Comunicaciones vía satélite. El servicio de comunicación espacial Breve cronología histórica Aspectos operacionales y económicos Puesta en órbita

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1 IPET Nº 49 Telecomunicaciones I Unidad 4 Comunicaciones vía satélite El servicio de comunicación espacial Breve cronología histórica Aspectos operacionales y económicos Puesta en órbita Estructura de un sistema de comunicaciones vía satélite Subsistema de comunicaciones Subsistema de misión Órbitas. Elementos Keplerianos. Coberturas LEO (Low Earth Orbits) MEO (Medium Earth Orbits) GEO (Geostationary Earth Orbits) Localización del satélite en el espacio: elementos keplerianos Cobertura proporcionada por un satélite Ancho de banda y potencia Reglamentación. Organismos involucrados Satélites Argentinos Historia de los Satélites Argentinos La Comisión Nacional de Actividades Espaciales - CONAE La serie SAC Pehuensat - 1 CubeBug-1 y CubeBug-2 ARSAT I, II y III Tronador II El servicio de comunicación espacial La Unión Internacional de Telecomunicaciones (UIT) define el SERVICIO ESPACIAL a través de una reglamentación actualizada en las Conferencias Administrativas Mundiales de Radiocomunicaciones (CAMAR o WARC, World Administrative Radio Conferences). En esta reglamentación se definen, entre otras cosas, las bandas de frecuencias y las posiciones orbitales. El SERVICIO ESPACIAL puede a su vez subdividirse en: Servicio fijo entre estaciones terrenas (enlaces punto a punto, de distintos anchos de banda). Servicio móvil (marítimo, terrestre y aeronáutico). Iridium, Globalstar, Inmarsat-C. Servicio de radiodifusión (sonido e imagen). DBS (Direct Broadcast System). Banda habitual entre 11 y 14 GHz. Servicio de exploración de la Tierra. Meteorología, geodesia, exploración de recursos. Servicio de exploración del Espacio. Estaciones espaciales. Servicio de operación espacial. Servicio de radiodeterminación. GPS, Glonass. Servicio de radioaficionados. Servicio entre satélites. Condiciones idóneas de propagación (no hay atmósfera). Breve cronología histórica En la Historia de las comunicaciones vía satélite pueden distinguirse 4 etapas, cuya duración cronológica se describe a continuación: : Ciencia ficción. El novelista Arthur C. Clark, en su novela "2001: una odisea del Espacio" propone un sistema con cobertura global formado por 3 satélites geoestacionarios orbitando a una altura de km : Etapa experimental.

2 Comienzan los lanzamientos. La URSS pone en órbita los primeros Sputnik, y los EE.UU. los Skolek. Esto supone el inicio de la carrera espacial. Se trata de satélites de órbita baja (100 km), dedicados a la retransmisión de un canal telefónico en tiempo no real. 1960: Se lanza el satélite "Echo", un globo metálico de 30 m de diámetro que actuaba como repetidor pasivo. Las antenas terrestres tenían 20 m de diámetro y se usaban potencias de transmisión de 10 kw. 1964: "Sincomm". Primer satélite de comunicaciones geoestacionario, activo. Trabajaba en la banda de 4-6 GHz, recibiendo la señal por el canal ascendente, cambiándola de banda y amplificándola (fig.1). RECEPCIÓN SEÑAL + CAMBIO DE BANDA + AMPLIFICACIÓN Fig.1: Funcionamiento básico de un satélite de comunicaciones : Etapa operacional. Comienza la comercialización, apareciendo empresas como INTELSAT. la evolución de los sucesivos satélites Intelsat respecto al peso, el ancho de banda total soportado para comunicaciones, el número de circuitos telefónicos en servicio y la vida útil del satélite fue espectacular. En la actualidad los satélites pesan hasta 3000 kg, y pueden tener una vida útil de unos 20 años. 4. Desde actualidad: Etapa madura. Satélites domésticos: HISPASAT, EUTELSAT. Satélites de radiodifusión. Utilización de terminales terrestres de bajo ruido (transistores GaAsFET). Satélites meteorológicos. Satélites comerciales: INMARSAT. Satélites para radiodeterminación: GPS, GLONASS. Satélites de órbita baja (LEO) para comunicaciones móviles. La tendencia actual es que los satélites grandes son cada vez más grandes y los pequeños cada vez más pequeños: un lanzador puede lanzar a la vez varios minisatélites. La vida útil de un satélite ya es de unos 20 años.

3 Aspectos operacionales y económicos Los circuitos vía satélite se caracterizan por su elevada calidad y estabilidad y su capacidad para enlazar grandes distancias. a cobertura máxima de un satélite geoestacionario es de 1/3 de la superficie terrestre. El satélite es una solución cara por diversos motivos: Hay que usar dispositivos de alta fiabilidad, con redundancia, ya que existe dificultad en hacer reparaciones. Los equipos están expuestos a un alto nivel de radiación y a un gradiente de temperatura considerable. Como no hay convección, no hay disipación. La vida útil de los satélites es limitada, debido en parte a que el combustible a bordo es limitado (mayor precio a mayor peso). La puesta en órbita incrementa mucho el coste, que es función lineal del peso: el coste total de puesta en órbita de un satélite se reparte aproximadamente a partes iguales entre el coste del lanzamiento y el coste del propio satélite, resultando ser de de unos 9 millones de pesetas por kg. No obstante, en diversas situaciones el satélite resulta una solución ventajosa. A veces el satélite es una solución complementaria a redes terrestres ya existentes (por ejemplo, el sistema de telefonìa móvil por satélite Iridium complementa a las redes GSM terrestres). En lo referente a la cobertura, es necesario considerar además que si el ángulo de elevación es pequeño, el satélite puede no ser apto en entornos urbanos. En lo referente a la vida útil de un satélite, ésta se ve limitada por diversos factores: El combustible a bordo es escaso. El tubo de ondas progresivas (TWT), encargado de la transmisión por microondas, tiene una vida limitada a 6 ó 7 años. En ocasiones el satélite queda eclipsado y no puede recurrir a los paneles solares, teniendo que usar baterías cuya vida también es limitada. Los paneles solares envejecen y su rendimiento es cada vez menor. Cambios tecnológicos y de demanda. Se van requiriendo nuevos tipos de servicio que se han de atender con nuevas tecnologías. Puesta en órbita Los satélites geoestacionarios se sitúan en órbitas ecuatoriales, de forma circular y paralelas al plano del Ecuador (fig.2): Fig.2: Órbita ecuatorial. La puesta en órbita se hace en dos pasos: 1. El lanzador deja al satélite a unos 100~ 200 km de altura. Después se sitúa al satélite en una órbita de transferencia intermedia de forma elíptica (fig.3), con la Tierra situada en uno de los focos.

4 Fig.3: Órbita de transferencia. 2. En un momento dado, cerca del apogeo, se activa el motor de satélite hasta situarlo en órbita geoestacionaria. El perigeo interesa que sea lo más bajo posible, ya que el coste será menor. Suele situarse en el límite de la atmósfera (90~ 120 km). Otro parámetro que caracteriza a una órbita es la inclinación (fig.5), que se define como el ángulo formado por el plano de la misma con el plano del Ecuador (las órbitas ecuatoriales tienen 0º de inclinación). Como las órbitas geoestacionarias son ecuatoriales, interesa que los centros de lanzamiento estén próximos al Ecuador, para reducir el coste posterior de dirigir el satélite a su órbita definitiva. Fig.5: Inclinación de una órbita. Una vez puesto en órbita, el satélite necesita estabilización, es decir, ha de estar quieto, sin moverse de forma anárquica. Hay dos formas de conseguir la estabilización: Estabilización giroscópica. Se conserva el momento de inercia al girar sobre un eje que permanece inmóvil. Estabilización por 3 ejes. Existen 3 ejes (momentos de inercia) perpendiculares. La estabilización giroscópica se utiliza cuando el satélite está en órbita de transferencia. Tiene el problema de que algunas partes del satélite pueden quedar expuestas continuamente a la radiación solar. Durante la órbita de transferencia los instrumentos del satélite se autocalibran para conseguir la estabilización giroscópica, necesaria para encender los motores en el apogeo con la orientación correcta. Hasta que se produce la autocalibración, es normal que el satélite dé varias vueltas en esta órbita. Por otro lado, este tiempo ha de ser mínimo ya que entre la Tierra y las órbitas geoestacionarias existen unos cinturones toroidales donde la radiación es muy elevada, conocidos como cinturones de Van Allen. Para solucionar el problema de los cinturones de Van Allen, se puede utilizar una órbita de aparcamiento. Se trata de una órbita circular intermedia de baja altura (es fácil y barato situar un satélite a baja altura, ya que se requiere menos combustible) donde se pueden poner en marcha los sensores sin exponerlos a altos índices de radiación. Una vez que el satélite está estabilizado, pasa a órbita intermedia. Esta solución es utilizada por el Space Shuttle. Una vez que el satélite está en órbita, se distinguen tres fases: 1. ADQUISICIÓN DEL ASIENTO. Es el conjunto de maniobras para pasar del modo de estabilización giroscópica al de 3 ejes. El satélite ya no girará y quedará orientado en la dirección adecuada. 2. ADQUISICIÓN DE LA POSICIÓN ORBITAL DEFINITIVA. Una vez que el satélite está

5 situado en su plano orbital correspondiente (latitud), se le mueve hasta la longitud en la que quedará orbitando definitivamente (fig.6). Es necesario tener mucha precisión debido al elevado número de satélites que hay orbitando. Por ejemplo, el HISPASAT está situado a 31ºW. Fig.6: Adquisición de la posición orbital definitiva. Estructura de un sistema de comunicación vía satélite En un sistema de comunicaciones vía satélite convencional, sin procesado a bordo, las funciones básicas son: RECEPCION (Banda 1) + AMPLIFICACIÓN + RETRANSMISIÓN (Banda 2) Los sistemas que forman parte de cualquier enlace de comunicaciones vía satélite se dividen en dos segmentos (fig.7): el segmento espacial y el segmento terreno. El segmento espacial está formado por el satélite y la estación del control. El resto de sistemas terrestres forman el segmento terreno. Existe un compromiso entre los tamaños de antena utilizados en ambos segmentos, debido a las elevadas pérdidas de propagación (si reducimos el tamaño de una antena casi seguro que tendremos que aumentar el de la otra). El enlace ascendente (uplink) y el descendente (downlink) utilizan frecuencias separadas. Fig.7: Segmentos de un sistema de comunicaciones vía satélite. Encontramos varias diferencias con un sistema de comunicaciones terrestre: El repetidor (satélite) es prácticamente inaccesible para hacer reparaciones. Vanos muy grandes (36000 km en GEO) pérdidas en espacio libre elevadas. No hay fading multitrayecto porque los enlaces son de muy alta directividad (ángulos de radiación típicos inferiores a 4º) y por tanto no hay reflexiones. La potencia de transmisión del satélite está limitada por el tamaño de los paneles solares. Retardo muy elevado de propagación. Hay que usar canceladores de ecos. Esto hace al satélite poco apropiado para determinadas aplicaciones como las tipo "polling". Hay que tener en cuenta que el oído humano interpreta ecos con retardos de a partir de 0 1 seg. En comunicaciones terrestres se trabaja con márgenes de 40dB por la propagación multitrayecto. En satélite el margen es de tan sólo 10~ 15dB, para protección por atenuación por lluvia.

6 En lo que a frecuencias se refiere, suele elegirse f D < fu debido a que el enlace descendente es más crítico por la potencia de transmisión limitada en el satélite. A menor frecuencia se tienen menos pérdidas de propagación en espacio libre y la atenuación por lluvia es menor. Por otro lado, la densidad de flujo de potencia sobre la superficie terrestre ha de limitarse para no interferir en las radiocomunicaciones terrestres. Respecto a los instrumentos instalados en el satélite, se distinguen dos subsistemas, que se describirán con mayor profundidad en los siguientes apartados: SUBSISTEMA DE COMUNICACIONES. Formado por las antenas, los amplificadores, el mezclador, los filtros y en general todos los dispositivos usados para dar el servicio de comunicaciones al que esté destinado el satélite. SUBSISTEMA DE MISIÓN. Hace que funcione correctamente el subsistema anterior. Subsistema de comunicaciones El diagrama de bloques del subsistema de comunicaciones de un satélite tipo se muestra en la fig.8: Fig.8: Diagrama de bloques del subsistema de comunicaciones. Básicamente, la señal que llega por el enlace ascendente es filtrada y amplificada por un LNA (Low Noise Amplifier). Después se realiza el cambio de banda con un mezclador (atacado con un oscilador local), se filtra y se pasa por una etapa de amplificación formada por un preamplificador y un amplificador de potencia, para después pasar a la antena del enlace descendente. El hecho de tener que trabajar con niveles de potencia limitados, debido a la utilización de paneles solares, hace que el amplificador de potencia tenga que ser pequeño y lo más eficaz posible, lo cual implica que tendrá que trabajar en zona altamente no lineal. Como se requiere una elevada fiabilidad, se divide el ancho de banda de trabajo en varios segmentos que serán tratados y amplificados por separado por los correspondientes subsistemas del satélite, denominados transpondedores (régimen monoportadora). Así, al tener varios transpondedores se dispone de redundancia en caso de fallos (fiabilidad elevada) y además se evita que un solo amplificador trabajando en zona no lineal genere demasiados productos de intermodulación que interfieran en los canales adyacentes (régimen multiportadora). Por estas razones se trabaja con varias portadoras a la vez multiplexando en frecuencia (FDMA, Frequency Domain Multiple Access), tal y como se indica en el diagrama frecuencial de la fig.9.: Fig.9: Acceso múltiple por división en frecuencia (FDMA) con varias portadoras. Cada transpondedor trabaja con anchos de banda muy grandes y por eso requiere igualadores de retardo para conseguir misma respuesta en fase en todo el canal, y de amplitud, para conseguir misma respuesta en amplitud en todo el canal. El último amplificador suele ser un tubo de ondas progresivas (TWT, Traveling Wave Tube), capaz de proporcionar 200W a 4 GHz. Lleva un atenuador delante para controlar la potencia de salida.

7 Este atenuador es controlado desde Tierra y es necesario porque a veces no interesa que el TWT trabaje en zona no lineal, donde genera muchos productos de intermodulación. Existen otros dispositivos empleados como amplificadores, como los amplificadores de potencia de estado sólido (SSPA, Solid State Power Amplifier) y los tubos Klystron o HPA (High Power Amplifier). Subsistema de misión También conocido como módulo de servicio, se encarga de que el satélite funcione correctamente. A su vez se compone de los siguientes subsistemas: SISTEMA DE TELEMEDIDA Y TELECOMANDO: Es el encargado de enviar órdenes y recibir datos del satélite: conocer cómo se encuentra operativamente el satélite, envío de órdenes que influyen en el subsistema de comunicaciones (activación de amplificadores de reserva, etc), control del motor de apogeo para paso de órbita de transferencia a geoestacionaria y mantenimiento de la posición orbital (corrección de derivas) mediante motores. Cuando se está agotando el combustible de estos motores, finaliza la vida útil del satélite y se saca a otra órbita de aparcamiento donde no haya peligro de colisión. Utiliza menor ancho de banda que el subsistema de comunicaciones. Las bandas frecuenciales también son distintas (telemedida en 1~ 1.5 GHz, comunicaciones en 11~ 14 GHz). El subsistema de comunicaciones comienza a ser operativo tras la fase de inicialización, cuando el satélite ya está situado en su posición orbital definitiva. En cambio, el subsistema de telemedida y telecomando ha de estar operativo desde el primer momento. Utiliza antenas con diagrama de radiación bastante omnidireccional, por el motivo anterior, ya que se utiliza en todo momento. SISTEMA DE CONTROL DEL SATÉLITE: Tiene dos objetivos fundamentales: Conseguir el asiento o estabilización: CONTROL DE ACTITUD. Consiste en mantener la orientación adecuada en todo momento, de forma muy precisa, ya que las antenas del satélite tienen un ancho de haz del orden de 1º. Si no existiera el control de asiento, el satélite rotaría de forma anárquica. La exactitud requerida es del orden de 0.1º. CONTROL DE LA POSICION ORBITAL (Station Keeping). La posición orbital del satélite sufre derivas por efecto de la atracción gravitatoria de los cuerpos celestes, lo cual hace necesario hacer correcciones cada 2 ó 4 semanas. Desde la estación terrena se determina la dirección y la velocidad de la deriva y se activan las correcciones en el momento adecuado El satélite ha de girar sobre un eje perpendicular al plano del Ecuador, con la misma velocidad angular que la Tierra, para presentar siempre la misma cara (fig.10): Fig.10: Control de actitud del satélite. El satélite cuenta con una serie de sensores que detectan hacia dónde está apuntando en cada momento, tomando como referencia el Sol, por ejemplo, para hacer las correciones oportunas. Otra forma de hacerlo es detectando la temperatura de ruido o la radiación infrarroja (IR) de la Tierra con una antena o con sensores ópticos, respectivamente. La corrección de la posición se hace gracias a unos ejes de referencia fijos proporcionados por un giróscopo. El giróscopo está formado por unos discos de masa muy elevada que giran continuamente con un momento de inercia muy grande. Por el principio de conservación del momento de inercia, dicho momento de inercia será dificilmente modificable, es decir, será muy dificil que el eje de referencia perpendicular al disco sufra rotaciones. Existen dos tipos de sistemas de estabilización:

8 Estabilización por spin (fig.11.): Este tipo de células solares se utilizaban con los primeros satélites. El eje de rotación del satélite ha de estar perpendicular al plano del Ecuador para que los rayos solares incidan en las células por lo menos en los equinoccios, que es cuando el Sol está situado en el plano del Ecuador. El problema es que la antena también gira con el satélite y por tanto ha de ser onmidireccional. Con esta configuración se evita el problema anterior. Sólo gira el cuerpo exterior a la antena, con los paneles solares, mientras que el cuerpo interior. que sirve de soporte a las antenas, permanece fijo. De esta forma las antenas apuntan siempre en la dirección deseada y se puede incrementar su directividad. Fig.11: Sistemas de estabilización por spin. Estabilización por tres ejes (fig.12.): Es la más utilizada actualmente. Se utilizan tres giróscopos con sus ejes de rotación perpendiculares entre sí. Permite alcanzar una mayor precisión. Con este sistema sólo giran los giróscopos, no el satélite entero. Esta configuración cuenta con la ventaja adicional de que los paneles solares no rotan. Fig.12: Sistema de estabilización por tres ejes SISTEMA DE PROPULSIÓN: Tiene tres objetivos: Paso de órbita de transferencia a órbita geoestacionaria, mantenimiento de la posición orbital y control de asiento (que el satélite tenga la orientación adecuada). Para los motores el combustible utilizado suele ser HIDRACINA, que no proporciona demasiada potencia pero cuenta con la ventaja de pesar poco. Suelen llevarse unos 150~ 200kg, siendo este factor determinante en la vida útil del satélite. SISTEMA DE ENERGÍA ELÉCTRICA: Se consigue con los paneles solares. La radiación solar en el espacio es de unos 1390 W/m 2, mucho mayor que en la Tierra (unos 70 W/m2 o menos). El límite de la tecnología del silicio está en unos 150~ 200 W/m2, consiguiéndose actualmente unos 180 W/m2. El rendimiento de los paneles solares disminuye con el tiempo, por efecto de la degradación de las células solares (exposición a la radiación). Puede haber unas pérdidas de hasta el 10%, efecto que habrá que considerar a la hora de diseñar el tamaño de los paneles solares. El rendimiento

9 también es función de la temperatura: a menor temperatura, mayor rendimiento. Esto supone una desventaja para los sistemas de estabilización a 3 ejes, ya que los paneles solares reciben radiación continuamente (temperatura elevada). En cambio, en el sistema de estabilización por spin los paneles sólo reciben radiación el 50% del tiempo. Los paneles solares han de completar una rotación cada 24 horas respecto al cuerpo del satélite, para estar orientados continuamente hacia el Sol. Esta rotación es necesaria porque el satélite también rota, como se puede apreciar en las fig.12.: Fig.12: Movimiento de rotación de un satélite. Cuando el Sol se encuentra en los solsticios, los paneles reciben menos radiación, ya que su superficie de cara al sol cambia (es menor). Este efecto podría corregirse haciendo girar al panel respecto a otro eje adicional, pero esta solución no suele implementarse porque sus repercusiones son mínimas y además es complejo. Todos los efectos descritos anteriormente se resumen en la gráfica de la fig.13: Fig.13: Limitación de la vida útil de un satélite por degradación de los paneles solares. La potencia suministrada por los paneles sufre ciclos debido a los equinoccios y a los solsticios. Además, con el paso del tiempo del rendimiento es cada vez menor (envolvente decreciente). Existe un valor umbral de potencia necesaria para que el satélite funcione, que nos da su vida útil. Además de todos estos efectos, habría que considerar el de los eclipses solares. SISTEMA DE CONTROL TÉRMICO: Si no existiese el control térmico, la temperatura del satélite podría llegar a oscilar entre -150ºC cuando no le da el Sol, y +250ºC cuando le da el Sol. Esto es debido a que en el espacio no existe convección y por tanto no hay disipación térmica. Los equipos electrónicos suelen tener un margen de funcionamiento de 0ºC a 70ºC, así que el control térmico se hace necesario. Se utilizan varias técnicas: Mantas térmicas. El satélite se envuelve en la manta térmica (suelen ser de color dorado), lo cual proporciona aislamiento del exterior (la radiación externa es reflejada) y a

10 la par evita el enfriamiento del satélite. Radiadores externos. Resistencias calentadoras. Pinturas negras para evitar gradientes térmicos elevados que producirían dilataciones en la estructura. SISTEMAS PIROTÉCNICOS: Son los encargados de realizar el despliegue de los paneles solares y de excitar las válvulas del sistema de propulsión. Dada la gran importancia de estas dos operaciones para el éxito de la misión, los pirotécnicos se instalan con alto grado de redundancia. Órbitas. Elementos Keplerianos. Coberturas Un hecho fundamental a tener en cuenta en las órbitas satelitales es la existencia de los Cinturones de Van Allen, de forma toroidal y con gran densidad de partículas ionizadas de alto nivel de radiación. En la medida de lo posible se ha de evitar pasar por estos cinturones, lo cual da lo que podríamos llamar alturas de órbita prohibidas. Existen dos cinturones de Van Allen: Primer cinturón: entre 1500 km y 3000 km de altitud sobre la superficie terrestre. Segundo cinturón: entre km y km de altitud. Las órbitas terrestres pueden clasificarse por su altitud, según se indica en la fig.14.: Km GEO (órbita Geoestacionaria terrestre) Km º Cinturón de Van Allen Km Km MEO (Órbitas de Media Altura) 3000 Km º Cinturón de Van Allen 1500 Km Km LEO (Órbitas de Baja Altura) 0 Km Atmósfera Fig.14: Clasificación de las órbitas terrestres según su altitud. Existe otro tipo: las órbitas no terrestres, como es el caso de la heliosíncrona: órbita alrededor del Sol pero con giro síncrono con la Tierra. Por otro lado, según su forma, podemos clasificar las órbitas en elípticas (HEO, Helliptical Earth Orbit) y circulares, que son un caso particular de las anteriores con excentricidad unitaria. LEO (Low Earth Orbits) Siempre que hablemos de LEO se entiende que la órbita es circular. Se define la inclinación del plano orbital como el ángulo formado por el plano orbital con el plano del Ecuador. Podemos distinguir entre: Órbitas polares. Tienen inclinación = 90º. Órbitas ecuatoriales. Tienen inclinación = 0º. Las órbitas polares no son muy aconsejables porque se produce mucha concentración de satélites en los polos (todas las órbitas polares confluyen en los polos). Entre las ventajas de las LEOs podemos citar: Al ser de baja altura y usarlas satélites pequeños, el lanzamiento es fácil y el coste mínimo. La atenuación por propagación en espacio libre es pequeña. Los retardos de propagación son pequeños.

11 Las desventajas principales de las LEOs son: Pequeña cobertura. Hace falta una constelación para cubrir grandes extensiones. El satélite tendrá velocidad relativa respecto a un punto fijo de la superficie terrestre. Esto hace que pueda ser necesario un seguimiento del satélite por parte de la estación terrestre, y además aparece el efecto Doppler. Los usos más característicos de estas órbitas son los servicios de comunicaciones móviles por satélite (IRIDIUM, con 66 satélites), los de radiodeterminación (constelación NAVSTAR GPS) y las estaciones espaciales (MIR, ISS). La órbita polar no suele utilizarse en comunicaciones móviles, ya que da mucha cobertura en las zonas polares (donde el tráfico es pequeño) y poca en las zonas ecuatoriales, donde la densidad de tráfico es mayor. Las órbitas polares las suelen usar los satélites de reconocimiento: meteorológicos, de exploración del suelo, militares, etc. MEO (Medium Earth Orbits) Suelen ser órbitas circulares. Al ser más altas que las LEO, la cobertura de cada satélite es mayor y por tanto se necesitan menos satélites para cubrir un área determinada, con el inconveniente de tener mayor atenuación por propagación en el espacio libre. GEO (Geostationary Earth Orbits) Se trata de una única órbita ecuatorial, situada a una altura de km sobre la superficie terrestre. Al estar situada a esta altura, se consigue que el satélite gire síncronamente con la Tierra (dándole además el mismo sentido de rotación, claro está). Proporciona una cobertura de aproximadamente 1/3 de la superficie terrestre, lo que la hace apropiada para enlaces fijos y de radiodifusión DBS (Direct Broadcast System). La principal desventaja es que está muy lejos de la Tierra y por tanto se producen elevadas pérdidas por propagación en espacio libre, lo cual hace que se necesiten ganancias de antena muy grandes tanto en el satélite como en la estación terrena. Además, la GEO es única, sólo hay un arco geoestacionario donde poder situar los satélites, lo cual limita la cantidad de satélites que pueden situarse en GEO y obliga a trabajar con anchos de haz muy estrechos en la estación terrena para no interferir con los satélites vecinos. Los satélites suelen situarse a una distancia de arco de 2º tomando la Tierra como referencia (unos 200 km entre cada par) y esto sólo puede conseguirse con un control muy preciso. La latitud donde se situa el satélite dentro de la órbita geoestacionaria se ha de corresponder con la latitud de la zona geográfica de la Tierra a la que se quiere dar cobertura. Esto supone un problema añadido en zonas de alta densidad de servicio, como Europa. Por ejemplo, el HISPASAT está situado a una latitud 30ºW para dar cobertura a España y Sudamérica. Debido a las irregularidades en el campo gravitatorio terrestre (la Tierra no es una esfera sino una geoide), existen dos puntos estables y puntos no estables dentro de la GEO. Cualquier cuerpo no situado en un punto estable sufre derivas en latitud en dirección hacia el punto estable más cercano. Esto hace que se tengan posiciones prohibidas dentro del arco geoestacionario. El ángulo de elevación es el formado por la visual de la estación terrestre con el satélite, y la superficie terrestre. Si es negativo, no existe visual con el satélite. Los puntos de la Tierra situados en latitudes superiores a los 70º-80º tienen ángulo de elevación negativo con la GEO y por tanto no se les proporciona cobertura. Este problema lo tienen algunos países como Rusia, que ha de utilizar órbitas HEO en lugar de GEO. Un tipo de órbita utilizada en este caso es la órbita Molniya, cuyo apogeo coincide con la GEO. Dado que el campo gravitatorio terrestre no es uniforme, como ya dijimos, los planos orbitales elípticos no se mantienen en una posición constante, sino que giran (cambia su argumento del perigeo), eso sí, manteniendo la inclinación. Las órbitas elípticas pueden tener cualquier inclinación, pero suele utilizarse una inclinación de 63.4º, debido a que en ese caso el efecto de variación del argumento del perigeo es mínimo. Se define una constelación como el conjunto de órbitas de satélites que operan conjuntamente. Una constelación está en fase si todos sus planos orbitales tienen la misma inclinación y dentro de cada plano orbital se distribuyen de forma uniforme los satélites, dando distancias iguales en argumento de perigeo entre cada pareja de satélites. En una constelación la inclinación de todos los planos orbitales ha de ser la misma para que las perturbaciones del campo magnético terrestre afecten de forma similar a todos los satélites de la constelación. El número total de satélites que caben en una órbita es función de la altitud de la misma.

12 Localización del satélite en el espacio: elementos keplerianos Necesitamos un punto fijo en el espacio que sirva como referencia para definir las coordenadas de una órbita. Previamente, conviene repasar los siguientes conceptos astronómicos: La eclíptica es la órbita que sigue la Tierra alrededor del Sol en su movimiento de traslación. Está inclinada 23.2º respecto al plano del Ecuador, siendo esta inclinación la causante de la existencia de las estaciones del año. La dirección del Polo Norte celeste es la de la prolongación del eje de rotación de la Tierra, que en este momento coincide con la estrella Polar. Los equinoccios son los puntos de intersección de la eclíptica con el plano del Ecuador El punto que usaremos como referencia es el llamado punto vernal o punto de Aries, que queda definido por la dirección marcada por la recta resultante del corte del plano del Ecuador con el plano de la eclíptica, prolongada en la dirección del equinoccio de primavera. En su día, en esta dirección se encontraba la constelación de Aries, aunque actualmente apunta en la dirección de Piscis. Esto es debido al movimiento de precesión de los equinoccios, causado por el hecho de que el eje de rotación de la Tierra no es fijo (y por tanto, el plano del Ecuador tampoco permanece fijo). Así pues, el eje Xi dado por la dirección en la que se encuentra el punto vernal, se utiliza como referencia para dar las coordenadas de los cuerpos celestes. A continuación se describen brevemente algunos parámetros de interés considerando una órbita satelital con forma de elipse (fig.15.): Fig.15: Parámetros de interés en una órbita elíptica. a = semieje mayor b = semieje menor CT = Tierra (uno de los focos) Apogeo = punto más lejano a la Tierra Perigeo = punto más próximo a la Tierra. La ecuación paramétrica de la elipse es: r1 + r2 = 2a La excentricidad se define como: e = c/a 0 e 1 Si e = 0 se trata de una circunferencia. Si c = a Þ e = 1 y se trata de una línea recta. La posición del satélite en el Espacio queda definida mediante 7 variables denominadas ELEMENTOS KEPLERIANOS: ÉPOCA (Epoch, T0). Es un número que indica para qué momento son válidos los elementos keplerianos que se dan. ASCENSIÓN RECTA DEL NODO ASCENDENTE (Right Ascension of Ascending Node, RAAN, O0, W ): Los nodos son los dos puntos de corte de la órbita del satélite con el plano del Ecuador. El nodo ascendente es aquel en el que el satélite lleva la dirección del Polo Norte celeste. La ascención recta es el ángulo formado por la dirección del nodo ascendente con el eje X i. No está definida para órbitas ecuatoriales (no existe nodo ascendente, ya que el plano orbital coincide con el plano del Ecuador) INCLINACIÓN DEL PLANO ORBITAL (Orbital Inclination, i, I0): Es el ángulo formado por el plano del Ecuador con el plano orbital. Casos particulares: i = 0º Þ órbita ecuatorial. i = 90º Þ órbita polar. Con (W, i) se define la situación del plano orbital en el Espacio. Ahora vamos a situar la elipse dentro del plano: ARGUMENTO DEL PERIGEO (Argument of Perigee, ARGP, W0, w ): Es el ángulo formado por la recta que une el perigeo con la Tierra y la recta que une la

13 Tierra con el nodo ascendente. No está definida para órbitas circulares. SEMIEJE MAYOR DE LA ÓRBITA (Semimajor-axis, a). Longitud del semieje mayor de la órbita elíptica descrita por el satélite, es decir, la distancia del satélite a la Tierra. En ocasiones se da el movimiento medio (Mean Motion, N0), directamente relacionado con la distancia por la Tercera Ley de Kepler. EXCENTRICIDAD DE LA ÓRBITA (Eccentricity, E0, e). (ver Fig.15.) Finalmente, utilizamos un último parámetro para situar al satélite dentro de la elipse: ANOMALÍA VERDADERA (Mean Anomaly, MA, Phase, M0, n ). Se trata de un ángulo que se recorre uniformemente en tiempo de 0 a 360 grados durante una órbita del satélite, de forma que 0º se corresponden con el perigeo y 180º con el apogeo. En la tabla 2 se muestra una clasificación de las órbitas atendiendo a las variables descritas: Órbita T i e SÍNCRONA 23h (W@E) Cualquiera Cualquiera ECUATORIAL Cualquiera 0º Cualquiera CIRCULAR Cualquiera Cualquiera 0º GEOESTACIONARIA 23h (W@E) 0º 0º Tabla 2: Descripción de órbitas satelitales. Cobertura proporcionada por un satélite La cobertura proporcionada por un satélite depende del tipo de diagrama de radiación de las antenas que se utilice: Haz global. Proporciona la mayor cobertura posible. En GEO con 17.4º de ancho de haz se cubre 1/3 de la superficie terrestre, lo cual no es mejorable incrementándolo. Haces perfilados. Se perfila el diagrama de radiación de la antena del satélite para conseguir dar cobertura a un área geográfica concreta. (Haz nacional) Usado en el ARSAT-1, BRASILSAT, HISPASAT, AMS-6 y otros. Haz pincel. Iluminación de superficies pequeñas. En GEO, con un ancho de haz de aproximadamente 1º se consigue cubrir un área de 600~ 800 km2. Se usa ampliamente en comunicaciones móviles, ya que de forma similar a un sistema celular permite una mayor reutilización frecuencial. Este tipo de haces suelen ser sintéticos, es decir, su forma puede variarse electrónicamente en función del área a la que se quiera dar cobertura. Por ejemplo, se aumenta el tamaño de haz al sobrevolar áreas con escaso tráfico (desiertos, etc) y se disminuye al atravesar áreas densamente pobladas. Se define la COBERTURA GEOMÉTRICA como la dada por aquellos puntos de la superficie terrestre que ven al satélite con una elevación mayor que cero (es decir, existe visual). Además, los ángulos de elevación pequeños implican que las ondas atraviesan mayor volumen de atmósfera y por tanto sufren mayor atenuación por atmosféricos (lluvia, absorción por gases), lo cual supone un condicionante adicional en cuanto a niveles de señal. Así pues, el propio sistema define una COBERTURA RADIOELÉCTRICA que obliga a trabajar con ángulos de elevación más altos, del orden de 5º como mínimo. La cobertura radioeléctrica viene limitada por la distancia total del vano, el ruido radioeléctrico y el volumen de atmósfera atravesado. Como se habrá podido deducir, la latitud de los puntos de la Tierra influye en la cobertura

14 geométrica, como se describe en el ejemplo de la fig.16: Fig.16: Clasificación de las órbitas terrestres según su altitud. En el ejemplo de la figura, que muestra un satélite en órbita GEO, los puntos con latitud superior a 81º no tienen cobertura geométrica (elevación negativa). Si además se considera la cobertura radioeléctrica (elevación mínima 5º) la latitud umbral se hace menor, de unos 70º. La longitud geográfica de un punto también influye en su cobertura geométrica. Ancho de banda y potencia Habitualmente el ANCHO DE BANDA total utilizado por un satélite es de unos 500 MHz, pudiendo llegar en ocasiones hasta los 1000 MHz ó 2500 MHz. Se divide en segmentos, cada uno de ellos tratado separadamente por un transpondedor (fig.17.): Fig.17: Reparto en segmentos del ancho de banda disponible en el satélite. Se utilizan diversas técnicas para aumentar la capacidad de un sistema de comunicaciones por satélite: Diversidad en frecuencia. Consiste en asignar segmentos de ancho de banda a portadoras separadas. Por ejemplo, 500 MHz en 4/6 GHz y otros 500 MHz en 11/17 GHz. Diversidad en espacio. Se utiliza sobre todo en comunicaciones móviles. Consiste en utilizar varios haces de forma que la misma frecuencia se pueda usar en haces distintos, siempre que se tenga un buen aislamiento (fig.18): Fig.18: Diversidad en espacio. Diversidad en polarización. Consiste en utilizar polarizaciones cruzadas (horizontal/vertical, circular a izquierdas/derechas) para cada haz de antena del satélite, en la misma banda de frecuencias. Además las guardas para cada polarización no coinciden, para incrementar el aislamiento (fig.19): Fig.19: Diversidad en polarización.

15 La POTENCIA de transmisión del satélite está limitada por varios factores: Es un recurso escaso porque se obtiene de los paneles solares y éstos son de superficie limitada por su peso. A mayor peso, mayor coste de lanzamiento. El dispositivo amplificador de microondas normalmente no se puede llevar a saturación trabajando en régimen multiportadora, debido a que genera productos de intermodulación que interfieren en los canales adyacentes. Si, por el contrario, se trabaja en zona lineal, la potencia de salida es menor. Existe un límite de flujo máximo de potencia sobre la superficie de la Tierra, establecido por las regulaciones internacionales, lo cual hace que la PIRE del satélite esté limitada y consecuentemente su potencia de transmisión y/o ganancia de antena. Esto se debe a que las bandas utilizadas por los satélites se comparten con los servicios de radiocomunicaciones terrestres. En estos servicios y en estas bandas se utilizan antenas directivas (parábolas) con un ángulo de elevación muy pequeño, por lo que prácticamente no interfieren al satélite. En cambio, un satélite emitiendo con alta potencia sí que puede interferir a dichos servicios, como es el caso de los DBS que emiten con gran potencia para que los receptores terrestres puedan utilizar parabólicas de pequeña apertura. Reglamentación. Organismos involucrados Existen diversos organismos encargados de la normalización y la reglamentación de los sistemas de comunicaciones vía satélite La normalización es el conjunto de reglas de no obligado cumplimiento, llamadas recomendaciones (por ejemplo, la norma GSM se aplica de forma distinta en EE.UU., Europa y Japón). Entre los organismos de normalización destacan: ETSIT (CEPT) en Europa. FCC (Federal Communications Commision) en EE.UU. La reglamentación, por otra parte, es el conjunto de reglas de obligado cumplimiento, como las autorizaciones de posiciones orbitales, frecuencias, coberturas, etc. De la reglamentación se encarga la UIT (Unión Internacional de Telecomunicaciones o ITU), organismo internacional dependiente de la ONU. Dentro de la UIT se distinguen varios organismos: Secretaría General, con sede en Ginebra. Se encarga de la coordinación general. IFRB (International Frequency Registration Board), encargada del registro de las posiciones orbitales. CCIR (Comité Consultivo Internacional de Radiocomunicaciones), actualmente ITU-R, encargado de los estudios técnicos y recomendaciones relacionados con la radio. CCITT (Comité Consultivo Internacional de Teléfonos y Telégrafos), actualmente ITU-T, encargado de la telefonía. Designación Rango Servicio Observaciones Banda L 1-2 GHz Servicio móvil. Baja atenuación en espacio libre Banda S 2-4 GHz Subsistema telemedida y telecomando. Banda C 6 GHz (UL) 4 GHz (DL) Servicio fijo. Banda X 8 GHz (UL) 7 GHz (DL) Uso militar. Banda Ku 14/12 GHz 17/12 GHz Servicio fijo. DBS. Ampliación servicios banda C Banda K 18 GHz (UL) 27 GHz (DL) Enlaces entre satélites (ej. IRIDIUM). Elevada absorción atmosférica Banda Ka GHz Uso militar. Milimétricas 60 GHz Es el segmento más saturado Servicio móvil de banda Videoconferencias, ancha. etc. Tabla 3: Utilización de las bandas satelitales.

16 Los reglamentos se aprueban en conferencias internacionales (WARC, World Administrative Radio Conferences). Por ejemplo, en la WARC 79 se asignaron las bandas de frecuencias a 17 servicios de telecomunicación dividiendo el mundo en 3 regiones: Región I: Europa, África, Rusia y Mongolia. Región II: Norteamérica, Sudamérica y Groenlandia. (ver unidad 1) Región III: Asia, Australia y el Pacífico Sur. Respecto a la utilización de las bandas, en la tabla 3 se refleja la división del espectro, la denominación de cada banda y los usuarios a los que va destinada. Satélites Argentinos Historia de los satélites Argentinos La historia de los Satélites de la Argentina comienza en 1990 cuando el cohete Ariane dejó en órbita espacial al pequeño Lusat I, el primer satélite argentino puesto en órbita. Fue la obra de radioaficionados pertenecientes a la filial argentina de AMSAT. Después de 20 años en órbita, con la batería ya agotada, continuó funcionando. El Lusat-1 permanece activo pero solamente su baliza de CW (Código Morse) construida en la Argentina envía información sobre su estado en Mhz con 750 mw emitiendo Telemetría a 12 PPM (Palabras Por Minuto), el resto de las funcionalidades del satélite dejaron de funcionar al agotarse la vida útil de las baterías. A la fecha, Lusat-1 es el objeto argentino que obstenta el récord absoluto de permanencia en funcionamiento en el espacio. No se conocen datos sobre el tiempo de permanencia en el espacio de los demás satélites. El segundo fue µsat-1, primer satélite artificial concebido, diseñado, calificado e integrado en Argentina. Fue llamado Víctor una vez en órbita en homenaje al ingeniero Víctor Aruani, integrante del equipo, fallecido antes de terminar el proyecto. Satélite experimental con fines educativos y como demostrador tecnológico. Llevaba a bordo dos cámaras para tomar imágenes de la Tierra, una de campo amplio y otra de campo estrecho, una baliza en VHF, un transmisor-receptor en UHF para telemetría y telecomando y otro en banda S para la bajada de las imágenes, su principal propósito fue probar los sistemas y evaluarlos. Tenía capacidad para actualizar el software de la computadora en forma remota una vez puesto en órbita. Fue desarrollado en el Centro de Investigaciones Aplicadas del Instituto Universitario Aeronáutico de Córdoba y lanzado el 29 de agosto de 1996 desde el cosmódromo Plesetsk en Rusia por el lanzador ruso Molniya junto a los satélites Magion-5 y Prognoz-M2.1 El primer satélite «profesional» de aplicaciones científicas (física del Sol) fue el SAC-B, lanzado en cumplimiento del plan Espacial de CONAE en Esta misión fracasó porque el satélite no pudo desprenderse de la última etapa del lanzador, pero se logró probar el normal funcionamiento de todos los sistemas de a bordo, de modo que el acontecimiento se consideró un éxito para la tecnología empleada y para INVAP como constructor de satélites de observación terrestre o astronómica.

17 El satélite de Comunicaciones Nahuel 1A llegó al espacio en enero de 1997 pero no fue hecho por argentinos. El Nahuelsat 1-A es un satélite de fabricación extranjera (Canadá), usado por una empresa privada para comunicaciones satelitales. El SAC-A fue puesto en órbita por el Transbordador Espacial estadounidense Endeavor el 14 de diciembre de El SAC-C se lanzó el 21 de noviembre de 2000 y es un satélite argentino de teleobservación lanzado por un vector Delta II desde la base estadounidense de Vandenberg (California). Es de señalar que el SAC-C ha cumplido más de diez años en órbita, a pesar de haber sido diseñado para durar sólo cuatro. Está en buenas condiciones y envía regularmente señales a la base terrestre Teófilo Tabanera, situada en la provincia de Córdoba. El Pehuensat-1 fue lanzado el 10 de enero de 2007 desde la India, entrando en órbita 20 minutos después. Fue también un pequeño satélite «educacional» construido por profesores y alumnos de la Universidad Nacional del Comahue. El Cubebug 1 fue puesto en òrbita el 26 de abril de 2013, lanzado desde Jiuquen en China, mientras que el Cubebug 2 lo hizo el 21 de Noviembre de 2013, lanado desde Rusia. Los pequeños satélites Lusat-1, Víctor-1, Pehuensat-1, Cubebug 1 y 2, fueron experimentos destinados a demostrar que sus autores eran capaces de construir un vehículo espacial. Por otra parte la empresa estatal AR-SAT (Soluciones Satelitales), ha encargado a INVAP el desarrollo y la construcción del primer satélite argentino de comunicaciones, este satélite geoestacionario, ocupará la posición orbital reservada por la Argentina. Arsat 1 entraría en servicio en el segundo semestre de Al leer esta reseña histórica, se debe tener en cuenta que se trata de varios proyectos de complejidad y finalidades muy diferentes. La Comisión Nacional de Actividades Espaciales - CONAE La CONAE, fundada en 1991, originalmente dependió directamente de Presidencia, luego del Ministerio de Relaciones Exteriores, Comercio Internacional y Culto y desde noviembre de 2012 depende del Ministerio de Planificación Federal. Es la entidad encargada de llevar adelante el Plan Espacial Argentino. La CONAE posee la Estación Terrena de control satelital y recepción de datos «Teófilo Tabanera», situada en la provincia de Córdoba. Desde allí se reciben los datos del satélite argentino SAC-C (de propiedad de la CONAE) así como de varios otros satélites pertenecientes a otras naciones. Los satélites de la serie SAC tienen por objetivo principal obtener información referida al territorio argentino sobre actividades productivas de tierra y mar, hidrología, geología, clima, vigilancia del ambiente, recursos naturales y cartografía. Más de 80 universidades, entes, organismos y empresas nacionales participan en estos proyectos. Las imágenes de los satélites ofrecen información para 200 proyectos de universidades y centros de investigación, además de llegar a colegios secundarios que las utilizan en lugar de los mapas tradicionales.

18 La serie SAC La serie SAC es la primera serie «profesional», destinada a cumplir funciones reales mediante la transmisión de datos - imágenes y otros datos físicos - durante largos períodos. Como se verá más abajo, el SAC-A cumplió su misión, el SAC-B fracasó en su lanzamiento por fallas en el lanzador, el SAC-C está en el espacio y funcionando correctamente desde noviembre de 2000 y se acaba de finalizar la construcción del SAC-D. Solo los satélites de la serie SAC son de propiedad de la CONAE Comisión Nacional de Actividades Espaciales argentina. SAC-A De validación tecnológica El satélite SAC-A es un pequeño satélite, diseñado, integrado y construido por la empresa INVAP, en los laboratorios de Villa Golf, bajo un contrato con la CONAE. El SAC-A posee un peso de 68 kg, y sirvió para probar sistemas ópticos, de energía, de navegación y de guiado de control. SAC-A visto desde el transbordador espacial. Transportado por el transbordador Endeavour, en diciembre de 1998, llegó a exceder su vida útil de 8 meses sin presentar problemas técnicos. El satélite se quemó al entrar en la atmósfera en octubre de 1999, habiendo transmitido de manera correcta datos e imágenes. SAC-B Astronómico Se lanzó en 1996 (antes que el SAC-A) con el objetivo de investigar las fuentes explosivas extragalácticas de alta energía. Su peso era de 191 kg, (50 kg de carga útil). Fue puesto en órbita montado en el cohete estadounidense Pegasus XL. Debido a fallas en el vehículo disparador no pudo eyectarse del mismo y al quedar pegado se quedó sin energía por lo que solo pudo dar escasas vueltas a la tierra. Sin embargo pudo poner en funcionamiento todos sus sistemas correctamente hasta que las baterías de a bordo se agotaron. Esto último se debió a que al haber estado incorrectamente adosado al cohete Pegasus el satélite no pudo desplegar sus paneles solares. SAC-C De observación de la Tierra Lanzado en 2000, se mantuvo en buen funcionamiento durante casi trece años, a pesar de que se le estimaba un tiempo de vida de tan solo cinco años. Se trata de un satélite mediano de 485 kg de peso, de órbita baja, para la observación de la superficie terrestre por medio de 3 cámaras. Tiene como misión el monitoreo del ambiente y de catástrofes naturales. Obtiene imágenes de

19 todo el territorio nacional, y de países limítrofes, en tiempo real; y produce imágenes del resto del mundo en modo almacenado. Los países asociados a esta misión son: EE. UU., Italia, Dinamarca, Francia y Brasil. Reúne diez cargas útiles pertenecientes a cinco de los seis países mencionados. De estas cargas, las más importantes para la Argentina son sus tres potentes cámaras ópticas de observación de la superficie terrestre. Fueron desarrolladas por INVAP con una combinación de «bandas», resoluciones y sensibilidades que resulta ideal para el monitoreo del ambiente terrestre y marítimo de la Argentina. SAC-D Acuarius El SAC D, también conocido como Aquarius, es uno de los satélites diseñados y construidos en la Argentina que integran la serie SAC. Su objetivo es estudiar la salinidad del mar y detectar zonas de riesgo de incendios e inundaciones. SAC-D / Aquarius 20 de mayo de 2011: el SAC-D / Aquarius, en el interior de un contenedor de carga, es elevado en la torre de servicio móvil del Complejo de lanzamiento 2 de la base Vandenberg de la Fuerza Aérea, en California. Lanzamiento del Delta II, con el SAC-D/Aquarius, moderno satélite argentino de observación climática y oceanográfica. SAC-D transporta ocho instrumentos, siendo el principal de ellos el Aquarius, aportado por la NASA, que se encargará de medir la salinidad superficial del mar y la humedad de suelo. Las cargas más importantes que lleva la misión son: Radiómetro de Microondas, provisto por CONAE. Sensor Infrarrojo de nueva tecnología (CONAE). Cámara de Alta Sensibilidad (INVAP). Sistema de Recolección de Datos (CONAE). Sensores de Demostración Tecnológica (CONAE). Sonda atmosférica por radio-ocultación (Agencia Espacial Italiana (ASI)).

20 CARMEN-1. Estudio de los efectos de la radiación sobre componentes electrónicos y sensor para detectar el daño ocasionado por micropartículas presentes en el espacio. Agencia Espacial Francesa (CNES). Por parte de la Argentina, además de la CONAE participaron en el desarrollo la Facultad de Ingeniería de la Universidad Nacional de La Plata, la Universidad Tecnológica Nacional, el Instituto Argentino de Radioastronomía y el Centro de Investigaciones Ópticas, ambos del Conicet. También hicieron aportes las empresas DTA y Consulfem. Los ocho instrumentos que lleva a bordo el satélite conforman un verdadero observatorio dedicado al estudio del océano y de la atmósfera terrestre. Mediante la obtención de datos de salinidad del mar, su temperatura superficial, vientos, presencia de hielo y contenido de humedad en la atmósfera, se podrá mejorar el conocimiento de la circulación oceánica y su influencia en el clima del planeta. Recopilará también información sobre el desprendimiento de los hielos en las zonas polares, la humedad de los suelos, los focos de incendio y la temperatura de las aguas del mar, un dato de particular interés para la actividad pesquera. El SAC-D también estudiará la superficie terrestre para tomar datos sobre humedad del suelo y detectar focos de alta temperatura, entre otros, para su utilización en alerta temprana de incendios e inundaciones. La construcción definitiva del satélite se había previsto para octubre de 2009, y su lanzamiento desde la base Vandenberg de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, en California, para diciembre de Sin embargo el proyecto sufrió retrasos, y luego de realizarse los ensayos ambientales durante el mes de diciembre en Brasil, fue transportado a Estados Unidos en marzo de 2011 y finalmente lanzado al espacio el 10 de junio de ese año. Corrección de la radiometría Es propia del sistema con base en las calibraciones de prelanzamiento y sus actualizaciones mensuales a partir de recalibraciones de la cámara mediante adquisiciones posteriores, programadas para esos fines. Correcciones geométricas Son debidas a alteraciones conocidas del sistema (correcciones sistemáticas). Se realizan las correcciones de los efectos producidos por cambio de actitud del satélite: movimientos de cabeceo (pitch). balanceo (roll). guiñada (yaw), por variaciones de altura y velocidad del satélite. sesgo (skew) producido por la rotación terrestre. Las correcciones se basan en la determinación de la actitud y el estado orbital a partir de datos medidos a bordo del satélite a lo largo de toda su trayectoria, y en particular en el momento de la captura de imágenes. Estos datos adicionales son comúnmente denominados de telemetría o de housekeeping. CONAE: Proyectos Está prevista para antes del año 2015 la creación de dos estaciones satelitales más, posiblemente en Tierra del Fuego y en la Antártida, y los siguientes satélites: SAC E (SABIA-MAR) De misión óptica. Satélite argentino-brasileño de información sobre agua, ambiente y producción de alimentos en la zona del Mercosur SIASGE: los SAOCOM Con la Agencia Espacial Italiana la CONAE está desarrollando el Sistema Italo Argentino para la Gestión de Emergencias (SIASGE). Este sistema comprende un total de seis satélites equipados con sensores de microondas activos (radar de apertura sintética). Los dos satélites argentinos de este sistema, denominados SAOCOM trabajan con radares en la banda L (de microondas de 23 cm de longitud de onda), y los cuatro satélites radar italianos, los COSMO-SkyMed, operan en banda X (microondas de 3 cm de longitud). El primero de los satélites italianos se lanzó en junio de 2007 desde California. Es capaz de obtener información de la humedad del suelo, estructuras geológica, recursos forestales y marinos, cosechas, erupciones e incendios. Sirve también de apoyo a actividades judiciales y de