UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA ANTONIO JOSE DE SUCRE (UNEXPO-VRB)

Transcripción

1 VRSS-1 El satelite Miranda Freddy G. Ferrer Luque

2 PRINCIPIOS DE LA OBSERVACION REMOTA Observación remota es la colección de información de un objeto sin estar en contacto fisico con el. NO TOCARLO. Observación remota es recolección de datos y métodos que emplean la enería electromagnética como un medio para detectar y medir las características de ciertos objetos.

3 La primera imagen satelital de la tierra fue tomada el 14 de agosto de 1959 por el satélite estadounidense Explorer 6. cuando el satélite estaba aproximadamente a km sobre la superficie terrestre el 14 de agosto de 1959, en el momento en que el satélite estaba cruzando México. La primera fotografía satelital de la luna fue tomada por el satélite soviético Luna 3 el 6 de octubre de 1959, en una misión para fotografiar el lado oculto de la Luna.

4 Los sistemas de manejo de datos en satélites se implementan usando tecnología electrónica. El ambiente en el espacio impone restriciones al uso de esta tecnologia. Estas son estresantes para los componentes electronicos y los subsistemas.se deben seleccionear y disenar para que soporten la vibracion en el lanzamiento y las temperaturas extremas en orbita Los recursos de los satélites disponibles para estos sistemas electrónicos son limitados. Los tres parámetros mas importantes son: Masa, Potencia y Volumen.

5 SENSORES: Activos o Pasivos Radares o lasers cámara fotografica (sin flash) Ambos operan en un rango amplio del espectro electromagnetico. Las frecuencias precisas o longitudes de onda se escogen en función de: la aplicación y la influencia de la propagación entre la tierra y el satélite

6 SENSORES Tomar en cuenta la radiación elecromagnética.la Tierra y la atmósfera generan mecanismos de interacción complejos: emisión absorción dispersión reflexión Para darnos informacion del tipo o condición del suelo,vegetación, agua y la atmósfera..

7 Tipos de Imágenes Pancromáticas: se captan mediante un sensor que mide la reflectancia en una única banda, que abarca el visible e infrarrojo cercano. Multiespectrales: se captan mediante un sensor que mide la reflectancia en muchas bandas, que van de la 3 a la 7. visible(bgr), infrarrojo cercano, medio y porción del térmico

8 Resolución de Sistemas Sensores Espacial: capacidad de un sensor para distinguir objetos de cierto tamaño. Se mide en unidades de longitud. Alta resolución Objetos pequeños Espectral: número de bandas espectrales que puede discriminar el sensor y el ancho de las mismas. Mayor resolución Mejor discriminación Radiométrica: capacidad de detectar variaciones en la radiancia que recibe. Niveles de gris o número de bits. Temporal: frecuencia de cobertura de un sistema sensor.

9 En función de los fines para los que fue diseñado el sensor, utiliza: Temporal - Detección de fenómenos en el tiempo Espacial Exploración de recursos naturales Espectral Estudio de cosechas o cultivos (bandas particulares)

10 Sensor Adquisicion de datos Emisión de Radiación Electromagnética Interpretación, mediciones,procesamiento de data,presentación de resultados, mapeo Radiacion reflejada y emitida

11 Temperatura de la Tierra Anos Land Surface Temperature Difference ( C) oc

12 Orbita casi polar Orbita geo

13 Misiones LEO Experimentación científica ISS ( km), antigua MIR ( km), Shuttle (280 km) Observación astronómica Hubble (600 km) Observación terrestre Seguimiento atmosférico: NOAA (840 km), Metop (mín. 822 km) Rescate y vigilancia: Landsat (705 km), SPOT (822 km) Comunicaciones Orbcomm (840 km), Globalstar (1414 km)

14 Heliosíncronas Sun-synchronous (SSO) Caso particular de LEO La velocidad de regresión nodal es igual a la velocidad angular de giro de la Tierra en torno al Sol La orientación del plano orbital respecto a la dirección del Sol se mantiene casi constante Los satélites sobrevuelan cada latitud a la mismo hora solar, en el tramo ascendente, y a otra misma hora solar en el plano descendente El ángulo entre el plano orbital y la dirección Sol-Tierra es Constante Aplicación: Órbita que no sufra eclipses en ningún momento Para satélites de observació

15 Satelites de Observacion METEOSAT,Europa RADARSAT, Canada GOES, USA

16 Satélites de Observacion de la Tierra Landsat SPOT Ikonos Seawifs GOES Meteosat Terra EOS Satellite (ASTER, MODIS, CERES, MOPITT, MISR) Radarsat ESA Satellites (ERS, ATSR) India Satellites (IRS, LISS, OCM) Japanese Satellites (JERS, ADEOS, AVNIR, OCTS, MOS, ALOS) Russian Satellites (Priroda, etc)

17 Las noticias La misión

18 Teoría

19 Trayectorias y Órbitas Satelitales: E m 2 v 2 r (1 11) Energía a especifica por unidad de masa de un satélite. Es una constante. La Cinética disminuye a medida que la EPotencial aumenta, a medida que el radio orbital aumenta (viene a ser menos negativo) E m 2a (1 12) Si se conoce esta energía, se puede relacionar con la velocidad instantánea nea del satélite, y se puede demostrar que v 2 r 1 a (1 13) Sustituyendo (12) en (11) se obtiene la ecuación de la velocidad orbital. Velocidad en cualquier punto de la orbita basada en su radio orbital r

20 Tiempo total que tarda el satélite en recorrer la orbita T 2 4 r 3 (1 8) μ = GM km3 / s2. Parámetro gravitacional para la tierra. G: Constante de gravitación M: masa del cuerpo mayor (tierra: 5,9742x1024 kg) r : distancia entre los centros de los dos cuerpos Periodo del satelite Miranda : minutos (1h 30 min aproxm)

21 Tiempo de descenso del nodo descendente del satelite Miranda es 10:30 am. (LTDN -Local time descending node

22 Los satélites de observación terrestre varían en función del tipo de órbita que describen, la carga útil que lleven a bordo y, en cuanto a los instrumentos de generación de imágenes, la resolución espacial, las características espectrales y la amplitud de franja de los sensores. Todos esos parámetros se definen al principio de la misión, dependiendo de la aplicación a la que se vaya a destinar el satélite.

23 El plano orbital gira a la misma velocidad que la Tierra alrededor del Sol (0.986º/día) La misma iluminacion en cada pase Mismas condiciones de iluminación, lo que facilita la comparación de observaciones

24 Trayectoria de un LEO de Observacion

25 Barrido del haz Referencia: United Nations SPOC Meeting

26 Trayectoria típica de cada órbita y de una repetición (Taranik, 1978) tiempo que tarda en volver a pasar por un mismo lugar,

27 Posibilidades de observación repetida fuera del nadir del satélite La observación fuera del nadir se puede dirigir desde la tierra. Esta característica permite también la visión estereoscópica, es decir, el registro de pares de imágenes de una misma escena con distintos ángulos de visión durante pasadas sucesivas del satélite por las cercanías de la escena en cuestión

28 Defiiniciones Earth angle= la máxima porcion angular de la tierra, medidad al horizonte tangencial, visible desde la altura del satelite SW = swath width distancia máxima visible desde un horizonte tangencial al otro Angular field of view A = Area de la huella de cobertura posible teóricamente desde la posición del satelite ( asociada al ancho del barrido o swaqth) a= semieje mayor de la elipse

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30 Referencia 3

31 barredor Se puede tener observacion fuera del nadir Se puede mirar hacia los lados hasta un determinado maximo, p.ej. 30 grados Barredor de trazado longitudinal y transversal

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33 Ejemplo: Suponga un LEO a la altura de h= 276 km, Calcule los parámetros descritos en la página anterior =Cos-1(Re/h+Re) = = 0.28 rad SW= 2(6378 km) ((0.28 rad) = km Area huella= km =73.85 = 1.29 rad T = minutos

34 Ejemplo: Suponga un satélite LEO a la altura de 1000 km, con una antena cuya apertura es DR = 5 m (acimut) y DA = 1 m.( cross track). El ángulo de visión es de 30 ( ).La frecuencia de operación 2 GHz.. N Calcule la distancia R (slant range ) a tierra, IFOV, GIFOV. Solución: Usando la ecuación R sen R E sen N h RE sen sen Debe ser mayor de 90 ; R = 1186 km ( distancia del sensor del satélite a tierra) IFOV = GIOFV = R D R 35.6km

35 IFOV( cross track)= km GIFOV ( cross track)= 218 km. El numero de revoluciones por dia se calcula de la siguiente expresión: N revol dia R E RE h 3 2

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37 Datos

38 Sensores y antenas Telecomandos Datos/Imagenes

39 Modelo de exploracion Orbita 1, dia 1 Orbita 2, dia 1 Ancho Campo de vista (FOV) km, cmaras de barrido ancho

40 El Miranda gira 14 veces sobre la tierra y 4 de ellas pasa por Venezuela. En 3 de estos pases se reciben fotos 10 minutos en cada pase

41 Caracteristicas del satelite Miranda: Velocidad en orbita : 7504 kps LTDN : 10:30 am Estabilizado en tres ejes Potencia 1100 W EOL Baterias NiCd, capacidad 55 Ah Capacidad de almacenamiento 512 GB Tiempo de vida 5 anos Velocidad de transmisión de data (data rate) : 190 Mbps x 2 Lentes pancromáticas y multiespectrales y de barrido ancho Altura km peso: 880 kg

42 Caracteristicas del satelite Miranda: Orbita sun sincrona Excentricidad 0 grados Inclinación: grados Periodo: minutos ( aproxm. 1h 30 min) Vuelos por dia: 14 circulos a la tierra (+ 44/57 periodo de repetición) Dimensiones: altura 1.5 m x ancho 1.65 m x profundidad 1.87 m Rastreo monopulso, 6 motores GPS a bordo Lanzado desde Jiquan/Gansu/China Long March 2D

43 Caracteristicas del satelite Miranda: Bandas de operación, modulación y polarización: Banda X, dos canales, frecuencias de 8.12 GHz y 8.3 GHz, Antena de 12 metros de diametro para recibir imagenes ( 190 Mbps, modulación QPSK, polarizacion RHCP) Banda S, telemetria: frecuencias de 2200 MHz y 2300 MHz.Polarización LHCP Antena de 9 metros. Velocidad de datos 4096 bps, modulación PCM- DPSK-PM. Telecomando: MHz, modulación PCM-PSK-PM, velocidad de datos 2000 bps

44 Antena El diámetro de una antena (D) requerido para una mision es función de la distancia máxima del satélite (d, Km), de la frecuencia portadora (fc), de la velocidad de de la data ( data rate b, bits/s) y de la potencia del transmisor. Una aproximación se puede expresar así: D 6x10 f 3 d b c t p Para un satelite en orbita polar transmitiendo 1 Mbps en banda S, con 1 Watt de potencia, el diámetro D es del orden de 9 m.

45 Antena Los sistemas en banda S emplean el sistema de autoseguimiento monopulso ( monopulse autotracking) para mantener la antena apuntando siempre hacia la senal transmitida desde el satelite. Para ayudar a la adquisición de la senal inicialmente se utilizan programas controlados por computadora. Este usa data de predicción orbital para generar los ángulos de de apuntamiento requerido.

46 Subsistema de manejo de data (OBDH) Comandos y control El enlace TTC se basa en enlaces bidireccionales en banda S, subida 2000 bps, bajada a 4096 bps. Payload Module Computer (PMC), realiza las funciones de comando y control para los instrumentos de carga. Controla el tiempo de las misiones de comando. Dos modulos: servicio y carga util (payload) Referencia (4), Fig

47 Subsistema de control de posicion y orbita ( Attitude and Orbit Control System, AOCS). Estos subsistemas utilizan un sistema de referencia basados en las estrellas y en tierra. Tienen giróscopos y ruedas de momento. El Miranda tiene sensores de estrellas, de tierra y tiene GPS. Es estabilizado en tres ejes. balanceo pandeo Referencia:Fethenakis, E, cabeceo

48 Comparar con..

49 LANDSAT Swath Width: 185 km Repeat Cycle 16 days Orbit Altitude: 705 km Equatorial Crossing: at around 10 a.m. local solar time Spectral Bands of Landsat-7 Band Spectral Range (mm) Ground Resolution 1 (Blue) (Green) (Red) (Near IR) (Mid IR) (Thermal IR) (Mid IR) Panchromatic

50 Landsat 7 (NASA) Ground track altura 702 m T=99 min Radio=705 km i =98.2º 14 órbitas por día. La traza se repite cada 16 días.

51 Ejemplo: SPOT 4 h=831 km (a~7200 km), T=101.5 minutos, número de revoluciones por periodo = 369, i=98.8º Órbita heliosíncrona: la traza se repite cada 26 días, pasando por el ecuador a las am (ángulo=22.5 ) Por tanto, el ciclo de repetición de la traza es (m,n)=(26,369) Exploración con FoV=117 km (máximo 950 km de anchura) Cada 5 cinco días, recoge datos de bandas adyacentes

52 Referencias [1] Rosado Carlos. (1999). Comunicación por satélite. Editorial Limusa, México D.F. [2] Neri Vela, Rodolfo. (2003). Comunicaciones por satélite. Internacional Thompson Editores, S.A. México. [3] Campbel B, Walter S, (1996) Introduction tospace Science and Spacecraft Applications; Gulf Publishing Company, Texas, USA. [4] Fortescue P, Swinerd G, Stark J; (2002)Spacecraft System Engineering, 3 Ed, Wiley. n%20machado.satelites_para_la_observacion_de_la_tierra.pdf

53 GRACIAS POR OIRME Gracias al Prof. Angel León y a Ustedes

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