud del satélite, monitorizar el estado de todos
los sensores y subsistemas del satélite, así como activar o desactivar
componentes del sistema de comunicaciones. Las comunicaciones pueden
verse afectadas por cualquier otro subsistema que integra el satélite: actitud y
sistema de control de órbita (AOCS), estructura, radiación, sistemas de
energía, control térmico, etc. Por ello es necesaria una correcta unión entre el
subsistema
de
comunicaciones
y
todos
las
demás
para
cumplir
satisfactoriamente con la misión del satélite.
Aunque el TTC se puede considerar como un único subsistema de
comunicaciones, se deben distinguir las tres operaciones que lo integran:
telemetría, seguimiento y comandos.
Telemetría
El sistema de telemetría es la recogida de datos provenientes del satélite y que
se envían a la estación de seguimiento para su posterior decodificación y
comprobación. La instalación de varios sensores a bordo del satélite permitirá
la posterior monitorización, a través de los datos telemétricos que llegan a
tierra, de la presión en los tanques de combustible, el voltaje e intensidad en la
unidad de energía, la temperatura de los demás subsistemas, etc. Esto permite
- 41 controlar desde la estación terrestre no sólo el “estado de salud” del satélite,
sino también si su apuntamiento es el correcto. Un ejemplo de los datos
telemétricos que llegan a una estación de seguimiento puede ser el siguiente:
DOVE-1>TIME-1:
PHT:
uptime
is
025/11:34:13.
Time
is
Wed
Jul
06
01:34:51
1994
DOVE-1>TLM:
00:5A 01:58 02:8C 03:35 04:56 05:57 06:70 07:50 08:70 09:6C 0A:A2
0B:F0 0C:E8 0D:DB 0E:01 0F:25 10:DC 11:A9 12:00 13:44 14:C1 15:B0
16:76 17:74 18:76 19:74 1A:70 1B:36 1C:7B 1D:76 1E:DB 1F:67 20:D6
DOVE-1>TLM:
21:C7 22:76 23:18 24:13 25:28 26:02 27:00 28:00 29:79 2A:10 2B:00
2C:00 2D:5A 2E:55 2F:AA 30:D8 31:AC 32:00 33:00 34:C6 35:AC 36:B2
37:B3 38:CB
Son datos que comienzan por la cabecera “DOVE-1>TLM” (nombre del satélite
que envía los datos), acompañada de valores hexadecimales que componen
las tres líneas siguientes. Las dos primeras cifras de cada grupo (“xx:xx”)
indican en valor hexadecimal, el número digital de canal de datos, mientras que
las dos siguientes expresan su valor.
Es tarea del personal y del procesador de datos de la estación terrestre la
decodificación de esta telemetría para conocer el estado de los subsistemas
del satélite. La transformación de los datos a partir de los originales
anteriormente expuestos es el siguiente:
[00]
[01]
[02]
[03]
[04]
[05]
[06]
[07]
[08]
[09]
[10]
[11]
Rx E/F Audio (W) 2.21 V(p-p)
Rx E/F Audio (N) 2.16 V(p-p)
Mixer Bias V 1.43 Volts
Osc. Bias V 0.54 Volts
Rx A Audio (W) 2.12 V(p-p)
Rx A Audio (N) 2.14 V(p-p)
Rx A DISC 0.04 KHz
Rx A S Meter 80.00 Counts
Rx E/F DISC -1.48 KHz
Rx E/F S Meter 108.00 Counts
+5 Volt Bus 4.94 Volts
+5V Rx Current 24.00 mA
[29]
[30]
[31]
[32]
[33]
[34]
[35]
[36]
[37]
[38]
[39]
[40]
Battery 8 V 1.38 Volts
Array Voltage -8.56 Volts
+5V Bus 5.15 Volts
+8.5V Bus 8.97 Volts
+10V Bus 11.80 Volts
BCR Set Point 128.00 Counts
BCR Load Curr 80.42 mA
8.5V Bus Curr 26.88 mA
+5V Bus Curr 177.42 mA
-X Array Curr -6.45 mA
+X Array Curr -13.49 mA
-Y Array Curr -11.96 mA
- 42 [12]
[13]
[14]
[15]
[16]
[17]
[18]
[19]
[20]
[21]
[22]
[23]
[24]
[25]
[26]
[27]
[28]
+2.5V VREF 2.51 Volts
+8.5V Bus 8.56 Volts
IR Detector 1.00 Counts
LO Monitor I 1.37 mA
+10V Bus 11.17 Volts
GaAs FET Bias I 4.39 mA
Ground REF 0.00 Volts
+Z Array V 6.96 Volts
Rx Temp -15.73 Deg. C
+X (RX) Temp -5.45 Deg.C
Battery 1 V 1.39 Volts
Battery 2 V 1.39 Volts
Battery 3 V 1.38 Volts
Battery 4 V 1.38 Volts
Battery 5 V 1.41 Volts
Battery 6 V 1.63 Volts
Battery 7 V 1.39 Volts
[41]
[42]
[43]
[44]
[45]
[46]
[47]
[48]
[49]
[50]
[51]
[52]
[53]
[54]
[55]
[56]
+Y Array Curr 264.47 mA
-Z Array Curr 22.67 mA
+Z Array Curr -11.37 mA
Ext Power Curr -20.00 mA
BCR Input Curr 224.08 mA
BCR Output Curr 276.01 mA
Bat 1 Temp -1.82 Deg. C
Bat 2 Temp -29.65 Deg. C
Baseplate Temp -3.03 Deg. C
FM TX#1 RF Out 0.03 Watts
FM TX#2 RF Out -0.00 Watts
PSK TX HPA Temp -18.76 Deg. C
+Y Array Temp -3.03 Deg. C
RC PSK HPA Temp -6.66 Deg. C
RC PSK BP Temp -7.26 Deg. C
+Z Array Temp -21.79 Deg. C
DOVE-1 Satellite Telemetry Analysis By KD2BD
Los números entre corchetes representan los datos telemétricos recibidos en
cada canal. A la derecha del canal, se obtiene información como la
temperatura, voltaje y corriente de algunos subsistemas.
Sin embargo, no sólo los datos telemétricos son utilizados para conocer el
estado del satélite, sino también para la obtención de información de la
posición y velocidad del satélite en cualquier punto de su órbita. Para esta
tarea, los datos que se envían a la estación del seguimiento desde el satélite a
localizar son llamados Two Line Elements (TLEs).
TLEs:
Es un conjunto de dos líneas de elementos de 69 caracteres cada una que nos
dan información de la posición y velocidad del satélite, así como información
adicional como el número de órbita, la fecha de lanzamiento o el número de
identificación del satélite.
- 43 -
Las dos filas de elementos son datos orbitales medios generados atendiendo al
modelo orbital SGP4/SPD4. El modelo SGP4 se utiliza para objetos cercanos a
la Tierra con un periodo orbital menor de 225 minutos, mientras que SPD4 se
usa para objetos con un periodo orbital mayor de 225 minutos. De esta manera
el modelo SGP4/SPD4 consigue buenas predicciones en posición y velocidad.
Esta posición y velocidad a través del modelo orbital SGP4/SPD4 se obtiene
teniendo en cuenta un sistema geocéntrico ecuatorial, explicado anteriormente
en la sección 1.1. SGP4 tiene en cuenta los efectos seculares y periódicos del
frenaje atmosférico y las perturbaciones gravitacionales, mientras que SPD4
considera las perturbaciones solares y lunares, la presión de radiación solar y
el campo no uniforme gravitatorio terrestre.
Las siguientes tablas muestran la descripción de cada elemento que integra un
TLE:
Línea 0
Campo
Columna
0.0
01-24
Descripción
Nombre común del satélite
Línea 1
Campo Columna
Descripción
1.1
01
Número de línea (1)
1.2
03-07
Número de identificación del satélite
1.3
08
Clasificación Elset
1.4
10-11
Designación internacional (Últimos dos dígitos del año de
lanzamiento)
1.5
12-14
Designación internacional (Número de lanzamiento del año)
- 44 1.6
15-17
Designación internacional (Pieza de lanzamiento)
1.7
19-20
Época del año (Últimos dos dígitos del año)
1.8
21-32
Época (Día del año y parte fraccional del día)
1.9
34-43
Primera derivada del movimiento medio
1.10
45-52
Segunda derivada del movimiento medio (se asume el
punto decimal)
1.11
54-61
B* término de frenaje atmosférico (se assume el punto
decimal)
1.12
63
Tipo de efemérides
1.13
65-68
Número de elemento establecido (aditivo)
1.14
69
Checksum (Modulo 10)
(Letras, espacios en blanco, periodos, signos mas = 0;
signos menos = 1)
Línea 2
Campo Columna
Descripción
2.1
01
Número de línea (2)
2.2
03-07
Número del satélite
2.3
09-16
Inclinación [Grados]
2.4
18-25
Ascensión recta del nodo ascendente (RAAN) [Grados]
2.5
27-33
Excentricidad (se asume el punto decimal)
2.6
35-42
Argumento del Perigeo [Grados]
2.7
44-51
Anomalía media [Grados]
2.8
53-63
Movimiento Medio [Revoluciones por día]
2.9
64-68
Número de revoluciones [Revoluciones]
2.10
69
Checksum (Modulo 10)
La columna 1 de cada línea de un two-line element indica el número de esa
línea. El siguiente campo de cada línea (campos 1.2 y 2.2) indican el número
de identificación del satélite según el catálogo de satélites de NORAD. Para
que el two-line element sea válido, los campos 1.2 y 2.2 deben ser idénticos.
El campo 1.3 indica la clasificación de seguridad de los datos a disposición del
usuario. Datos que tendrán una “U” en su campo para indicar que
corresponden a datos sin clasificar.
El campo 1.9 representa la primera derivada del movimiento medio dividido por
dos con unidades de revoluciones por dia2, mientras que 1.10 es la segunda
derivada dividido por seis en revoluciones por dia3. Sin embargo, estos dos
- 45 campos no se usan con el modelo orbital SGP4/SPD4 (sólo con el modelo
simple SGP), y, por lo tanto, solemos encontrar sus campos en blanco
(caracteres a 0).
El campo 1.11 representa el llamado valor B* (Bestrella), que es un coeficiente de
rozamiento del tipo SGP4. En teoría de la aerodinámica, todo objeto posee un
coeficiente balístico, B, que es el producto de su coeficiente de rozamiento CD y
su área de sección transversal, A, dividido por su masa, m.
B = CD A/m
El coeficiente de balística representa cómo es de susceptible un objeto al
rozamiento (cuanto mayor es este valor, más susceptible). B* es un valor
ajustado de B utilizando el valor de referencia de la densidad atmosférica, ρo.
B* = B ρo/2
B* tiene unidades de (radios Tierra)-1.
Los campos 1.10 y 1.11 tienen un formato algo diferente a los otros campos.
En particular, utilizan una versión modificada de notación exponencial con un
punto decimal. Los seis primeros números de cada campo de las columnas
representan la mantisa y los dos últimos representan el exponente. Por
ejemplo, el valor -12345-6 corresponde a -0,12345 × 10-6. Cada uno de estos
dos campos puede estar en blanco, que corresponde a un valor de cero.
El campo 1.12 establece el tipo de efemérides, es decir, el modelo orbital. Para
el modelo SGP4/SPD4 se asigna un valor de 0.
La última columna de cada línea (campos 1.14 y 2.10) representan un módulo
de comprobación de los datos de la línea. Para calcular la suma de control,
sólo se tienen que sumar los valores de todos los números en cada línea
haciendo caso omiso de todas las letras, espacios, de los períodos, y signos
mas, asignando un valor de 1 para todos los signos menos. El checksum es el
último dígito de esa suma.
La línea 2 se compone principalmente de parámetros orbitales medios
calculados usando el modelo orbital SGP4/SPD4. La explicación de cada uno
de ellos se encuentra el la sección 1. En la excentricidad (campo 1.5), se
- 46 asume el punto decimal, es decir, que por ejemplo, un valor de 1234567
correspondería a una excentricidad de 0.1234567.
Atendiendo al modelo NORAD, una revolución empieza cuando el satélite se
encuentra en el nodo ascendente de su órbita, y una revolución es el período
entre dos sucesivos nodos ascendentes. En el momento del lanzamiento se
considera Rev = 0, mientras que Rev = 1 comienza cuando se alcanza el
primer nodo ascendente.
Seguimiento (tracking)
El seguimiento o tracking es la técnica de determinación de la órbita del
satélite así como su velocidad en cada punto. La velocidad y los sensores de
aceleración del satélite se pueden usar para conocer el cambio en la órbita
desde la última posición estudiada.
Para conocer con precisión la posición instantánea del satélite a lo largo de su
órbita, se debe tener en cuenta el efecto Doppler ya explicado en la sección
1.6. Para ello, las estaciones de seguimiento pueden enviar pulsos hacia el
satélite y medir el retraso con el que el pulso es recibido de nuevo a dicha
estación. Se debe tener en cuenta el retraso de propagación, o tiempo de
respuesta, de los transpondedores en el satélite, que debe ser conocido con
exactitud.
La utilización de varias estaciones de seguimiento situadas geográficamente
de manera estratégica, permite el envío de pulsos al satélite con el fin de medir
su posición con más exactitud, midiendo los ángulos mediante simple
trigonometría en la triangulación formada entre satélite y estaciones en tierra.
Figura 2.3.1 Medida de posición del satélite mediante triangulación
- 47 Con un software adecuado, la integración de las ecuaciones que describen la
órbita permiten la visualización, y por lo tanto el seguimiento, de un satélite a lo
largo de todos los puntos de su órbita.
El seguimiento de tierra es la línea imaginaria que une al satélite con el centro
de la Tierra, describiendo una trayectoria sobre la superficie terrestre en dos
dimensiones, como en la Figura 2.3.2.
Figura 2.3.2 Visualización de una órbita en 2D
- 48 -
Figura 2.3.3 Visualización de una órbita en 3D
Comandos
Un comando efectivo y seguro es vital para un lanzamiento con éxito, así como
sus operaciones de comunicación posteriores. El sistema de comandos se
utiliza para ejecutar cambios en la actitud del satélite, correcciones en la órbita
y controlar el sistema de comunicaciones en su conjunto. Durante el
lanzamiento se usa para el control de encendido del motor de la última etapa
para insertar al satélite en su órbita, o extender los paneles solares. Así pues,
el sistema de comandos se puede considerar como el sistema principal de
control para la mayoría de los satélites. Éstos reciben los comandos desde la
estación de seguimiento. Una vez el satélite ha recibido la señal, comienza un
proceso de reconocimiento: la señal es primeramente enviada a un receptor
para su demodulación y amplificación, obteniendo ahora un comando. Este
comando se decodifica y se determina su validez, es decir, si el comando
proviene de la fuente válida de comunicaciones. Si el sistema de comandos
ejecuta como válido el comando decodificado, éste pasa ahora por el llamado
subsistema lógico de comandos donde se determina la acción que se requiere
ejecutar acorde al comando. Finalmente, la instrucción final se pasa por el
circuito del subsistema apropiado (Figura 2.3.4).
- 49 El uso de comandos puede asegurar la vida de un satélite en su período activo
de misión. Si se detecta un fallo o fallos en algún subsistema que requiera de
una respuesta drástica, el satélite se activará en “modo seguro” desde la
estación en tierra. En ese momento el comando sólo activará los subsistemas
esenciales para ese momento en concreto, como pueden ser los de
comunicaciones con la estación y la reorientación de los paneles solares hacia
el Sol con sus caras perpendiculares a los rayos solares, asegurándose, de
esta manera, la captación de la mayor energía solar posible y poder cargar las
baterías en el tiempo en el que el satélite está en este “modo seguro”.
Figura 2.3.4 Sistema de comandos de un satélite
Así pues, el subsistema típico de telemetría, tracking y comandos (TTC) en su
conjunto tendría el siguiente esquema:
- 50 -
2.4. Subsistema de comunicaciones
El subsistema de comunicaciones es un aspecto muy importante a considerar
en el diseño de un satélite. Este subsistema trata los datos que son recibidos
desde el satélite a una estación en tierra. Esta transferencia de datos puede
realizarse mediante el uso de ondas de radio directamente hacia la estación de
tierra o bien a través de varios satélites para después transferirla a dicha
estación. Como se ha explicado en el apartado anterior, los principales tipos de
datos que se transfieren entre satélite y estación de seguimiento son los
telemétricos y los comandos, pudiendo llevar información de su posición,
velocidad, datos recogidos de la misión, estado de salud del satélite, etc. Los
principales componentes que integran el subsistema de comunicaciones son
- 51 los receptores, transmisores y antenas. Estos componentes están configurados
en el sistema de comunicaciones para ser redundantes, es decir, para
intensificar y repetir su información de modo que se evite, en lo posible,
pérdidas en la información provocadas por el ruido. La redundancia en
cualquier satélite es fundamental, ya que un fallo de sistema hace al satélite
inoperativo.
Selección de receptores y transmisores
El tamaño, tipo y ganancia del receptor, transmisor y antenas utilizadas
dependen, principalmente, de la misión para la que el satélite ha sido diseñado.
Los receptores y transmisores consisten en varias partes. El componente clave
en la recepción y transmisión de la señal son los transpondedores, que están
integrados principalmente por amplificadores, filtros y demoduladores. Los
amplificadores y filtros se suelen combinar en una única unidad.
Transpondedores:
Se encargan de la recepción y transmisión de datos. Las partes que integran
un transpondedor incluyen un filtro de paso-bandas, un convertidor de baja, y
un amplificador a la salida. El filtro de paso de banda se usa para seleccionar el
canal particular de banda o frecuencia. El convertidor de baja se utiliza para
cambiar la frecuencia de 6 GHz en la entrada a 4 GHz a la salida. La mayoría
de
los
sistemas
de
comunicaciones
poseen
varios
transpondedores,
normalmente de 12 a 44 para un satélite de alta capacidad. Las principales
amplitudes de banda para los transpondedores son 36, 54 y 72 MHz. Estas
amplitudes de banda estrechas se usan para evitar la intermodulación, es decir,
evitar una gran diferencia entre la señal que entra al equipo y la que sale del
mismo.
- 52 -
Figura 2.4.1 Esquema de composición de un transpondedor
Amplificadores:
La señal que es recibida por la antena del satélite se pasa a través de dos
amplificadores de bajo ruido (LNA) y recombinada a la salida. El uso de dos
LNA se usa para proporcionar redundancia. Los amplificadores de bajo ruido se
usan para minimizar el ruido que acompaña a la señal analizada.
Las señales que son enviadas desde el satélite requieren de esta
amplificación, ya que la señal de telemetría es muy pequeña y debe ser
amplificada antes de ser procesada para extraer los datos. Los amplificadores
de bajo ruido (LNA) son los que menos ruido añaden. Dentro de estos
amplificadores se suelen usar los llamados tubos de onda progresiva (TWTA) si
se requiere una alta potencia de salida, consiguiendo la amplificación a través
de la propagación a través de un cristal de rubí. El ruido en un TWTA depende
de la temperatura física del cristal, por lo que se suelen sumerger en baños
líquidos a baja temperatura. Para evitar fallos primarios y tener siempre
activado algún amplificador de alta potencia, se requiere de un amplificador por
cada transpondedor.
Si nos referimos al dispositivo amplificador en tierra (enlace ascendente), la
amplificación de la señal se produce en los llamados amplificadores de alta
potencia (HPA). Su objetivo es tomar una señal de radiofrecuencia de baja
potencia y llevarla a los niveles necesarios para alcanzar al satélite requerido.
- 53 Modulador/demodulador:
En el enlace ascendente, el modulador toma una señal de banda base
codificada y la lleva a un formato de radiofrecuencia compatible con la
transmisión de satélite. En el caso del enlace descendente la señal tratada es
demodulada
en
el
demodulador,
donde
se
lleva
a
un formato de
radiofrecuencia compatible para ser tratada en el decodificador.
La señal que se recibe se modula para obtener una serie de objetivos. Estos
objetivos incluyen la velocidad requerida para la obtención de datos, fijar la
señal dentro de un ancho de banda de frecuencia de radio (RF) disponible, así
como la obtención de la necesaria relación señal/ruido (SNR). Se pueden
utilizar varios tipos de modulación, de entre los que encontramos modulación
en amplitud (AM), modulación en fase (PM) y modulación en frecuencia (FM).
Se utilizará un tipo de modulación u otro dependiendo del resultado deseado.
La modulación en amplitud requiere de una alta relación SNR para alcanzar un
alto rendimiento, pero dicho rendimiento disminuye gradualmente conforme la
relación SNR se reduce. La FM y PM se reducen drásticamente conforme el
SNR disminuye pero puede operar a niveles más bajos de RF que el AM.
La modulación se realiza en la señal de amplificación para conseguir la salida
de señal deseada. La señal, una vez modulada, se transmite al codificador de
comandos y procesador.
Codificador/decodificador:
El objetivo del codificador será, en el enlace ascendente, transformar la señal
de banda base a una codificada en código binario que tratará posteriormente
los sistemas de recepción del satélite. Asi mismo, el decodificador, en el enlace
descendente, tratará una señal codificada a la salida del demodulador para
poder ser tratada en tierra.
Existen varios tipos de codificadores o decodificadores según la señal de
banda (TV, internet, datos). Para TV, en el uso de la codificación, es un sistema
de compresión de imágenes, mientras que será un descompresor de imágenes
en el caso de la decodificación. Para Internet, en ambos enlaces, es un
ruteador de IP y para datos es un equipo interfase entre señal de banda base y
señal codificada que entra al modulador para la codificación, mientras que es
- 54 un equipo interfase entre señal decodificada del modulador y la señal de banda
base a la salida del decodificador para la decodificación.
Convertidor:
•
Subida (enlace ascendente): toma una señal de radiofrecuencia de baja
frecuencia (70 o 140 MHz) y la lleva a los valores de frecuencia
necesarios para alcanzar el satélite requerido (6 o 14 GHz).
•
Bajada (enlace descendente): toma una señal de radiofrecuencia de alta
frecuencia (4 o 12 GHz) y la lleva a los valores de frecuencia necesarios
para su procesamiento en el demodulador (70 o 140 MHz).
Figura 2.4.2 Estación terrena transmisora (enlace ascendente)
Figura 2.4.3 Estación terrena receptora (enlace descendente)
- 55 Ruido:
Atendiendo a la fuente podemos hacer la siguiente clasificación de ruidos:
•
Térmico: generado por el movimiento de electrones debido a la
temperatura.
•
Impulsivo: generado por otras fuentes de tipo transitorio: arcos de
voltaje, relámpagos, encendido de motores, etc.
•
Interferencia: generada por otros sistemas similares a la misma
frecuencia.
El ruido del sistema es un aspecto importante a determinar dentro del
subsistema de comunicaciones. El objetivo es minimizar lo posible el ruido
presente generado por los dispositivos activos y pasivos que integran el
sistema de comunicaciones. Un método para tratar la minimización del ruido es
permitir sólo el paso de ancho de banda deseado a través de un filtro. Este
proceso de filtrado de todos los anchos de banda bloquea el exceso de señales
que pueden ser una fuente de ruido. A frecuencias de microondas, todos los
objetos con temperatura física mayor que 0 K generan ruido eléctrico en la
frecuencia del receptor. Una fuente adicional de ruido son las condiciones
atmosféricas por las que la señal tiene que atravesar, así como pérdidas en la
conexión entre antena y receptor o antena y amplificador. Todas estas pérdidas
se simplifican en un solo término llamado temperatura de ruido.
El ruido medido en términos de energía se expresa de la siguiente manera:
P = k Tr B
donde k = constante de Boltzmann = 1.38 x 10-23 J/K = -228.6 dBW/K/Hz; Tr =
temperatura de la fuente de ruido en Kelvins; B = ancho de banda de la medida
de energía del dispositivo en Herzios.
El término kTr es la densidad espectral del ruido, y es constante para todas las
radio frecuencias hasta 300 GHz.
Selección de antena:
El objetivo principal de selección de la antena es determinar el tipo y el tamaño
correcto necesario. En general, una antena más grande, tiene una mejor
ganancia y relación señal/ruido (SNR) que una de menor tamaño. La principal
limitación en el tamaño de antena son el peso y la potencia.
- 56 -
Aunque no es el único, un aspecto muy importante a la hora de la elección del
tipo de antena será la elección de cobertura. Por cobertura espacial puede
entenderse aquellos pasos del satélite en momentos dados a lo largo de su
órbita terrestre, en los que se podrá contactar con él desde la estación en
tierra. Una cobertura completa de 24 horas operando con un único satélite no
es posible, es decir, siempre habrá momentos de no contacto o GAPs, que se
deberán prever (para estos tiempos de no contacto el satélite deberá poseer un
sistema de almacenamiento temporal de datos), además de las limitaciones
físicas de la instrumentación (ángulo de apertura, potencia…).
Los principales tipos de cobertura son: cobertura de haz global, haz único de
cobertura, haz de cobertura múltiple y haces de cobertura polarizados
ortogonalmente. El haz de cobertura global intenta permitir el mayor acceso
posible a tierra en un momento dado. El haz único de cobertura se utiliza para
contactar con un área específica de la Tierra, siendo muy útil cuando se
contacta con una sola estación de seguimiento, permitiendo una alineación
entre antena y estación para producir la mayor ganancia posible.
El haz de cobertura múltiple se utiliza para contactar con varias estaciones al
mismo
tiempo,
mientras
que
los
haces
de
cobertura
polarizados
ortogonalmente permiten utilizar un mayor número de canales por los que el
satélite puede emitir.
Selección de la frecuencia:
La selección de frecuencia es la limitación de la banda de frecuencias que
estarán disponibles para el uso de un satélite en particular. La lista del rango de
frecuencias disponibles se muestra en la siguiente tabla:
- 57 Banda P (UHF)
200-400 Mhz.
Banda L
1530-2700 Mhz.
Banda S
2700-3500 Mhz.
Banda C
3700-4200 Mhz.
4400-4700 Mhz.
Banda X
7900-8400 Mhz.
Banda Ku1 (Banda PSS)
10.7-11.75 Ghz.
Banda Ku2 (Banda DBS)
11.75-12.5 Ghz.
Banda Ku3 (Banda Telecom)
12.5-12.75 Ghz.
Banda Ka
17.7-21.2 Ghz.
Banda K
27.5-31.0 Ghz.
1 Mhz.= 1000.000 Hz.
1 Ghz.= 1000.000.000 Hz.
Para facilitar el plan de frecuencia para una misión espacial, se divide el
planeta en tres regiones: la región 1 incluye Europa, África, Rusia, Mongolia y
sus satélites; la región 2 incluye América del Norte y del Sur con Groenlandia;
la región 3 la componen Asia, Australia y el Pacífico.
Conforme aumenta el número de satélites en el espacio, mayor es la utilización
de estas bandas de frecuencias para las comunicaciones, lo que podría
provocar algún problema, como interferencias en la señal.
De entre las frecuencias utilizadas vía satélite podemos distinguir ocho: P, L,
S, C, X, Ku, Ka y K. De entre ellas las más utilizadas por los satélites son la
banda L, la banda Ku y la Ka.
La banda L tiene frecuencias entre 1 y 2 GHz. Para este tipo de frecuencias
las antenas en tierra más convenientes son de tamaño pequeño y no requieren
un apuntamiento hacia el satélite. Esta banda no posee atenuación en la señal
debido a la lluvia, sin embargo la ionosfera provoca una fuente significativa de
degradación, ya que la señal de radiofrecuencia se divide en dos partes, la
directa y la reflejada. Además tiene como inconveniente que tiene poca
capacidad de transmisión de datos.
Una banda de frecuencias más elevadas, como pueden ser las bandas Ku y
Ka, permiten a los transmisores enviar más información por segundo. Esto se
consigue gracias a que la información se guarda en cierta parte de la onda: la
cresta, el valle, el principio o el fin. Sin embargo necesitan más potencia,
mayores antenas y equipos más caros.
Las frecuencias de portadora más comunes usadas para las comunicaciones
por satélite son las bandas 6/4 y 14/12 GHz. El primer número es la frecuencia
- 58 de subida (ascendente, estación terrena a transpondedor) y el segundo número
es la frecuencia de bajada (descendente, transpondedor a estación terrena).
Cálculo de potencias y atenuaciones:
Es el método de determinación de la energía y ruido que se recibirán en el
receptor de tierra. Este cálculo depende de factores como el tipo de
transpondedor disponible en el satélite, la alineación de la antena, la ganancia
de la antena, las pérdidas atmosféricas y los efectos del tiempo atmosférico en
la señal. La alineación de la antena se considera importante en este cálculo, ya
que la calidad de la señal disminuye conforme la antena se mueve alejándose
de dicha alineación. La alineación de la antena incluye la alineación de la
antena del satélite así como la de la estación de seguimiento.
La atmósfera también juega un papel importante en el cálculo de potencia y
atenuación, ya que es una fuente de ruido así como una reducción en la
energía de la señal. Las pérdidas atmosféricas se calculan para cielos
despejados. Si además se cuentan con malas condiciones climáticas, se
producen más pérdidas en la energía y más presencia de ruido de temperatura
en la señal recibida.
Para asegurar una comunicación lo más “limpia” posible, los cálculos se llevan
a cabo teniendo en cuenta las peores condiciones posibles. Las condiciones
que llevan a este peor caso incluyen el asumir que la estación terrestre está en
el límite de visibilidad, tener un ángulo de elevación bajo y las peores
condiciones climáticas posibles como lluvia. El efecto de tener la estación en el
límite de visibilidad es que se recibe una atenuación en la señal de unos 3 dB
con respecto a la posibilidad de que el satélite estuviese localizado en el centro
del área de cobertura. El efecto de un ángulo bajo de elevación es que la señal,
ante un cielo despejado, tendrá las mayores atenuaciones atmosféricas. La
presencia de lluvia u otras condiciones climáticas incrementarían la atenuación
de la señal.
- 59 -
Figura 2.4.4 Atenuación de la señal con estación en límite de visibilidad
Figura 2.3.5 Relación de la atenuación de señal con ángulo de elevación y
absorción atmosférica (banda 6/4 GHz)
2.5. Subsistema de energía
Otro de los subsistemas fundamentales de los satélites de comunicaciones es
la provisión energética. Esta provisión debe servir no sólo para el
mantenimiento de todos los demás subsistemas, sino también para mantener
operativos toda la instrumentación a bordo del satélite y, por lo tanto, poder
mantener un contacto constante desde la estación de seguimiento.
- 60 La fuente primaria de almacenamiento de energía en un satélite son los
paneles solares, que deben de disponer del mayor número posible de células
fotovoltaicas en un área limitada. De esta manera, la energía solar es
convertida en energía eléctrica.
Las células solares se colocan en estos paneles de dimensiones variables si la
estabilización es en tres ejes mientras que están pegadas a la estructura
exterior si el satélite gira en torno a un eje. El desgaste por la radiación solar
genera pérdidas más graves en los satélites estabilizados en tres ejes, ya que
los paneles reciben radiación constantemente. En cambio las células de los
satélites de estabilización axial reciben radiación el 50% del tiempo, debido a
que se mantienen girando continuamente.
Sin embargo en momentos como el lanzamiento o situaciones de eclipse, la
fuente primaria de almacenamiento de energía no está disponible, por lo que se
requiere de una segunda fuente. Esta otra alternativa de almacenamiento son
las baterías, cargadas poco antes del lanzamiento y que delimitan con su
capacidad la duración de la misión.
En casos más extremos, como misiones hacia planetas donde la luz del Sol
llega con menor intensidad o aquellas que precisan de una gran cantidad de
energía, no basta con las células fotovoltaicas, sino que se requiere de
reactores nucleares o generadores de radiosótopos.
Para un correcto funcionamiento y cumplimiento de la misión, se requiere de
una interconexión perfecta entre los diversos subsistemas integrados en un
satélite de comunicaciones:
- 61 -
3. Antenas de seguimiento
3.1. Consideraciones generales sobre antenas
Como antena se define aquel dispositivo de un sistema transmisor o receptor
diseñado específicamente para radiar o recibir ondas electromagnéticas. Son
una región de transición entre la zona donde existe una onda electromagnética
guiada y una onda en espacio libre, a la cual se le puede asignar un carácter
direccional.
La antena tendrá por misión radiar la potencia que se le suministra con las
características de direccionalidad adecuadas a la aplicación. En cada
aplicación se impondrán unos requisitos sobre la zona en la que se quiere
concentrar la energía, para así poder captar en algún punto del espacio la onda
radiada. Es por ello que las dos funciones básicas de una antena son:
transmitir y recibir, imponiendo en cada caso las condiciones particulares sobre
la direccionalidad de la antena, los niveles de potencia que se deben soportar,
las frecuencias de trabajo y otros parámetros. Las antenas también deben
dotar a la onda radiada de una polarización. La polarización de una onda es la
figura geométrica descrita, al transcurrir el tiempo, por el extremo del vector del
campo eléctrico en un punto fijo del espacio en el plano perpendicular a la
dirección de propagación. Una antena puede polarizarse en forma lineal (para
este caso encontramos la polarización horizontal o vertical), en forma elíptica o
circular.
- 62 Para el diseño de una antena se tendrán que tener en cuenta los siguientes
aspectos:
1. Gran ancho de banda: 4 GHz enlace descendente y 6 GHz ascendente.
2. Gran ganancia de la antena: iluminación casi uniforme y alta precisión
en la fabricación.
3. Mínima temperatura de ruido: para conseguir alta recepción.
4. Bajo nivel de radiación del lóbulo secundario: para minimizar la
recepción y transmisión de señales interferentes.
5. Alta pureza de polarización: evitar interferencias de señales de
polarización cruzada.
Cada aplicación y banda de frecuencia presentan características peculiares
que dan origen a diversos tipos de antenas.
3.2. Tipos de antenas
Una clasificación amplia de antenas, atendiendo a su aplicación y banda de
frecuencia es la siguiente:
•
Antenas de hilo: están construidas con hilos conductores que soportan
las corrientes que dan origen a los campos radiados. Este tipo de
antenas se utilizan para las bandas UHF, VHF y FM, motivo por el cual
se utilizarán para el contacto del satélite AO-51 (sección 4). Dentro de
las antenas de hilo se pueden encontrar los siguientes ejemplos:
monopolo vertical; dipolo (antena Yagi); la espira y la hélice.
Dipolo
•
Circular o cuadrada
Hélice
Antenas de apertura: en estas antenas la onda radiada se consigue a
partir de una distribución de campo soportada por la antena y se suelen
- 63 excitar por guías de onda. Son antenas de apertura las bocinas
(piramidales o cónicas), las aperturas sobre planos y ranuras sobre
planos conductores y las guías de onda. El uso de antenas de apertura
antes descritas haciendo de alimentador y de reflectores permite la
transmisión de señales a gran distancia. Una de las más utilizadas es la
antena parabólica usada como reflector.
Bocina cónica
•
Guía de onda
Bocina piramidal
Agrupaciones de antenas: lo componen un número de radiadores
idénticos ordenados regularmente y alimentados para obtener un
diagrama
de
radiación
predefinido.
Se
requieren
cuando
las
características de radiación no se pueden conseguir con un único
elemento.
Agrupación de aperturas
Array Yagi-Uda
Guía de ondas ranurada
3.3. Parámetros de una antena
•
Impedancia: es la relación entre la tensión y la corriente en sus
terminales de entrada. Condiciona las tensiones que hay que aplicar al
generador para obtener valores de corrientes en la antena y, en
consecuencia, una determinada potencia radiada. La impedancia de una
antena, Ze, se define como suma de una parte real Re(w) (resistencia de
- 64 la antena) y una parte imaginaria jXe(w) (reactancia de la antena),
dependientes de la frecuencia. La resistencia de entrada es la suma de
la resistencia de radiación Rr (pérdida neta de potencia hacia el espacio
debida a la radiación) y de pérdidas RΩ (pérdidas introducidas por los
conductores de la antena).
Ze = Re + jXe = (Rr + RΩ) + jXe
No toda la potencia liberada es radiada, por lo que se define eficiencia
de la antena, η, como la relación entre la potencia radiada y liberada:
η = Pradiada / Pliberada = Rr / Rr + RΩ
•
Intensidad de una radiación: capacidad de una antena para radiar en
una dirección del espacio, es decir, concentrar la energía radiante en
una dirección del espacio.
•
Diagrama
de
radiación:
es
una
representación
gráfica
de
las
propiedades de radiación de la antena, en función de las diferentes
direcciones del espacio. Una antena no radia del mismo modo en todas
direcciones, sino que dependerá de la geometría, tamaño o excitación.
Dependiendo de la utilidad que se le vaya a dar a una antena, interesará
que sea más o menos directiva, sectorial, etc. De ahí la importancia del
estudio de su diagrama de radiación.
Diagrama de radiación de un dipolo elemental
- 65 -
Diagrama de radiación de un dipolo elemental en polares y dos dimensiones
Se define lóbulo de radiación como la porción del diagrama delimitada
por regiones de menor radiación (nulos). Estos lóbulos son:
Lóbulo principal: aquel que contiene la dirección de máxima
radiación.
Lóbulos secundarios: todos aquellos distintos al principal. En
radiocomunicaciones, los lóbulos secundarios representan
radiaciones indeseadas que pueden dar lugar a interferencias con
otros sistemas.
Lóbulos laterales: los adyacentes al principal, que generalmente
son los más altos de todos los secundarios.
Lóbulo posterior: el que se encuentra en la dirección opuesta al
principal.
Destacar también como parámetros del diagrama de radiación:
Ancho del haz principal a -3 dB, BW -3dB : es el ancho del
lóbulo principal entre puntos de potencia mitad, en el plano
considerado.
Ancho del haz principal entre nulos, BWn : es el ancho del
lóbulo principal completo.
BWn ~ 2.25 BW -3dB
- 66 -
•
Directividad: la directividad, D, de una antena se define como la
relación entre la densidad de potencia radiada en una dirección a
una distancia, y la densidad de potencia que radiaría a la misma
distancia una antena isotrópica (antena que envía la potencia del
transmisor repartida por igual en todas direcciones) que radie la
misma potencia. Así pues, para una antena isotrópica la
directividad vale 1. Si no se especifica la dirección angular, se
sobreentiende que la directividad se refiere a la dirección de
máxima radiación.
D = 4Π / Ωe
donde Ωe se define como el ángulo sólido equivalente.
La directividad se puede obtener en general a partir del diagrama
de radiación de la antena.
Diagrama de radiación de una
antena isotrópica
Diagramas de radiación de antenas directivas
en la dirección x
- 67 -
•
Polarización: la polarización de una antena es la figura que traza
en función del tiempo, para una dirección determinada, el extremo
del vector del campo radiado y su sentido de giro, visto por un
observador situado sobre la antena. La antena receptora sólo es
capaz de captar la potencia contenida en la polarización del
campo coincidente con la suya propia.
En una polarización lineal el extremo del vector de campo
eléctrico se mueve a lo largo de una recta.
En una polarización circular el extremo del vector del campo
eléctrico se mueve a lo largo de una circunferencia.
En una polarización elíptica el extremo del vector del campo
eléctrico se mueve a lo largo de una elipse.
Polarización lineal Polarización circular Polarización elíptica
•
Ancho de banda: intervalo de frecuencias en las que la antena
está limitada a operar.
•
Adaptación: desde los terminales de la antena, el receptor se ve a
sí mismo como una impedancia de carga ZL = RL + jXL , mientras
- 68 que el receptor ve a la antena como un generador ideal de
tensión V e impedancia Za = Ra + jXa. La transferencia de
potencia será máxima cuando haya adaptación conjugada (ZL =
(Za)*).
•
Área y longitud efectiva: el área efectiva se define como la
relación entre la potencia recibida y la densidad de potencia
incidente en una antena:
Aef = Wr / Pi
La longitud efectiva es la relación entre la tensión inducida en el
circuito en bornes de la antena y la intensidad de campo
incidente:
Lef = Ve / Ei
3.4. Instalación de antenas
De entre la variedad de antenas que podemos encontrar en el mercado, se
comenta a continuación la instalación de dos de ellas: la antena HB9CV y la
antena yagi de tres elementos. Estos dos tipos de antenas son las adecuadas
para poder contactar con el satélite AO-51, como se explica en la sección 4.2.
Antena HB9CV (versión 28 MHz):
El travesaño o boom que sostiene los dos elementos y que recibe el mástil es
un tubo de aluminio de 32 mm de diámetro y 1,31 m de longitud, en cuyos
extremos, formando una H de ramas bien paralelas, están soldados dos tubos
de duraluminio de 28 mm de diámetro y 2 m de longitud, entallados en cada
uno de sus extremos por un corte de sierra longitudinal de unos 5 cm de largo.
Las ramas de la H se prolongan por cuatro tubos, también de duraluminio, de
24 mm de diámetro y 1,50 y 1,70 m de largo respectivamente, introducidos de
modo deslizable en la parte serrada de manera que las ramas, una vez
terminadas, miden respectivamente 4,86 y 5,28 m. En cuanto a la alimentación,
se realiza por medio de un gamma-match doble, constituido por hilo de cobre
de 2,5 mm bajo forro termoplástico que se conecta a 68 cm del centro a la
rama delantera y a 73 cm a la rama trasera. A este hilo se le da forma a mano
- 69 de modo que vaya paralelo a los elementos radiantes y después al boom, a
una distancia de 6 cm, atravesando el boom en su centro por un orificio de 10
mm. El ataque se hace por un cable de 75 o 50 ohms aplicado por el forro al
centro del director y por el alma al codo más próximo del gamma-match. Cuatro
collares de agua de diámetro apropiado permitirán bloquear en su sitio los
elementos deslizantes una vez que se ha alcanzado la longitud fijada.
Figura 3.4.1 Antena HB9CV
Antena Yagi de tres elementos:
Formada por tres elementos paralelos y coplanarios: directores, activos y
reflectores. Los elementos directores dirigen el campo eléctrico, los activos
radian el campo y los reflectores lo reflejan. Los elementos no activos
(directores y reflectores) se denominan parásitos.
La ganancia de una antena yagi está dada por:
G = 10 log n
donde n es el número de elementos de la antena.
El elemento de excitación (activo) es un dipolo plegado de media longitud de
onda, conectado directamente a la línea de transmisión. El reflector es una
barra recta de aluminio de una longitud, aproximadamente, 5% mayor que el
dipolo, y el director un 5% más corto que el elemento de excitación.
- 70 El espacio entre los elementos es, por lo general, entre 0.1 y 0.2 de longitud de
onda. Un ajuste adecuado entre el espaciado de estos elementos permite
obtener el ancho de banda deseado y una ganancia óptima.
Figura 3.4.2 Antena Yagi de tres elementos
4. Estudio del satélite AO-51
4.1 Satélite AO-51
En 1960 un grupo de radioaficionados de California (Estados Unidos), se
organiza creando la asociación OSCAR (Orbiting Satellite Carrying Amateur
Radio). Sólo cuatro años después del lanzamiento del Sputnik (el primer
satélite artificial lanzado al espacio), el 12 de Diciembre de 1961 se lanza el
primer satélite OSCAR de radioaficionados.
Uno de los proyectos OSCAR es el satélite AO-51, cuyo lanzamiento tuvo
lugar en el cosmódromo de Baikonur el día 29 de Junio de 2004. Es un satélite
que orbita la Tierra 14,5 veces al día en una órbita LEO y opera en el servicio
de radioaficionados; sus funciones y operación son similares a las usadas en
un repetidor terrestre tradicional en FM lo cual hace que se pueda utilizar
fácilmente con una mínima preparación.
- 71 En cuanto a su estructura, es un microsatélite de 10 Kg de masa en forma
cúbica, de 25 cm de arista. Cada una de sus seis caras está equipada con
paneles solares y su carga útil se distribuye en cinco bandejas apiladas de
aluminio.
Se utiliza un nuevo sistema de control de actitud del satélite. Se basa en las
propiedades de una “barra magnética”. La polaridad del imán y la fuerza de su
campo magnético son controladas en periodos de 15 segundos, con el fin de
interactuarlos con las líneas de fuerza del campo terrestre. Se posibilita así un
control de la actitud, permitiéndole incluso hacer girar el satélite sobre sí
mismo.
El enlace ascendente o uplink (el equivalente a la entrada del repetidor, o la
frecuencia donde el radioaficionado transmite) y el enlace descendente o
downlink (el equivalente a la salida del repetidor, o frecuencia donde el
radioaficionado recibe) están en bandas diferentes. De esta manera se puede
monitorear el downlink mientras se está transmitiendo hacia el satélite y revisar
su propia transmisión. Para transmitir y recibir en la misma banda al mismo
tiempo se necesitarían del uso de filtros que encarecerían el equipo.
Estos son los receptores y antenas que el satélite AO-51 lleva a bordo para las
operaciones de comunicaciones:
- 72 -
VHF Antenna
RX Cmd
LNA
RX
4-Way
Splitter
RX-1
BCR
BAT
IFC-1000 Flight Computer
5
BCR & Telemetry
4
Flight
Battery
Torquer
Electronics
EXP
UHF
SQTX-A
6
Top
Solar
Panel
RX-3
CPU
T
O
R
Q
U
E
R
CO
I
L
Digital
Voice
Recorder
Buffer
Amps
RX-2
Spin Rods
S-Band
Transmitter
L-Band
LNA/Mixer
UHF
SQTX-B
Switch
SQRX
Multiband
Receiver
TX
Antenna Hybrid
4-Element Turnstile
S-Band & L-Band
Antennas
Side
Solar
Panels
3
2
1
Bottom
Solar
Panel
Multiband
Antenna
Figura 4.1.1 Vista de dispositivos técnicos del AO-51
- 73 -
VHF
Rx
UHF
Tx
Multi-Band
Multi-Mode Rx
Switching
Matrix
6 Demoduladores
2
Moduladores
Figura 4.1.2 Diagrama del subsistema de comunicaciones del AO-51
Un ejemplo de su telemetría codificada sería la siguiente (actualizada el 11 de
Julio de 2004, 15:00z):
Utilizando un software de decodificación de telemetría, se obtendría la siguiente
información:
- 74 -
4.2 Contacto con AO-51 desde Zaragoza
Los modos de emisión serán estándar y simultáneos todos los días de la
semana, excepto los miércoles.
Modo analógico: FM 435.225 MHz downlink
145.920 MHz uplink FM + subtono 67
Pw de 1 a 12 W
Modo digital:
FM
435.150 MHz downlink
145.860 MHz uplink
Pw de 1 W
9600 bps, AX.25, protocolo PACSAT
Los indicativos del sistema digital del satélite son:
Broadcast: PACB-11
BBBS: pacb-12
En la práctica se tendrá que estar prevenido del efecto Doppler debido al
movimiento del satélite con respecto a la estación en tierra, en este caso
Zaragoza. A principios de cada paso del satélite (conocido como AOS o
adquisición de señal), la frecuencia aparecerá para el observador unos 10 kHz
- 75 por encima de la frecuencia de transmisión del AO-51 (435.235 MHz). Al final
de cada paso del satélite (conocido como LOS o pérdida de señal) el downlink
estará aproximadamente 10 kHz por debajo de la frecuencia del AO-51
(435.215 MHz). Este cambio de frecuencia es sólo aparente para la estación
receptora, por lo que la frecuencia de transmisión del satélite permanece
constante.
Generalmente no es necesario ajustar la frecuencia de subida y es posible
memorizar la frecuencia en el uplink con el subtono de 67 Hz, lo que ayuda a
una operación más cómoda.
El equipo necesario:
Para poder contactar con el AO-51 se necesita una antena que pueda recibir
FM en 70 cm y transmitir con 5 watts FM en 2 metros con un subtono de 67 Hz.
Por ejemplo se puede utilizar una radio handy bibanda o dos radios separados,
uno en cada banda. Preprogramar las memorias de radio puede facilitar la
operación de contacto ya que se corrige el efecto Doppler. Con el montaje de
un preamplificador de bajo ruido en el downlink se consiguen mejoras en la
recepción de la señal mejorando la calidad de la antena o cable coaxial. Una
antena que puede ayudar al contacto con el satélite AO-51 pueden ser una
HB9CV o una pequeña yagui de tres elementos.
De entre las estaciones típicas que podemos disponer para recibir en FM en
70 cm y transmitir FM en 2 metros serían las siguientes:
- 76 -
- 77 -
Recomendaciones para el contacto con el satélite :
•
Resintonía debido al efecto Doppler: en radios FM, programe cinco
memorias en pasos del 5 kHz para el downlink: 435.235, 435.225,
435.220, 435.215, 435.210. Al principio del paso escuchará en 435.235
MHz y a medida que transcurra el paso irá decreciendo la frecuencia.
•
Micrófono: el uso de audífonos con micrófono es necesario para evitar la
retroalimentación del audio dejándole una mano libre.
•
Orientación de la antena: busque una posición confortable si usa antena
de mano.
•
Azimut y elevación: asegurarse que no existen obstáculos hacia donde
hay que dirigir la antena durante el paso.
•
Registro de los QSOs (código utilizado por los radioaficionados del AO51 para establecer comunicados): un dispositivo de grabación digital tipo
MP3 puede ser bastante útil.
Cálculo de cobertura y ángulos de visión para el AO-51:
Para el estudio del satélite AO-51 y su contacto desde Zaragoza, se ha
dispuesto del programa de análisis de órbitas Satellite Tool Kit (STK). Este
programa es utilizado para cálculos de análisis de misión. Las actividades en el
campo del análisis de misión se centran en la definición preliminar de misiones
espaciales, así como en la determinación de perfiles óptimos de misión para
alcanzar un objetivo dado. En particular, el análisis de misión se dedica al
estudio de ventanas de lanzamiento, perfiles de ascenso y re-entrada, órbitas y
trayectorias espaciales, así como a la navegación, el guiado y el control de
sondas espaciales. STK dispone de la capacidad de desarrollo de algoritmos
específicos y de herramientas de software empleadas en este tipo de cálculos.
Los pasos a seguir en el programa son los siguientes:
1. Se selecciona el tipo de órbita del satélite: LEO (Low Earth Orbit):
- 78 -
2. Se introducen los parámetros orbitales del AO-51:
•
Semieje mayor: 7000 km
•
Excentricidad: 0.0084327
•
Inclinación: 98.3 grados
•
RAAN: 265.255 grados
•
Argumento del perigeo: 180.17 grados
- 79 -
3. Se introducen las coordenadas geográficas de la ciudad de Zaragoza:
4. Selección del periodo de cálculo en el informe de cobertura y ángulos de
visión ( 1 de Enero de 2009 a 31 Diciembre de 2009):
- 80 5. Obtención de informes con la tabla de resultados
Tras los pasos anteriores, se obtiene la visualización de la órbita del satélite en
dos y tres dimensiones:
- 81 -
El sistema de coordenadas seleccionado es el llamado True Of Date (TOD),
que considera un sistema geocéntrico ecuatorial para una órbita terrestre.
4.3 Tablas de resultados
Los datos obtenidos para el año 2009, tras la propagación de la órbita del
satélite AO-51 en el programa STK, dan como resultados que tanto los tiempos
de cobertura como los ángulos de visión, se repiten a lo largo del año en un
intervalo de unos seis días aproximadamente, con una diferencia de valores
mínima. Por esta razón, las tablas de resultados y las gráficas que a
continuación se exponen son las correspondientes a los seis primeros días del
año 2009, pudiendo extrapolarse para las fechas siguientes del año en dicho
intervalo.
•
Cobertura: cálculo del inicio y final de acceso de contacto del satélite
desde Zaragoza en hora UTCG, y su duración en segundos:
Access
1
2
3
4
5
Start Time (UTCG)
1 Jan 2009 08:42:16.286
1 Jan 2009 10:15:32.973
1 Jan 2009 11:53:43.758
1 Jan 2009 22:04:35.539
1 Jan 2009 23:39:53.514
Stop Time (UTCG)
1 Jan 2009 08:51:47.251
1 Jan 2009 10:29:09.202
1 Jan 2009 12:04:15.057
1 Jan 2009 22:14:34.507
1 Jan 2009 23:52:18.170
Duration (sec)
570,966
816
631
599
745
- 82 6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
2 Jan 2009 01:17:43.652
2 Jan 2009 09:00:02.028
2 Jan 2009 10:34:16.315
2 Jan 2009 12:13:44.029
2 Jan 2009 22:22:53.727
2 Jan 2009 23:58:43.593
3 Jan 2009 01:37:35.509
3 Jan 2009 09:18:01.626
3 Jan 2009 10:53:09.831
3 Jan 2009 12:34:35.289
3 Jan 2009 22:41:21.438
4 Jan 2009 00:17:38.283
4 Jan 2009 08:06:10.970
4 Jan 2009 09:36:12.855
4 Jan 2009 11:12:14.401
4 Jan 2009 21:27:06.684
4 Jan 2009 22:59:55.950
5 Jan 2009 00:36:38.403
5 Jan 2009 08:22:43.049
5 Jan 2009 09:54:34.583
5 Jan 2009 11:31:31.692
5 Jan 2009 21:44:13.748
5 Jan 2009 23:18:35.837
6 Jan 2009 00:55:45.783
6 Jan 2009 08:40:03.676
6 Jan 2009 10:13:06.258
6 Jan 2009 11:51:04.848
6 Jan 2009 22:02:10.430
6 Jan 2009 23:37:20.392
2 Jan 2009 01:24:53.787
2 Jan 2009 09:10:55.826
2 Jan 2009 10:47:51.693
2 Jan 2009 12:22:11.420
2 Jan 2009 22:34:01.925
3 Jan 2009 00:10:44.523
3 Jan 2009 01:41:45.894
3 Jan 2009 09:29:57.023
3 Jan 2009 11:06:29.657
3 Jan 2009 12:39:23.689
3 Jan 2009 22:53:14.041
4 Jan 2009 00:29:00.463
4 Jan 2009 08:09:28.828
4 Jan 2009 09:48:52.813
4 Jan 2009 11:25:02.232
4 Jan 2009 21:30:54.798
4 Jan 2009 23:12:13.742
5 Jan 2009 00:47:04.978
5 Jan 2009 08:29:35.842
5 Jan 2009 10:07:44.120
5 Jan 2009 11:43:27.860
5 Jan 2009 21:51:47.115
5 Jan 2009 23:31:02.511
6 Jan 2009 01:04:56.010
6 Jan 2009 08:49:01.314
6 Jan 2009 10:26:31.314
6 Jan 2009 12:01:43.609
6 Jan 2009 22:11:43.284
6 Jan 2009 23:49:41.061
430
654
815
507
668
720,93
250,385
715
800
288
713
682
198
760
768
228
738
627
413
790
716,168
453,367
747
550
538
805
639
573
741
- 83 -
Gráfica de accesos desde el programa STK
Gráfica de accesos desde el programa Excel
•
Ángulos de visión: apuntamiento de la antena en azimut y elevación
(grados) desde las coordenadas geográficas de Zaragoza:
- 84 -
Time (UTCG)
1 Jan 2009 08:42:16.286
1 Jan 2009 08:43:16.000
1 Jan 2009 08:44:16.000
1 Jan 2009 08:45:16.000
1 Jan 2009 08:46:16.000
1 Jan 2009 08:47:16.000
1 Jan 2009 08:48:16.000
1 Jan 2009 08:49:16.000
1 Jan 2009 08:50:16.000
1 Jan 2009 08:51:16.000
1 Jan 2009 08:51:47.251
1 Jan 2009 10:15:32.973
1 Jan 2009 10:16:32.000
1 Jan 2009 10:17:32.000
1 Jan 2009 10:18:32.000
1 Jan 2009 10:19:32.000
1 Jan 2009 10:20:32.000
1 Jan 2009 10:21:32.000
1 Jan 2009 10:22:32.000
1 Jan 2009 10:23:32.000
1 Jan 2009 10:24:32.000
1 Jan 2009 10:25:32.000
1 Jan 2009 10:26:32.000
1 Jan 2009 10:27:32.000
1 Jan 2009 10:28:32.000
1 Jan 2009 10:29:09.202
1 Jan 2009 11:53:43.758
1 Jan 2009 11:54:43.000
1 Jan 2009 11:55:43.000
1 Jan 2009 11:56:43.000
1 Jan 2009 11:57:43.000
1 Jan 2009 11:58:43.000
1 Jan 2009 11:59:43.000
1 Jan 2009 12:00:43.000
1 Jan 2009 12:01:43.000
1 Jan 2009 12:02:43.000
1 Jan 2009 12:03:43.000
1 Jan 2009 12:04:15.057
1 Jan 2009 22:04:35.539
1 Jan 2009 22:05:35.000
1 Jan 2009 22:06:35.000
1 Jan 2009 22:07:35.000
1 Jan 2009 22:08:35.000
1 Jan 2009 22:09:35.000
1 Jan 2009 22:10:35.000
1 Jan 2009 22:11:35.000
1 Jan 2009 22:12:35.000
1 Jan 2009 22:13:35.000
Azimuth (deg) Elevation (deg)
103,701
0
96,931
2,522
88,708
4,89
78,96
6,865
67,87
8,145
56,036
8,456
44,358
7,712
33,67
6,081
24,437
3,867
16,733
1,357
13,278
0
161,035
0
160,615
3,906
159,989
8,65
159
14,683
157,267
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20,076
11,05
4,967
0,686
358,454
192,6
196,306
201,261
208,132
218,066
232,724
253,152
276,436
296,428
310,654
320,32
327,059
331,973
335,055
64,833
74,082
83,894
93,726
101,424
18,765
20,945
23,984
28,538
36,233
51,62
86,207
132,328
156,834
167,936
173,909
177,617
180,157
180,797
354,036
348,397
0,729
0,258
0
0
3,618
7,805
12,681
18,326
24,272
28,488
27,989
23,148
17,061
11,456
6,648
2,515
0
0
3,586
7,68
12,398
17,777
23,334
27,262
27
22,721
17,054
11,674
6,981
2,914
0
0
0,795
1,046
0,698
0
0
3,834
8,514
14,502
22,729
34,364
45,91
41,556
28,353
18,118
10,922
5,533
1,205
0
0
3,189
- 89 5 Jan 2009 00:38:38.000
5 Jan 2009 00:39:38.000
5 Jan 2009 00:40:38.000
5 Jan 2009 00:41:38.000
5 Jan 2009 00:42:38.000
5 Jan 2009 00:43:38.000
5 Jan 2009 00:44:38.000
5 Jan 2009 00:45:38.000
5 Jan 2009 00:46:38.000
5 Jan 2009 00:47:04.978
5 Jan 2009 08:22:43.049
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5 Jan 2009 08:24:43.000
5 Jan 2009 08:25:43.000
5 Jan 2009 08:26:43.000
5 Jan 2009 08:27:43.000
5 Jan 2009 08:28:43.000
5 Jan 2009 08:29:35.842
5 Jan 2009 09:54:34.583
5 Jan 2009 09:55:34.000
5 Jan 2009 09:56:34.000
5 Jan 2009 09:57:34.000
5 Jan 2009 09:58:34.000
5 Jan 2009 09:59:34.000
5 Jan 2009 10:00:34.000
5 Jan 2009 10:01:34.000
5 Jan 2009 10:02:34.000
5 Jan 2009 10:03:34.000
5 Jan 2009 10:04:34.000
5 Jan 2009 10:05:34.000
5 Jan 2009 10:06:34.000
5 Jan 2009 10:07:34.000
5 Jan 2009 10:07:44.120
5 Jan 2009 11:31:31.692
5 Jan 2009 11:32:31.000
5 Jan 2009 11:33:31.000
5 Jan 2009 11:34:31.000
5 Jan 2009 11:35:31.000
5 Jan 2009 11:36:31.000
5 Jan 2009 11:37:31.000
5 Jan 2009 11:38:31.000
5 Jan 2009 11:39:31.000
5 Jan 2009 11:40:31.000
5 Jan 2009 11:41:31.000
5 Jan 2009 11:42:31.000
5 Jan 2009 11:43:27.860
5 Jan 2009 21:44:13.748
5 Jan 2009 21:45:13.000
5 Jan 2009 21:46:13.000
5 Jan 2009 21:47:13.000
5 Jan 2009 21:48:13.000
5 Jan 2009 21:49:13.000
340,883
330,86
317,784
301,962
285,243
270,148
258,031
248,826
241,898
239,351
85,886
77,876
68,846
59,062
48,983
39,162
30,076
22,906
148,711
146,658
143,773
139,491
132,574
120,122
95,799
58,021
28,398
12,972
4,739
359,841
356,658
354,455
354,15
204,124
209,127
215,638
224,177
235,404
249,682
266,262
282,938
297,439
308,911
317,671
324,375
329,362
48,214
56,435
66,107
76,963
88,502
99,972
6,576
9,969
12,888
14,484
14,031
11,714
8,413
4,88
1,465
0
0
1,708
2,986
3,667
3,637
2,894
1,549
0
0
3,823
8,367
13,97
21,223
30,733
40,961
43,064
34,014
23,716
15,693
9,58
4,707
0,63
0
0
3,232
6,748
10,447
14,058
16,921
18,072
16,967
14,102
10,451
6,699
3,137
0
0
1,977
3,625
4,689
4,966
4,385
- 90 5 Jan 2009 21:50:13.000
5 Jan 2009 21:51:13.000
5 Jan 2009 21:51:47.115
5 Jan 2009 23:18:35.837
5 Jan 2009 23:19:35.000
5 Jan 2009 23:20:35.000
5 Jan 2009 23:21:35.000
5 Jan 2009 23:22:35.000
5 Jan 2009 23:23:35.000
5 Jan 2009 23:24:35.000
5 Jan 2009 23:25:35.000
5 Jan 2009 23:26:35.000
5 Jan 2009 23:27:35.000
5 Jan 2009 23:28:35.000
5 Jan 2009 23:29:35.000
5 Jan 2009 23:30:35.000
5 Jan 2009 23:31:02.511
6 Jan 2009 00:55:45.783
6 Jan 2009 00:56:45.000
6 Jan 2009 00:57:45.000
6 Jan 2009 00:58:45.000
6 Jan 2009 00:59:45.000
6 Jan 2009 01:00:45.000
6 Jan 2009 01:01:45.000
6 Jan 2009 01:02:45.000
6 Jan 2009 01:03:45.000
6 Jan 2009 01:04:45.000
6 Jan 2009 01:04:56.010
6 Jan 2009 08:40:03.676
6 Jan 2009 08:41:03.000
6 Jan 2009 08:42:03.000
6 Jan 2009 08:43:03.000
6 Jan 2009 08:44:03.000
6 Jan 2009 08:45:03.000
6 Jan 2009 08:46:03.000
6 Jan 2009 08:47:03.000
6 Jan 2009 08:48:03.000
6 Jan 2009 08:49:01.314
6 Jan 2009 10:13:06.258
6 Jan 2009 10:14:06.000
6 Jan 2009 10:15:06.000
6 Jan 2009 10:16:06.000
6 Jan 2009 10:17:06.000
6 Jan 2009 10:18:06.000
6 Jan 2009 10:19:06.000
6 Jan 2009 10:20:06.000
6 Jan 2009 10:21:06.000
6 Jan 2009 10:22:06.000
6 Jan 2009 10:23:06.000
6 Jan 2009 10:24:06.000
6 Jan 2009 10:25:06.000
6 Jan 2009 10:26:06.000
110,645
120,069
124,813
13,944
14,566
15,37
16,511
18,427
22,825
47,346
173,389
185,299
188,507
190,053
190,996
191,651
191,893
348,188
341,3
332,545
321,764
309,143
295,558
282,38
270,753
261,132
253,41
252,174
100,616
93,579
85,07
75,137
64,06
52,489
41,272
31,12
22,381
15,261
159,012
158,307
157,285
155,698
152,949
147,213
129,695
52,7
8,355
358,216
354,193
352,112
350,885
350,108
3,056
1,202
0
0
3,946
8,834
15,3
24,882
41,404
71,497
60,658
34,677
20,773
12,331
6,418
1,827
0
0
2,691
5,301
7,516
8,915
9,098
7,99
5,907
3,301
0,515
0
0
2,362
4,524
6,23
7,2
7,224
6,285
4,575
2,376
0
0
3,941
8,68
14,714
23,066
35,858
56,215
68,059
46,325
29,29
18,674
11,443
6,02
1,639
- 91 6 Jan 2009 10:26:31.314
6 Jan 2009 11:51:04.848
6 Jan 2009 11:52:04.000
6 Jan 2009 11:53:04.000
6 Jan 2009 11:54:04.000
6 Jan 2009 11:55:04.000
6 Jan 2009 11:56:04.000
6 Jan 2009 11:57:04.000
6 Jan 2009 11:58:04.000
6 Jan 2009 11:59:04.000
6 Jan 2009 12:00:04.000
6 Jan 2009 12:01:04.000
6 Jan 2009 12:01:43.609
6 Jan 2009 22:02:10.430
6 Jan 2009 22:03:10.000
6 Jan 2009 22:04:10.000
6 Jan 2009 22:05:10.000
6 Jan 2009 22:06:10.000
6 Jan 2009 22:07:10.000
6 Jan 2009 22:08:10.000
6 Jan 2009 22:09:10.000
6 Jan 2009 22:10:10.000
6 Jan 2009 22:11:10.000
6 Jan 2009 22:11:43.284
6 Jan 2009 23:37:20.392
6 Jan 2009 23:38:20.000
6 Jan 2009 23:39:20.000
6 Jan 2009 23:40:20.000
6 Jan 2009 23:41:20.000
6 Jan 2009 23:42:20.000
6 Jan 2009 23:43:20.000
6 Jan 2009 23:44:20.000
6 Jan 2009 23:45:20.000
6 Jan 2009 23:46:20.000
6 Jan 2009 23:47:20.000
6 Jan 2009 23:48:20.000
6 Jan 2009 23:49:20.000
6 Jan 2009 23:49:41.061
349,867
216,788
223,025
230,814
240,365
251,762
264,622
277,973
290,605
301,658
310,87
318,391
322,575
38,625
45,643
54,438
65,264
78,06
92,07
105,924
118,333
128,697
137,056
140,947
9,296
8,336
6,849
4,387
359,766
348,787
309,179
238,655
217,259
210,015
206,532
204,514
203,208
202,854
0
0
2,758
5,538
8,114
10,154
11,235
11,051
9,65
7,392
4,697
1,864
0
0
2,714
5,385
7,741
9,366
9,815
8,919
6,946
4,367
1,566
0
0
3,972
8,846
15,25
24,565
39,648
59,956
51,28
31,577
19,347
11,491
5,836
1,379
0
- 92 -
4.4 Conclusiones
Momento de contacto del satélite AO-51 desde Zaragoza
- 93 -
Cobertura
Fecha
Mínima
Máxima
2 Julio 2009
00:01:39.806
17 Noviembre 2009
03:06:06.485
Azimut Elevación
(grados) (grados)
12,605
0
313,061
Total
0
Segundos
13,412
829,451
1284732,23
Desde la ciudad de Zaragoza se tiene posibilidad de contacto con el satélite
AO-51 durante el año 2009 un total de 1284732,23 segundos, que equivalen a
14,869 días.
5. Europa y el espacio
La puerta de acceso al espacio del continente europeo es la Agencia Espacial
Europea (ESA). Su misión consiste en configurar el desarrollo de la capacidad
espacial europea y garantizar que la inversión en actividades espaciales siga
dando beneficios a los ciudadanos de Europa.
Los proyectos de la ESA se diseñan con el fin de conocer más a fondo la
Tierra, el entorno espacial que la rodea, el Sistema Solar y el Universo, así
como para desarrollar tecnologías y servicios basados en satélites y fomentar
la industria europea. La ESA también trabaja en estrecha colaboración con
organizaciones espaciales no europeas, de modo que toda la humanidad
pueda beneficiarse de las ventajas del espacio.
La ESA está compuesta por 17 estados miembros, que son: Alemania, Austria,
Bélgica, Dinamarca, España, Finlandia, Francia, Grecia, Irlanda, Italia,
Luxemburgo, Noruega, Países Bajos, Portugal, Reino Unido, Suecia y Suiza.
Canadá y Hungría tienen un estatus especial y participan en algunos proyectos
conforme a un acuerdo de cooperación.
No todos los países miembros de la Unión Europea son miembros de la ESA y
viceversa. La ESA es una organización totalmente independiente, aunque
mantiene lazos estrechos con la UE, mediante un Tratado Marco ESA/UE. Las
- 94 dos organizaciones comparten una estrategia europea para el espacio, y están
desarrollando una política espacial conjunta.
5.1 España y la Agencia Espacial Europea (ESA)
Cuando la Agencia Europea del Espacio (ESA) manda una nave a Marte, a
Venus o la luna Titán; cuando lanza un nuevo telescopio espacial para
desentrañar los misterios del cosmos, también es mérito de decenas de
científicos e ingenieros españoles. Las empresas y centros de investigación
españoles tienen una implicación cada vez más profunda en las misiones de la
ESA. Esa implicación redunda en enriquecimiento científico y tecnológico, lo
que a su vez hace posible una relación aún más estrecha con la Agencia: un
ciclo en el que todos ganan.
En términos económicos, España contribuye una cantidad al presupuesto
obligatorio de la ESA en función de su Producto Nacional Bruto, como todos los
Estados Miembros de la Agencia. En el presupuesto obligatorio se incluyen
todas las misiones de la División de Ciencia, como Mars Express, los
telescopios espaciales Integral o XMM, y desarrollos tecnológicos básicos y
estudios generales, entre otras actividades.
Además, España participa en los programas opcionales de la Agencia (por
ejemplo Galileo, la Estación Espacial Internacional o los satélites de
Observación de la Tierra ) en función de sus intereses.
Las contribuciones obligatoria y opcional de España vuelven en forma de
contratos para la industria española. Para la comunidad científica, esta
participación supone la posibilidad de investigar con la más avanzada
tecnología espacial.
ATV
El ATV ha sido desarrollado por más de treinta compañías de diez países
europeos, junto con otras ocho de Rusia y Estados Unidos. Está dotado de
cuatro motores principales, a los cuales se añaden 28 propulsores de control
de orientación. El ATV controlará, tras el amarre, la orientación de la Estación
- 95 Espacial Internacional y podrá utilizarse para desaturar los volantes de inercia
del sistema de estabilización de la estación y corregir la órbita del conjunto para
compensar las pérdidas de altitud debidas a la atmósfera residual, e incluso
efectuar maniobras de desvío de desechos espaciales.
España participa con un 5% en el programa ATV. Ocho compañías de
ProEspacio han entregado una gran variedad de elementos. El suministro de
los procesadores de comunicaciones para el enlace de proximidad es de EADS
Astrium Crisa; el software de dinámica de vuelo, de GMV; los estudios y
análisis, de RAMS de IBERESPACIO; las antenas de comunicaciones, de
RYMSA; los transpondedores para las comunicaciones de enlace de
proximidad y TDRSS y el equipamiento electrónico, de Thales Alenia Space
España; el software de vuelo y de atraque automático ha sido desarrollado por
GTD; el aprovisionamiento y calificación de componentes eléctricos y
electrónicos, por Alter Technology Group Spain; y finalmente las estructuras del
vehículo y el sistema de separación han sido producidos por EADS CASA
Espacio. También han participado INDRA, TAS-E, y TECNOLÓGICA.
Entre todas han conseguido contratos por un valor de 110 millones de euros.
En particular, 90 millones de euros corresponden al desarrollo y fabricación de
las dos primeras unidades del vehículo de los siete que están previstos, 10
millones de Euros a la participación de la industria española en las
adaptaciones realizadas en el lanzador Ariane 5 necesarias para su
lanzamiento y otros 10 millones de euros para la adaptación del segmento
terreno (tanto para el propio lanzamiento como para el posterior seguimiento y
control de la misión).
El Centro para el Desarrollo Tecnológico Industrial (CDTI), como representante
español en la Agencia Espacial Europea (ESA), ha financiado la participación
de la industria española en este proyecto.
Rosetta
Rosetta fue lanzada el 2 de Marzo de 2004 con destino al cometa
67P/Churyumov-Gerasimenko, al que llegará en el año 2014. Se trata de la
- 96 primera nave jamás diseñada para aterrizar en un cometa, y estudiarlo
mientras se aproxima al Sol y desarrolla la cabellera propia de estos objetos.
Los astrónomos consideran a los cometas “fósiles” de cuando el Sistema Solar
aún estaba en formación, hace unos de 5.000 millones de años. Mientras que
los planetas han sufrido muchos cambios químicos desde su formación, los
cometas han permanecido inalterados, y contienen por tanto información clave
para entender el origen y la evolución del Sistema Solar. Además, los cometas
podrían haber jugado un papel importante en el desarrollo de la vida en la
Tierra.
La participación de España en Rosetta es importante. En dos de los 11
instrumentos científicos de Rosetta, OSIRIS y GIADA, participan organismos
científicos españoles. OSIRIS estudia con alta resolución el núcleo del cometa
y el gas y el polvo a su alrededor; el Instituto de Astrofísica de Andalucía (IAA),
del Consejo Superior de Investigaciones Científicas (CSIC), ha fabricado el
panel de control de este instrumento, con la ayuda de grupos del INTA y de la
Universidad Politécnica de Madrid. GIADA analizará el polvo cometario, con
tres tipos de sensores que medirán la masa, velocidad, momento y flujo de las
partículas; el IAA es responsable de la electrónica del instrumento. Estas
actividades contaron con una financiación adicional del Plan Nacional cercana
a los 6,5 millones de euros entre 1996-2003.
En cuanto a la participación industrial, la empresa Deimos Space se ha
ocupado de definir la trayectoria de Rosetta. Fue un desarrollo muy complejo
no sólo por lo innovador de la misión, sino también porque debido a problemas
con el cohete la fecha prevista de lanzamiento se postergó y hubo que buscar
otro cometa-objetivo: la trayectoria de la sonda hubo de ser modificada.
La empresa GMV se ocupa de “afinar” la trayectoria de Rosetta, así como de la
navegación tras el encuentro con el cometa, entre otras tareas.
Además, EADS CASA participa en las antenas del satélite; Alcatel Espacio, en
las unidades de interfaz de aviónica, la distribución de radiofrecuencia y en la
electrónica de los mecanismos del panel solar; Crisa, en la electrónica de la
cámara
de
navegación;
SENER,
en
los
mástiles
desplegables
para
- 97 experimentos
y
en
los
radiadores
térmicos;
y
Tecnológica,
en
el
aprovisionamiento centralizado de componentes.
Rosetta ha sido construida por un consorcio de más de 50 empresas de 14
países europeos, lideradas por Astrium Gmbh, con un coste de la misión de
unos 700 millones de euros. España ha aportado el 7% de esta cantidad - casi
50 millones de euros -, que es el porcentaje en que contribuye al presupuesto
del Programa Científico de la ESA.
Mars Express
La primera misión europea a Marte fue lanzada el 2 de Junio de 2003 y entró
en órbita del planeta rojo en Navidad de 2003.
Varias empresas españolas participan en Mars Express. La antena de alta
ganancia, con la que se envían a Tierra los datos obtenidos, ha sido construida
por la compañía española EADS-CASA ESPACIO, que también ayudó a
adaptar el lanzador ruso Soyuz para el lanzamiento de Mars Express. Además,
ALCATEL ESPACIO y CRISA han aportado varios componentes electrónicos
de los instrumentos de navegación. Y un equipo de la compañía GMV trabajó
en el control de la misión en momentos críticos de la inyección de la nave en
órbita de Marte.
La comunidad científica española no se ha quedado fuera de Mars Express. El
Instituto de Astrofísica de Andalucía (IAA), en Granada, ha diseñado el
ordenador central del instrumento PFS (Planetary Fourier Spectrometer), que
analiza la química atmosférica de Marte.
El Centro de Astrobiología (CAB) y el Centro de Biología Molecular (CBM), en
Madrid, colaboran con algunos equipos de los instrumentos de la sonda a la
hora de analizar los datos. Una de sus principales aportaciones provendrá del
hecho de que en España hay una especie de “Marte a pequeña escala”: el
espectacular río Tinto, en Huelva, donde el paisaje está enrojecido por el hierro
y el agua es ácida, presenta una geología muy parecida a las que parece estar
hallándose en Marte.
- 98 Huygens
Huygens es la sonda de la ESA que aterrizó exitosamente en la mayor luna de
Saturno, Titán, el 14 de enero de 2005, proporcionando por primera vez datos
“in situ” de su atmósfera e imágenes de su misteriosa superficie. Huygens
permaneció siete años (el tiempo de viaje entre la Tierra y Saturno) acoplada a
la nave de la NASA Cassini.
Tanto la comunidad científica como la industria española han participado en
Huygens. El Instituto de Astrofísica de Andalucía (IAA) ha colaborado en uno
de los seis instrumentos a bordo de la sonda, HASI, que ha estudiado la
estructura de la atmósfera de Titán. El IAA desarrolló un sistema de micrófonos
para grabar sonidos de la atmósfera, y también sensores para medidas
electromagnéticas.
La empresa EADS Astrium CRISA construyó el modelo de vuelo de estos
instrumentos.
Pero no fue la única participación industrial. EADS CASA Espacio construyó
toda la estructura interna de Huygens, una serie de plataformas y conchas a los
que iban adheridos los subsistemas propios de la sonda y los instrumentos.
EADS CASA Espacio también desarrolló el cableado de distribución de
potencia a los subsistemas e instrumentos.
La
empresa
Tecnológica
Componentes
Electrónicos
se
ocupó
del
“aprovisionamiento”, el control de calidad para asegurar que los componentes
eran de alta fiabilidad y que por tanto soportarían las durísimas condiciones
ambientales a las que se enfrentó Huygens.
La empresa GMV contribuyó al análisis de la trayectoria de Huygens y también
de Cassini.
En total, la participación industrial española supone alrededor de un 5% del
total, lo que equivale a cerca de 25 millones de euros.
- 99 Aurora
Aurora es un programa a largo plazo de la ESA que culminaría hacia el 2030
con una misión tripulada a Marte, y que está aún en una fase “preparatoria”.
España contribuye a la fase preparatoria de este programa de exploración
europeo con 2,9 millones de Euros, lo que lo sitúa entre los principales países
que participan en esta iniciativa, con un esfuerzo relativo cercano al 7%.
El programa incluye desde estudios sobre permanencia humana a largo plazo
en el espacio hasta misiones robóticas para toma de muestras y para preparar
la llegada de los humanos, aprendiendo a aprovechar recursos “in situ”, desde
agua a materiales de construcción, o construyendo posibles “habitats”. Por ser
un programa tan a largo plazo los países podrían revisar su participación cada
cinco años.
Herschel
Se trata del telescopio espacial con el mayor espejo que haya existido. El
espejo de Herschel tiene 3,5 metros de diámetro, lo que unido a su capacidad
para detectar radiación infrarroja le permite observar las primeras estrellas y
galaxias que se formaron en el Universo, hace más de 10.000 millones de
años.
En Herschel hay una relevante participación de la comunidad científica
española. Varios grupos del Consejo Superior de Investigaciones Científicas
(CSIC), el Observatorio Astronómico Nacional (OAN) y el Instituto de
Astrofísica de Canarias (IAC) participan en los consorcios de centros de
investigación europeos que construyen los tres instrumentos de Herschel, el
receptor heterodino HIFI y las cámaras PACS y SPIRE. También se desarrolla
software para los centros de control de los instrumentos.
El coste de la participación española en los instrumentos de esta misión se
contabiliza junto con la de Planck, la misión de la ESA para estudiar la
radiación de fondo de microondas que se lanzará junto a Herschel, y es de
unos 10 millones de euros.
- 100 Como contrapartida los científicos españoles tendrán tiempo “garantizado” en
Herschel, la parte del tiempo de observación de un telescopio que se reserva a
los países que intervienen en su construcción.
Respecto a la industria, en Herschel y Planck participan: Alcatel Espacio
(Transpondedor, TT&C SCOE); Crisa (Electrónica, electrónica de procesado
digital (DPE)); CASA (Estructuras, cableado y control térmico del módulo de
servicio); Sener (AOCS+MEC+Estructura); GMV (Desarrollo de software de
servicios comunes); RYMSA (Equipos RF); y Tecnológica (EEE componentes).
Integral
Integral, lanzado en Octubre de 2002, es el primer observatorio de rayos
gamma de la ESA. La radiación gamma se emite en los procesos más violentos
que se dan en el universo: la caída de materia en un agujero negro; la
desintegración de la materia al chocar con la antimateria; o las explosiones de
rayos gamma, las más potentes que se conocen y cuya causa es todavía un
misterio.
España participa en Integral con un 15%, el porcentaje más alto hasta ahora en
una misión científica de la ESA.
Integral lleva a bordo cuatro instrumentos: una cámara de rayos gamma; otra
de rayos X; un espectrómetro y una cámara óptica. La contribución española
ha consistido en desarrollar el sistema de formación de imágenes en los
instrumentos de rayos gamma y X; y en liderar el desarrollo y la construcción
de la cámara óptica, la OMC.
El sistema de formación de imágenes ha sido desarrollado por un grupo de la
Universidad de Valencia. Se trata de máscaras que hacen las veces de lentes
(en un telescopio óptico se emplean lentes para enfocar la luz, pero la radiación
gamma es muy energética y traspasa la lente, así que en Integral se emplean
máscaras que dejan pasar la radiación por lugares determinados).
El monitor óptico, OMC, es un pequeño telescopio de luz visible. Gracias a él
es posible observar los objetos astronómicos a la vez en rayos gamma, rayos X
- 101 y en el óptico. Para los astrónomos es importante observar simultáneamente en
varios rangos del espectro electromagnético porque los objetos que emiten en
rayos gamma y X varían mucho, y ya sólo con analizar esta variación en
distintas longitudes de onda se obtiene mucha información sobre su naturaleza
y su fuente de energía. El desarrollo y la construcción de la OMC han estado
liderados por el INTA y han participado además el CSIC, la Universidad de
Barcelona e institutos del Reino Unido, Irlanda, Bélgica y la República Checa.
Gracias a la participación de España en Integral los astrónomos españoles
tienen acceso al llamado “tiempo garantizado” del telescopio, el 25% del tiempo
total de observación de Integral, reservado a los países que hayan contribuido
a su construcción, el resto del tiempo se reparte de modo competitivo entre
astrónomos de todo el mundo que presenten proyectos.
Además, en la construcción de Integral han participado las siguientes empresas
españolas:
Alcatel Espacio (Transpondedor, TT&C SCOE); Crisa (Computador de control
de actitud, Electrónica de procesado digital (DPE)); CASA (Estructuras,
cableado y control térmico del módulo de servicio); Sener (Mecanismo
pirotécnico de liberación); GMV (Desarrollo de software de servicios comunes).
James Webb Space Telescope
El James Webb Space Telescope es un telescopio espacial que se lanzará en
2011. Tendrá un espejo de 6,6 metros de diámetro, y está considerado ya el
“sucesor” del telescopio espacial Hubble. Su objetivo principal es entender
cómo se formaron las primeras estrellas y galaxias en el universo. Es un
proyecto de colaboración entre la Agencia Espacial Estadounidense NASA, la
ESA y la Agencia Espacial Canadiense.
La participación española en el JWST es significativa. España forma parte del
consorcio de diez países liderado por el Reino Unido que construye el
espectrógrafo MIRI, uno de los tres instrumentos del JWST. En concreto
trabajan en MIRI varios grupos del CSIC y del INTA; en este último organismo
- 102 se construyen instrumentos que simulan el telescopio real y que servirán para
calibrar el MIRI en Tierra.
XMM Newton
XMM Newton es un telescopio espacial de rayos X lanzado en 1999. Estudia
algunos de los fenómenos más extremos del universo, como los agujeros
negros. Su Centro de Operaciones Científicas (SOC) está en Madrid, en el
Centro Europeo de Astronomía Espacial (ESAC) en Villafranca del Castillo.
Desde este centro se controlan los instrumentos científicos de XMM Newton, se
planifican las observaciones, se realiza la extracción inicial de datos y se
produce el “software” de análisis de datos.
También está en ESAC el archivo científico de XMM-Newton. Sus más de 4000
observaciones son accesibles vía internet a astrónomos de todo el mundo, y
constituyen una fuente de hallazgos para los próximos años.
Por parte de la industria, han participado en XMM: Alcatel Espacio
(Transponder, TT&C SCOE y bus digital para procesado de datos); CRISA
(Computador de control de actitud); CASA (Estructuras modulo de servicio y
plano focal, cableado del módulo de servicio y tubo del telescopio, control
térmico); Sener (Verificación de espejos en fase A, mecanismo pirotécnico de
liberación y pantallas de rayos X); Deimos (Asistencia para desarrollo y
pruebas del archivo científico); INTA(Estudio piloto de fase A); e INSA
(Operaciones (Vilspa)).
Venus Express
Venus Express es la primera misión de la Agencia Europea del Espacio (ESA)
al planeta Venus, el más cercano a la Tierra pero uno de los menos
explorados. La misión, desarrollada en un tiempo récord, se basa en la
reutilización de los diseños, y parte del hardware, desarrollados para Mars
Express. Venus Express se lanzó en Octubre de 2005; tardó 153 días en llegar
a Venus, y una vez allí y durante unos 500 días su misión fue un estudio
detallado de la superficie y de su atmósfera.
- 103 Venus Express lleva a bordo siete instrumentos: espectrómetros y cámaras que
cubren un amplio espectro de longitudes de onda (desde el infrarrojo al
ultravioleta), un analizador de plasma y un magnetómetro.
Varios centros españoles participan en instrumentos de Venus Express.
El Instituto de Astrofísica de Andalucía participa en PFS (Planetary Fourier
Spectrometer), un instrumento que determinará con gran detalle la composición
de la atmósfera venusiana. El IAA elabora modelos teóricos que permitirán
después poder analizar los datos relativos a temperatura, emisiones
atmosféricas y compuestos minoritarios.
El IAA también participa en el instrumento Virtis, en colaboración con un grupo
de la Universidad del País Vasco. Virtis es un espectrógrafo “heredado” en este
caso de la nave Rosetta, de la ESA. Con él se pretende aclarar, entre otras
cosas, porqué en la atmósfera de Venus, a una altura de varios cientos de
kilómetros, hay vientos de hasta 360 kilómetros por hora, una velocidad
altísima teniendo en cuenta que el planeta rota muy lentamente (un día
venusiano dura 243 días terrestres). También se estudiará la meteorología (en
Venus hay misteriosas “tormentas secas”) y la composición de las nubes de
Venus.
Planck
Planck es el telescopio de la ESA destinado al estudio del origen del Universo.
Planck se concentrará en el estudio de la “primera luz” que viajó libremente por
el Universo, apenas unos 300.000 años después del Big Bang, poco tiempo
teniendo en cuenta que la edad actual del cosmos ronda los 13.500 millones de
años. Esa “primera luz” se llama “radiación de fondo de microondas” y es
perceptible aún hoy, de hecho llena todo el cielo. Analizando esta luz con un
detalle sin precedentes, Planck podrá responder muchas de las dudas que aún
quedan sobre cómo empezó y evolucionó el Universo. El telescopio se lanzará
conjuntamente con Herschel, pero se separarán poco después de forma que
cada uno realice su misión.
- 104 En la práctica, Planck trabajará midiendo la temperatura del cielo (la radiación
es traducible a temperatura). Son las variaciones de temperatura las que
contienen información sobre cómo era el universo en su origen; claro que se
trata de variaciones minúsculas: del orden de millonésimas de grado. Los
instrumentos de Planck, por tanto, son de altísima sensibilidad.
Varios institutos científicos españoles participan en su desarrollo. El Instituto de
Astrofísica de Canarias (IAC) participa en el Low Frequency Instrument (LFI),
un detector que convierte la radiación en calor. El IAC es responsable del
sistema de control digital del instrumento y del procesado de la señal que
registra el instrumento a bordo. El IAC ha contratado para ello a la empresa
CRISA. También se hace en el IAC el software de control de este instrumento.
Además, la Universidad de Cantabria (Instituto de Física de Cantabria)
construye el módulo trasero de los radiómetros de LFI en colaboración con la
Universidad Politécnica de Cataluña (UPC). La empresa a cargo del trabajo es
MYER.
En el otro instrumento de Planck, el High Frequency Instrument (HFI), la
Universidad de Granada se ocupa de los controladores electrónicos para los
mecanismos de enfriado por “sistemas de absorción” (este instrumento trabaja
a –272,9ºC, sólo una décima de grado por encima del cero absoluto) junto con
la empresa CRISA.
El coste de la participación española en los instrumentos de esta misión se
contabiliza junto con la de Herschel, y es de unos 10 millones de euros (esa
cantidad se suma a la que aporta España al programa científico de la ESA
como país miembro de la Agencia, que ronda el 7% de todo el programa
científico y que por tanto en esta misión suponen cerca de 74 millones de euros
de los 1.054 millones de euros que costarán Herschel y Planck).
Además, la participación industrial en todo el satélite (aparte de los
instrumentos) es la misma que en Herschel: Alcatel Espacio (Transpondedor,
TT&C SCOE); Crisa (Electrónica, electrónica de procesado digital (DPE));
CASA (Estructuras, cableado y control térmico del módulo de servicio); Sener
- 105 (AOCS+MEC+Estructura); GMV (Desarrollo de software de servicios comunes);
RYMSA (Equipos RF); y Tecnológica (EEE componentes).
5.2 El radioaficionado y Europa
Los radioaficionados existen desde el inicio de las radiocomunicaciones. La
Unión Internacional de Telecomunicaciones (UIT) y casi todos los Estados del
mundo reconocen que los radioaficionados han prestado importantes servicios
a sus países y al desarrollo de la industria de las telecomunicaciones. Por eso
le han asignado valiosos segmentos del espectro radioeléctrico.
La aportación hasta ahora de Europa, y la de un futuro, juegan un papel clave
en el avance de la ciencia espacial, de la educación espacial y de la tecnología
espacial, que ha ido mucho más allá del campo de los radioaficionados.
El lanzamiento de satélites de radioaficionados al espacio permite efectuar una
serie de experimentos científicos en el campo de las comunicaciones digitales
así como estudios gravimétricos y orbitográficos.
Entre los beneficios que Europa puede obtener con la construcción y uso de
satélites para radioaficionados destacan los correspondientes a las siguientes
áreas:
-
Educación
-
Emergencias
-
Experimentación científica
-
Industria espacial
-
Internet, y
-
Reconocimiento internacional
De ahí la importancia de las comunicaciones por satélite, que aportan a los
ciudadanos europeos y de todo el mundo ventajas innumerables para el
desarrollo tecnológico y espacial que a su vez aportan también progreso social.
- 106 -
Autor:
JonatanPeris-Rivas
Página personal: http://jonaperis.bubok.com
Página del libro:
http://www.bubok.com/libros/190612/Localizacion-y-seguimiento-de-satelites-artificiale