Satelite Miranda

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UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITECNICA “ANTONIO JOSE DE SUCRE” (UNEXPO-VRB)

Departamento de Ingeniería Electrónica

F. Ferrer L. Sept 2012

VRSS-1El satelite Miranda

Freddy G. Ferrer Luque

PRINCIPIOS DE LA OBSERVACION REMOTA

Observación remota es la colección de información de un objeto sin estar en contacto fisico con el….

NO TOCARLO….

Observación remota es recolección de datos y métodos queemplean la enería electromagnética como un medio para detectar y medir las características de ciertos objetos.

La primera imagen satelital de la tierra fue tomada el 14 de agostode 1959 por el satélite estadounidense Explorer 6.

cuando el satélite estaba aproximadamente a 27.000 km sobre la superficie terrestre el 14 de agosto de 1959, en el momento en queel satélite estaba cruzando México.

La primera fotografía satelital de la luna fue tomada por el satélitesoviético Luna 3 el 6 de octubre de 1959, en una misión parafotografiar el lado oculto de la Luna.

Los sistemas de manejo de datos en satélites se implementan usandotecnología electrónica.

El ambiente en el espacio impone restriciones al uso de estatecnologia. Estas son estresantes para los componentes electronicos y los subsistemas.Se deben seleccionear y disenar para que soporten la vibracion en el lanzamiento y las temperaturas extremas en orbita

Los recursos de los satélites disponibles para estos sistemaselectrónicos son limitados.

Los tres parámetros mas importantes son:

Masa, Potencia y Volumen.

SENSORES:

Activos o Pasivos

Radares o lasers cámara fotografica

(sin flash)

Ambos operan en un rango amplio del espectro electromagnetico.

Las frecuencias precisas o longitudes de onda se escogen en funciónde:

la aplicación y

la influencia de la propagación entre la tierra y el satélite

SENSORES

Tomar en cuenta la radiación elecromagnética….La Tierra y la atmósferageneran mecanismos de interacción complejos:

emisión

absorción

dispersión

reflexión

Para darnos informacion del tipo o condición del suelo,vegetación, agua y la atmósfera..

Tipos de Imágenes

Pancromáticas: se captan mediante un sensor que mide la reflectancia en una única banda, que abarca el visible e infrarrojo cercano.

Multiespectrales: se captan mediante un sensor que mide la reflectancia en muchas bandas, que van de la 3 a la 7. visible(BGR), infrarrojo cercano, medio y porción del térmico

Resolución de Sistemas Sensores

Espacial: capacidad de un sensor para distinguir objetos de cierto tamaño. Se mide en unidades de longitud. Alta resolución Objetos pequeños

Espectral: número de bandas espectrales que puede discriminar el sensor y el ancho de las mismas. Mayor resolución Mejor discriminación

Radiométrica: capacidad de detectar variaciones en la radianciaque recibe. Niveles de gris o número de bits.

Temporal: frecuencia de cobertura de un sistema sensor.

En función de los fines para los que fue diseñado el sensor, utiliza:

Temporal - Detección de fenómenos en el tiempoEspacial – Exploración de recursos naturalesEspectral – Estudio de cosechas o cultivos (bandas particulares)

Emisión de RadiaciónElectromagnética

Adquisicion de datos

Radiacion reflejada y emitida

Interpretación, mediciones,procesamiento

de data,presentación de resultados, mapeo

Sensor

Land Surface Temperature Difference (°C)

-10 0 10

-10 0 10 oC

Temperatura de la TierraAnos 2001-2005

Orbita geo

Orbita casi polar

Experimentación científica– ISS (330-377 km), antigua MIR (350-417 km), Shuttle (280 km)

• Observación astronómica– Hubble (600 km)

• Observación terrestre– Seguimiento atmosférico: NOAA (840 km), Metop (mín. 822 km)– Rescate y vigilancia: Landsat (705 km), SPOT (822 km)

• Comunicaciones– Orbcomm (840 km), Globalstar (1414 km)

Misiones LEO

Heliosíncronas ≡ Sun-synchronous (SSO)

• Caso particular de LEO• La velocidad de regresión nodal es igual a la velocidadangular de giro de la Tierra en torno al Sol– La orientación del plano orbital respecto a la dirección del Solse mantiene casi constante– Los satélites sobrevuelan cada latitud a la mismo hora solar, enel tramo ascendente, y a otra misma hora solar en el planodescendente– El ángulo entre el plano orbital y la dirección Sol-Tierra esConstante

• Aplicación:• Órbita que no sufra eclipses en ningún momento• Para satélites de observació

METEOSAT,Europa

GOES, USA

RADARSAT, Canada

Satelites de Observacion

LandsatSPOTIkonosSeawifsGOES

MeteosatTerra EOS Satellite (ASTER, MODIS,

CERES, MOPITT, MISR)

Satélites de Observacion de la Tierra

RadarsatESA Satellites (ERS, ATSR)India Satellites (IRS, LISS, OCM)Japanese Satellites (JERS, ADEOS, AVNIR, OCTS, MOS, ALOS)Russian Satellites (Priroda, etc)

Las noticias

La misión

Teoríía

)111(2

)121(2

)131(12

EnergEnergíía especifica por unidad de masa de un a especifica por unidad de masa de un satsatéélite. Es una constante. La Cinlite. Es una constante. La Cinéética tica disminuye a medida que la disminuye a medida que la EPotencialEPotencial aumenta, aumenta, a medida que el radio orbital aumenta (viene a a medida que el radio orbital aumenta (viene a ser menos negativo)ser menos negativo)

Si se conoce esta energSi se conoce esta energíía, se puede relacionar con la a, se puede relacionar con la velocidad instantvelocidad instantáánea del satnea del satéélite, y se puede lite, y se puede demostrar que demostrar que

Sustituyendo (12) en (11) se obtiene la ecuaciSustituyendo (12) en (11) se obtiene la ecuacióón n de la velocidad orbital. Velocidad en cualquier de la velocidad orbital. Velocidad en cualquier punto de la orbita basada en su radio orbital rpunto de la orbita basada en su radio orbital r

Trayectorias y Órbitas Satelitales:

)81(4 32

Tiempo total que tarda el satTiempo total que tarda el satéélite en recorrer la orbitalite en recorrer la orbita

μ = GM ≈ 398601 km3 / s2. Parámetro gravitacional para la tierra.

G: Constante de gravitaciónM: masa del cuerpo mayor (tierra: 5,9742x1024 kg)r : distancia entre los centros de los dos cuerpos

Periodo del satelite Miranda : 97.362 minutos (1h 30 min aproxm)

Tiempo de descenso del nodo descendente del satelite Miranda es 10:30 am.(LTDN -Local time descending node

Los satélites de observación terrestre varíanen función del tipo de órbita que describen, la carga útil que lleven a bordo y, en cuantoa los instrumentos de generación de imágenes, la resolución espacial, lascaracterísticas espectrales y la amplitud de franja de los sensores.

Todos esos parámetros se definen al principio de la misión, dependiendo de la aplicación a la que se vaya a destinar el satélite.

El plano orbital gira a la mismavelocidad que la Tierra alrededordel Sol (0.986º/día)

La misma iluminacion en cadapaseMismas condiciones de iluminación, lo que facilita lacomparación de observaciones

http://www.fao.org/docrep/003/T0446S/T0446S04.htm

Trayectoria de un LEO de Observacion

Referencia: United NationsSPOC Meeting

Barrido del haz

Trayectoria típica de cada órbita y de una repetición (Taranik, 1978)

tiempo quetarda en volver a pasar porun mismolugar,

Posibilidades de observación repetida fuera del nadir del satélite

La observación fuera del nadir se puede dirigirdesde la tierra.

Esta característica permitetambién la visiónestereoscópica, es decir, el registro de pares de imágenes de una mismaescena con distintosángulos de visión durantepasadas sucesivas del satélite por las cercaníasde la escena en cuestión

Earth angle= la máximaporcion angular de la tierra, medidad al horizontetangencial, visible desde la altura del satelite

SW = swath width – distanciamáxima visible desde un horizonte tangencial al otro

Angular field of view

A = Area de la huella de coberturaposible teóricamente desde la posición del satelite ( asociada al ancho del barrido o swaqth)

Defiiniciones

a= semieje mayor de la elipse

Referencia 3

barredor

Barredor de trazado longitudinal y transversal

Se puede tener observacion fuera del nadir

Se puede mirar hacia los lados hastaun determinado maximo, p.ej. 30 grados

Ejemplo:

Suponga un LEO a la altura de h= 276 km, Calcule los parámetrosdescritos en la página anterior

=Cos-1(Re/h+Re) = 16.15° = 0.28 rad

SW= 2(6378 km) ((0.28 rad) = 3595.3 km

Area huella= 71 089 195.3 km

=73.85° = 1.29 rad

T = 89.75 minutos

Ejemplo:

Suponga un satélite LEO a la altura de 1000 km, con una antena cuyaapertura es DR = 5 m (acimut) y DA = 1 m.( cross track). El ángulo de visión es de 30 ( ).La frecuencia de operación 2 GHz..

Calcule la distancia R (slant range ) a tierra, IFOV, GIFOV.

Solución: Usando la ecuación

578.090 sen 3.3590

Debe ser mayor de 90°; 144.7°

R = 1186 km ( distancia del sensor del satélite a tierra)

IFOV = GIOFV = kmD

IFOV( cross track)= 178.1 km

GIFOV ( cross track)= 218 km.

El numero de revoluciones por dia se calcula de la siguienteexpresión:

997.16

diarevolN

Sensores y antenasTelecomandos Datos/Imagenes

Orbita 1, dia 1

Modelo de exploracion

Orbita 2, dia 1

369 km, cmaras de barrido ancho

Campo de vista (FOV) 32°

El Miranda gira 14 veces sobre la tierra y 4 de ellas pasa porVenezuela….

En 3 de estos pases se reciben fotos…

10 minutos en cada pase…

Velocidad en orbita : 7504 kps

LTDN : 10:30 am

Estabilizado en tres ejes

Potencia 1100 W EOL

Baterias NiCd , capacidad 55 Ah

Capacidad de almacenamiento 512 GB

Tiempo de vida 5 anos

Velocidad de transmisión de data (data rate) : 190 Mbps x 2

Lentes pancromáticas y multiespectrales y de barrido ancho

Altura 639.540 km peso: 880 kg

Caracteristicas del satelite Miranda:

Orbita sun sincrona

Excentricidad 0 grados

Inclinación: 97.9399 grados

Periodo: 97.362 minutos ( aproxm. 1h 30 min)

Vuelos por dia: 14 circulos a la tierra (+ 44/57 periodo de repetición)

Dimensiones: altura 1.5 m x ancho 1.65 m x profundidad 1.87 m

Rastreo monopulso, 6 motores

GPS a bordo

Lanzado desde Jiquan/Gansu/China

Long March 2D

Bandas de operación, modulación y polarización:

Banda X, dos canales, frecuencias de 8.12 GHz y 8.3 GHz,

Antena de 12 metros de diametro para recibir imagenes ( 190

Mbps, modulación QPSK, polarizacion RHCP)

Banda S, telemetria: frecuencias de 2200 MHz y 2300 MHz.Polarización

Antena de 9 metros. Velocidad de datos 4096 bps, modulación PCM-

DPSK-PM.

Telecomando: 2025-2120 MHz, modulación PCM-PSK-PM, velocidad de

datos 2000 bps

Antena

El diámetro de una antena (D) requerido para una mision es función de la distancia máxima del satélite (d, Km), de la frecuencia portadora (fc), de la velocidad de de la data ( data rate b, bits/s) y de la potencia del transmisor.

Una aproximación se puede expresar así:

Para un satelite en orbita polar transmitiendo 1 Mbps en banda S, con 1 Watt de potencia, el diámetro D es del orden de 9 m.

Los sistemas en banda S emplean el sistema de autoseguimientomonopulso ( monopulse autotracking) para mantener la antena apuntandosiempre hacia la senal transmitida desde el satelite.

Para ayudar a la adquisición de la senal inicialmente se utilizan programascontrolados por computadora.

Este usa data de predicción orbital para generar los ángulos de deapuntamiento requerido.

Antena

Referencia (4), Fig. 19.15

Subsistema de manejo de data (OBDH)

El enlace TTC se basaen enlaces bidireccionales en bandaS, subida 2000 bps, bajada a 4096 bps.

Payload Module Computer (PMC), realizalas funciones de comando y control paralos instrumentos de carga. Controla el tiempode las misiones de comando.

Dos modulos: servicio y carga util (payload)

Comandos y control

Subsistema de control de posicion y orbita ( Attitude and Orbit Control System, AOCS).

Estos subsistemas utilizan un sistema de referencia basados en las estrellasy en tierra. Tienen giróscopos y ruedas de momento.

El Miranda tiene sensores de estrellas, de tierra y tiene GPS.

Es estabilizado en tres ejes.

pandeo

balanceo

cabeceoReferencia:Fethenakis, E, 1984.

Comparar con…..

LANDSATSwath Width: 185 kmRepeat Cycle 16 days Orbit Altitude: 705 kmEquatorial Crossing: at around 10

a.m. local solar time

Band Spectral Range (mm) Ground Resolution1 (Blue) .450- .515 302 (Green) .525- .605 303 (Red) .630- .690 304 (Near IR) .750- .900 305 (Mid IR) 1.55- 1.75 306 (Thermal IR) 10.4- 12.5 607 (Mid IR) 2.09- 2.35 30Panchromatic .520-.900 15

Spectral Bands of Landsat-7

Landsat 7 (NASA) Ground track altura 702 m

T=99 minRadio=705 kmi =98.2º14 órbitas por día.La traza se repite cada 16 días.

Ejemplo: SPOT 4

– h=831 km (a~7200 km), T=101.5 minutos, número derevoluciones por periodo = 369, i=98.8º

– Órbita heliosíncrona: la traza se repite cada 26 días, pasandopor el ecuador a las 10.30 am (ángulo=22.5°)

• Por tanto, el ciclo de repetición de la traza es (m,n)=(26,369)

– Exploración con FoV=117 km (máximo 950 km de anchura)

– Cada 5 cinco días, recoge datos de bandas adyacentes

Referencias

[1] Rosado Carlos. (1999). Comunicación por satélite. Editorial Limusa, México D.F.

[2] Neri Vela, Rodolfo. (2003). Comunicaciones por satélite. Internacional Thompson Editores, S.A. México.

[3] Campbel B, Walter S, (1996) Introduction toSpace Science and Spacecraft Applications; Gulf Publishing Company, Texas, USA.

[4] Fortescue P, Swinerd G, Stark J; (2002)Spacecraft SystemEngineering, 3 Ed, Wiley.

http://es.wikipedia.org/wiki/Imagen_satelital

http://www.emprevet.com.ve/conferencias/Presentaciones.pdf/ABAE.Juan%20Machado.Satelites_para_la_Observacion_de_La_Tierra.pdf

www.catie.ac.crwww.catie.ac.cr

GRACIAS POR OIRMEGracias al Prof. Angel León y a Ustedes…

Satelite Miranda

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