ITU-R S 1592 SPANISH-2002 Methodology to assess compliance of non-geostationary fixed-satellite service satellite systems in circular orbits with the additional operational limits Arti.pdf

1、 Rec. UIT-R S.1592 1 RECOMENDACIN UIT-R S.1592 Metodologa para evaluar la conformidad de los sistemas de satlites del servicio fijo por satlite no geoestacionario en rbitas circulares con los lmites operacionales adicionales de la densidad de flujo de potencia equivalente de enlace descendente del A

2、rtculo 22 del Reglamento de Radiocomunicaciones (2002) La Asamblea de Radiocomunicaciones de la UIT, considerando a) que la Conferencia Mundial de Radiocomunicaciones (Estambul, 2000) (CMR-2000) adopt, en el Artculo 22 del Reglamento de Radiocomunicaciones (RR), lmites de la densidad de flujo de pot

3、encia equivalente de enlace descendente (dfpe) radiada por sistemas del servicio fijo por satlite (SFS) no geoestacionario (no OSG) en algunas bandas de frecuencias para proteger a las redes del servicio de radiodifusin por satlite (SRS) y del SFS OSG que funcionan en las mismas bandas de frecuencia

4、s; b) que el Artculo 22 del RR incluye lmites de validacin de la dfpe para una sola fuente de interferencia en los Cuadros 22-1A a 22-1D del RR, lmites operacionales de la dfpe para una sola fuente de interferencia en los Cuadros 22-4A, 22-4B y 22-4C del RR y lmites operacionales adicionales de la d

5、fpepara una sola fuente de interferencia en antenas de ciertos tamaos en el Cuadro 22-4A1, que se aplican a sistemas del SFS no OSG para la proteccin de redes del SFS OSG; c) que la conformidad de un sistema del SFS no OSG propuesto con los lmites de validacin para una sola fuente de interferencia s

6、er evaluada por la Oficina de Radiocomunicaciones (BR), con arreglo a los nmeros 9.35 y 11.31 del RR, basndose en los contornos de dfp proporcionados por el operador del SFS no OSG utilizando el programa informtico definido en la Recomen-dacin UIT-R S.1503; d) que la conformidad de un sistema del SF

7、S no OSG propuesto con los lmites operacionales de la dfpepara una sola fuente de interferencia y, en el caso de algunos tamaos de antena, los lmites operacionales adicionales de la dfpepara una sola fuente de interferencia est sujeta a verificacin por las administraciones; e) que el Apndice 4 del R

8、R, modificado por la CMR-2000, exige a la administracin responsable de un sistema del SFS no OSG que asegure que se satisfacen los lmites operacionales adicionales de la dfpepara una sola fuente de interferencia, reconociendo a) que las administraciones con asignaciones a redes del SFS OSG en bandas

9、 de frecuencias donde se han establecido lmites operacionales adicionales de la dfpenecesitan mtodos fiables e independientes para determinar si un sistema del SFS no OSG en particular cumple los lmites operacionales adicionales de la dfpepara una sola fuente de interferencia con respecto a sus rede

10、s del SFS OSG, 2 Rec. UIT-R S.1592 recomienda 1 que la metodologa definida en el Anexo 1 a la presente Recomendacin, basada en una completa simulacin de los enlaces descendentes de un sistema de satlites del SFS no OSG que interfiere a una estacin terrena del SFS OSG en funcionamiento con una antena

11、 de 3 m o de 10 m de dimetro, se utilice para evaluar los niveles de interferencia generada por el sistema del SFS no OSG a fin de verificar la conformidad del sistema del SFS no OSG con los lmites operacionales adicionales de la dfpe del Artculo 22 del RR; 2 que la metodologa descrita en el Anexo 1

12、 a la presente Recomendacin, basada en una completa simulacin de los enlaces descendentes en un sistema de satlites del SFS no OSG que interfiere a una red del SFS OSG, se utilice por los operadores OSG como orientacin para evaluar los niveles de interferencia generada por los sistemas de satlite no

13、 OSG a antenas de cualquier dimetro de las redes del SFS OSG previstas o en funcionamiento. NOTA 1 El Anexo 2 presenta un mtodo que puede utilizarse para demostrar que se satisfacen los lmites operacionales adicionales por un sistema no OSG en funcionamiento que interfiere a una estacin terrena OSG

14、del SFS operacional. A diferencia del Anexo 1, que se basa en un mtodo de simulacin completa, el Anexo 2 se basa en el mtodo del contorno de dfp adoptado en la Recomendacin UIT-R S.1503. ANEXO 1 Metodologa para evaluar la conformidad con los lmites operacionales adicionales de la interferencia gener

15、ada por sistemas del SFS no OSG*que comparten bandas de frecuencias con redes del SFS OSG 1 Introduccin Esta metodologa se basa en crear modelos de los sistemas de satlites en sus rbitas y permitir a cada estacin espacial y estacin terrena realizar el seguimiento de sus respectivos objetivos teniend

16、o en cuenta la rotacin de la Tierra. Una simulacin de este modelo se muestrea a lo largo de un periodo de tiempo a una velocidad de muestreo adecuada y para cada muestra se calcula el producto alcance-ganancia. Este producto puede relacionarse directamente con el nivel de interferencia y los datos m

17、uestreados pueden evaluarse a fin de determinar el porcentaje de tiempo durante el cual el producto alcance-ganancia para todos los trayectos de interferencia rebasa un nivel determinado. _ *La metodologa definida en el Anexo 1 se aplica actualmente nicamente a los sistemas de satlites no OSG que ut

18、ilizan rbitas circulares. Se necesitan ms estudios para las rbitas no circulares. Rec. UIT-R S.1592 3 CUADRO 1 Smbolos y definiciones utilizados en este Anexo a Velocidad angular del satlite en coordenadas fijas con respecto a la Tierra grados/s Bt Anchura de banda de transmisin Hz Ctrfico Coeficien

19、te de trfico dependiente de la hora local D Dimetro de la antena m E Argumento de la latitud grados dfpeDensidad de flujo de potencia equivalente de enlace descendente en la estacin terrena dB(W/m2) en la anchura de banda de referenciag Aceleracin debida a la gravedad de la Tierra M/s2G Constante gr

20、avitacional universal (newtoniana) Nm2/kg2Gt Ganancia relativa de la antena de transmisin Gr Ganancia relativa de la antena de recepcin GrmxMxima ganancia de la antena receptora de la estacin terrena del SFS OSG GrwMxima ganancia de la antena receptora deseada I Inclinacin de la rbita del satlite gr

21、ados I0 Potencia de interferencia W J2 Segundo armnico de la constante del potencial de la Tierra k Constante de Boltzmann J/K Lp Factor de aislamiento por polarizacin ms Masa del satlite kg Me Masa de la Tierra kg N0Potencia de ruido W NaNmero de satlites no OSG transmisores visibles desde la estac

22、in terrena receptora del SFS OSG Ngrueso Relacin entera entre el tamao del paso de tiempo grueso y el paso de tiempo fino para definir simulaciones de doble paso de tiempo Nencuentros Nmero de sucesos de acoplamiento de haz principal a haz principal entre la antena del satlite no OSG y la antena de

23、la estacin terrena del SFS OSG PtPotencia de radiofrecuencia a la entrada de la antena de transmisin W r Radio de la rbita del satlite km rcRadio de la clula de la zona de servicio no OSG km rg Radio de la OSG km rn Radio de la rbita del satlite no OSG km R Distancia entre el satlite no OSG y la est

24、acin terrena del SFS OSG m Re Radio de una Tierra perfectamente esfrica km T Temperatura de ruido del receptor K 4 Rec. UIT-R S.1592 CUADRO 1 (Fin) 2 Parmetros de entrada necesarios Para aplicar esta metodologa es necesario que el operador del sistema no OSG proporcione los siguientes parmetros de e

25、ntrada. Obsrvese que en ausencia de una informacin completa de todos estos parmetros esta Recomendacin da algunas directrices sobre, por ejemplo, posibles distribuciones de estaciones terrenas del SFS no OSG que deben modelarse en las simulaciones. 2.1 Parmetros orbitales Nmero de estaciones espacia

26、les Nmero de planos To Periodo orbital s Tw Temperatura del ruido del receptor deseada K t Incremento de tiempo de la simulacin s ngulo de elevacin de la estacin terrena grados ngulo topocntrico que define la zona de exclusin para la estrategia de conmutacin del satlite no OSG grados grueso ngulo to

27、pocntrico que define el tamao del paso grueso en la simulacin de doble paso de tiempo grados RPF-1 ngulo topocntrico que define la regin de paso fino (RPF) grados RPF-2 ngulo topocntrico que define los lmites de la zona de exclusin grados ngulo con respecto al eje de puntera de la antena grados 3Anc

28、hura de haz de la antena a 3 dB grados Longitud de onda m Constante de atraccin de la Tierra km3/s2 v Velocidad constante del satlite grados/s ve Velocidad orbital de la Tierra grados/m vr Velocidad orbital del satlite no OSG con respecto a la superficie de la Tierra grados/s vn Velocidad orbital de

29、l satlite no OSG grados/s Velocidad angular del satlite grados/s Ascensin recta del nodo ascendente (RAAN) grados 0 RAAN en el instante t0 grados e Velocidad angular de rotacin de la Tierra grados/s r Velocidad de precesin de la rbita del satlite grados/s ngulo de conmutacin para evitar el arco OSG

30、grados d ngulo de conmutacin para evitar el arco OSG deseado en el borde de la clula de la zona de servicio no OSG grados m ngulo para evitar el arco OSG que debe modelarse para obtener el ngulo de conmutacin deseado en el borde de la clula grados Rec. UIT-R S.1592 5 Para cada plano orbital: altitud

31、 de la rbita inclinacin del plano longitud del nodo ascendente argumento de la latitud de cada estacin espacial en el plano orbital. Precesin. 2.2 Parmetros de antena Estaciones espaciales no OSG: diagrama de radiacin de la antena mxima ganancia de transmisin (dBi) mximo nmero de haces de antena cof

32、recuencia y con la misma polarizacin y su orientacin espacial. Estaciones terrenas no OSG: diagrama de radiacin de la antena mxima ganancia de recepcin (dBi) emplazamiento (latitud, longitud). 2.3 Parmetros de funcionamiento y de clculo Plan de reutilizacin de frecuencias/polarizacin, si se emplea M

33、nimo ngulo de elevacin para las comunicaciones Periodo del tiempo de simulacin Paso del tiempo de simulacin Aplicacin del control de potencia en el enlace descendente sobre el alcance, si se utiliza por el sistema no OSG Aplicacin de la tcnica de evitacin del arco OSG, si se utiliza por el sistema n

34、o OSG Modelo de trfico, si ha lugar (por ejemplo, vase la Fig. 9). 3 El modelo orbital En la Fig. 1, cuyo origen es el centro de la Tierra, se representa el modelo orbital que caracteriza los movimientos del satlite en un sistema de coordenadas inerciales geocntrico. El eje x se encuentra en el plan

35、o ecuatorial y apunta hacia el equinoccio vernal (el primer punto en la constelacin Aries), el eje z es el eje de rotacin medio de la Tierra y apunta hacia el Polo Norte y el eje y viene determinado como el producto vectorial de los vectores unitarios en las direcciones z y x, es decir = xzy La exte

36、nsin del plano ecuatorial al infinito, intersectando una esfera hipottica de radio infinito (la esfera terrestre), define el plano celestial. 6 Rec. UIT-R S.1592 1592-01zyEIFIGURA 1Representacin de los elementos orbitales keplerianosx, (equinoccio vernal)Plano ecuatorialCentro de la TierraPlano orbi

37、talEl modelo orbital se basa en las Leyes del Movimiento de Newton para un satlite en rbita circular en torno a una Tierra perfectamente esfrica. Este modelo es fcil de aplicar puesto que el movimiento se caracteriza por un radio orbital del satlite constante, r, y una velocidad constante, v, relaci

38、onados mediante la segunda Ley del Movimiento de Newton: 22rmGMrmses= (1) siendo: ms : masa del satlite v: velocidad constante del satlite G: constante gravitacional universal (Nm2/kg2) r: radio de la rbita Me : masa de la Tierra (kg). La ecuacin (1) puede escribirse de la forma: rRRGMrGMeeee222= (2

39、) siendo Reel radio de una Tierra perfectamente esfrica (km). En la superficie de la Tierra, 2eeRmGMmg = (3) siendo g la aceleracin debida a la gravedad en la superficie de la Tierra: 22m/seeRGMg = (4) Rec. UIT-R S.1592 7 y la ecuacin (2) puede expresarse de la forma: rgRe= (5) El periodo orbital, T

40、o, viene dado por la expresin (Tercera Ley de Kepler): grRrTeo322 = (6) Estas ecuaciones describen completamente la dinmica de un movimiento orbital circular en torno a una Tierra perfectamente esfrica. El movimiento se caracteriza, en el sistema de coordenadas geocntrico representado en la Fig. 1,

41、especificando la posicin del satlite mediante los parmetros orbitales keplerianos: : ascensin recta del nodo ascendente; es decir, donde el satlite se desplaza del sur al norte de la rbita RAAN, medido a lo largo del eje x en el plano ecuatorial (plano x-y); I : inclinacin de la rbita; es decir, el

42、ngulo formado entre el plano ecuatorial y el plano de la rbita del satlite; y E : argumento de la latitud; es decir, el ngulo que forman la lnea de nodos (lnea determinada por la interseccin del plano orbital y el ecuador celestial) y el vector radio en la posicin del satlite. La anomala verdadera (

43、es decir, el ngulo en el plano de la rbita del satlite entre el perigeo y la posicin del satlite, visto desde el centro de la Tierra) es funcin de la posicin angular del satlite en el instante t0y de su velocidad angular y puede expresarse de la forma: tEE +=0(7) siendo: E0 : posicin angular del sat

44、lite en el instante t0(grados) r/= : velocidad angular del satlite (grados/s). De forma similar, la RAAN de una rbita tambin puede expresarse en funcin del tiempo para tener en cuenta la precisin orbital: tr+=0(8) siendo: 0 : RAAN del satlite en el instante t0(grados) r : velocidad de la precesin or

45、bital del satlite (grados/s): 422)(cosJ23rrRIer= (9) siendo: : constante de atraccin de la Tierra (km3/s2) J2 : segundo armnico de la constante del potencial de la Tierra. 8 Rec. UIT-R S.1592 La posicin del satlite puede representarse en trminos del sistema de coordenadas iniciales geocntrico de la

46、forma siguiente: +=EIEIEEIErzyxnesnesnescoscoscosnesnescosnescoscos(10) y la velocidad del satlite se puede representar de forma similar en trminos del sistema de coordenadas inerciales geocntrico, ignorando la variacin relativa a largo plazo de , de la forma +=EI EIEEIErdtdzdtdydtdxcosnescoscoscosn

47、esnescoscosnesnescos/(11) 4 Clculo de la interferencia En esta metodologa, la interferencia considerada es la que provoca el enlace descendente de un sistema de satlites del SFS no OSG a las estaciones terrenas receptoras que funcionan con los satlites del SFS OSG. La Fig. 2 ilustra la geometra de l

48、os trayectos deseado e interferente. 1592-0221FIGURA 2Geometra de la interferenciaSatliteOSGSatliteno OSGTrayectos de la seal deseadaTrayecto de la seal interferenteSi no se utiliza control de potencia, la relacin interferencia/ruido, I0/N0, puede determinarse a partir de la siguiente ecuacin: 221222104)()(1414)()(RGGLBTkPLRGGBTkPNIrtpttprttt=0(12) Rec. UIT-R S.1592 9 siendo: Pt: potencia de transmi