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TELEDETECCIÓN: PLATAFORMAS Y SENSORES (I). EDUARDO DE MIGUEL ÁREA DE TELEDETECCIÓN – INTA demiguel@inta.es. DEFINICIONES PREVIAS.
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TELEDETECCIÓN: PLATAFORMAS Y SENSORES (I) EDUARDO DE MIGUEL ÁREA DE TELEDETECCIÓN – INTA demiguel@inta.es
DEFINICIONES PREVIAS Según Chuvieco (Fundamentos de teledetección espacial), "Teledetección es aquella técnica que permite adquirir imágenes de la superficie terrestre desde sensores instalados en plataformas aéreas o espaciales". Es en este sentido restringido en el que estudiaremos la teledetección en estas sesiones
DEFINICIONES PREVIAS • Los elementos de un sistema de teledetección son: • un instrumento sensible a la radiación electromagnética (opcionalmente, en unión con un instrumento generador de energía electromagnética) • una plataforma donde instalar el instrumento • un centro de control del instrumento • un centro de recepción y archivo (opcionalmente, también destinado a procesarlos o al menos pre-procesarlos) • un diseño experimental. • Estas sesiones se centran en instrumentos y plataformas
PLATAFORMAS: AERONAVES Una aeronave es un vehículo que se desplaza dentro de la atmósfera. T=D L=W T = Thrust, empuje o impulsión D = Drag, resistencia aerodinámica. L = Lift, sustentación W = Weight, m*g
PLATAFORMAS: AERONAVES La sustentación y la resistencia son explicadas por la mecánica de fluidos (= la aeronave vuela por estar en movimiento dentro de un fluido) En un fluido incompresible (d=cte, p.e. aire si V< 1/3 Vsonido) y con viscosidad despreciable y en flujo laminar: P + 1/2 d∙V2 = K Es decir, a mayor velocidad menor presión. Entonces sobre cierta superficie la fuerza aerodinámica: Fa = ∫ (Pi - Po) dA Puede tener una resultante no nula que empuja upwards.
PLATAFORMAS: AERONAVES La sustentación y la resistencia son explicadas por la mecánica de fluidos (= la aeronave vuela por estar en movimiento dentro de un fluido) D= Drag, resistencia aerodinámica. D=1/2 •V2•S•ρ•Cd L=Lift L=1/2 •V2•S•ρ•Cl Existen superficies con pérfiles aerodinámicos, que determinan - un Cl tal que la L es suficiente para compensar el peso y - un Cd tal que la D es mínima
PLATAFORMAS: AERONAVES Los aviones operan a cotas entre 300 m y 20000 m sobre el nivel del mar. A partir de 4000m los aviones deben estar presurizados: en los aviones presurizados la instalación del sensor debe ser hermética bien respecto al interior de la aeronave bien respecto al exterior.
THE INTA PLATFORM: Aviocar CASA C-212-200 S/N 270. Non pressurized cabin, twin engine aircraft Two windows in the cabin floor up to two sensors Cabin volume: 22 m3 Max pay-load: 2100 kg Cruising speed: 260 Km/h Service ceiling: 7620 m Opertional ceiling: 4000 m Maximum range: 1760 km Maximum endurance: 6 hours Navigations systems: GPS, ADF, VOR, ILS, etc.
PLATAFORMAS: AERONAVES • Los principales alicientes de las plataformas aéreas (frente a las espaciales) son: • alta resolución espacial: A = 2 H tan(IFOV/2) • flexibilidad de operación: fechas, horas, repeticiones, rumbo... • banco de pruebas de sistemas en desarrollo, cuando producir un instrumento para satélite es posible pero se quiere experimentar algún aspecto. • Los principales inconvenientes son: • poca cobertura espacial: S = 2 H tan(FOV/2) • mala estabilidad de la plataforma al operar en medio de la zona más turbulenta de la atmósfera
PLATAFORMAS: AERONAVES • Algunos aspectos prácticos: • la determinación precisa de la trayectoria y actitud se consigue actualmente mediante sistemas IMU+GPS. • los aviones no evitan la interferencia atmosférica • forzosamente, las pasadas deben ser rectas. • la base de las nubes está frecuentemente por debajo de la altura de vuelo • las campañas de avión resultan caras y complejas de coordinar frente al más extendido y subvencionado uso del satélite
PLATAFORMAS: SATÉLITES Satélites: objetos alrededor de un planeta bajo el equilibrio cinemática vs gravitación Fg: G·M·m/r2 Fc (m · a): m·d2r/dt2 d2r/dt2 = G·M/r2 Para una órbita circular: m V2 / r = G M m / r2 Y por tanto V = sqrt [G M / r ] ≈ sqrt [G M /(RT + h) ]
PLATAFORMAS: SATÉLITES En la práctica, los satélites artificiales operan solo a alturas > 150/250 km. Por debajo de esta cota el rozamiento atmosférico dificulta demasiado la permanencia del satélite en órbita.
PLATAFORMAS: SATÉLITES Las ventajas e inconvenientes en relación con los aviones se deducen del punto anterior. Pero por encima de todo, hay que resaltar la enorme utilidad de disponer de una cobertura de datos de teledetección sobre toda la superficie de la Tierra que es sistemática, regular y fácilmente accesible a la comunidad investigadora.
SATÉLITES: UN POCO DE JERGA Un satélite es el segmento de vuelo (flight segment) de una misión, que tiene además un segmento tierra (ground segment). El segmento tierra se ocupa del control del satélite y de la recepción, proceso y archivo de sus datos. El segmento vuelo consta de una "nave" (spacecraft) y de los instrumentos que forman la carga útil o de “pago” de la misión (payload). Si pensamos en jerga científica, una misión de teledetección es un experimento, con su instrumentación, su diseño experimental (frecuencia de toma de datos, puntos de muestreo etc) y su recogida y proceso de datos.
SATÉLITES: EL ENTORNO ESPACIAL • Para entender el diseño de satélites e instrumentos a bordo es necesario considerar las siguientes características del entorno espacial: • vacío • efecto térmico • rad. UV • outgassing • radiación por partículas • micrometeoritos.
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE Un sensor instalado sobre un satélite debe funcionar sin intervención humana directa. Los diferentes servicios requeridos los proporcionan los diferentes sub-sistemas (consideramos el sistema principal al satélite en sí, incluso al conjunto del satélite más los elementos necesarios para su operación) de a bordo.
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE ESTRUCTURA El sub-sistema más básico es la estructura que soporta al instrumento ( y a los demás sub-sistemas). La estructura debe estar diseñada para evitar daños por vibración durante el lanzamiento, y debe estar supeditada al control térmico para prevenir deformaciones termoelásticas y calentamientos/enfriamientos. También debe proteger el detector de luz no deseada y a ser posible de la radiación por partículas. Los daños por radiación son casi inevitables: la protección contra radiación por partículas solo se puede conseguir con "muros" de material, con un impacto elevado en la masa del satélite.
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE CONTROL TÉRMICO La parte de un satélite que es iluminada por el sol se calienta mucho, la que mira al espacio se enfría espectacularmente por radiación. Y el calor generado por equipos electrónicos tiene que ser gestionado (disipado o conservado, según se quiera): de todos estos problemas se ocupa el control térmico. El control térmico puede requerir un importante esfuerzo tanto en el diseño como en la operación del satélite, limitando las capacidades de la carga útil. Un ejemplo claro es la imposibilidad en misiones sencillas de enfriar activamente los detectores en la región del infrarrojo medio y térmico, lo que restringe la temperatura a la que se puede bajar.
Recubrimiento de MLI para aislamiento térmico del satélite INTEGRAL
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE CONTROL DE ACTITUD El sub-sistema de control de actitud es clave para garantizar el apuntamiento del satélite y la estabilidad de las imágenes. Se consiguen precisiones muy altas de manera que el control de actitud es poco limitante en la calidad de los datos de observación de la Tierra. Para conocer la orientación del satélite se usan giróscopos, "star trackers" y sistemas más bastos (earth-limb viewers, sun sensors) para cuando no operan los sistemas finos. Para modificarla se utilizan pequeños propulsores con hidracina como combustible (thrusters) y ruedas de inercia (reaction wheels).
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE POTENCIA La potencia disponible está limitada a la que se puede generar mediante los paneles solares. En teledetección esto afecta especialmente a los sensores activos, como SAR y LIDAR, a las transmisiones a Tierra de datos, o a los sistemas de refrigeración activos para enfriar detectores térmicos. 1358 w/m2 se reciben del sol en las cercanías de la Tierra. Es necesario mantener al menos la mayor parte del tiempo los paneles solares orientados hacia el sol; se usan baterías para acumulación de energía, para su uso en eclipses o periodos con mala iluminación de los paneles, pero actualmente es impensable operar nominalmente un satélite solo a base de baterías.
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE PROCESADOR/MEMORIAS La informática de a bordo suele dar pobres prestaciones. Existen limitaciones de almacenamiento, y de proceso. Los largos tiempos de desarrollo de una misión espacial (>5 años resulta imprescindible hoy día) más la necesidad de usar electrónicas cualificadas para espacio sitúan normalmente a los procesadores y buses de satélites bastante por detrás de la vanguardia en tecnologías informáticas. Lo mismo ocurre con los dispositivos de almacenamiento (por ejemplo, MetOp puede almacenar 24 GB de datos, algo más que los registrados durante una órbita).
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE COMUNICACIONES El funcionamiento del satélite requiere enviar comandos y recibir datos. Esto se consigue mediante un contacto con ondas tipo radio (normalmente en banda X y S). Valores típicos de transmisión de datos a tierra en misiones presentes son 100 a 500 Mbps, pero este valor aumenta rápidamente gracias al avance tecnológico. Como es lógico, los satélites de teledetección son los más exigentes del sector espacial en este campo. http://www.esa.int/esaLP/ESAWK1094UC_LPmetop_0.html
MetOp local data delivery SUBSISTEMAS: COMUNICACIONES MetOp data transmission http://www.esa.int/esaLP/ESAWK1094UC_LPmetop_0.html
SUBSISTEMAS DE UN SATÉLITE LANZADOR El lanzamiento es una parte complicada y cara de toda misión espacial. Algunas consideraciones de interés: -la órbita y el peso y tamaño del satélite condicionan el lanzador a elegir. La constante lucha por un menor peso y tamaño de los satélites está en gran parte derivada del impacto de estos factores en el coste de lanzamiento, -no se puede lanzar desde cualquier sitio por razones de seguridad, -el coste de lanzamiento es una parte significativa del coste total de una misión espacial. Como aproximación se puede considerar que el coste promedio de un lanzamiento es 20 K€ / kg satélite (depende del lanzador y de la órbita objetivo).
http://www.intechopen.com/books/aerospace-technologies-advancements/looking-into-future-systems-engineering-of-microsatellites http://www.intechopen.com/books/aerospace-technologies-advancements/looking-into-future-systems-engineering-of-microsatellites
ÓRBITAS ESPACIALES “Equilibrio cinemática – gravitación” Formulación simplificada: d2r/dt2 = G·M/r2 Fg: G·M·m/r2 Fc (m · a): m·d2r/dt2 Un cuerpo lanzado horizontalmente a una altura h desde la Tierra se convertirá en un satélite artificial si su velocidad es (cercana a) una solución de esta ecuación.
ÓRBITAS ESPACIALES Si la órbita es circular, d2r/dt2 es constante y vale V2/r: V = sqrt [G M /r ] ≈ sqrt [G M /(RT + h) ] donde RT el radio ecuatorial de la Tierra (6378 km), G la constante de gravitación universal y M la masa de la Tierra. Esta formula es también útil para órbitas ligeramente elípticas. Fórmula general: V = sqrt( 2GM/r - GM/a)
ÓRBITAS ESPACIALES • Órbitas clásicas en observación de la Tierra: • geoestacionarias (GEO) • LEO heliosíncronas • (polares y circulares) • Otras órbitas: • órbitas MEO (GPS) • órbitas HEO (Integral)
ÓRBITAS ESPACIALES • Elementos de una órbita • semieje mayor • excentricidad • Inclinación • Argumento (ángulo) en el perigeo • Ascensión recta (longitud) del nodo ascendente • Anomalía (media, verdadera, excentrica...) => momento de paso por un punto dado
ÓRBITAS ESPACIALES • Órbita heliosíncrona • Hora local de paso del satélite muy similar todo el año: • precesión del nodo ascendente (=del plano orbital) • relación fija entre inclinación, altitud y precesión: H ≈ 600/900 km i ≈ 96 / 100º ωp ≈ 1º/dia (1º/86164 s)
ÓRBITAS ESPACIALES En órbitas circulares: V = sqrt [G M /(RT + h) ] La velocidad típica en misiones de observación de la Tierra en órbitas heliosíncronas es por tanto 7.5 km/s. El periodo de una órbita circular viene dado por 2(RT + h) / V (confirmando la tercera ley de Kepler), siendo en resumen: T = 1.659 10-4 (RT + h)3/2 típicamente 100 minutos en órbitas heliosíncronas.
ÓRBITAS ESPACIALES Geostationary Orbit Advantages: Satellite permanently visible from all points within a large coverage area (about a third of Earth's surface). Allows sampling as often as technically possible (every few minutes at best), enabling monitoring of rapidly-evolving events. Only one ground station needed for satellite monitoring. Geostationary Orbit Disadvantages: Polar regions are not observed. Low ground spatial resolution. The high orbit imposes a limit of about 1 km at best with current instrument technology. High cost of launch. • Órbita geosíncrona • Periodo de rotación = 24 h: • H ≈ 36000 km Si además: i ≈ 0º e ≈ 0 son geoestacionarias: • siempre observan el mismo punto de la Tierra
Órbitas espaciales: Traza, CR y Revisita. La traza es la proyección del satélite sobre la superficie de la Tierra a lo largo del tiempo. LEO heliosíncrona Geosíncrona (Geoestacionaria = un punto) • Ciclo de repetición: número de días que tarda la órbita en dibujar la misma traza sobre la superficie de la Tierra. • Ojo: solo depende de la altura. • Es frecuente expresar este ciclo en la expresión: Tn + D/CR • Ingenio: 14 + 32/49 • Revisita: depende del swath y la eventual capacidad de apuntamiento off-nadir
ÓRBITAS ESPACIALES La velocidad de avance del satélite está determinada por la altura; por tanto, el tiempo de integración para un instrumento de observación tiene que adaptarse a lo que haya, o bien hay que aplicar diseños compensatorios con sus correspondientes efectos secundarios. El mantenimiento de la órbita requiere la realización regular de maniobras, que restan tiempo de observación, y el consumo de combustible, que es un recurso finito (y minimizado buscando la menor masa posible para el satélite) y puede limitar la vida útil de un satélite.
MANIOBRAS ORBITALES La velocidad de avance del satélite se modifica (en magnitud o en dirección) una cantidad Δv Δv = Isp g Ln(1 + Δm) Donde Isp = impulso específico (300 s valor típico para hidracina) Δm = el cociente masa usada/masa total Ojo: V = Vo + Δv cos(α)
SEGMENTO TIERRA El contacto con Tierra se produce simplemente en aquellos puntos donde es geométricamente posible: la antena en Tierra debe ver por encima del horizonte al satélite (a ser posible unos graditos por encima, para que la transmisión sea buena). La red de estaciones de tierra es extensa (nacionales, de ESA, de NASA...), pero ponerlas a trabajar para un satélite particular es costoso, por lo que suele restringirse el número de estaciones responsables de cada misión.
SATÉLITES: FIN • La vida útil de un satélite está limitada habitualmente por el agotamiento de su combustible = por la cantidad de maniobras que debe hacer para mantener su órbita. • Ojo, muchos sub-sistemas, incluyendo la propia carga útil, pueden degradarse con el tiempo anticipando el final (principalmente por la alta radiación y el stress térmico). • La vida útil típica de una misión de observación de la Tierra es de unos 5/7 años. • Al final de la vida útil, es necesario sacar el satélite de la región de órbitas operacionales.
