321 Ignition
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Concurso Espacial INTA 3, 2, 1...Ignition!!
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I.E.S. Leonardo Da Vinci -Majadahonda-
1
3, 2, 1... IGNITION!!
Instituto I.E.S. Leonardo Da Vinci
Avda. Guadarrama, nº42 - 28220 Majadahonda -Madrid-
Tel.: 91 638 74 23 - Fax: 91 638 75 13
e-mail: [email protected]
web: http://www.iesleonardodavinci.es/
Tutor:
Raúl Baños
Miembros del equipo:
Micaela Riat
Pablo Yubero
Rebeca Díaz
Margarita Calvo
1º Bachillerato
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ABSTRACT:
El presente dossier pretende dar una visión global de toda la
tecnología y procedimientos a la hora de poner en órbita alrededor
de la Tierra un satélite artificial, cualquiera que sea su cometido.
Se han querido abordar temas como la descripción de sistemas, la
propulsión, la teoría de las órbitas y el telecomando, sin dejar de
lado aspectos como la historia de los satélites, sus aplicaciones y la
vida útil de los mismos.
INDICE
1.- Cuestiones generales
Historia de los satélites artificiales. Aplicaciones. Sistema espacial.
2.- Introducción a las órbitas.
Parámetros orbitales y tipos de órbitas. Las leyes de Kepler y Newton.
3.- Propulsión.
4.- Maniobras orbitales.
Propulsión en órbita. Cambios de órbita.
Cambios de inclinación y correcciones de posición.
5.- Seguimiento de satélites: tracking, telemetría y comando
6.- Vida útil de un satélite.
7.- Bibliografía.
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1. Cuestiones generales
Historia y aplicaciones
El origen de los satélites artificiales está muy relacionado con el desarrollo de
los cohetes que fueron creados primero, como armas de larga distancia
(cohetes V-2 alemanes), después utilizados para explorar el espacio, y luego,
con su evolución, convertidos en instrumentos para colocar satélites en el
espacio.
Los cohetes surgieron en la llamada era espacial,
comenzada en 1946 entre los Estados Unidos y La
Unión Soviética; fueron éstos últimos quienes
pusieron el primer satélite artificial en órbita en
1957, el Sputnik I.
Gracias a la construcción de cohetes más potentes y al desarrollo de la
electrónica como un elemento vital relacionado con muchas funciones de un
satélite, se ha llegado al pleno desarrollo de este tipo de tecnología en la
actualidad.
Gracias a ellos, recibimos señales de televisión, de radio y teléfono, o tenemos
información valiosa del clima, de nuestro medio ambiente y del espacio.
- Satélites científicos: tienen como principal objetivo estudiar la Tierra
(Geodesia), su atmósfera (Meteorología) y los demás cuerpos celestes del
Universo. Estos satélites suelen encontrarse en una órbita baja (250-500 km
de altitud) o en órbitas polares (500-800 km de altitud) y geoestacionarias, en
el caso de los meteorológicos. Dentro de este grupo podemos nombrar
también a los satélites de teledetección, que se dedican a la observación de
nuestro planeta localizando recursos naturales, vigilando las condiciones de
salud de los cultivos, el grado de deforestación y el avance de contaminación
en los mares.
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- Satélites de comunicaciones y navegación: Constituyen la aplicación espacial
más rentable y, a la vez, más difundida en la actualidad. Se usan para la
difusión directa de servicios de televisión y radio, telefonía y comunicaciones
móviles y como sistema de posicionamiento global (GPS) para la orientación de
personas, vehículos de todo tipo y mercancías.
-Satélites militares: son aquellos que apoyan las operaciones militares de
ciertos países, bajo la premisa de su seguridad nacional.
Esquema de un Sistema espacial
Un sistema espacial se compone de un segmento espacial, que está
conformado con el conjunto de mecanismos encargados del lanzamiento del
satélite (sistema de lanzamiento), así como del propio aparato que será
propulsado (vehículo espacial); y del segmento de tierra, que se encarga del
seguimiento del satélite una vez que éste ya está en órbita. Esquematizamos
a continuación un sistema espacial con parte de sus sub-sistemas:
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2. INTRODUCCIÓN A LAS ORBITAS
Una órbita es la trayectoria o camino que recorre un cuerpo alrededor de otro
cuando se encuentra bajo la acción de una fuerza central, como la fuerza
gravitatoria.
Al habernos referido a las órbitas, estamos casi obligados, a mencionar al
verdadero propulsor de su estudio y desarrollo, que no es otro que Kepler, con
sus tres leyes.
Johannes Kepler (1571-1630) fue un astrónomo, matemático y filósofo
alemán, famoso por explicar el movimiento de los planetas en sus órbitas
alrededor del Sol. Kepler con sus estudios y apoyándose en los datos
aportados por su colaborador Tycho Brahe, pudo verificar las tres leyes del
movimiento planetario conocidas como “Las leyes de Kepler”:
La primera Ley fue publicada en 1609 en la obra titulada “Astronomía
nova”(Nueva astronomía), esta decía:
“Todos los planetas se desplazan alrededor del Sol describiendo órbitas
elípticas, estando el Sol situado en uno de los focos.”
La segunda Ley, fue publicada junto a la primera en 1609, esta decía:
"Cada planeta se mueve de tal manera que el radio vector (recta que une el
centro del Sol con el planeta) barre áreas iguales en tiempos iguales"
La distancia entre el planeta y el foco (sol) es variable, siendo máxima en el
apogeo y mínima en el perigeo. Dado que le velocidad areolar (área barrida en
unidad de tiempo por el radio vector) es constante, la velocidad que lleva el
planeta en su órbita debe ser variable. Y esta velocidad es máxima en el
perigeo y mínima en el apogeo.
Particularizando, la velocidad en una órbita circular teniendo en cuenta que a =
r es:
)12
·(·ar
MGv −=
R
GMv =
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La tercera Ley, fue publicada en 1629 en la obra “Harmonices mundi” (Sobre la
armonía del mundo), esta última afirma que:
"El cuadrado de los períodos de revolución de dos planetas es proporcional a
los cubos de los semiejes mayores de la elipse.”
De esta forma deducimos que el periodo orbital es:
Antes de seguir vamos a definir una serie de parámetros que resultan de vital
importancia a la hora de estudiar órbitas y sus características:
PARÁMETROS ORBITALES
• Semieje mayor de la elipse(a): Es
la mitad de del diámetro mas largo. En
las trayectorias circulares coincide con
el radio.
a=(r2+r1)/2
• Semieje menor de la elipse (b):
Es la mitad del diámetro mas corto. En una trayectoria circular a = b = R
• Semidistancia focal (c): En una trayectoria circular c = 0
c=(r2-r1)/2
• Excentricidad (e): La excentricidad es un valor que oscila entre 0 y 1, y
es el cociente entre la semidistancia focal (c) y el semieje mayor de la
elipse(a).
Cuando la trayectoria es circular la excentricidad es 0.
e = c/a
• Foco de la elipse: son exactamente dos puntos a los que la suma de las
distancias a cualquier otro punto de una elipse es constante. El “Sol” (en el
caso de satélites, la Tierra) se encuentra en uno de esos focos.
• Perigeo o periapsis: El perigeo es el punto de la órbita en que el satélite
se encuentra más cercano al “Sol”.
MGa
T
·
4 2
3
2 π=
MG
aT
·
4· 23 π=
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• Apogeo o apoapsis: Es el punto de la órbita más alejado del “Sol”,es
decir, es el punto en el que un satélite alcanza la máxima distancia de
alejamiento. Donde deja de subir, se detiene y empieza a caer nuevamente
hacia el cuerpo que generara el campo gravitatorio.
Dados estos parámetros ya podemos deducir que la ecuación de las órbitas en
coordenadas polares es:
r =
Isaac Newton (1643-1727), continuador del trabajo iniciado y desarrollado en
un primer momento por Kepler, fue un físico, filósofo y matemático inglés, que
en 1687 publicó en su obra “Los Princia” la Ley de Gravitación Universal, con la
que fue mucho más allá que Kepler. En su teoría explicó las leyes de Kepler y,
por tanto, los movimientos celestes, a partir de la existencia de una fuerza, que
actuando a distancia produce una atracción entre masas.
Newton demostró que la fuerza de la gravedad tiene la dirección de la recta que
une los centros de los astros y el sentido corresponde a una atracción. Esta
fuerza es directamente proporcional al producto de las masas que interactúan, e
inversamente proporcional a la distancia que las separa. Siendo “G” la constante
de gravitación universal.
La fuerza gravitatoria pertenece a un grupo de fuerzas muy particular en la
naturaleza que se denominan “fuerzas centrales”, esto es, que siempre están
dirigidas hacia un punto. Para este tipo de fuerzas y más concretamente para
el caso de la gravedad podemos definir la Energía potencial gravitatoria de una
masa m en el campo gravitatorio creado por otra masa M según la expresión
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siguiente (*omitimos la demostración por estar fuera de nuestro alcance en cuanto a
conocimientos matemáticos):
Ep = - (G · M · m) / r
Donde G es la constante de la gravitación universal y r es la distancia entre los
centros de masas de “m” y “M”
Observamos además que este tipo de Energía se toma siempre negativa por
convenio al ser la Fuerza gravitatoria siempre de naturaleza atractiva.
Por otro lado, la Energía Cinética, es decir aquella que se deriva de la masa y
la velocidad que tiene un cuerpo se define así:
Ec = ½ · m · v2
Observamos que en este caso la energía resulta ser positva.
Definiendo la Energía Mecánica como suma de ambas cantidades de energía
(cada una con su signo) se puede demostrar(*) dos aspectos muy
importantes:
Primero: que en ausencia de otro tipo de fuerzas (como rozamientos con
la atmósfera o propulsión de cohetes) esta cantidad de Energía se conserva,
por lo tanto, la energía cinética que pierda el satélite será ganada en Energía
potencial y viceversa.
Segundo: que en el caso de que la energía sea positiva las órbitas serán
abiertas. Esto es debido a que la Ecinética será mayor que la Epotencial.
Ec = ½ · m · v2 >Ep = - (G · M · m) / r
Y en el caso de que la Emecánica sea negativa, las órbitas serán cerradas.
Ec = ½ · m · v2 < - (G · M · m) / r
Por lo tanto, si la energía cambiase supondría un cambio en la órbita: por
ejemplo, si el satélite comenzase a ganar velocidad, su energía cinética
(positiva) aumentaría y el resultado total, es decir, su energía mecánica se
haría menos negativa e incluso podría ser positiva dando como resultado una
órbita abierta que desligaría al satélite del planeta; si por el contrario, la
velocidad desciende, la órbita se cierra hasta el punto de incluso poder
producirse la caída del satélite.
Según esto las órbitas pueden ser de varios tipos de órbitas:
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- Órbitas abiertas: Son aquellas que se dan cuando el cuerpo de menor
masa lleva la velocidad necesaria para poder salir del pozo del campo
gravitatorio del cuerpo de mayor masa. Pueden ser parabólicas o hiperbólicas.
- Órbitas cerradas: Se dan cuando el cuerpo de menor masa no tiene la
velocidad suficiente para salir del pozo gravitatorio del cuerpo mayor, por lo
que se encuentra continuamente cayendo alrededor de él. Pueden ser
circulares o elípticas. Estas son las órbitas utilizadas por los satélites.
Las órbitas terrestres pueden ser de cuatro tipos según sus altitudes:
- Órbita terrestre Geosíncrona (GEO): Una órbita es geosíncrona cuando tiene
el mismo periodo orbita sobre el planeta alrededor del cual se encuentra. Se
sitúan a una altura de 35.848 Km. En el caso de la tierra el periodo es de
exactamente 24 horas y por lo tanto estará siempre sobre la misma posición
relativa respecto a la Tierra. La mayoría de los satélites actuales son GEO,
estos poseen un retardo de 0,24 segundos por día. Si además estas órbitas se
encuentran situadas sobre el Ecuador, es decir, con una latitud de 0 grados , la
órbita es geoestacionaria.
- Órbita Terrestre Media (MEO): Se encuentran a una altura de entre 10.075
y 20.150 Km. Su posición relativa respecto a la Tierra no es fija. En la
actualidad no existen muchos satélites Meo y la mayoría se utilizan para
posicionamiento.
- Órbita Terrestre de Baja altura (LEO): Estas órbitas se encuentran
generalmente por debajo de los 5.035 kilómetros, y la mayoría de ellas se
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encuentran mucho más abajo, entre los 600 y los 1600 kilómetros. Además
están en un plano inclinado en relación al ecuador de 50º a más de 90º. Los
satélites en estas órbitas son utilizados para la observación, la meteorología y
las telecomunicaciones. En este tipo de órbitas podemos destacar las órbitas
polares, estas se encuentran a una altura entre 700 km y 800 km y tienen una
inclinación de 90. Los satélites que vuelan en órbitas polares proporcionan una
visión más global de la Tierra y operan en una órbita sincronizada con el sol
(heliosíncrona)
Un tipo particular de órbita es la geosíncrona. Para que estas mantengan un
periodo orbital similar al de la tierra es necesario colocarlo a 35.848km de
altura, este datp se calcula igualando la fuerza de la gravedad a la fuerza
centrípeta. La fuerza centrípeta se calcula teniendo en cuenta la 2º ley de
Newton: Σ F = m a⋅ ; y dado que la aceleración centrípeta es a = r
v 2
sustituimos. Por lo que Fc = r
vm 2⋅. Y ahora igualamos esta a Fg =
2r
mMG ⋅⋅ ,
obteniendo:r
vm
r
mMG 2⋅=⋅⋅ . Despejamos de la ecuación la velocidad:
mr
rmMGv
⋅⋅⋅⋅=
2
2 ;r
MGv
⋅=2 ; v = r
MG ⋅
Conociendo la fórmula del periodo: T = v
r⋅π2; despejamos el radio: r =
π2VT ⋅
Y ahora sustituimos en ella la velocidad, obtenida de la ecuación anterior, y
despejamos:
r = π2r
McT
⋅⋅ ; ( )
2
2
2
⋅⋅=
ηr
MGT
r ; 2
2
2
4πr
MGT
r
⋅⋅=
r
MGTr
⋅⋅=⋅ 2224π ; MGTr ⋅⋅=⋅ 2324π
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;4 2
23
πMGT
r⋅⋅= [<-Tercera Ley de Kepler!!] 3
2
2
4
⋅⋅=π
MGTr ;
2
3
2
⋅=πT
MGr
Y ahora, teniendo en cuenta que Tt = Ts; y que Tt = 23 h 56 min. 41 seg. Y
sin mas que sustituir los datos necesarios:
Mt = Kg24109736,5 ⋅ ; r = 42.158.483’72m; G = 111067,6 −⋅ N m²/kg²;
T = seg186164 , ; Rt = 6.370 Km
nos da que la altura sobre la superficie terrestre es de 35.788,5 Km
3. PROPULSION
La puesta en órbita de un satélite se realiza integrándolo en un cohete. Los
cohetes propulsores se irán desprendiendo en diversas etapas. Todos los
sistemas de propulsión están fundamentados en la llamada 3º ley de Newton o
“ley de acción y reacción”.
Fase de lanzamiento
- Propulsante líquido:El combustible y el oxidante líquidos son bombeados
mediante turbomáquinas desde los distintos tanques de almacenamiento. En la
cámara de combustión se mezclan, combustiona y desprenden un gas a muy
velocidad (2000 m/s a 4000 m/s) por la tobera, propulsando el cohete. Los
combustibles más utilizados son el queroseno RP1 y el hidrógeno y el oxidante
por excelencia, es el oxígeno.
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Existen dos tipos de combustible líquido: el monopropulsante, que contiene en
un mismo líquido tanto el combustible como el propulsante; y el bipropulsante
que consta de dos liquidos, el combustible y el oxidante.
Los tanques de combustible y oxidante pueden estar dispuestos de diferentes
maneras. Pueden ser dos
tanques situados uno encima del
otro, pueden ser también varios
tanques dispuestos de forma
concéntrica o con varias cámaras
de combustión.
- Propulsante sólido: utilizando
este tipo de propulsante el
diseño del cohete resulta más sencillo al incorporar combustible y oxidante en
el mismo elemento. Un problema del combustible sólido es que una vez se
inicia la reacción, esta es imposible de detener. Hay dos tipos de propulsante
sólido: el homogéneo, que incluye tanto el oxidante como el combustible en la
misma molécula; y el heterogéneo, que dispone de una fase oxidante
(perclorato amónico o potásico) embebida de una matriz de combustible
(poliuretano).
El propulsante puede estar dispuesto de las siguientes maneras a lo largo del
cohete según el tipo de impulso que se requiera:
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Fase de maniobras orbitales
- Motor cohete químico de propulsante líquido: Funciona de una manera muy
parecida a los motores del lanzamiento pero combustible y comburente no son
“empujados” hacia la cámara de combustión por una turbina sino por un gas
(Helio normalmente).
-Motor de cohete termoeléctrico: El propulsante es calentado por medio de un
sistema eléctrico de alta potencia.
-Motor electrostático: Se acelera mediante fuerzas electromagnéticas una
corriente de un conductor eléctrico fluido. Suele partirse de un gas calentado
hasta convertirse en plasma.
-Motor cohete nuclear: consiste en que una pequeña cantidad de combustible
nuclear proporciona la energía suficiente para calentar (acelerar) un gas
(hidrógeno) y que éste sirva de propulsante.
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4. Maniobras orbitales.
Son, en general, correcciones de posición del satélite, una vez puesto en
órbita. Estas modificaciones pueden darse en la altura del satélite o en el
ángulo que forma con el plano ecuatorial terrestre. En estos casos el sistema
de propulsión del satélite es de gran utilidad. También lo es a la hora de
alcanzar un tipo de órbitas de mayor altura, como las GEO.
-Transferencia coplanar de Hohmann: consiste en que el satélite partiendo de
una órbita circular de aparcamiento, alcance gracias a un aumento de su
velocidad una órbita elíptica temporal que, tras otro impulso, el satélite
abandonará para ya alcanzar la órbita circular deseada.
Ahora veremos como calcular la cantidad de energía necesaria que
tendremos que suministrar al satélite para que alcance la órbita deseada a
partir del siguiente esquema:
A: punto en el que nuestro satélite recibe el impulso y pasa de la órbita
circular inicial amarilla, a la órbita elíptica de aparcamiento roja.
B: punto en el que nuestro satélite recibe el segundo impulso y pasa de la
órbita elíptica a la órbita circular final.
Empezaremos calculando la energía que posee nuestro satélite en la órbita
inicial y después en la órbita de aparcamiento, de esa manera restando las
energías conoceremos la cantidad de energía que hace falta transmitirle al
satélite para que pase de una a otra.
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En la órbita circular inicial
Podemos aplicar la dinámica del movimiento circular uniforme que dice que la
suma de las fuerzas equivale a la masa del objeto por su velocidad al cuadrado
partido por el radio, y sabiendo que la única fuerza que actúa sobre el satélite
es la fuerza centrípeta, o mejor dicho la fuerza de la gravedad:
De: y
simplificando:
Dónde m: es la masa del satélite
v: es la velocidad del satélite
r: es el radio al centro del círculo
G: es la constante universal de
gravitación
:es la masa de la tierra
La energía mecánica que posee el satélite en la órbita A equivale a la suma de
las energías cinética (un medio de la masa por el cuadrado de la velocidad) y
potencial gravitatoria (masa por gravedad por altura).
y sustituyendo obtenemos:
La órbita de transferencia elíptica
Sabemos que de la misma manera que se conserva la energía en todas las
posiciones de la órbita (según la 3ª ley de Keppler), también se conserva el
momento ángular por lo tanto podemos realizar el siguiente sistema con las
dos incógnitas: y
siendo v' la velocidad del satélite
después del impulso
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Resolviendo obtenemos:
Y conociendo el perigeo y el apogeo de la órbita, podemos conocer la cantidad
de energía que tenemos que transmitirle al satélite para que modifique su
órbita, que no es otra cosa más que la diferencia de energías en los dos casos
por lo tanto:
Ya podemos sustituir v´a en la ecuación anterior y tras operar, obtenemos:
La órbita final: De la misma manera que en la primera órbita:
en la órbita final (al ser ambas circunferencias) :
Repitiendo el mismo método utilizado anteriormente, obtenemos que la
diferencia entre la energía en B y la energía en C es:
¡¡Nuestro satélite ya está en la órbita deseada!!
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Cambios en la inclinación del plano orbital
Para modificar la inclinación del plano orbital es necesario propulsar nuestro
satélite con una dirección ortogonal al plano orbital actual, y en sentido
contrario al del movimiento deseado según el siguiente esquema:
Siendo: : La diferencia de ángulos (en radianes)
: La diferencia de las velocidades
: la velocidad inicial del satélite
Para el ahorro del combustible, y una mayor precisión de la modificación es
preferible que el impulso ocurra durante el apogeo (durante el cual la velocidad
del satélite es mínima).
5. Seguimiento de satélites desde Tierra
Toda la tecnología relacionada con el seguimiento de satélites desde Tierra se
conoce con las siglas TT&C, es decir, Seguimiento, Telemetría y Comando en
inglés utilizando para ello señales electromagnéticas
moduladas (*)
Engloba las funciones de:
-Recibir las señales de comando desde Tierra.
-Transmitir la verificación de ejecución de los comandos.
-Transmitir las señales para localizar el satélite.
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Salvo en el caso de satélites científicos, los enlaces de telemetría y comandos
no requieren una tasa de transferencia de información sobresaliente, son de
unos cuantos kilobytes/segundo como mucho. Los equipos de telemetría y
comando son de vital importancia en un satélite por lo que suelen estar
duplicados para asegurar su disponibilidad.
Las frecuencias usadas se encuentran en banda S que hace de frontera
entre las señales denominadas UHF y las VHF, dentro ya del rango de las
microondas: Banda 2025 - 2120 Mhz para el uplink (datos de subida de Tierra
al satélite) y Banda 2200 - 2300 Mhz para el downlink. (datos de bajada del
satélite a Tierra).
El enlace de comandos (TC): Los comandos que se transmiten pueden ser
de ajuste de un parámetro de a bordo a un valor dado o de almacenamiento
de registros en un ordenador o una memoria. Dependiendo del modo
seleccionado, podemos distinguir:
-Ejecución del comando inmediatamente tras la recepción.
-Carga en la memoria y ejecución inmediata de un comando específico en
cuanto se reciba.
-Carga en la memoria y ejecución en un momento determinado por el sistema
de gestión de tiempo del satélite o por una señal de control generada por uno
de los subsistemas del mismo.
Resulta vital para la supervivencia del satélite que el comando ejecutado sea
realmente el que se tiene que ejecutar. Se toman para ello varias
precauciones: por ejemplo con la ejecución en diferido el comando recibido por
el satélite es mandado de nuevo a Tierra y, una vez que en Tierra se verifica
que está bien, se manda el OK por el enlace de comandos. También se toman
precauciones para hacer el sistema seguro frente a otras señales mediante la
encriptación del enlace.
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El enlace de telemetría (TM): Se encarga de enviar a Tierra los datos
medidos por el satélite en cuanto a parámetros internos de funcionamiento;
previamente al envío de los datos de telemetría, la información se digitaliza ya
que los datos a transmitir pudieran ser cantidades analógicas (por ejemplo el
resultado de una medida o el valor de un registro); estas cantidades
analógicas son medidas, cuantificadas y codificadas con un número de bits que
dependerá de la resolución.
Seguimiento o Tracking: La medida de la distancia entre la Tierra y el
satélite se hace, de manera general, analizando ciertos parámetros (en
concreto la fase) de onda de señales que son enviadas al satélite por el enlace
de comandos y devueltas a Tierra en las señales de telemetría. Comparando
las fases de ambas ondas: la de ida y la de vuelta, se deduce la altura del
satélite. La velocidad se mide por efecto Doppler que tiene en cuenta el cambio
de frecuencia de una onda cuando emisor y/o receptor de la misma están en
movimiento relativo.
____________________________________________________________
(*)Modulación:
La modulación es la técnica usada para el envío de información mediante señales radioeléctricas. Para efectuarla hacen falta dos ondas:
La portadora: que es una onda perfectamente senoidal de una determinada frecuencia.
La moduladora: es la señal que contiene la información a transmitir.
Al mezclar ambas se obtiene una onda “parecida” a la portadora pero en la que alguno de sus parámetros varía según la moduladora.
Mediante la de-modulación se separan de nuevo portadora de moduladora.
Onda portadora:
Onda moduladora (digital en este caso):
Resultado de modulación en frecuencia:
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6.- Vida útil de un satélite.
La vida útil de un satélite esta claramente definida tanto por la cantidad de
combustible que queda (hasta no poder seguir haciendo correcciones de
posición) como por los avances tecnológicos que han tenido lugar en la Tierra
que pueden dejarlos obsoletos.
Además de los bruscos y drásticos cambios de temperatura en el espacio, otro
factor que pone en peligro la vida de un satélite son los meteoritos, que a
grandes velocidades (más de 20 km/s) pueden no solo desviar un satélite de
su órbita, sino que también pueden destruirlos si las protecciones del satélite
no son suficientes.
Desde hace unos años este hecho es algo alarmante, ya que desde 1960 no se
han dejado de lanzar objetos al espacio, de los cuales prácticamente la
totalidad siguen en órbita. Actualmente se estima que son 50.000 el número
de objetos que componen la chatarra espacial (de los cuales tan solo 8.000 son
rastreables dado su mayor tamaño). De ellos sólo el 5% están activos.
Se han propuesto varias iniciativas para acabar con este problema de las
cuales destacan: la posibilidad de añadir unos motores a las fases de los
cohetes para que, una vez terminada su misión se aparten de la órbita, o por
ejemplo añadir unos enormes globos que aumenten la resistencia del objeto y
su velocidad disminuya más rápidamente incendiándose en la atmósfera. Como
última propuesto citaremos la utilizada en el proyecto Orión, que consiste en la
desintegración de la chatarra con la ayuda de un potente láser.
6. Bibliografía
“Comunicaciones por satélite.” –Rodolfo Neri Varela
“Apuntes de Tecnología aeroespacial” –E.U.I.T. Aeronáutica Univ. Politécnica de Madrid
http://www.nasa.gov http://www.wikipedia.org http://www.slideshare.net http://ciberhabitat.gob.mx http://rinconmatematico.com http://www.sc.ehu.es/sbweb/fisica/
http://www.sondasespaciales.com http://www.electronica-basica.com http://www.vectorsite.net http://www.rxdatosxsatelite.unlugar.com http://mx.encarta.msn.com http://www.upv.es