Satélite Orbital para Comunicaciones

Diseño de un sistema de comunicaciones Satélite de Órbita Baja.

Prototipo Teorico del Diseño Proyecto Satelital.

Fechas Anuary 2018-2020.

DOI:10.13140/RG.2.2.13931.57124.

Affiliation: Universidad Alfonso X el Sabio.

Autorías:

Nombre y Apellido: Antonio d’Aniello Politecnico di Milan. Italia. Europa.

Compilador de la Información:

Phd Dr. Nestor Jose Malave Mata.

Agentes Referenciales y Científicos del Modelo.

Esquema de Desarrollo Científico y Tecnológico.

Presentación:

En el Mundo coexisten muchos países con baja , media y complejo tecnología, las naciones Europeas, los países de África, de Asia, de América Latina entre otros, han avanzado en sus organizaciones, instituciones empresas universidades y están competiendo con naciones de complejo avance científico, e industrial tratando de crear innovar equipos computarizados, motores de diversa naturaleza, aviones, embarcaciones, naves espaciales, telecomunicaciones orbitales y satélites, entre otras muestras, lo que en años o décadas parecía un sueño, por la necesidad y crecimiento científico y tecnológica de muchos países y la información en la web, ahora en el 2025, es una realidad, este hecho es clave y muy importante analizarlo y comprenderlo en detalle, ya que el mismo representa la punta de lanza de la humanidad en otro contexto de desarrollo de la humanidad y de la sociedad actual, en el nuevo milenio.

Los pequeños satélites han estado presentes desde los comienzos de la era espacial, el progreso científico y tecnológico en la humanidad ha avanzado a pasos gigantes, hoy en dia una cuarta parte de los países en el mundo poseen satélites en órbita. Pero ahora, los avances en la microelectrónica, la era especial diseño de satélites, los microprocesadores, y el menor coste de lanzamiento que los satélites geoestacionarios (GEO) tradicionales, han hecho que los pequeños satélites de órbita baja [LEO) sean una alternativa viable y atractiva.

No sólo el desarrollo de tipo-logia científica y militares, sino además aplicaciones comerciales, industriales y empresariales en el campo de las comunicaciones personales y móviles basadas en estos sistemas son ahora una realidad. Las ventajas que supone el uso de este tipo de satélites se pueden resumir con el eslogan “más rápido, mejor, más pequeño y más barato”, la aventura de controlar el espacio, avanzar y dominar los cielos es una carrera científica y tecnológica de tipo experimental que es un hecho en el orbe.

El gran desarrollo científico y socio tecnológico, muchos países en el mundo, que han sufrido en los últimos años, se destaca con la puesta en marcha de los sistemas de comunicaciones basados en pequeños satélites de órbita baja ha provocado el aumento tanto del número de proyectos orientados a un lanzamiento de constelaciones de satélites que proporcionen comunicaciones globales a lo largo de la tierra como del número de servicios ofrecidos por estos satélites, uno de los cuales es el de mensajería diferida.

Así, se han concedido licencias para constelaciones que ofrecerán comunicaciones que no son en tiempo real, llamadas “pequeños sistemas LEO’, en las bandas VHFy UHF, y que planean proporcionar una variedad de servicios adecuados para satélites pequeños y baratos

Breve historia evolutiva.

Los precursores de los satélites de comunicaciones fueron los satélites meteorológicos: los primeros se encontraron in 1960 y gracias a ellos se han predicho y evitado muchas catástrofes naturales. Actualmente, se puede realizar una intervención médica desde cualquier parte del mundo, establecer una comunicación sonora, geolocalizar personas y transmitir audio y video en tiempo real desde cualquier parte del planeta.

En 1945, durante Guerra Fría, los Estados Unidos y la Unión Soviética querían llegar cuanto antes a la Luna y lanzar un satélite. Tras numerosos estudios de la atmósfera terrestre con globos que alcanzaban los 30𝑘𝑚 de altitud (un avión comercial vuela a unos 12𝑚 como máximo) y pruebas con algunos cohetes, el 4 de octubre de 1957 la URSS lanzaba al espacio el primer satélite del mundo: Sputnik 1. Tras posicionarse correctamente en órbita, el satélite emitió unos pitidos por radio que demostraron el éxito de la tecnología. Desde entonces se comenzó a creer en la tecnología satelital.

El primer satélite activo de comunicaciones lanzado al espacio fue el Telstar 1, el 10 de Julio de 1962: un satélite norteamericano y de construcción privada, financiado por la American Telephone and Telegraph Company (AT&T) y cual función era transmitir señales de televisión y conversaciones a través del Océano Atlántico.

Apenas medía algo más de un metro de altura y pesaba unos 77 kilogramos. En concreto, estaba situado a una altura que dibujaba una órbita elíptica que completaba cada 2 horas y 37 minutos exacta, por lo que sólo estaba operativo durante 20 minutos en cada vuelta que daba sobre el planeta tierra. La construcción del satélite costó unos 50 millones de dólares y gracias a su reducido tamaño pudo ser lanzado en un cohete Delta, propiedad de la NASA. Dejó de funcionar el 21 de febrero de 1963, tras haber perdido la comunicación en varias ocasiones.

El primer satélite comercial en órbita geoestacionaria fue el Intelsat I. Como consecuencia, dado que esto no podría cubrir a totalidad de las latitudes, la Rusia metió en 1965 su primer satélite en órbita Molniya, una órbita particularmente elíptica con inclinación de 63.4° y un periodo de aproximadamente 12 horas.

Describiendo el avance científico y tecnológico del 70 al 2020.2025, donde muchos países en el mundo han avanzado, con el diseño, prototipos de satélites comunicacionales en el orbe. Destacando y demostrando sus avances científicos y tecnológicos.

Generalidades de la Investigación:

El diseño gratificado de sistemas comunicativos satélites es complejo, los sistemas surge esta tesis, centrada fundamentalmente en el diseño e implementación eficiente de un módem para un sistema de comunicaciones por satélite de órbita baja. Donde se debe realizar el diseño estructural en plano de una pequeña nave orbital, de peso liviano ligero, que contenga una estructura compleja eléctrica, un sistema web de recepción de señales de alto y largo alcance y una area que sirva de multiplicador de señales.

Actualmente, y gracias a la rápida evolución de los procesadores digitales de señal {DSPs), la tendencia es la de implementar de forma digital todos los algoritmos que deben llevarse a cabo en un módem. Es el punto de vista conocido como “software radio”, consistente en reducir los componentes analógicos en la medida de lo posible y acercar las técnicas digitales lo más posible a la antena.

La implementación eficiente de algoritmos software para modems, reduce al máximo el número de funciones que se realizan de forma analógica. Esto supone conocer en profundidad los aspectos teóricos que rodean al conjunto de funciones implementadas en el módem. Es necesario, en primer lugar, el estudio del canal de comunicaciones, lo que nos permitirá conocer qué clases de efectos, interferencias y perturbaciones se producirán sobre la señal transmitida y elegir los esquemas de transmisión y recuperación de datos más adecuados en el demodulador. En nuestro caso, se realiza un análisis de las modulaciones de fase continua CPM, así como de los algoritmos empleados en el receptor para demodular la señal, incluyendo la recuperación de los sinaonismos dé bit y portadora. El uso de técnicas de procesado digital de señal permite una gran versatilidad en el diseño de algoritmos óptimos que realicen las funciones del módem.

La importancia que han adquirido los diseños hardware cuyo corazón es un: procesador digital de señales (DSPs) hace necesario el conocimiento de la metodología existente para la realización de este tipo de desarrollos software-hardware basados en el procesado digital de señales, donde se destaca la prueba de señales bajo condiciones regulares y no regulares del sistema operativo..

Así, se presenta un prototipo hardware del módem de comunicaciones en el que se han reducido al máximo el coste y el consumo de cada uno de los componentes, de acuerdo siempre con la tendencia actual en las comunicaciones por satélite.
La tesis finaliza con la evaluación experimental de los estudios realizados sobre la simulación y la plataforma hardware implementada.

Se trata de evaluar el sistema en tiempo real, introduciendo los algoritmos en el procesador digital de señal y efectuando un conjunto de pruebas al módem digital para verificar su funcionamiento. Este ha sido otro de los objetivos fundamentales de la tesis, el verificar que los algoritmos estudiados son válidos y son capaces de adaptarse a las condiciones del canal de comunicaciones de forma eficiente y verificando las especificaciones técnicas y tecnológicas.

Entorno espacial esperado en órbita:

Durante el proyecto, la producción y la vida operativa total de un satélite, el será expuesto a diferentes ambientes más o menos hostiles. Estos son: manufactura, transporte, lanzamiento, atmósfera, entorno espacial y en algunos casos re-entrada, aunque no es importante esta etapa por satélites geoestacionarios de telecomunicación.

Diseño y Fabricación:

La manufactura de un satélite o cualquier otro vehículo espacial es un proceso bastante complejo y que puede tomar de 5 a 10 años al cual toman parte compañía diferentes, material de seleccion, liviano, partes eléctricas, estructuras para panel de sola, motor a propulsión para llevar el satélite a órbita baja, mondes de multiplicación de señal, . Por eso, a menudo es posible que las diferentes partes del vehículo son producidas en sitios distintos (es decir, es un proceso multinacional). Al final de la manufactura es muy importante hacer ensayos y pruebas funcionales.

Durante todo esto proceso, es necesario controlar el ambiente muy cuidadosamente porque a veces partículas de polvo o contaminación química pueden dañar los sistemas y/o los sensores, de igual forma se debe poseer un registro de agentes externos que pueden dañar el satélite, se debe estudiar polvo cósmico, incidencia de asteroides, altas y bajas temperaturas, radiaciones, . Se usan entonces salas limpias y sus niveles de limpieza se exprimen utilizando el número de partículas de polvo, per cubic foot, entre otras variables, ciclos de vacíos en el espacio, rotaciones inesperadas, todas estas variables deben ser estudiadas y tener un esquema de prevencion real.

Lanzamiento:

El lanzamiento es el proceso más crítico desde el punto de vista estructural. Las vibraciones y las aceleraciones son intensas y hay dos picos de vibración: uno inicial (arranque del motor y reflejo desde el suelo) y otro durante el vuelo transónico. Es importante controlar el número de g’s, especialmente si el vehículo es tripulado. En efecto se pueden estudiar y medir las varias aceleraciones en todas las direcciones principales y comprobar que están en los límites de resistencia del cuerpo humano. En cualquier caso, vibraciones y aceleraciones se pueden encontrar en el manual del lanzador seleccionado. Estudios particulares se hacen sobre “Dynamical random loads (Power Spectral Density)” y “Dynamical Sine-equivalent load.

Atmosfera:

Necesariamente en la atmósfera se producen grandes cargas térmicas por fricción con ella (de lo contrario, no necesitaríamos vehículos espaciales). El calor producido afecta principalmente el lanzador y no el satélite, así que la carga de pago está segura. Tampoco el oxígeno monoatómico que se encuentra a altas velocidades en la atmósfera es bueno por el vehículo: hasta la baja atmósfera (aproximadamente 86).

Los procesos de absorción de UV del sol provocan disociación de particular (principalmente oxigeno): esto puede reacciones con los materiales, destruyéndolos, y también afectar los equipos electrónicos. Sin embargo, en órbita geoestacionaria, la densidad de partículas es similar a la encontrada en el medio interplanetario. Otros problemas son la rápida despresurización, que puede causar problemas estructurales, y la interferencia electromagnética, peligrosa si algunos elementos del satélite son activados antes de la puesta en órbita terrestre.

Ambiente Térmico Generalidades:

Las cargas térmicas a las cuales están sometidos los satélites son muy extremas y variadas, en variables de rango destacando las fuentes son: radiación solar directa, albedo (reflejo del flujo solar), emisión de la Tierra (dependiente del área sobrevolada), espacio profundo, disipación interna del satélite (efecto Joule). Aunque todos estos efectos serán analizados en el estudio del sistema de control térmico. Las temperaturas alcanzadas en zonas de iluminación y de sombra variantes. Estas variaciones y contrastes pueden afectar la estructura, deformándola, y los sistemas electrónico.

Plasmas:

El plasma es el cuarto estado de la materia y es sustancialmente un gas ionizado que ocupa el 99% del universo (espacio interplanetario). El sol emite el viento solar, un chorro de plasma a alta velocidad. Esto es confiado en cinturones toroidales (cinturones de Van Allen) gracias al campo magnético de la tierra que provoca un efecto magnetohidro dinámico.

Esta magnetosfera es generada del movimiento de líquidos dentro de la Tierra, a su vez causa de la rotación del planeta. La exposición al plasma, especialmente en órbita alta, puede afectar la carga eléctrica del vehículo con pérdida del rendimiento de los paneles, arcos voltaicos, ecc. Destacando la acción de la radiación La radiación solar es el fenómeno más importante que se debe considerar en satélites en órbita alrededor de la Tierra. Concepto fundamental es el electronvoltio, que es la energía cinética que adquiere un electrón sometido a una diferencia de potencia de un voltio.

El proceso es simplemente eso: si un átomo absorbe un fotón, una partícula aumenta su energía y produce un desequilibrio de carga. Después ella vuelve a su posición estable y emite un fotón (es decir, energía). La cantidad de ionización producida en el aire por una radiación 𝑋 o gamma en un punto es expresa tramite el Roentgen: se define como la producción de iones que corresponden a una carga de 2.58.

La exposición en ser vivos se mide con el Roentgen . Equivalent in Man (REM). La energía que se deposita por unidad de masa del material . absorbente por cualquier tipo de radiación ionizante es medida en Rad (Radiation . Absorbed Dose), =0.869, en el aire. La Transferencia lineal de energía – LET es la cantidad de energía trasferida a la materia por unidad de longitud a través de la trayectoria de penetración.

Para controlar el riesgo de radiación de una misión, usualmente es necesario conocer la velocidad con la que está siendo recidiva la radiación. Se define la tasa de radiación como la dosis recibida por unidad de tiempo, por lo que conocido su valor tendremos la posibilidad de calcular la dosis total para cualquier periodo de tiempo previsto.

La correcta evaluación del ambiente de radiación que van a encontrar los vehículos es un aspecto fundamental para la completa ejecución de los programas espaciales. La radiación ambiental encontrada depende de la trayectoria que sigan los vehículos hasta alcanzar su punto de destino y, es su caso, de su órbita estacionaria, ya que no existe una distribución uniforma en el espacio. Los componentes más importantes de la radiación lo podemos agrupar en tres tipos: radiaciones atrapada, transitoria y secundaria.

Radiación secundaria:

Es la producida por la interacción y fragmentación de las diferentes radiaciones con los materiales del vehículo espacial. Esto puede incrementar la penetrabilidad de la radiación primaria y la correspondiente acumulación de dosis. La más significativa es la de bremsstrahlung: producida por la deceleración de electrones penetrando en el vehículo.

Los efectos de la radiación son la degradación de los materiales y componentes electrónicos, Latch-Up y SEU, interferencia con la operación de los sensores y dañan los sistemas biológicos. La dosis total (es decir, durante todo el tiempo de exposición) depende de la capacidad de absorción de los materiales, de las posiciones de los componentes y del tiempo de operación.

El SEU – Single Event Upset es la corrupción de un dato dentro de un dispositivo digital debido a una radiación ionizante transitoria: es un error software, es decir un cambio entre el valor de un bit. La importancia del efecto se mide en . El Latch-Up es producido por un alto LET de la partícula incidente y es un error de hardware que normalmente se produce con altas dosis transitorias.

Diseño de la misión, alcance y premisas relevantes.

La misión va a incluir las fases de puesta en órbita, de corrección de la posición para mantener la órbita dentro de unos márgenes, maniobras de corrección para contrastar los efectos de las perturbaciones y maniobras de de-orbitación al final de la vida útil. Todas estas requieren un gasto de combustible, del lanzador o del satélite, que puede ser estimado antes del lanzamiento. Antes de comenzar el diseño de la misión, tenemos que decidir los sistemas de referencia empleados, de espacio y de tiempo. El tiempo coordinado universal es el estándar mundial por los sistemas de referencia del tiempo y se obtiene de relojes atómicos. Los sistemas estándar son varios y se eligen según la situación que se pretenda describir.

Los sistemas de referencia inerciales tienen su origen de coordenadas en el centro de un cuerpo del Sistema Solar, con lo que no son realmente inerciales: no obstante, en la práctica se desprecian las fuerzas de inercia ya que suelen ser muy pequeñas.

El sistema heliocéntrico tiene su origen 𝑆 en el Sol, el plano es el de la eclíptica (orbita de la tierra) y la dirección es la determinada desde la Terra hacia el Sol en el equinoccio vernal (de primavera), que recibe el nombre de Primer Punto de Aries.

Es útil para el estudio del movimiento planetario o para misiones interplanetarias: sin embargo, desplazando su origen al centro de la Tierra se llega al sistema Geocéntrico Eclíptico que sí, es útil para el estudio de cuerpos cercanos a la Tierra. También se puede utilizar el Geocéntrico Ecuatorial: su única diferencia respecto al eclíptico es que el eje 𝑧 coincide con el eje de rotación de la Tierra. Es esto lo utilizado en análisis y diseño de misiones geocéntricas.

El más utilizado durante el lanzamiento es en vez el sistema topocéntrico que es ligado íntimamente a la Tierra: tiene su origen en el dónde se encuentra el observador el plano es tangente al Elipsoide Internacional, la dirección apunta al Este, la dirección al Norte y la sigue la vertical local hacia arriba (cénit). La dirección local hacia abajo se denomina nadir. Las observaciones se componen de tres medidas: la distancia al objeto la elevación sobre el plano horizontal ℎ y el azimut . . Estas son las principales empresas y alianzas que producen lanzadores.

Diseño mecánico base del satélite:

La estructura de un vehículo espacial es encargada de acomodar la carga de pago y los diferentes subsistemas, de mantener la configuración definida y soportar adecuadamente las cargas producidas sobre el vehículo durante la totalidad de su vida operativa. Obviamente durante el proyecto del satélite se debe considerar la forma de la estructura así en el lanzador como en órbita.

Diseño y cargas presentes.

Las fases de diseño son: definición de los requerimientos (de manufactura, transporte, test, lanzamiento y misión), establecer la configuración dentro de la estructura, dimensionado, análisis y optimización y, por fin, realización del prototipo. La estructura está dividida en estructura primaria, que proporciona resistencia y rigidez, y estructura secundaria, que acomoda los equipos embarcados. La masa final de la estructura será de un 8−12% de la masa total y en particular, para estimar la masa total de nuestro vehículo se puede seguir la relación a las descripciones,referencia les de tipo del diseño y las partes del satélite.

Referencias Bibliográficas.

MSCA Postdoctoral Fellowships Master Class 2022. April 2022. Politecnico di Milano is launching the 5th edition of the MSCA MASTER CLASS for applicants to the 2022 European MSCA Postdoctoral Fellowships call. The aim of the Master Class is to attract and train young and talented researchers to successfully apply to the European call with Politecnico d

UNIVERSALIZATION OF THE PARAMETERS OF A CORRECTIVE ELECTRIC PROPULSION SYSTEM FOR ARTIFICIAL EARTH S…. September 1985. M.A. Kuz’min. A procedure is discussed for determining the optimum design parameters of a corrective electric propulsion system for satellites by the criterion of minimum in-flight mass of the system for a deterministic specification of the initial data; solar batteries provide the source of electrical energy. The problem of universalization of the parameters of a multimission corrective propulsion system .