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

 Orbitas. 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 activos del servicio de radioaficionados

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).

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. En la tabla 1 se muestra 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:

	Intelsat I	Intelsat II	Intelsat III	Intelsat IV	Intelsat V	Intelsat VI
Año	1965	1967	1968	1971	1980	1986
Peso (kg)	34	76	152	595	1020	1800
BW (MHz)	50	130	360	450	2250	3360
Circuitos	240	240	1500	5000	24000	3300
Vida (años)	1.5	3	5	7	10	10


Tabla 1: Evolución de los satélites de comunicaciones Intelsat.

En la actualidad los satélites pesan hasta 3000 kg, teniendo una vida útil de unos 15 años.

4. 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.

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 telefonóa 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.

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:

Fig.3: Órbita de transferencia.

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.

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 < f_U 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.

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).

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:

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/m², 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.

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.:

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.

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.

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.

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.

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 X_i 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.

La ecuación paramétrica de la elipse es: r₁ + r₂ = 2a

La excentricidad se define como: e = c/a 0 £ e £ 1

La posición del satélite en el Espacio queda definida mediante 7 variables denominadas ELEMENTOS KEPLERIANOS:

• ÉPOCA (Epoch, T0).

• ASCENSIÓN RECTA DEL NODO ASCENDENTE (Right Ascension of Ascending Node, RAAN, O0, W ):

• INCLINACIÓN DEL PLANO ORBITAL (Orbital Inclination, i, I0):

• ARGUMENTO DEL PERIGEO (Argument of Perigee, ARGP, W0, w ):

• SEMIEJE MAYOR DE LA ÓRBITA (Semimajor-axis, a).

• EXCENTRICIDAD DE LA ÓRBITA (Eccentricity, E0, e).

• ANOMALÍA VERDADERA (Mean Anomaly, MA, Phase, M0, n ).

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.

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.

• 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.

• Haces perfilados. Se perfila el diagrama de radiación de la antena del satélite para conseguir dar cobertura a un área geográfica concreta. Usado en el HISPASAT.

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.

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 (P_R=A_{ef × Ã}).

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.

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, Suramérica y Groenlandia.
• 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:

A continuación se ofrece un listado de los satélites de radioaficionado actualmente en servicio (fuente: AMSAT). Algunos de los satélites están en órbita pero en estado no operativo. Para más información, consultar las webs de referencia.