MÓDULO 1. CÁLCULO DE ÓRBITAS - Agi
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LABORATORIO <strong>DE</strong> ARQUITECTURAS Y<br />
TECNOLOGÍAS EMBARCABLES EN SATÉLITE<br />
<strong>MÓDULO</strong> <strong>1.</strong> <strong>CÁLCULO</strong> <strong>DE</strong> <strong>ÓRBITAS</strong><br />
Nombre: .........................................................................................<br />
<strong>1.</strong> INTRODUCCIÓN TEÓRICA<br />
<strong>1.</strong><strong>1.</strong> Leyes de Kepler<br />
Johannes Kepler (1571 - 1630) revolucionó nuestro entendimiento de las órbitas. En<br />
"Misterio Cósmico", escrito antes de que tuviera 25 años, calculó que la órbita de<br />
Marte no era circular, sino elíptica. De este trabajo, desarrolló tres leyes muy<br />
importantes del movimiento de las órbitas<br />
Primera ley de Kepler. Los planetas describen órbitas elípticas, estando el Sol en uno<br />
de sus focos.<br />
Una elipse es un curva plana cerrada que tiene la propiedad de que la suma de las<br />
distancias desde dos puntos fijos, llamados focos, a cualquier punto de la curva<br />
permanece constante. En la figura <strong>1.</strong>1, la distancia A+B es una constante a lo largo de la<br />
curva.<br />
A<br />
B<br />
F F'<br />
Figura <strong>1.</strong>1 Primera Ley de Kepler<br />
Una elipse también resulta de la intersección de un plano con un cono. El<br />
diámetro mayor se conoce como eje mayor y determina el tamaño de la elipse. La mitad<br />
del eje mayor es el semieje mayor.<br />
La forma de la elipse depende de la proximidad entre los focos en relación con la<br />
longitud del semieje mayor. La excentricidad de una elipse es igual a la distancia entre<br />
los focos dividida por el semieje mayor. Si los focos coinciden, la elipse se convierte en<br />
un círculo, o dicho de otra forma, un círculo es una elipse con excentricidad cero.<br />
Segunda ley de Kepler. El vector posición de cualquier planeta con respecto al Sol<br />
barre áreas iguales de la elipse en tiempos iguales (figura <strong>1.</strong>2). Esta ley también se<br />
conoce como la Ley de las Áreas.
Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Figura <strong>1.</strong>2. Segunda Ley de Kepler<br />
La segunda ley de Kepler establece la velocidad de un objeto dentro de la órbita.<br />
Tercera ley de Kepler. Los cuadrados de los períodos de revolución son<br />
proporcionales a los cubos de las distancias medias de los planetas al Sol (figura <strong>1.</strong>3).<br />
2 3<br />
Esta ley puede expresarse por la ecuación P = kr , siendo k una constante de<br />
proporcionalidad.<br />
<strong>1.</strong>2. Parámetros orbitales<br />
Figura <strong>1.</strong>3. Tercera Ley de Kepler<br />
<strong>1.</strong>2.<strong>1.</strong> Sistema de coordenadas cartesiano<br />
Los sistemas de coordenadas cartesianos se forman a partir de tres vectores unidad<br />
ortogonales, formando entre ellos ángulos rectos. Para crear un sistema de coordenadas<br />
necesitamos especificar cuatro datos (figura <strong>1.</strong>4):<br />
• Un origen.<br />
• Un plano fundamental.<br />
• Un dirección principal<br />
• Un tercer eje<br />
(1) Escojer un origen<br />
origen<br />
(3) Seleccionar la dirección<br />
principal<br />
origen<br />
(2) Seleccionar el plano fundamental y<br />
trazar una línea perpendicular<br />
Departamento de Automática 2<br />
origen<br />
(4) Encontrar el tercer eje<br />
origen<br />
dirección principal dirección principal<br />
Figura <strong>1.</strong>4. Sistema de coordenadas<br />
tercer eje<br />
(regla de la<br />
mano derecha)
Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
El origen define un punto de partida para nuestro sistema de coordenadas. El<br />
plano fundamental contiene dos de los ejes del sistema. Una vez se conoce el plano, se<br />
puede definir una dirección perpendicular a dicho plano. El vector unidad en esa<br />
dirección partiendo del origen es uno de los ejes. A continuación necesitamos definir<br />
una dirección principal, que puede ser algo que es físicamente significativo, por ejemplo<br />
una estrella. Para encontrar el tercer eje, se aplica la regla de la mano derecha.<br />
<strong>1.</strong>2.2. Sistema de coordenadas geocéntrico-ecuatorial<br />
Para vehículos de órbita terrestre, un sistema de referencia que se emplea es el<br />
geocéntrico ecuatorial (figura <strong>1.</strong>5), definido por los siguientes parámetros:<br />
Figura <strong>1.</strong>5. Sistema geocéntrico ecuatorial<br />
• Origen: el centro de la Tierra (de ahí el nombre de geocéntrico)<br />
• Plano fundamental: el ecuador terrestre (de ahí el nombre de geocéntricoecuatorial),<br />
donde el eje perpendicular al plano fundamental es la dirección del<br />
Polo Norte<br />
• Dirección principal: dirección del equinocio Vernal, , o, lo que es lo mismo,<br />
el vector que apunta al primer punto de Aries. La dirección del equinocio vernal<br />
apunta a la constelación zodiacal de Aries y se obtiene dibujando una línea<br />
desde la Tierra hasta el Sol, en el primer día de la primavera.<br />
Desafortunadamente la dirección del equinocio vernal no es perfectamente<br />
constante, debido a que tanto el Sol como la Tierra se mueven a lo largo de la<br />
galaxia. Por lo tanto, es muy importante definir con precisión esta dirección. Se<br />
emplean dos métodos. Un método consiste en emplear direcciones medias en<br />
algún instante de tiempo. El otro método consiste en usar la posición verdadera<br />
en un instante muy concreto en el tiempo.<br />
• Tercer eje. Se obtiene empleando la regla de la mano derecha<br />
Se necesitan tres parámetros para fijar un punto en el espacio. En conjunto, estos<br />
parámetros se conocen como el vector posición de un objeto: R . Tres parámetros<br />
adicionales definen el vector velocidad, V . Un último parámetro, el tiempo, nos dice<br />
que la información suministrada es válida. Estos elementos, se conocen como elementos<br />
cartesianos. No obstante, para la descripción orbital, estos elementos no resultan muy<br />
convenientes, por lo que los astrónomos desarrollaron elementos orbitales que nos<br />
describen de forma sencilla el tamaño de la órbita, la forma y la orientación. A menudo,<br />
estos elementos orbitales se conocen como los elementos keplerianos (sistema clásico).<br />
<strong>1.</strong>2.2.1 Tamaño de la órbita<br />
Nos dice cómo de grande es una órbita (figura <strong>1.</strong>6). Este parámetro depende de la<br />
velocidad con la que lancemos nuestro satélite a la órbita. Cuanto más rápido realicemos<br />
la inyección, más energía tiene la órbita y mayor es. Se expresa el tamaño orbital en<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
términos de su semieje mayor. El eje mayor de una órbita elíptica es la distancia desde<br />
del punto más cercano (perigeo) y el más alejado (apogeo).<br />
Figura <strong>1.</strong>6. Tamaño de la órbita<br />
Debido al principio de la conservación de la energía, en una órbita elíptica, la<br />
velocidad del satélite es mayor en el perigeo que en el apogeo.<br />
Semieje mayor<br />
Podemos expresar el semieje mayor en términos de la distancia desde el centro de<br />
la Tierra hasta el apogeo (Rapogeo) y el perigeo (Rperigeo). El semieje mayor (a) puede<br />
obtenerse aplicando:<br />
Rapogeo + Rperigeo<br />
a = (1)<br />
2<br />
Período<br />
El período orbital P (es decir, cuánto tiempo tarda el satélite en describir una<br />
órbita completa), es proporcional al tamaño de la órbita y viene dado por la siguiente<br />
expresión:<br />
3<br />
a<br />
P = 2π<br />
(2)<br />
G·<br />
M<br />
TIERRA<br />
donde:<br />
a: semieje mayor<br />
G = constante de gravitación universal = 6.67 10 -11 km 2 /sec 3<br />
MTIERRA = masa de la Tierra = 5.98 10 15 kg<br />
Por ejemplo, una órbita típica de la lanzadera espacial, que tiene una altitud de<br />
unos pocos cientos de kilómetros, tiene un período de unos 90 minutos, es decir, da<br />
unas 16 vueltas a la Tierra al día. Para un satélite de comunicaciones en una órbita<br />
geoestacionaria, con una altitud de 35780 km, el período es de 24 horas.<br />
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<strong>1.</strong>2.2.2 Forma de la órbita<br />
Excentricidad<br />
Cuanto menos circular es una órbita, más excéntrica o "imperfecta" es. La<br />
excentricidad, e, describe la forma de la órbita con respecto a una circunferencia (figura<br />
<strong>1.</strong>7)<br />
Figura <strong>1.</strong>7. Excentricidad<br />
• Una circunferencia perfecta tiene una excentricidad de 0<br />
• Una órbita elíptica tiene una excentricidad inferior a la unidad<br />
• Una órbita parabólica tiene una excentricidad igual a 1<br />
• Una órbita hiperbólica tiene una excentricidad superior a la unidad.<br />
En la práctica no es posible conseguir una órbita perfectamente circular o<br />
parabólica.<br />
<strong>1.</strong>2.2.3 Orientación de la órbita<br />
Inclinación<br />
La inclinación, i, nos indica cuánto está inclinada una órbita. Una órbita que está<br />
justo en el plano del Ecuador tiene una inclinación de 0 grados y se conoce como órbita<br />
ecuatorial. Una órbita que pasa justo por los polos Norte y Sur debe tener una<br />
inclinación de 90 grados y se llama órbita polar<br />
Figura <strong>1.</strong>8. Inclinación<br />
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En la figura <strong>1.</strong>8, se muestra el ángulo entre el vector unidad, Kˆ (que coincide con<br />
el eje de rotación de la Tierra), y otro vector unidad, hˆ , que es perpendicular al plano de<br />
la órbita.<br />
Inclinación Tipo de<br />
órbita<br />
i = 0 grados<br />
i = 180<br />
grados<br />
i = 90<br />
grados<br />
Ecuatorial<br />
Polar<br />
Nodo ascendente<br />
Tabla <strong>1.</strong> Tipos de órbitas atendiendo a la inclinación<br />
Diagrama Inclinación Tipo de<br />
órbita<br />
0 < i < 90 Directa<br />
90 < i < 180 Indirecta o<br />
retrógrada<br />
Diagrama<br />
Para medir lo "torcida" que está una órbita, se define el nodo ascendente como el<br />
punto en el que el satélite cruza el plano ecuatorial en dirección sur-norte. Este punto<br />
está referenciado a la dirección I, que apunta al equinocio vernal (figura <strong>1.</strong>9). El ángulo<br />
entre la dirección I y el nodo ascendente se conoce como la ascensión recta del nodo<br />
ascendente, Ω, (RAAN).<br />
Argumento del perigeo<br />
Figura <strong>1.</strong>9. Nodo ascendente<br />
La orientación de la órbita queda descrita localizando el perigeo con respecto al<br />
nodo ascendente. Esta ángulo, ϖ, se conoce como el argumento del perigeo (figura<br />
<strong>1.</strong>10) y se mide positivamente en el sentido de movimiento del satélite.<br />
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Anomalía verdadera<br />
Figura <strong>1.</strong>10. Argumento del perigeo<br />
Finalmente, se describe la posición instantánea del satélite con respecto al perigeo<br />
usando otro ángulo conocido como anomalía verdadera, υ. Es un ángulo que se mide<br />
positivamente en la dirección del movimiento, entre el perigeo y la posición del satélite.<br />
De los seis elementos orbitales, la anomalía verdadera es el único que cambia<br />
continuamente (ignorando perturbaciones).<br />
Figura <strong>1.</strong>1<strong>1.</strong> Anomalía verdadera<br />
Tabla 2. Resumen de los parámetros orbitales<br />
Nombre Símbolo Descripción<br />
Semieje mayor a Tamaño (y energía)<br />
Excentricidad e Forma<br />
e = 0. Circular<br />
e < <strong>1.</strong> Elíptica<br />
e = <strong>1.</strong> Parabólica<br />
e > <strong>1.</strong> Hiperbólica<br />
Inclinación i Inclinación de la órbita con respecto al ecuador<br />
Longitud del nodo ascendente Ω Giro de la órbita con respecto al punto del nodo<br />
ascendente<br />
Argumento del perigeo ϖ Localización del perigeo con respecto al nodo<br />
ascendente<br />
Anomalía verdadera υ Localización del satélite con respecto al perigeo<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
<strong>1.</strong>3. Tipos de órbitas<br />
Las órbitas pueden ser de muy distintas maneras (más elevadas, inclinadas,<br />
elípticas...), siendo de distinta utilidad para las diferentes misiones.<br />
Las órbitas bajas (circulares, a unos 200 ó 300 km de altitud), se alcanzan más<br />
fácilmente y por tanto son utilizadas de forma frecuente para los vuelos tripulados<br />
(incluyendo estaciones espaciales), satélites científicos, satélites espías (necesitan estar<br />
cerca de la Tierra para conseguir una máxima resolución fotográfica), etc.<br />
La inclinación elegida dependerá de si se desea observar la Tierra de una forma<br />
más o menos sistemática (mayor inclinación implica mayor superficie cubierta) o de si<br />
su punto de mira se encuentra hacia fuera de nuestro planeta. La órbita polar posee una<br />
inclinación de unos 90 grados (pasa sobre los polos), es circular y está situada a unos<br />
800 km de altitud. Es perfecta para observar toda la superficie terrestre de una forma<br />
repetitiva. Sin embargo, dado que la Tierra gira sobre su eje, ocurrirá que sucesivos<br />
pasos sobre un mismo punto podrán efectuarse bajo diferentes grados de iluminación<br />
solar.<br />
Esto puede ser válido pero no lo es tanto para misiones meteorológicas o de<br />
teledetección. Es por eso que algunas misiones utilizan la llamada órbita polar<br />
heliosíncrona, es decir, sincronizada con el Sol. Su inclinación es superior a los 90<br />
grados ya que está alineada con la del eje terrestre. Esto permite pasar sobre un punto<br />
cada varios días y poder fotografiarlo siempre con la misma luz.<br />
El tercer tipo de órbita que llama poderosamente la atención es la<br />
geoestacionaria. También circular, es ecuatorial y se encuentra a unos 36.000 km de<br />
altitud. Desde ella, un satélite tarda 24 horas en dar una vuelta a la Tierra, de modo que<br />
queda sincronizado con un punto situado sobre el ecuador. Desde esa posición se tiene<br />
una cobertura completa y constante de todo un hemisferio terrestre. Los satélites de<br />
comunicaciones pueden enviar entonces señales de televisión a parabólicas fijas en<br />
tierra, y los meteorológicos pueden tomar fotografías rutinarias de una misma región.<br />
Es una órbita que también usan los satélites de alerta inmediata, ingenios militares<br />
que vigilan constantemente si se produce el lanzamiento de un misil. Las órbitas<br />
geoestacionarias son útiles sobre todo para los países cercanos al ecuador. La cobertura<br />
es más deficiente si nos acercamos a los polos, debido a la curvatura terrestre.<br />
Naciones como Rusia, que poseen amplios territorios muy al norte, no pueden<br />
usar este tipo de órbitas para las comunicaciones en dichas regiones. Por eso, utilizan<br />
otras más adecuadas a sus intereses. Es el caso de las órbitas de alta excentricidad o<br />
Molniya: situado en inclinaciones grandes, el satélite alcanza un apogeo más allá de los<br />
40.000 km, mientras que el perigeo queda tan sólo a unos 500 km.<br />
Esto quiere decir que el satélite, aunque no será estacionario, permanecerá mucho<br />
más tiempo cerca del apogeo (donde se mueve más lentamente) que en el perigeo, y será<br />
útil si se emplean antenas provistas de los sistemas de orientación adecuados. Un giro<br />
completo dura 12 horas, de modo que el ciclo se repite dos veces al día. Con varios<br />
satélites espaciados se puede mantener una cobertura constante.<br />
Últimamente se están empezando a usar mucho una serie de órbitas intermedias.<br />
Son órbitas circulares, de entre 800 y <strong>1.</strong>000 km, de inclinaciones variadas, que permiten<br />
situar a muchos satélites cubriendo toda la Tierra, en forma de constelaciones, tal y<br />
como si fueran enjambres de abejas. Es el caso de algunos sistemas de comunicaciones<br />
modernos, o los satélites de navegación GPS. Estando más cerca de la Tierra, sus<br />
usuarios no necesitan aparatos receptores muy grandes y potentes. La presencia de<br />
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múltiples vehículos posibilita que constantemente haya más de uno sobre el horizonte,<br />
con lo que el servicio no queda nunca interrumpido.<br />
La existencia de diversas órbitas<br />
características, ampliamente utilizadas, ha<br />
desencadenado una cierta saturación (figura<br />
<strong>1.</strong>12). Se lanzan decenas de satélites de<br />
comunicaciones geoestacionarios al año, de<br />
modo que el arco ecuatorial empieza a estar<br />
bastante superpoblado y a ser una propiedad<br />
codiciada por empresas y gobiernos.<br />
Figura <strong>1.</strong>12. Satélites terrestres<br />
<strong>1.</strong>4. Midiendo el tiempo<br />
Resulta evidente pensar que, al igual que en nuestra vida cotidiana, en misiones<br />
espaciales sea muy útil conocer "qué hora es", de modo que se pueda establecer la hora<br />
del lanzamiento, la hora en la que el vehículo entra en órbita, la hora a la que el satélite<br />
debe tomar una acción determinada, la hora a la que el satélite sobrevuela una zona<br />
geográfica, etc.<br />
En la Tierra, como de todos es sabido, dependiendo de la zona geográfica en la<br />
que nos encontremos, será una hora u otra, pero, qué ocurre en un vehículo cuando<br />
sobrevuela todas las zonas horarias a lo largo de su órbita terrestre, u en otro vehículo<br />
con trayectoria interplanetaria. Formulada la pregunta de otro modo, ¿cómo podemos<br />
medir el tiempo en el espacio?. Es necesario, pues, tener una referencia de tiempo que<br />
sea universal. A lo largo de la historia, los seres humanos hemos establecido diversas<br />
formas de medir el tiempo y hemos definido una serie de referencias o escalas de<br />
tiempo:<br />
• GMT (Greenwich Mean Time). Fue en el año 1842 cuando el Reino Unido<br />
estableció una hora de referencia para Inglaterra, Escocia y Gales. La referencia de<br />
tiempo la proporcionaba el Observatorio Real en el municipio de Greenwich, en las<br />
cercanías de Londres, mediante observaciones astronómicas de tal modo que cuando<br />
el Sol se encontraba justo en la vertical de Greenwich, se establecía que eran las 12<br />
del mediodía.<br />
En el año 1884, en la Conferencia Internacional del Meridiano, se dividió el globo<br />
terrestre en 24 meridianos espaciados 15º y centrados al este y al oeste por el<br />
meridiano 0, que se localizó en el Observatorio de Greenwich (figura <strong>1.</strong>13). De este<br />
modo, se dividía la Tierra en 24 zonas horarias, siendo la diferencia entre zonas<br />
adyacentes de una hora; hacia el este una hora más y hacia el oeste una hora menos.<br />
En las cercanías del meridiano 180º se encuentra una línea imaginaria que diferencia<br />
el "hoy" del "mañana".<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Figura <strong>1.</strong>13. Zonas horarias<br />
Posteriormente, al margen de la división en meridianos, cada país se englobó dentro<br />
de una determinada zona horaria por cuestiones políticas. La Hora Media de<br />
Greenwich o GMT pasó a ser la referencia oficial de tiempo para el resto del<br />
planeta, hasta el año 1972, que fue reemplazada por el Tiempo Universal<br />
Coordinado o UTC.<br />
• UTC (Universal Time Coordinated). Tal y como se ha comentado previamente, el<br />
Observatorio Real de Greenwich basaba sus mediciones de tiempo en observaciones<br />
astronómicas. Sin embargo, con el desarrollo de relojes atómicos, se observó que las<br />
mediciones de tiempo basadas en las observaciones astronómicas eran de por sí<br />
inexactas debidas a las ligeras variaciones que sufre la rotación terrestre. Surgió la<br />
necesidad de obtener una referencia de tiempo que no estuviera sujeta a los<br />
fenómenos astronómicos y esta referencia la proporcionó las oscilaciones del átomo<br />
de Cesio bajo unas determinadas condiciones. La Oficina Internacional de Pesos y<br />
Medidas en París, es la encargada de proporcionar la UTC al resto del mundo, con<br />
una precisión de un nanosegundo/día. Por acuerdo internacional, para evitar que la<br />
diferencia entre la GMT, basada en la rotación terrestre, y la UTC sea muy grande,<br />
cuando la diferencia entre ambas alcanza el segundo, se hace un reajuste en la UTC<br />
sumándole ese segundo de diferencia. Esto suele tener lugar cada año o año y<br />
medio.<br />
La UTC se difunde a todos los rincones del mundo a través de las famosas señales<br />
horarias, emitidas a través de las emisoras de radio. También puede conocerse a<br />
través del sistema GPS:<br />
• MET (Mission Elapsed Time). Es un reloj que se pone a cero en el momento del<br />
lanzamiento y cuenta normalmente en días, horas, minutos y segundos. Este tiempo<br />
es especialmente interesante para minimizar los efectos de la ventana de<br />
lanzamiento, una ventana que puede ser incluso de horas. De este modo no es<br />
necesario recalcular todo el plan de misión, dependiendo de la hora en la que se<br />
produzca el lanzamiento.<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
2. SATELLITE TOOL KIT<br />
Satellite Tool Kit (STK) es un paquete de programas destinado al diseño de<br />
aplicaciones espaciales. Está compuesto por un módulo principal (STK) y módulos<br />
adicionales que permiten desde el diseño de satélites y misiles, al modelado de sistemas<br />
de comunicación, pasando por la evaluación del entorno espacial.<br />
Dentro de las capacidades de STK, se encuentra la descripción de órbitas.<br />
2.<strong>1.</strong> Creación de un escenario<br />
El escenario es el objeto de mayor nivel dentro de STK; incluye uno o más mapas<br />
y contiene el resto de objetos de STK (por ejemplo, satélites, instalaciones, barcos, etc).<br />
STK dispone de un módulo de visualización, llamado VO (Visualization Option). Este<br />
módulo permite mostrar órbitas, planetas, vehículos espaciales, misiles y zonas<br />
geográficas de manera tridimensional. Se carga mediante el programa STK/VO.<br />
• Abra el programa STK (o STK/VO). Nada más arrancar STK, le aparecerá el<br />
gestor de escenarios (figura 2.1). Desde el gestor de escenarios podrá crear un<br />
nuevo escenario así como abrir un escenario ya existente.<br />
Figura 2.<strong>1.</strong> Gestor de escenarios<br />
• Para crear un nuevo escenario, pulse el botón Create a New Scenario. Le<br />
aparecerá un mapa como el mostrado en la figura 2.2 y la ventana principal<br />
de STK (figura 2.3). La ventana principal muestra los diferentes elementos<br />
que componen el escenario clasificados en niveles. Está compuesta por un<br />
menú en la parte superior de la ventana (figura 2.3) y una barra de<br />
herramientas en la parte izquierda Un escenario puede tener uno o varios<br />
mapas como el de la figura 2.2 abiertos. Para crear un nuevo mapa, sólo debe<br />
seleccionar el escenario resaltándolo con el ratón e ir al menú de<br />
herramientas (Tools) y elegir la opción de New Map Window.<br />
Departamento de Automática 11
Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Figura 2.2. Planisferio terrestre<br />
• En la ventana principal de STK se creará un nuevo escenario que se puede<br />
renombrar, haciendo un simple click sobre el nombre del escenario (figura<br />
2.3). Por ejemplo, llamémosle Ejemplo<strong>1.</strong><br />
Figura 2.3. Ventana principal<br />
2.2. Editando las propiedades<br />
Las propiedades de la aplicación y de cada uno de los elementos que la<br />
componen, pueden editarse mediante el menú Properties en la barra de herramientas.<br />
Por ejemplo, para establecer las propiedades del escenario, se coloca el cursor sobre el<br />
mismo resaltando el nombre y se selecciona Basic Properties (puede también hacerse<br />
pulsando el botón derecho).<br />
Departamento de Automática 12
Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Figura 2.4. Propiedades básicas del escenario<br />
Para nuestro ejemplo, estableceremos un período de simulación de 24 horas.<br />
Seleccione, dentro de la pestaña Time Period, como tiempo de inicio (Start Time) el 1<br />
de mayo de 2002 a las 00 horas, 00 minutos, 00 segundos y 00 centésimas de segundo<br />
(1 May 2002 00.00:00.00) y como tiempo de parada (Stop Time) el 2 de mayo de 2002 a<br />
las 00 horas, 00 minutos, 00 segundos y 00 centésimas de segundo (2 May 2002<br />
00:00:00.00). Seleccione a continuación la pestaña Animation y asegúrese que el tiempo<br />
de inicio coincide con el seleccionado anteriormente.<br />
2.3. Creando un satélite<br />
Para crear un satélite dentro de un escenario, sólo tiene que seleccionar el<br />
escenario y pulsar el botón (satélite). Se abrirá el asistente de órbitas (Orbit<br />
Wizzard). Para este ejemplo, vamos a colocar un satélite en una órbita geoestacionaria a<br />
una longitud de -100 grados (oeste). En el asistente, seleccionaremos como tipo de<br />
órbita la geoestacionaria.<br />
Figura 2.5. Asistente de Órbitas<br />
Pulsamos el botón Siguiente, y en la siguiente ventana indicaremos la longitud<br />
(Subsatellite Longitude) sobre la cual el satélite permanecerá fijo. Volvemos a pulsar<br />
Departamento de Automática 13
Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Siguiente y en la tercera ventana, cambiaremos los tiempos de comienzo y fin al 1 de<br />
mayo de 2002 00:00:00.00 y 1 de mayo de 2002 04:00:00.00 respectivamente. Para<br />
finalizar, pulsaremos el botón de Finalizar. Cambiaremos el nombre satélite a DAMA<strong>1.</strong><br />
Si seleccionamos la ventana del mapa, habrá aparecido un satélite localizado a<br />
100 grados de longitud oeste sobre el Ecuador. Pulsando el botón de Play ,<br />
comenzará la animación. Puesto que hemos seleccionado una órbita estacionaria, el<br />
satélite permanecerá fijo en la misma posición durante toda la animación (figura 2.6).<br />
Figura 2.6. Posición de DAMA1<br />
Se pueden editar en cualquier momento los parámetros orbitales, resaltando el<br />
satélite DAMA1 y seleccionando la opción de Basic Properties.<br />
Figura 2.7. Propiedades básicas del satélite<br />
Departamento de Automática 14
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3. PRÁCTICAS<br />
Práctica 1<br />
Se desea colocar un satélite en una órbita geoestacionaria. La longitud debe ser de 4<br />
grados oeste. Una vez descrita la órbita, contéstese a las siguientes preguntas:<br />
a. ¿Qué inclinación tiene la órbita?, ¿por qué?<br />
b. ¿Cuál es el período orbital?<br />
c. ¿Cuál es la altitud del perigeo y del apogeo?. Según los resultados anteriores,<br />
dedúzcase la excentricidad de la órbita.<br />
d. Sin recurrir al asistente de órbitas, modifique los parámetros orbitales para situar el<br />
satélite en una longitud de 125 grados. ¿Qué parámetro tiene que modificar?<br />
e. Pruebe a poner una ligera inclinación en la órbita y observe qué es lo que ocurre.<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Práctica 2<br />
Sitúe un satélite en una órbita cuyos parámetros son los siguientes:<br />
Parámetro Valor<br />
Inclinación 28,5 º<br />
Excentricidad 0<br />
Altitud 300 km<br />
a. ¿Cuál es el período de la órbita?. Confirme el resultado de forma analítica.<br />
b. Si se desea que el satélite pase por la Península Ibérica, que se encuentra a una<br />
latitud de 40º Norte, ¿qué parámetro modificaría?. Modifique ese parámetro para<br />
que el satélite pase por la latitud indicada.<br />
c. ¿En qué momento pasa por primera vez por la vertical de la Península Ibérica?, ¿a<br />
qué hora pasará por segunda vez?<br />
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Arquitecturas y Tecnologías Embarcables en Satélite Módulo <strong>1.</strong> Cálculo de órbitas<br />
Práctica 3<br />
Modifique la inclinación de la práctica 2 y ponga un valor de 90º<br />
a. ¿Cómo se llama a este tipo de órbita?<br />
b. Modifique la inclinación del satélite primero a 100º y luego a 80º. ¿Cómo es la<br />
órbita para cada uno de los casos, directa o retrógrada?<br />
Práctica 4<br />
Cree un nuevo satélite, y en el asistente de órbitas, seleccione el tipo Molniya. Deje los<br />
parámetros que le indica el asistente por defecto.<br />
a. Rellene la siguiente tabla<br />
Parámetro Valor<br />
Altitud del apogeo<br />
Altitud del perigeo<br />
Excentricidad<br />
Período<br />
Inclinación<br />
b. De todo el período, ¿cuánto tiempo permanece aproximadamente en las cercanías<br />
del apogeo?. Indique el tiempo dentro de un rango del ±10% respecto al apogeo.<br />
c. Si se desea cubrir todo el planeta en esas latitudes, cuántos satélites necesitaría como<br />
mínimo suponiendo que se encuentran a la suficiente altitud para que no haya<br />
problemas de comunicación entre ellos. Cree una constelación con los satélites que<br />
considere necesarios.<br />
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