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UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA
“ANTONIO JOSE DE SUCRE”
(UNEXPO-VRB)
Departamento de Ingeniería Electrónica
VRSS-1
El satelite Miranda
Freddy G. Ferrer Luque
F. Ferrer L. Sept 2012
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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.
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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 27.000 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.
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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.
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SENSORES:
Activos
o
Radares o lasers
Pasivos
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
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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..
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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
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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.
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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)
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Sensor
Emisión de Radiación
Electromagnética
Adquisicion de datos
Interpretación,
mediciones,procesamiento
de data,presentación de
resultados, mapeo
Radiacion reflejada y emitida
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Temperatura de la Tierra
Anos 2001-2005
Land Surface Temperature Difference (°C)
-10
-10
0
10
0
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10 oC
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Orbita casi polar
Orbita geo
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Misiones LEO
Experimentación científica
– ISS (330-377 km), antigua MIR (350-417 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)
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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
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Satelites de Observacion
METEOSAT,Europa
RADARSAT, Canada
GOES, USA
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Satélites de Observacion de la Tierra
Landsat
SPOT
Ikonos
Seawifs
GOES
Meteosat
Terra EOS Satellite (ASTER, MODIS,
CERES, MOPITT, MISR)
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Radarsat
ESA Satellites (ERS, ATSR)
India Satellites (IRS, LISS, OCM)
Japanese Satellites (JERS, ADEOS,
AVNIR, OCTS, MOS, ALOS)
Russian Satellites (Priroda, etc)
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Las noticias
La misión
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Teoría
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Trayectorias y Órbitas Satelitales:
2
Em 
v


2 r
(1  11)

Em  
(1  12)
2a
2 1
v    
r a
(1  13)
Energí
Energía especifica por unidad de masa de un
saté
satélite. Es una constante. La Ciné
Cinética
disminuye a medida que la EPotencial aumenta,
a medida que el radio orbital aumenta (viene a
ser menos negativo)
Si se conoce esta energí
energía, se puede relacionar con la
velocidad instantá
instantánea del saté
satélite, y se puede
demostrar que
Sustituyendo (12) en (11) se obtiene la ecuació
ecuación
de la velocidad orbital. Velocidad en cualquier
punto de la orbita basada en su radio orbital r
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Tiempo total que tarda el satélite en recorrer la orbita
4 2 r 3
T

μ = GM ≈ 398601 km3 / s2.
Parámetro gravitacional para la
tierra.
(1  8)
G: Constante de gravitación
M: masa del cuerpo mayor (tierra:
5,9742x1024 kg)
r : distancia entre los centros de los
dos cuerpos
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Periodo del satelite Miranda :
97.362 minutos (1h 30 min
aproxm)
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Tiempo de descenso del
nodo descendente del
satelite Miranda es 10:30
am.
(LTDN -Local time descending
node
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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.
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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
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Trayectoria de un LEO de Observacion
http://www.fao.org/docrep/003/T0446S/T0446S04.htm
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Barrido del haz
Referencia: United Nations
SPOC Meeting
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Trayectoria típica de cada órbita y de una repetición (Taranik, 1978)
tiempo que
tarda en
volver a
pasar por
un mismo
lugar,
http://www.fao.org/docrep/003/T0446S/T0446S04.htm
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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
http://www.fao.org/docrep/003/T0446S/T0446S04.htm
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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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Referencia 3
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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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Ejemplo:
Suponga un LEO a la altura de h= 276 km, Calcule los parámetros
descritos en la página anterior
 =Cos
-1(Re/h+Re)
= 16.15° = 0.28 rad
SW= 2(6378 km) ((0.28 rad) = 3595.3 km
Area huella= 71 089 195.3 km
 =73.85° = 1.29 rad
T = 89.75 minutos
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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 (  N ).La frecuencia de operación 2 GHz..
°
Calcule la distancia R (slant range ) a tierra,
IFOV, GIFOV.
RE
h  RE
R


sen sen N sen  90
Solución: Usando la ecuación
sen  90  0.578
  90  35.3
Debe ser mayor de 90°; 144.7°
R = 1186 km ( distancia del sensor del satélite a tierra)
IFOV = GIOFV = R
DR
 35.6km
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IFOV( cross track)= 178.1 km
GIFOV ( cross track)= 218 km.
El numero de revoluciones por dia se calcula de la siguiente
expresión:
N revol
R

 16.997 E

dia
 RE  h 
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3
2
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Datos
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Sensores y antenas
Telecomandos
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Datos/Imagenes
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Modelo de exploracion
Orbita 1, dia 1
Orbita 2, dia 1
Campo de
vista (FOV) 32°
Ancho
369 km, cmaras de
barrido ancho
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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…
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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 639.540 km
peso: 880 kg
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Caracteristicas del satelite Miranda:
Orbita sun sincrona
Excentricidad 0 grados
Inclinación: 97.9399 grados
Periodo: 97.362 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
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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 PCMDPSK-PM.
Telecomando: 2025-2120 MHz, modulación PCM-PSK-PM, velocidad de
datos 2000 bps
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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:
6 x10 3 d
D
fc
b
tp
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.
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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.
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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. 19.15
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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, 1984.
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cabeceo
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Comparar con…..
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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
1 (Blue)
2 (Green)
3 (Red)
4 (Near IR)
5 (Mid IR)
6 (Thermal IR)
7 (Mid IR)
Panchromatic
Spectral Range (mm)
.450- .515
.525- .605
.630- .690
.750- .900
1.55- 1.75
10.4- 12.5
2.09- 2.35
.520-.900
Ground Resolution
30
30
30
30
30
60
30
15
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Landsat 7 (NASA)
T=99 min
Radio=705 km
i =98.2º
14 órbitas por día.
La traza se repite cada 16
días.
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Ground track
altura 702 m
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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 10.30 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
F. Ferrer L. Sept 2012
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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.
http://es.wikipedia.org/wiki/Imagen_satelital
http://www.emprevet.com.ve/conferencias/Presentaciones.pdf/ABAE.Jua
n%20Machado.Satelites_para_la_Observacion_de_La_Tierra.pdf
www.catie.ac.cr
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GRACIAS POR OIRME
Gracias al
Prof. Angel
León y a
Ustedes…
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