GUIA DE LECTURA PARA LA ASPECTOS ORBITALES DE UN SATELITE DE COMUNICACIONES Orbitas Características Transferencias Lanzamientos POR SILCAR PÉREZ APONTE 2012 BIBLIOGRAFÍA Uso eficiente de la órbita de los satélites geoestacionarios - NUEVAS TECNOLOGIAS n 6 - Maya y Repecka. Sistemas de Comunicaciones por Satélite (Tema 10 de Radiación y Radiocomunicación 4º Ingeniería de Telecomunicación). UNIVERSIDAD DE SEVILLA. Juan Murillo. Comunicaciones por Satélites THOMSON Rodolfo Neri Vela. http://www.comohacer.eu/como-funcionan-los-satelites/ Comunicaciones Vía Satélite. Luis Gerardo Guerrero Ojeda. 1
ORBITAS DE LOS SATELITES DE COMUNICACIONES ASPECTOS GENERALES Los satélites se mantienen en órbita debido al equilibrio que se establece entre la fuerza centrifuga, debida al propio movimiento del satélite y la fuerza de gravedad que ejerce la Tierra sobre él. Las órbitas pueden clasificarse en distintas categorías con respecto a la elevación que tienen sobre la superficie terrestre, o de acuerdo a la trayectoria que describen, dependiendo del ángulo de inclinación con respecto al plano ecuatorial, y por su forma, circulares o elípticas, de acuerdo a las coberturas geográficas requeridas. ORBITAS DE ACUERDO A LA TRAYECTORIA Ecuatorial: Cuando el satélite gira arriba (o de manera paralela) del Ecuador. Polar: Cuando el satélite gira arriba de los polos o pasa por los dos polos en su recorrido. Inclinada: Cualquier otra trayectoria. 2
ORBITAS DE ACUERDO A LA ELEVACIÓN LEO (Low Earth Orbits) MEO (Medium Earth Orbits) GEO (Geostationary Earth Orbits) 3
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ORBITAS DE VAN ALLEN 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 13000 km y 20000 km de altitud. 5
CARACTERISTICAS 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. 6
A continuación se describen brevemente algunos parámetros de interés considerando una órbita satelital con forma de elipse: Parámetros de interés en una órbita elíptica. a = semieje mayor b = semieje menor F = 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 e = 1 y se trata de una línea recta. 7
ELEMENTOS ORBITALES Ó KEPLERIANOS 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, ): 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 Xi. 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 órbita ecuatorial. i = 90º órbita polar. Con (Ω, 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, ): Es el ángulo formado por la recta que une el perigeo con la Tierra y la recta que une la Tierra con el nodo ascendente. No está definida para órbitas circulares. 8
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 la figura de orbita elíptica mostrada anteriormente) ANOMALÍA VERDADERA (Mean Anomaly, MA, Phase, M0, ). 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 siguiente tabla se muestra una clasificación de las órbitas atendiendo a las variables descritas: Órbita T i E SÍNCRONA 23h 56 4.1 (W E) Cualquiera Cualquiera ECUATORIAL Cualquiera 0º Cualquiera CIRCULAR Cualquiera Cualquiera 0º GEOESTACIONAR IA 23h 56 4.1 (W E) 0º 0º Descripción de órbitas satelitales 9
LEYES DE KEPLER 10
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TRANSFERENCIAS Algunos cohetes, como los Ariane de la Agencia Espacial Europea, colocan a los satélites geoestacionarios en dos pasos. El satélite se pone primero en una órbita elíptica de transferencia geosíncrona y después de varias vueltas, en uno de los apogeos se enciende un motor que circulariza la órbita, quedando así el satélite en órbita geoestacionaria. La secuencia de maniobras realizadas para colocar un satélite en órbita GEO utilizando la inyección inicial en órbita elíptica, se describe a continuación: 1) Despegue del cohete. 2) Separación de la cofia protectora 3) Reorientación y giro (del cohete). 4) Separación del satélite. 5) Telemetría y comando. 6) Orientación hacia el sol. 12
7) Despliegue parcial de los paneles solares. 8) Primer apogeo de la órbita elíptica. 9) Preparativos antes del eclipse- 10) Eclipse. 11) Orientación y referencia con la tierra. 12) Calibración de los giróscopos. 13) Orientación y referencia con la tierra. 14) Reorientación. Encendido del motor de apogeo. 15) Reorientación hacia el sol. 16) Satélite en órbita GEO con los paneles solares completamente extendidos. 13
LANZAMIENTO Para los procedimientos de transferencia y posicionamiento de satélites en su oribita final se utilizan vehículos lanzadores. Por ejemplo, existen versiones de los lanzadores Ariane que colocan satélites en órbita elíptica de transferencia geosíncrona. La masa máxima que pueden colocar en esta órbita se indica debajo de cada versión. Recientemente, los lanzadores Ariane 1 y Ariane 3 han sido descontinuados; el último lanzamiento de un Ariane 3 se realizó exitosamente en julio 1989, y ahora sólo se comercializa el Ariane 4 en sus diferentes versiones. (Cortesía de Aerospatiale.) En la siguiente figura se puede observar esquemas de los lanzadores Ariane de la Agencia Espacial Europea. - Ariane 1: 1750 Kg. - Ariane 3: 2580 Kg. Último lanzamiento en 1989. - Ariane 4: 42-P 2600 Kg, 44LP3 3700 Kg, 44L 4,200 Kg. - Delta y Atlas centauro de U.S.A. 14