CHAPTER 2: Satellite Systems
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Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 1
CHAPTER 2: Satellite Systems
Sistemas de comunicaciones
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CHAPTER 2: Satellite Systems
NEW SATELLITE COMMUNICATION SYSTEMS AND GLOBAL
POSITIONING
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Satellite Communication Systems3
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 4
CHAPTER 2: Satellite Systems
3.1. Introduction to satellite communication systems3.1.1. Services, frequency bands and applications3.1.2. Elements of a satellite communication system3.1.3. Example: ARTEMIS satellite (ESA)3.1.4. Orbits
3.2 Link budget 3.2.1. Link equation3.2.2. Atmospherics effects3.2.3. Link performance estimation
3.3. Transponder Capacity Sizing
3.3. Broadband Satellite Systems
Overview
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3.1. Introduction to satellite communication systems
http://static01.nyt.com/images/2009/02/12/timestopics/topics_satellites_395.jpg
A communication link between a Txstation and a Rx one uses an artificial satellite as a repeater in the sky
The Space Surveillance Network (SSN) tracks every object in orbit over 10 cm in diameter.
There are approximately 3,000 satellites operating in Earth orbit.
There are roughly 8,000 man‐made objects in total
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3.1.1. Services, frequency bands and applications
From Bruce R. Elbert . The Satellite Communication. Applications Handbook. ARTECH HOUSE, INC
‐Fixed Satellite Services (FSS) & ISLs inter satellites links‐Broadcast Satellite Services (BSS), DTH with TVRO, SMATV, CATV‐Mobile Satellite Services (MSS). Maritime, Aeronautical, Terrestrial
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G. IAPICHINO and Ch. BONNET. “Security scenario definition report”. InstitutEurecom1. 2008.
1 Fixed to Fixed
2 Mobile to Transportable
3 Fixed to Mobile
4 Point to Multipoint
3.1.1. Services, frequency bands and applications
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Voice and Telephony Networks Broadcast and Multicast of Digital Content
FSS
RTC/ISDN RTC/ISDN
36MHz
Delay: 300ms.
Analog transmission: FDM/FM Digital transmission: TDM/QPSK
Analog transmission: FDM/FM (1 CH‐27 MHz)Digital transmission: TDM/QPSK (6 CH‐36 MHz)
DVB‐S
36 MHz
RTC/ISDN
BSS
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VSAT Networks
APPLICATIONS:• Retail Networks• Corporate Networks• Rural Telephony and Network Extensions• High‐speed Internet access• Video Applications• Distance Learning, etc..
Hub
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Broadband Communications and the Internet
Satellite Communications forUniversal Broadband Access
36 MHz
DVB‐S
DVB‐RCS
Internet
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Mobile and Personal Communications
INMARSAT(GEO)
IRIDIUM(LEO)
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3.1. Introduction to satellite communication systems3.1.1. Services, frequency bands and applications3.1.2. Elements of a satellite communication system3.1.3. Example: ARTEMIS satellite (ESA)3.1.4. Orbits
3.2 Link budget 3.2.1. Link equation3.2.2. Atmospherics effects3.2.3. Link performance estimation
3.3. Transponder Capacity Sizing
3.3. Broadband Satellite Systems
Overview
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Space Segment
User Segment(broadcasting)(radionavigation)
Groung Segment
Satellites
Communication infrastructures (Teleports, user terminal,.)
3.1.2. Elements of a satellite communication system
Feeder link
User link
TT &C
Control Segment
Tracking and control stations
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Transparent transponder
Transparent processor
Regenerative processor
ON-BOARD PROCESSOR
Beam n
Beam 1Beam 1
Beam 1Beam 1
Beam 1Beam 1
Beam n
Beam nBeam n
Beam nBeam n
Switching
Demodulating
• Different modulation and coding formats maybe used in each link.
• On-board processor may be used on-board.• Possibility of using baseband switching on-
board.• Improved error rate.• Cheaper earth terminals
All in RF/IF
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Transparent Transponders (ARTEMIS)
http://www.wtec.org/loyola/satcom/c5_s3.htm
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On‐Board Processor
Regenerative(AMERHIS)
3.1.3. Example: AMERHIS on HISPASAT satellites
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On‐Board Processor
Regenerative(Next
Generation)
http://www.dlr.de/kn/en/desktopdefault.aspx/tabid‐4307/6939_read‐41251/admin‐1/
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3.1.3. Example: ARTEMIS satellite (ESA)
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Communications: Data Relay Payload
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LLM (L‐band Land Mobile) Payload
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The ESA ARTEMIS Satellite Navigation Mission: In Orbit Testing and use in EGNOS; J. Ventura-Traveset (*), P.Y. Dussauze (*), C. Montefusco (*) F. Toran (*) (*) ESA GNSS-1 Project Office C. Lezy , F. Absolonne, B. Demelenne (*)European Space Agency (ESA), ESA ReduStation A.Bird ESA, ARTEMIS Project, ESA ESTEC
Navigation Payload EGNOS
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SILEX (Semiconductor Intersatellite
Link Experiment)
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SK ANT
SILEX
TT&C
Ku ANT
L ANT
P link
Available BandsKa‐bandARTEMIS has a powerful, steerable Ka‐band spot beam. It can be used to communicate with satellites in Low Earth Orbit and to collect telemetry or other data from a satellite as well as transmit tele‐commands to it.Data rates up to 450Mbps.S‐bandARTEMIS has a powerful, steerable S‐band user beam. It can be used to communicate with satellites in Low Earth orbit and to collect telemetry orother data from a satellite as well as transmit tele‐commands to it.L‐bandLLM (L‐band Land Mobile) is fully compatible with the EMS (European Mobile System) payload developed by ESA. Permits two‐way communications, via satellite, between fixed Earth stations and land mobiles, such as trucks, trains or cars, anywhere in Europe and North Africa. Full redundant support is provided.OpticalData rates up to 50Mbit/s.PASTEL (SPOT Passenger Laser Telecommunication) is a high data‐rate intersatellite transmission system based on laser technology.OPALE (Optical Payload for Intersatellite Link Experiment) has pointing accuracy: better than 1 arc second.
http://www.avantiplc.com/artemis/#two‐tab
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‐ Basic system design element; together with the spectrum, it isconsidered a consumed resource. The optimal orbit depends on theapplication.
‐ The basic characteristics are based on Kepler’s Three Laws thatcan be deducted from Newton’s Law of Universal Gravitation.
‐ In practice, an artificial satellite is subjected to a number of forcesof which the most important one –by far‐ is that derived of theexistence of the Earth gravitation field.
‐ It is also affected by other less important forces: friction with theresidual atmosphere, the Sun and the Moon perturbing forces, theeffects of tides, electrostatic and magnetic forces, etc.).
3.1.4. Orbits
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Definición
• La Mecánica Orbital se encarga de estudiar, conocer y determinar el movimiento de los cuerpos celestes en torno al Sol …
• … y en particular el movimiento de los satélites artificiales alrededor de la Tierra.
• Utilidad:– Diseño orbital (Análisis de Misión): optimización de los requisitos del sistema
(tiempo de visibilidad, requisitos de la carga útil, ventana de lanzamiento, etc.)
– Determinación orbital: conocimiento de la posición del satélite en todo momento y correcciones orbitales
• La órbita determina la misión espacial, … y viceversa
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¡ Al incrementar la velocidad inicial aumenta el alcance !
V=0 V= 10 km./h
V= 100 km./h
Puesta en Órbita (1)
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¡ Con una velocidad inicial suficiente el objeto entra en órbita !
1000 Km/h
10000 Km/h 30000 Km/h
Puesta en Órbita (2)
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CHAPTER 2: Satellite Systems
v
hrT
hr
Gmv
Ghr
mm
hr
vm
FF
e
e
e
e
es
e
s
gc
2
2
2
segKmv
Kmhr
segT
Gm
hrT
e
smh
e
e
074.3
35779Kmh
42157
8616445623
23
Ecuaciones Órbita Geoestacionaria
km 6377: terrestreRadios
km 1098601352.3:Kepler de Constante
skg
m 106.67:ln UniversaGravitació de Constante
kg 1098.5 :Tierra la de Masa
2
35
2
311-
24
eT
e
eT
rr
Gmk
G
mm
re hre h
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Día solar y día sidéreo
Verano
Invierno
Ángulo de la eclíptica23g 27m
Primavera
Otoño
SOLRadio medio250x106 km
Movimiento de la Tierra entorno al Sol
smh 4562325.366
25.36524sidéreo día 1
días 25.365solar on~a 1
horas 24solar día 1
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Las leyes de Kepler pueden obtenerse de la ley de Gravitación Universal de Newton bajo las siguientes aproximaciones:
– Tierra y satélite son masas puntuales
– Sólo acción fuerzas gravitacionales Tierra‐satélite
– Sólo órbitas terrestres
2
2
2ˆ
dt
rdmamF
rr
mmGF
ssc
seg
0ˆ22
2
r
kr
dt
rdFF cg
0ˆ
22
2
r
kr
dt
rdFF cg
Cálculo General de la Órbita
sgk Gme
m143
23 99 10 . Constante de Kepler
gF
cF
r
ms
Z
Y
X
me
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Resultad
dtr
dr
dt
0 y por tanto
rdr
dtr v h
r
dr
dtr v h (cte)
r h r r v v r r ( ) ( ) 0
r h
Por tanto, la órbita está en un plano perpendicular a h yque pasa por el centro de masas de la Tierra.
Teniendo en cuenta que:d
dtr
dr
dt
dr
dt
dr
dtr
d r
dt
2
2
0
La órbita es planaHaciendo el producto vectorial ( ):
rd r
dt
2
20r
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La órbita es plana
xo
yo
r
mvrh
xo
yo
r
v mvrh x
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Se elige un sistema de coordenadas orbitales o perifocal (xo, yo, zo=0).
El vector velocidad es tangente a la trayectoria y conviene usar polares (r, ) para describir la posición.
vdr
dt
d
dtrr r
dr
dtr
dr
dt ( )
Pero dr
dt
r
r
dr
dt
r d
dt
r d
dt
Además cos r x ysin =>
cos rxsin y
Por tanto:v
dr
dtr r
d
dt
v
dr
dtr r
d
dt
xo
yo
r
zo
rv ̂
Sistema de Coordenadas Orbitales (Sistema perifocal)
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El vector aceleración será:
ad r
dt
dv
dt
2
2
y teniendo en cuenta que d
dt
d
dtr
d
dt
resulta:a r
d r
dtr
d
dt r
d
dtr
d
dt
2
2
221
Con ello la ecuación vectorial del movimiento del satélite resulta en el sistema de ecuaciones escalares:
0
01
2
2
2
2
2
r
k
dt
dr
dt
rd
dt
dr
dt
d
r
0
01
2
2
2
2
2
r
k
dt
dr
dt
rd
dt
dr
dt
d
r
θ̂en angular Componente θ̂en angular Componente
r̂en radial Componente r̂en radial Componente
Ecuaciones Escalares
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CHAPTER 2: Satellite Systems
La primera ecuación indica que: rd
dtcte2
y teniendo en cuenta que h r v r
d
dt 2
resulta: h rd
dtcte 2
Como además: dA r d1
22 =>
dA
dth cte
1
2
dA
dth cte
1
2
Que es la expresión matemática de la 2ª ley de Kepler: “Áreas barridas en tiempos iguales son iguales”Que es la expresión matemática de la 2ª ley de Kepler: “Áreas barridas en tiempos iguales son iguales”
xo
yo
r
dAd rd
Segunda Ley de Kepler
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CHAPTER 2: Satellite Systems
“Áreas barridas en tiempos iguales son iguales”“Áreas barridas en tiempos iguales son iguales”
Segunda Ley de Kepler
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Eliminamos t : dr
dt
dr
d
d
dt
dr
d
h
rh
du
d
2
d r
dt
d
dth
du
dh u
d u
d
2
22 2
2
2
Del resultado anterior obtenemos: rd
dtcte r
d
dt
h
r2
2 2
3
y de la 2ª ecuación del sistema: d r
dt
h
r
k
r
2
2
2
3 20
ur
dudr
r
12con el cambio
Resulta por tanto: d u
du
k
h
2
2 2
d u
du
k
h
2
2 2
Primera Ley de Kepler (1)
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CHAPTER 2: Satellite Systems
La solución de la ecuación diferenciald u
du
k
h
2
2 2
es: uk
hC o
2cos( )
Deshaciendo el cambio de variable y eligiendo el eje xo de manera que o = 0 resulta:
rp
e
1 cos r
p
e
1 cos
siendo ph
ke pC
2
, ,
Para e < 1 la ecuación anterior es la de una elipse, y es la expresión matemática de la 1ª ley de Kepler.Para e < 1 la ecuación anterior es la de una elipse, y es la expresión matemática de la 1ª ley de Kepler.
Primera Ley de Kepler (2)
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Para el caso de órbita elíptica: dA hdt ab hT 1
2
1
2
siendo T el período de rotación.
Ta
k 2
32
12
Ta
k 2
32
12
Sustituyendo h resulta:
que es la expresión matemática de la 3ª ley de Kepler.que es la expresión matemática de la 3ª ley de Kepler.
Tercera Ley de Kepler
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Leyes de Kepler:1º Las órbitas son planas y el satélite describe una elipse con un foco en el centro de
masas de la Tierra.2º El radio vector describe áreas iguales en tiempos iguales.3º 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.
ra e
e
( )
cos
1
1
2
v kr a
2 1
Resumen
ApogeoPerigeo
a
b
C
ae
a(1+e) a(1-e)
M
r
φ
m
X0
Y0Sistema de coordenadas orbitales
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Y0
X0
b
ae a(1-e)
a
r
M
E
Y0
X0
b
ae a(1-e)
a
r
M
E
P
P’
B
Posición del Satélite en la Órbita. AnomalíasÓrbita
Circunferencia de radio el semieje mayor a (inscribe a la órbita)
M: anomalía mediaE: anomalía excéntrica: anomalía verdadera
OB
P
P’
r
E
FOB
P
P’
r
E
F
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Objetivo: determinar la posición del satélite en función del tiempo r(t)
22
00
2
0
2 r
pk
r
vr
r
h
r
h
dt
d
re
rpcos
cose
pr
1
dt
dr
er
p
dt
dsen
2
2222
raeaar
k
dt
dr 222
2raea
ar
k
dt
dr
Y0
X0
b
ae a(1-e)
a
r
M
E
Y0
X0
b
ae a(1-e)
a
r
M
E
cosrccosraeEcosa
EcosearEcos
eEcosraeEcosa
11
Ecose
esenE
a
k
dt
dEsenEae
dt
dr
1
ptta
kesenEE
3 ptt
a
kesenEE
3
cose
coseEcos
1 Ecos
eEcoscos
1
Por geometría:
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Anomalía media M es el ángulo que formaría el semieje del perigeo de un satélite que se moviera a velocidad constante0 por la circunferencia de radio a que inscribe la órbita elíptica:
ptta
kesenEE
3 ptt
a
kesenEE
3
pp tta
kttM
30 pp tta
kttM
30
esenEEM esenEEM O
B
P
P’
r
E
FOB
P
P’
r
E
F
F'OPB'OPB'FP ÁreaÁreaÁrea
E se calcula con métodos iterativos, p.e.,Newton-Raphson (Eini=M, ):
...E'f
EfEE
EcoseE'f
MesenEEEf
1
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CHAPTER 2: Satellite Systems
1a) El periodo de rotación del satélite es: Ta
k2
3 2
12
1b) La velocidad angular media es:
2 1
T a
k
a
2) Conocido t y el tiempo de paso por el perigeo tp , podemos calcular la anomalíamedia M y/o la anomalía excéntrica E:
M t t E esinEp ( )
3) A partir de E se obtienen r y polares
r a e E
e
a e
r
( cos )
cos [ (( )
)]
1
11
112
4) Y también: x r y rs ino o c o s , ,
Y0
X0
b
ae a(1-e)
a
r
M
E φ
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CHAPTER 2: Satellite Systems
• Conocemos: la posición del satélite en la órbita (sistema no inercial, la Tierra se mueve)
• Objetivo: determinar la posición del satélite respecto de la superficie terrestre
– Longitud y latitud
– Estimación de los ángulos de visión del satélite
– Estaciones terrenas
• Procedimiento: transformación de coordenadas orbitales a rotatorias para obtener las coordenadas de la órbita en un sistema inercial
– Hay que deshacer los giros de coordenadas para, a partir de (Xo, Yo, Zo=0), obtener las coordenadas inerciales (Xi, Yi, Zi)
– Matrices de giro
Determinación de la posición del satélite respecto de un punto de la superficie terrestre
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CHAPTER 2: Satellite Systems
- Punto vernal o primer punto de Aries (): une el centro de la Tierra con el del Solen el equinocio de Primavera (21 de Marzo)
: ascensión recta nodo ascendente
i : inclinación de la órbita
: argumento del perigeo
Sistema de Coordenadas Inerciales
•Geocéntrico: el centro del sistema coincide con el Centro de la Tierra.•El plano fundamental coincide con el plano ecuatorial•La dirección principal es el primer punto de Aries (punto Vernal).
Plano Ecuatorial
Plano Orbital
Perigeo
(tp)
X0
NodoAscendente
NodoDescendente
iInclinación
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Parámetros orbitales
Para especificar las coordenadas inerciales de un satélite en el instante t, se suele emplear el siguiente conjunto de seis parámetros:
Plano Ecuatorial
Plano Orbital
Perigeo
(tp)
X0
NodoAscendente
NodoDescendente
iInclinación
1) Excentricidad (e)2) Semieje mayor (a)3) Ascensión recta del nodo ascendente
()4) Inclinación del plano orbital (i)5) Argumento del perigeo () 6) Tiempo de paso por el perigeo (tp)
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Paso 1: Giro (-) alrededor de Zo (perpendicular a la órbita) para situar el eje Xo
en el plano ecuatorial (en la línea de Nodos)
X
Y
Z
s i n
s i n
X
Y
Z
1
1
1
0
0
0
0
0
0 0 1
c o s
c o s
Transformación C.O.‐C.I. (1)
i
Xi
Yi
Zi
Z0
Y0
X0
Nodo Ascendente
Perigeo
Satélite
Z1
Y1
X1
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Paso 2: Giro alrededor de X1 para situar el plano X1’-Y1’ sobre el plano ecuatorial (i). El eje Z se convierte en el eje polar
X
Y
Z
i s i n i
s i n i i
X
Y
Z
1
1
1
1
1
1
1 0 0
0
0
'
'
'
c o s
c o s
Transformación C.O.‐C.I. (2)
Xi
Yi
i
Zi
Z0
Y0
X0
Nodo Ascendente
Satélite
Perigeo
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CHAPTER 2: Satellite Systems
Paso 3: Giro alrededor del eje polar Z1’ para alinear el eje Xi en la dirección del punto vernal ()
X
Y
Z
s i n
s i n
X
Y
Z
i
i
i
c o s
c o s
'
'
'
0
0
0 0 1
1
1
1
Transformación C.O.‐C.I. (3)
Xi
Yi
i
Zi
Z0
Y0
X0
Nodo Ascendente
Satélite
Perigeo
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CHAPTER 2: Satellite Systems
1) Giro de (-) respecto a Zo:
X
Y
Z
s in
s in
X
Y
Z
1
1
1
0
0
0
0
0
0 0 1
c o s
c o s
2) Giro de (i) respecto a X1:
X
Y
Z
i s in i
s in i i
X
Y
Z
1
1
1
1
1
1
1 0 0
0
0
'
'
'
c o s
c o s
3) Giro de () respecto a Z’1=Zi:
X
Y
Z
s in
s in
X
Y
Z
i
i
i
c o s
c o s
'
'
'
0
0
0 0 1
1
1
1
Transformación C.O.‐C.I. (4). Resumen
01/03/2016
27
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 54
CHAPTER 2: Satellite Systems
Finalmente, haciendo los productos sucesivos, resulta:
X
Y
Z
i i i
i i i
i i i
X
Y
Z
i
i
i
cos cos sen cos sen cos sen sen cos cos sen sen
sen cos cos cos sen sen sen cos cos cos cos sen
sen sen sen cos cos
0
0
0
X
Y
Z
i i i
i i i
i i i
X
Y
Z
i
i
i
cos cos sen cos sen cos sen sen cos cos sen sen
sen cos cos cos sen sen sen cos cos cos cos sen
sen sen sen cos cos
0
0
0
Matriz de transformación de coordenadas orbitales a inerciales (sistema ECI)
Transformación C.O.‐C.I. Resumen
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 55
CHAPTER 2: Satellite Systems
A partir de las coordenadas inerciales (Xi,Yi) de ECI se obtienen las coordenadas rotacionales (Xr,Yr) del sistema ECEF.
Velocidad de rotación de la Tierrae:
36525
2415020
1087083768936000690983399
250684470
24
)JD(T
T.T..
)TUoGMT(mint.T
c
cco,g
o,gee
36525
2415020
1087083768936000690983399
250684470
24
)JD(T
T.T..
)TUoGMT(mint.T
c
cco,g
o,gee
JD: día JulianoTc: tiempo en siglos Julianosg,o: ascensión recta del meridiano cero
Tiempo transcurrido desde que XrXie:
Coordenadas Rotacionales
Xi
eTe
Yi
Xr
Yr
Zi Zr
Meridiano deGreenwich
e
01/03/2016
28
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 56
CHAPTER 2: Satellite Systems
• JD: Día juliano
• 2415020: JD del 31/12/1899 a las 12 h del mediodía
• A: Año cuyo JD se desea calcular
• DTA: Días transcurridos del año A
• NAB1900: número de años bisiestos transcurridos desde 1900
• TU: Fracción del día en tiempo universal en horas
5024
190019003652415020 .TU
NABDTAAJD 5024
190019003652415020 .TU
NABDTAAJD
• Ejemplo: Calcular el JD del 1 de enero de 2000 a las 12 a.m.
– A=2000
– DTA=1
– NAB1900=24
– TU=12
24515455024
12241190020003652415020 .JD 245154550
24
12241190020003652415020 .JD
Cálculo del día Juliano
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 57
CHAPTER 2: Satellite Systems
Calendario• Sol Medio (movimiento ficticio uniforme)
• Año tropical (tiempo de una órbita Tierra al Sol)
• Día solar medio, referido al Sol medio, 24 h
• Día sidéreo (1 rotación Tierra): 23h 56m 4.09s
• Año tropical: 365.2422 días medios
• Año civil: 365 días
• Julio Cesar introdujo el año bisiesto (1 día más cada 4 años y se compensan 0.25)
• Para compensar los 0.0078 el calendario Gregoriano elimina como bisiestos los que terminan en 00 salvo los divisibles por 400.
• TU o GMT tiempo referido al meridiano de Greenwich– Ahora sustituido por el UTC (relojes atómicos)
• Día Juliano cero: 12 mediodía del 1 Enero del 4713 AC
01/03/2016
29
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 58
CHAPTER 2: Satellite Systems
Para pasar de las coordenadas geocéntricas inerciales al sistema rotatorio hay que girar (Xi,Yi,Zi) un ángulo eTe respecto al eje Zi:
X
Y
Z
T T
T T
X
Y
Z
r
r
r
e e e e
e e e e
i
i
i
cos sen
sen cos
0
0
0 0 1
X
Y
Z
T T
T T
X
Y
Z
r
r
r
e e e e
e e e e
i
i
i
cos sen
sen cos
0
0
0 0 1
Transformación C.I.‐C.R.
Xi
eTe
Yi
Xr
Yr
Zi Zr
Meridiano deGreenwich
e
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 60
CHAPTER 2: Satellite Systems
El punto subsatélite (ground track)• Es la intersección sobre la superficie terrestre de la línea que une la posición del
satélite en órbita con el centro de la Tierra
• La traza del satélite es la proyección de la órbita sobre la superficie terrestre
– Información sobre la órbita (inclinación, periodo, altura, etc.)
• La traza se suele representar sobre un mapamundi 2D
01/03/2016
30
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 62
CHAPTER 2: Satellite Systems
TYPES OF ORBITS (according to height)
Low orbit
640 – 1,600 Kms
LEO
> 9,600 Kms
Medium orbitMEO
36,000 Kms
Geostationary orbitGEO
Elliptic orbitHEO
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 63
CHAPTER 2: Satellite Systems
LEO orbits: circular, between 200 and 1.500 Km high.
MEO orbits: circular, between 6.000 and 11.000 Km high.
GEO orbits: geoestationary at 35.787 Km high.
HEO orbits: very elliptic orbits, crossing Allen’s sircles. Molnya, Tundra and transference orbits. nsferencia.
01/03/2016
31
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 64
CHAPTER 2: Satellite Systems
Summary of orbit characteristics
Main applications
LEO
MEO
GEO
Remote sensing, Communicationss (constelations)
Radionavegation, Communications (constelations)
Communications (fixed)
CHARACTERISTICS LEO MEO GEOSpace segment cost high LOW medium
Mean life of the satellite (years) 3 to 7 10 to 15 10 to 15
Attenuation LOW medium high
Propagation delay NEGLIGIBLE low high
Elevation angles low Medios HIGH
Handover frequent infrequent NONEXISTENT
Coverage very low high VERY HIGH
Resource efficiency GOOD regular low
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 65
CHAPTER 2: Satellite Systems
Órbita inclinada a 63.4 grados
Periodo de 24 horas
a = 42164 km
e = 0.25 (0.25-0.4)
= 270 deg
Apogeo a46300 Km
23500 Km de altura
Órbita Tundra
01/03/2016
32
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 66
CHAPTER 2: Satellite Systems
Longitud
Latitud
90
90
Lsj
K
3600 ls j
K
Órbita Tundra. Traza Punto Subsatélite
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 67
CHAPTER 2: Satellite Systems
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
=0º=0º =45º=45º =90º=90º=180º=180º
Órbita Tundra. Punto Subsatélite según
01/03/2016
33
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 68
CHAPTER 2: Satellite Systems
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
=270º=270º=180º=180º=45º=45º =90º=90º
=45º=45º
Órbita Tundra. Punto Subsatélite según
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 69
CHAPTER 2: Satellite Systems
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
90
90
Ls j
K
3600 ls j
K
i=63.4ºi=63.4º
i=45ºi=45º
i=20ºi=20º
i=0ºi=0º
Órbita Tundra. Punto Subsatélite según i
01/03/2016
34
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 70
CHAPTER 2: Satellite Systems
Órbita inclinada a 63.4 grados
Periodo de 12 horas
a = 26556 km
e = 0.71 (0.6-0.75)
= 270 deg
Apogeo a39500 Km
1000 Km de altura
Órbita MOLNIYA
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 71
CHAPTER 2: Satellite Systems
90
90
Lsj
K
3600 lsj
KLongitud
Latitud
Órbita Molniya. Traza Punto Subsatélite
01/03/2016
35
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 72
CHAPTER 2: Satellite Systems
Ángulo de Elevación: desde la horizontallocal hasta la dirección del satélite
Ángulo de Acimut: desde el Norte haciael Este hasta la proyección sobre elhorizonte local de la dirección al satélite (punto subsatélite)
Verticallocal
Norte
Este
El
Az
Ángulos de Visión
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 73
CHAPTER 2: Satellite Systems
Ángulos de Visión
01/03/2016
36
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 74
CHAPTER 2: Satellite Systems
r r y ds e, forman un plano
Lae Latitud Norte de la estaciónLoe Longitud Oeste de la estaciónLas Latitud Norte punto subsatéliteLos Longitud Oeste punto subsatélite
cos( ) cos cos cos( )
sin sin
L L L L
L Lae as oe os
ae as
cos21
sincos
cos21
2
2
s
e
s
e
s
e
s
es
r
r
r
r
El
r
r
r
rrd
cos21
sincos
cos21
2
2
s
e
s
e
s
e
s
es
r
r
r
r
El
r
r
r
rrd
Cálculo de la Elevación
d
CentroTierra
Horizontelocal
Punto subsatélite
El
re
rs
Estación
nadir angle: central angled: slant range
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 75
CHAPTER 2: Satellite Systems
La particularización de las expresiones anteriores ala geometría de la órbita geoestacionaria (Las=0) resulta:
cos ( ) cos cos ( ) L L Lae oe oscos ( ) cos cos ( ) L L Lae oe os
d Km 42242 1 02274 0 301596. . cos d Km 42242 1 02274 0 301596. . cos
cossin
Eld
42242
cossin
Eld
42242
Cálculo de la Elevación GEO
01/03/2016
37
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 76
CHAPTER 2: Satellite Systems
0102030405060708090
100
Elev ( )
900
0 10 20 30 40 50 60 70 803.5 10
43.6 10
43.7 10
43.8 10
43.9 10
44 10
44.1 10
44.2 10
44.3 10
44.4 10
44.5 10
4
d ( )
Elevación y Distancia (GEO)
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 77
CHAPTER 2: Satellite Systems
El ángulo de acimut entre la estación y el satélite es igual que con elpunto subsatélite. Con el polo formamos un triángulo esférico.
• Conocemos dos lados (A, B) y el ángulocomprendido (Cángulo polar=f(lA,lB)).
• X e Y se calculan a partir de C, LA y LB.
s l L
tansin s sin s L
sin s sin s l
1
2
2 1
12
( )
( ) ( )
( ) ( )
s l L
tansin s sin s L
sin s sin s l
1
2
2 1
12
( )
( ) ( )
( ) ( )
1) SS al SO de la ET Az=180 +
2) SS al SE de la ET Az=180 -
3) SS al NO de la ET Az=360 -
4) SS al NE de la ET Az=
L la latitud de la estación y al ángulo central entre la estación y elpunto subsatélite se tiene:
Para un satélite geoestacionario: llamando l a la diferencia de longitudes,
X Y
Cálculo del Acimut
01/03/2016
38
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 78
CHAPTER 2: Satellite Systems
0 10 20 30 40 50 60 70 80 900
10
20
30
40
50
60
70
80
90
80 70 60 50
50
40
40
30
30
30
20
20
20
10
10
10
10
EL
LatitudEstación
Longitud relativa
Ábacos de Elevación para GEO
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 79
CHAPTER 2: Satellite Systems
LatitudEstación
Longitud relativa0 10 20 30 40 50 60 70 80
0
10
20
30
40
50
60
70
80
80
8070
70
70
60
60
50
50
40
40
30
30
20
20
10
10
1) SS al SO de la ET Az=180 +
2) SS al SE de la ET Az=180 -
3) SS al NO de la ET Az=360 -
4) SS al NE de la ET Az=
Ábacos de Acimut para GEO
01/03/2016
39
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 80
CHAPTER 2: Satellite Systems
Acimut y ElevaciónAzimut
Elevación
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 81
CHAPTER 2: Satellite Systems
Acimut y Elevación hacia HISPASAT (30ºW)
Azimut
Elevación
01/03/2016
40
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 83
CHAPTER 2: Satellite Systems
2 17 4
5 76 3
max
El
.
.
2 17 4
5 76 3
max
El
.
.
0123456789
10
( )
900
()
Ángulo de Visión (GEO)
d
CentroTierra
Horizontelocal
Punto subsatélite
El
re
rs
sin
r
sin El
r
sinr
rEl
e s
e
s
90
1 cos
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 84
CHAPTER 2: Satellite Systems
• Asimetrías de la Tierra– Eje polar 21 km menor que eje ecuatorial
– Triaxialidad: eje mayor ecuatorial (165ºE) es 20 m menor que eje menor (75ºE)
– Provocan una deriva Este‐Oeste del satélite
• Movimientos de la masa acuosa (mareas)– Efecto similar al anterior
• Atracción de la Luna (y otros cuerpos)– Provoca las mareas
– Tiende a inclinar la órbita del satélite (deriva en latitud)
Perturbaciones en la órbita
01/03/2016
41
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 85
CHAPTER 2: Satellite Systems
• Atracción del Sol– Combinada con la Luna provoca una inclinación de la órbita (efecto de 8 N‐S en la traza del satélite)
– 0.75 a 0.95º por año
• Viento solar (presión de la radiación solar)– Modifica la excentricidad de la órbita
– Satélite LEO, efecto del albedo (20 % del total de radiación solar)
• Fricción atmosférica (atmospheric drag)
Perturbaciones en la órbita
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 86
CHAPTER 2: Satellite Systems
- Asimetrías de la Tierra
Tierra Luna
Mar
- Atracción de la Luna (mareas)
Asimetría de la Tierra y atracción de la Luna
Centro de masas
Ecuador
Centro de masas
Polo
01/03/2016
42
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 87
CHAPTER 2: Satellite Systems
La deriva Este-Oeste debida a la asimetría de la Tierra se produce hacia dospuntos de equilibrio estable (en ausencia de otras acciones) que corresponden a los extremos del eje mayor de la elipse ecuatorial.
105ºW 75ºE
Puntos de Equilibrio Estable
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 88
CHAPTER 2: Satellite Systems
La mayor parte del peso y volumen del satélite se dedican al combustible.La mayor parte del peso y volumen del satélite se dedican al combustible.
El mantenimiento en posición requiere maniobras
periódicas y el gasto del combustible provoca la
“muerte” del satélite
Vida Útil
Thrusters
01/03/2016
43
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 89
CHAPTER 2: Satellite Systems
Mientras el satélite gira alrededor de la Tierra una vez cada 24 horas, debe girar sobre sí mismo para mantener su apuntamiento hacia la Tierra
Orientación del Satélite
Perturbaciones que afectan a la dinámica del satélite:
Gradiente gravitatorioPresión aerodinámicaPresión de radiación solarCampo magnético
Emisión de partículasEquipos móvilesMovimiento de líquidosEmisión de radiación
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 90
CHAPTER 2: Satellite Systems
NN-S
E-WO
75 km
75 km
e=0.0004l=L=0.05ºe=0.0004l=L=0.05º
Station‐keeping box• Si el satélite no se mantiene en una posición fija respecto de la Tierra…
– Se produce un movimiento aparente en longitud y latitud
• La station‐keeping box representa los márgenes entre los cuales puede variar el par (longitud, latitud) del satélite
– Control periódico de la posición y los parámetros orbitales
– Correcciones orbitales mediante incrementos de velocidad
• Importancia del centro de operaciones en tierra
01/03/2016
44
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 91
CHAPTER 2: Satellite Systems
Flujo solar: 1.39 KW/m2
Eficiencia: 10 al 25 %
Sol Menor número decélulas (1/3).
Temp. media alta50-80ºC menor
tensión salida
Se requiere mayor número de células
Temp. media 20-30ºC mayor tensiónde salida
Baterías Ni-Cd (originalmente)Ahora, Li-Ion
Generación de Energía
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 92
CHAPTER 2: Satellite Systems
El cono de sombra que proyecta la Tierra en Primavera y Otoño cruzala órbita geoestacionaria. Los satélites están en sombra +/- 22 días delos equinoccios y por un máximo de 70 minutos.
Eclipses de Tierra
Verano
Invierno
Primavera
Ángulo de la eclíptica: 23º27’
Otoño
01/03/2016
45
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 93
CHAPTER 2: Satellite Systems
teh m
174 24
3601 9
.
Duración Máxima del EclipseEn los equinoccios:• Primavera: 20 al 21 de marzo• Otoño: 22 a 23 de septiembre
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 94
CHAPTER 2: Satellite Systems
El eje z apunta hacia el centro de la tierra (nadir). El eje x se toma en el plano del Ecuador en dirección hacia el Este (vector velocidad). Por tanto, el eje y tiene dirección sur.
Notación:-Eje x: roll (alabeo)-Eje y: pitch (cabeceo)-Eje z: yaw (guiñada)
Notación:-Eje x: roll (alabeo)-Eje y: pitch (cabeceo)-Eje z: yaw (guiñada)
N
S yawroll
y
zx
pitch
Órbita
Sistema de coordenadas del satélite
Sistema de Coordenadas del Satélite
01/03/2016
46
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 95
CHAPTER 2: Satellite Systems
Kmh 2001
sKm
arkv
788.7
2006378
11099.3
12 51
r1
r2
sKm.
.vgeo
076342164
10993 5
Kmh 357862
Kmr 421642
Kmr 65781
Km
rra 24371
221
sKmar
kvA 598.112
2
sKmar
kvP 244.1012
1
1 2
3
Master Universitario en Ingeniería de Telecomunicación. SISTEMAS DE COMUNICACIONES 105
CHAPTER 2: Satellite Systems
Orbita imposible