321 Ignition

Concurso Espacial INTA 3, 2, 1...Ignition!!

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I.E.S. Leonardo Da Vinci -Majadahonda-

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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

[email protected]

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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11

;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.

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(*)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

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