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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:
1. 1945-1957: 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 36.000 km.
2. 1957-1964: Etapa experimental.
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.
3. 1965-1971: 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 1971 - 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.
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.
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
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.
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.
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:
• 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
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
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 13000 km y 20000 km de altitud.
Las órbitas terrestres pueden clasificarse por su altitud, según se indica en la fig.14.:
36000 Km --------------------------------- GEO (órbita Geoestacionaria terrestre)
20000 Km --------------------------------2º Cinturón de Van Allen
13000 Km --------------------------------10000 Km --------------------------------- MEO (Órbitas de Media Altura)
3000 Km --------------------------------1º Cinturón de Van Allen
1500 Km --------------------------------100 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.
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 36.184 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.
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
•
•
•
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 56’ 4.1’’
(W@E)
Cualquiera
Cualquiera
ECUATORIAL
Cualquiera
0º
Cualquiera
CIRCULAR
Cualquiera
Cualquiera
0º
GEOESTACIONARIA
23h 56’ 4.1’’
(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
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.
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
27-40 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.
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
437.125 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 1996. 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.
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 1998.
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 2014.
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.
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
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)).
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 2010. 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 2007 - 2015
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
seguros, aunque su aplicación primordial es militar.
Pehuensat - 1
Pehuensat-1, Satélite de transmisión para radioaficionados.
Un satélite con objetivos educativos construido totalmente
en la Argentina fue lanzado el 10 de enero de 2007 a la
mañana, a bordo de un cohete desde una base aeroespacial
de la India.
El armado demandó cinco años y fue realizado por
investigadores de la Universidad Nacional del Comahue.
Lo denominaron Pehuensat-1 en referencia al pehuén, que
es un árbol legendario y autóctono de los bosques andino
patagónicos, identificado con las provincias en las cuales
tiene sus sedes académicas la universidad.
Construido por 17 docentes y 44 estudiantes de la Facultad
de Ingeniería de esa casa de altos estudios, fue lanzado a
las 9.23 hora de India (1.53 hora argentina) en el cohete
Pollar Satellite Launch Vehicle (PSLV C7), desde la base de
Satish Dawan, costa este de ese país. El Pehuensat-1 llegó a su órbita tras 20 minutos de viaje,
donde permanecerá, según consideraron los técnicos, «durante varios años».
El satélite pesa 6 kg, recorre la órbita a unos 640 km de altura, y viaja a una velocidad alrededor
de la Tierra de 25 mil km/h. Su pequeño tamaño contrasta con la mole de más de 40 m de altura
que tiene el cohete PSLV c7 que lo transportó al espacio. Tiene una estructura con caja de
aluminio tipo espacial, paneles solares en una de las caras, la electrónica dentro, el transmisor,
una computadora de a bordo, dos paquetes de baterías que se recargan con energía solar y una
antena encargada de transmitir a tierra los parámetros del satélite.
Según explicó el responsable del Programa, Jorge Lassig, «... este proyecto tiene como finalidad
educar en tecnología espacial en la Argentina...», «... la formación de recursos humanos en el
área espacial que generó permitió que la universidad del Comahue cuente hoy con la
infraestructura necesaria para la creación de futuros satélites».
Es el segundo satélite construido por una universidad pública a nivel mundial, después del Víctor1 construido íntegramente en Córdoba.
CubeBug-1 (Capitán Beto ) y CubeBug-2 (Manolito) (satélites)
Los nanosatélites Cube-Bug fueron realizados con tecnología argentina. Es un desarrollo nacional
financiado por el Ministerio de Ciencia, Tecnología e Innovación Productiva y concebido, diseñado
y producido por la empresa Satellogic en colaboración con INVAP. Se tiene proyectado lanzar un
tercer satélite de esta gama en abril de 2014.
CubeBug-1: El 26 de abril de 2013 la Argentina puso en órbita un pico-satélite. Fue lanzado
desde el Centro Espacial de Jiuquan en China y su nombre oficial es CubeBug-1, pero fue apodado
"Capitán Beto", como la canción del grupo Invisible. Solo tiene dos kilos de peso.
Implicó una inversión de 6,3 millones de pesos (1,06 millones de U$S). Tanto el software como el
hardware son de plataforma abierta y estarán disponibles para aficionados, universidades e
institutos de investigación.
El lanzamiento del nanosatélite lo realizó un cohete chino tipo Larga marcha 2. El “Capitán Beto”
será monitoreado desde el Radio Club Bariloche de la ciudad homónima. Orbitará la Tierra cada
93 minutos a una altitud de 650 km permitiendo que radioaficcionados de todo el mundo
descarguen los datos que genera y transmite. Se lo concibió con fines educativos.
El satélite posee tres equipos de estudio: una rueda de inercia (para controlar comportamiento),
un startracker (obtiene fotos para determinar su posición) y una computadora para su
navegación. En intervalo de 15 o 30 segundos emite un paquete de datos denominado baliza o
'beacon'.
CubeBug-2: El 21 de noviembre de 2013 se
puso en órbita este nanosatélite (satélite
pequeño) también conocido como "Manolito",
por el personaje de la tira cómica Mafalda. Fue
lanzado a las 4:30 de Argentina desde una
plataforma en Rusia desde un cohete o vector
Proton. Está fabricado con más de 80% de
componentes argentinos entre los que se
cuentan los paneles solares y la computadora
de a bordo. Posee una cámara fotográfica de
20 megapíxeles para obtener fotografías de la
Tierra, un GPS desarrollado por la empresa
argentina y una carga para que los
radioaficionados puedan localizarlo y dejarle
mensajes. Será monitoreado desde dos
estaciones terrestres ubicadas en Bariloche
(provincia de Río Negro) y en Tortuguitas
(provincia de Buenos Aires).
ARSAT I, II y III
Por otra parte las autoridades de INVAP y Ar-Sat firmaron un contrato por el cual el INVAP
construirá tres satélites de comunicaciones en los próximos diez años. La inversión total será de
entre 150 y 200 millones de dólares.
ARSAT 1, Durante la construcción
ARSAT-1 es un satélite de comunicaciones geostacionario
que será operado por la compañía propiedad del estado
argentino AR-SAT. Fue construido por la firma argentina
INVAP. Aunque originalmente estaba programado el
lanzamiento para mediados de 2012, este ha sido pospuesto.
Finalmente según confirmaciones por parte del director de
ARSAT, el satélite será lanzado a mediados del 2014 desde
Kouru, Guyana Francesa.
Estará localizado en el slot geoestacionario en la longitud 72º
Oeste.
ARSAT-1 transportará un total de 24 transponders de la
banda Ku, de los cuales 12 operarán a 36 MHz, ocho a 54
MHz y cuatro a 72 MHz. El satélite ofrecerá un amplio rango
de servicios de telecomunicaciones, transmisión de datos,
telefonía y televisión principalmente a lo largo de Argentina,
Chile, Uruguay y el Paraguay.
Pire de ARSAT 1
Mientras tanto también se trabaja en ARSAT-2, el cuál cubrirá tanto Sudámerica como gran parte
de América del Norte. Y, posteriormente ARSAT-3, el objetivo será abarcar todo el continente
americano.
Pire de ARSAT 2 (Haz Sur)
Pire de ARSAT 2 (Haz Norte)
Tronador II
La Argentina tiene previsto el lanzamiento del Tronador II. Se trata de un vehículo de unos 33
metros de alto que puede transportar una carga útil de 200 a 400 kg a una altura de 600 a 700
km. El Tronador II será un vehículo de trayectoria controlada para lo que dispondrá de los
correspondientes sistemas de navegación, de guiado y control, diseñados y construidos en la
Argentina.
A diferencia de ensayos realizados en el siglo XX (durante los
controvertidos experimentos del misil Cóndor, desactivado en 1993),
usará combustible líquido, que permite encendidos y apagados
durante el vuelo que hacen más precisa la programación de las
órbitas en el espacio.
El desarrollo se está haciendo íntegramente en la Argentina y está en
manos de la Comisión Nacional de Actividades Espaciales (CONAE,
que coordina el trabajo de numerosas instituciones del sistema
científico nacional, entre las que se cuentan el Centro de
Investigaciones Ópticas (CIOP) y el Instituto Argentino de
Radioastronomía - IAR (ambos del CONICET), el Instituto Balseiro, el
Instituto Universitario Aeronáutico de Córdoba y el Grupo de Ensayos
Mecánicos Aplicados (GEMA) de la Facultad de Ingeniería, de la
Universidad Nacional de La Plata.
Se cumplieron exitosamente dos etapas del programa Tronador. En
mayo de 2007 se lanzó un cohete de prueba, más pequeño, desde la
base naval Puerto Belgrano, a 30 kilómetros de Bahía Blanca. Y otro algo más grande, el Tronador
Ib, se lanzó en mayo del 2009. Dado que la órbita más conveniente para la Argentina es la órbita
polar, la base de lanzamiento del cohete definitivo estaría en la Puerto Belgrano, cerca de Bahía
Blanca. El primer prototipo (denominado VEX1) se lanzaría a mediados de 2013 aunque se
esperan lanzar otros cinco prototipos adicionales. En tanto, la primera misión de satélites de
estructura segmentada podría realizarse durante el bienio 2014/15.
En este momento, los países que cuentan con lanzadores propios son, por orden alfabético: Brasil,
China, Estados Unidos, Francia, India, Irán, Israel, Japón, Rusia y Ucrania. La Agencia Espacial
Europea utiliza los lanzadores franceses Ariane.