Sistemas de
Telecomunicações 2
(2004/2005)
Cap. 1 – Comunicações por Satélite
Comunicações por Satélite
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
Introdução
Órbita
Sub-sistemas do satélite
Projecto de ligação
Acesso múltiplo
Fiabilidade
GPS
2
1
1 - INTRODUÇÃO
• HISTÓRIA
– 1945
– Arthur C. Clarke descobriu a órbita geoestacionária e 3 satélites
separados de 120º cobririam todo o mundo
– 1957 (SPUTNIK I)
– surge a tecnologia de foguetões capazes de colocar um satélite
em órbita
– 1958 (SCORE)
– Órbita elíptica de 101 minutos
– Registava uma mensagem quando passava sobre um
transmissor e repetia-a a pedido dum receptor.
– 1960 (ECHO I)
– Reflector passivo
– 1965 (INTELSAT I)
– primeiro lançamento comercial dum satélite geoestacionário
3
Princípios do sistema
• A transmissão por satélite não é mais do
que uma ligação hertziana com um
repetidor no espaço (satélite)
• O satélite gira à volta da terra na maioria
dos casos numa órbita geoestacionária
– O satélite acompanha o movimento de rotação da terra.
– Para um observador na terra, o satélite aparece
permanentemente num ponto fixo no espaço.
• Força gravítica
=
4
2
Leis de Newton
1) Qualquer corpo permanece no estado de repouso
ou de movimento rectilíneo uniforme se a resultante
das forças que actuam sobre esse corpo for nula.
2) A aceleração adquirida por um corpo é
directamente proporcional à intensidade da
resultante das forças que actuam sobre o corpo,
tem a direcção e sentido dessa força resultante e é
inversamente proporcional à sua massa.
=
=
=
3) Para cada acção, existe uma reacção igual e
oposta.
5
Classificação
• Cobertura
– Global
– Regional (zona)
– Doméstico
• Aplicação
– Radiomóvel
(aeronáutico, marítimo
e terrestre)
– Difusão
– Metereológico
– Militar
– Etc.
Web-sites
• NASA (National Aeronautics and
Space Administration )
– http://www.nasa.gov
•
ESA (European Space Agency)
•
BNSC (British National Space Centre)
•
NOAA (National Environment
Satellite, Data and Information
Service)
•
Intelsat (International
Telecommunications Satellite)
•
GPS
– http://www.esa.int
– http://www.bnsc.gov.uk
– http://www.nesdis.noaa.gov/
– http://www.intelsat.com/
– http://www.gpsworld.com/gpsworld/
6
3
Aspectos críticos
• Um satélite tem de:
– ser pequeno e leve
• quanto mais pesado mais caro é colocá-lo em órbita
– consumir pouca energia
• convém que dure o mais tempo possível no espaço
– funcionar com o mínimo de manutenção possível
• tem de ser fiável e resistente ao meio ambiente severo
– ter mecanismos para gerar electricidade
• necessita de painéis solares com grande superfície
• limita o tamanho do satélite
7
8
4
2 – ÓRBITA
•
Leis de Kepler
1) Todos os planetas viajam em órbitas
elípticas com o Sol num dos focos
2) O raio vector do Sol ao planeta varre áreas
iguais em tempos iguais
3) O quadrado do período de revolução de um
planeta é proporcional ao cubo do seu eixo
maior
9
Elementos orbitais
• Como podemos descrever de forma completa a
órbita de um satélite?
– Para órbitas elípticas, algumas definições
geométricas:
• Perigeu – ponto da órbita onde o satélite está mais perto da
Terra
• Apogeu - ponto da órbita onde o satélite está mais longe da
Terra
• Eixo maior – distância do centro da elipse ao apogeu ou
perigeu (a)
• Eixo menor (b)
• Excentricidade – distância do centro da elipse até ao foco (εε)
10
5
Sistema de coordenadas
• O sistema mais comum em astronomia é
o Right Ascension-Declination System
– O eixo z está alinhado com o eixo de rotação
da Terra
– O eixo x aponta do centro da Terra até ao Sol
na posição de equinócio de Primavera (i.e.
quando o Sol cruza o plano equatorial do
hemisfério Sul para o hemisfério Norte)
– O eixo y é escolhido de forma a tornar o
sistema num sistema destro (mão direita)
11
12
6
Sistema Ω - δ
• Declinação (δ)
– Deslocamento angular dum ponto no espaço medido
a norte do plano equatorial
• Ascensão recta (Ω)
– Deslocamento angular, medido no sentido directo
desde o eixo x, da projecção do ponto no plano
equatorial
• O sistema Ω - δ é análogo à latitude e longitude
em que:
• δ ~ latitude, dando a distância angular a norte ou sul do
equador celestial
• Ω ~ longitude, dando a distância angular medida a leste dum
ponto de referência no equador celestial
13
Elementos orbitais clássicos
1) Eixo maior (a)
2) Excentricidade (εε)
3) Ângulo inclinação (i)
•
•
•
•
•
É o ângulo entre o plano equatorial e o plano orbital
i = 0º se os planos coincidem e o satélite roda na
mesma direcção que a rotação da terra
i = 180º se os planos coincidem mas o satélite roda na
direcção oposta da rotação da terra
i < 90º é chamada uma órbita prógrada
i > 90º é chamada uma órbita retrógrada
14
7
Elementos orbitais clássicos (2)
4) Ascensão recta do nó ascendente (Ω
Ω)
•
O nó de ascensão é o ponto onde o satélite cruza o plano
equatorial quando se dirige para Norte. Ω é a ascensão
recta desse ponto. Na prática, é a ascensão direita da
intersecção do plano de órbita com o plano equatorial.
5) Argumento do perigeu (ω
ω)
•
É o ângulo entre o nó de ascensão e o perigeu, medido no
plano orbital.
6) Tempo de época (epoch) (t)
•
É o instante de tempo no qual os elementos orbitais são
observados, necessário porque alguns destes elementos
são dependentes do tempo. Por vezes utiliza-se tp (tempo
de passagem do perigeu)
7) Anomalia média (M)
15
Órbitas Keplerianas
• Uma órbita Kepleriana é
uma órbita onde todos os
elementos orbitais
excepto a anomalia
média M são constantes.
• A elipse mantém assim
constante:
– Tamanho
– Forma
– Orientação em respeito às
estrelas
16
8
Desvantagens
– O satélite passa por cima do mesmo ponto em alturas
diferentes do dia ao longo do ano
– Imagine uma órbita que passe por cima dos pólos. A
Terra roda sob a órbita todas as 24 horas de forma que
cada ponto na superfície verá o satélite cada 12 horas.
Um satélite nesta órbita passa por cima do mesmo sítio
no mesmo instante de tempo do dia.
– Contudo, como a Terra orbita em redor do Sol, este
instante de tempo vai mudar por 24 horas durante todo o
ano
• Por exemplo: meio-dia e meia-noite na Primavera, 6 da manhã e
6 da tarde no Inverno
– Resultado:
• A orientação solar dos painéis é difícil
• É difícil tirar imagens da terra com as mesmas condições de luz17
Órbitas síncronas com o Sol
• Aproveita-se a
perturbação de órbita
causada pelo campo
gravitacional da Terra.
– Escolhe-se a inclinação e
altitude correcta da órbita
do satélite, de forma a que
o plano orbital seja sempre
o mesmo em relação ao
Sol.
– Pode-se também definir
como uma órbita em que o
satélite cruza o equador
diariamente à mesma hora
local (LT)
18
9
Órbitas polares
• Órbitas cuja inclinação seja próxima dos 90º
(>60º) são chamadas órbitas polares
• São muitas vezes, mas não necessariamente,
órbitas síncronas com o Sol
• Curiosamente as órbitas síncronas com o Sol
são sempre órbitas polares devido à sua
elevada inclinação
• Satélites com órbitas polares têm tipicamente
baixa altitude (<2000km) e um período menor
que 2 horas.
19
Órbitas GEO
• GEO (Geosynchronous Earth Orbit)
•
•
•
•
órbita circular equatorial geosíncrona
altitude média 35,786km (42164 – 6378)
período de revolução 23h 56m 4.1s
Vantagens
– cobre 1/2 a 1/3 da terra (não cobre os pólos)
– está sempre disponível para a área que cobre
– não é necessário seguimento do satélite
• Desvantagens
– As perdas em espaço livre são grandes
– Pelo mesmo motivo, o atraso de propagação também é
grande (250ms)
20
10
Órbitas LEO
• LEO (Low Earth Orbit)
•
•
•
•
órbita circular de baixa altitude
altitude típica: 500 a 1500km
período de revolução: 1h30 a 2h
Vantagens
– cobertura global
– perdas em espaço livre reduzidas
– atraso propagação reduzido (<25ms)
• Desvantagens
– tempo útil de passagem de cada satélite: 10-15 minutos
– são necessários mais de 48 satélites para cobrir
permanentemente uma zona
– seguimento do satélite indispensável (excepto com antenas de
feixe largo)
21
Órbitas MEO
• MEO (Medium Earth Orbit)
•
•
•
•
órbita circular de altitude média
altitude típica: 10400 km
período de revolução: 6h
Vantagens
– cobertura global
– perdas médias
– atraso propagação (<100ms)
• Desvantagens
– tempo útil de passagem: 6 horas
– necessita de mais de 10 satélites para cobrir permanentemente
uma zona
– seguimento indispensável (excepto com antenas de feixe
largo)
22
11
Órbitas HEO
• HEO (Highly Elliptical Orbit)
•
•
•
•
órbita fortemente elíptica
órbita elíptica inclinada
perigeu de baixa altitude
Vantagens
– tempo útil de passagem: 8 horas
– bastam 3 satélites para cobertura permanente
– seguimento pouco complexo
• Desvantagens
– perdas elevadas em espaço livre
– tempo de propagação 150 a 300ms
23
24
12
25
Definições de tempo
• Tempo solar – é baseado na observação do
movimento diário da Terra relativamente ao Sol.
– Ângulo horário (HA)
• É usado para medir a longitude de um satélite a oeste do
meridiano dum observador na Terra. 24h=360º à volta do
equador. O HA do Sol ao meio-dia é 0º
– Dia solar
• período de tempo entre duas passagens solares consecutivas
num determinado meridiano. O observado ou tempo solar
aparente resulta num dia de duração variável
– Tempo solar médio
• É definido fazendo a média das variações anuais do tempo
solar aparente, o que determina um Sol médio (fictício) à volta
do qual a Terra gira a uma velocidade angular constante.
26
13
Definições de tempo (2)
• Tempo Universal (UT) ou Greewnwich Mean Time
(GMT)
• É o tempo solar médio referenciado ao meridiano de Greenwich
(0º de longitude)
• UT = 12 horas + HA
• Tempo Local (LT)
• LT ≡ UT + (Ψ / 15º)
• Tempo de cruzamento no equador (ECT)
• Tempo local em que um satélite cruza o equador
• ECT ≡ UT + (ΨN / 15º)
• Tempo Universal Coordenado (UTC)
• É o UT corrigido para variações do tempo médio solar: UTC ≅ UT
27
Seguimento de satélite
– Referenciamos o satélite a uma estação terrestre
através de dois ângulos
• Elevação
• Azimute
– A elevação e azimute podem ser determinadas
directamente a partir das coordenadas (x,y,z) do
satélite.
– No entanto, para satélites geoestacionários usam-se
as coordenadas geográficas do chamado ponto de
sub-satélite: ponto de intersecção com a terra do
segmento que une o satélite ao centro da terra.
28
14
Seguimento de satélite (2)
29
Cálculo de Elevação (El)
=
=
+
−
re – raio da Terra
d – distância da estação ao satélite
Le – latitude da estação
Ls – latitude do satélite
le – longitude da estação
ls – longitude do satélite
=
−
+
30
15
Cálculo de Azimute
31
Simplificações para satélites geoestacionários
=
−
=
=
=
=
+
[
+
−
( )]
−
−
[
−
]
32
16
Simplificações para satélites geoestacionários (2)
s = 0,5 (a + c +γ)
a = |ls-le|
c = |Le-Ls|
−
=
−
−
33
Visibilidade
Quando é que um satélite é visível?
Satélite
rT – raio da Terra
A
"#
B
!
$% !
rs
rT
C
γ - ângulo que vai desde o ponto de subsatélite até ao ponto onde se encontra a
estação
O segmento AB representa a linha do
horizonte no ponto B (estação terrestre)
Para que o satélite seja visível na estação B tem que estar acima do ponto A,
logo:
rs > rT/cosγ
Para um satélite geoestacionário:
γ ≤ arccos rT/rS
γ ≤ 81,3º
latitude
34
17
Perturbações da órbita
• Efeito da Terra
– A Terra é achatada nos pólos, pelo que tem
um campo gravitacional não esférico.
• Isto origina forças de atracção nos satélites
“empurrando-os” para pontos estáveis (cemitério
dos satélites)
– 75º E
– 105º W
• Atracção gravitacional de outros corpos
– Por exemplo o Sol e a Lua
35
Perturbações da órbita (2)
•
•
•
•
Pressão radioactiva do Sol
Fluxos de partículas do vento solar
Influência da atmosfera
Forças electromagnéticas
• Todos estes efeitos levam a uma
alteração da inclinação da órbita com o
tempo.
36
18
Determinação da órbita
• Para determinar a órbita do satélite determina-se
a posição do satélite (azimute e elevação) em
três instantes distintos no mesmo ponto da Terra.
• Podem-se usar apenas duas medidas no mesmo
ponto através da medição de distância e
velocidade através de um radar.
• Alternativamente poderão ser feitas medidas
simultaneamente em dois pontos distintos para
determinação da órbita num único instante.
37
Lançamento
•
Existem 3 métodos para inserção em órbita
(usando foguetão ou vaivém):
1) Ascensão “prego a fundo”
•
O foguetão queima sempre o combustível até atingir a órbita
desejada
»
»
É o método mais fácil mas mais caro
É usado em voos tripulados
2) Ascensão balística
•
Um primeiro (grande) foguete leva a carga (satélite)a atingir
uma elevada velocidade, desligando-se ao atingir as
proximidades da órbita desejada, onde um segundo foguete
dispara para ajustar a trajectória à medida que for
necessário
38
19
Lançamento (2)
3)
Ascensão elíptica
i.
ii.
iii.
–
A carga é colocada numa órbita
LEO de “estacionamento”
usando os métodos 1) ou 2).
Um foguetão é disparado para
mover a carga para uma órbita
elíptica de transferência cujo
perigeu é a órbita de
estacionamento e apogeu a
órbita desejada
Quando se atinge o apogeu,
outro foguetão é usado para
modificar a órbita
É o método utilizado para
satélites geoestacionários
Apogeu
Terra
Perigeu
Órbita do veículo de transporte
Órbita de transferência
Órbita geosíncrona
39
Efeitos da órbita no funcionamento
– Efeito Doppler
– Desprezável para órbitas geoestacionárias
– Muito pronunciado em satélites de órbitas baixas, requerendo o
uso de métodos de compensação
– Variação da distância
– É necessário ter em conta estas variações nos sistemas
TDMA, que terão de ajustar continuamente a temporização da
transmissão.
– Eclipses
– Ocorrem em dois períodos do ano (em redor dos equinócios),
quando o Sol, a Terra e o satélite estão aproximadamente no
mesmo plano. Durante o eclipse:
» O satélite tem de operar só com baterias
» Algum equipamento poderá ter que ser desligado
» Variações térmicas muito acentuadas
– Ofuscação pelo Sol
– Pode colocar o sistema fora de funcionamento até 10 minutos
40
por dia, durante vários dias (total de 0,02% do ano)
20
Eclipses
41
Eclipses (2)
42
21
3 – SUB-SISTEMAS DO SATÉLITE
• Sistemas de controlo de atitude e órbita (AOCS)
– Atitude do satélite
• É a correcção a menos de 0,1º em cada eixo de forma a que as
antenas estejam correctamente apontadas para a Terra
– Sistemas de estabilização do satélite
• 3 eixos (INTELSAT V)
– Três rodas giram a grande velocidade, controladas por Terra
– Uma roda montada em pivots giratórios
– Um par de motores de gás por cada direcção
• Rotação do corpo do satélite (INTELSAT IV)
– O corpo do satélite roda em torno do seu eixo, enquanto as antenas
e subsistemas de comunicação mantêm-se apontadas para a
Terra.
– Dois pares de motores permitem correcções nas direcções
perpendiculares à do eixo do satélite, actuando em instantes pré43
determinados.
Sistemas de estabilização
(a)INTELSAT IV-A
(b) INTELSAT V
44
22
Sistema de controlo de órbita
• Para correcção da órbita não podem ser usados discos de
momento porque são necessárias acelerações lineares. São
usados motores de gás. Fazem-se correcções de órbita pelo
menos uma vez em cada 6 semanas o que conduz a uma
necessidade de combustível considerável
• Manobras Norte-Sul
– corrigem a inclinação do plano de órbita. Se as antenas terrestres
fizerem o seguimento do satélite, este poderá ser lançado numa
órbita inclinada entre 2,5 a 3º no sentido contrário às tendências de
desvio causadas pelo Sol e pela Lua. Ao fim de 3-4 anos estará na
posição nominal e inclinar-se-á nos anos seguintes.
• Manobras Este-Oeste
– São necessárias para satélites distantes dos pontos estáveis 75º E
e 105º W. A precisão terá de ser da ordem dos 0,1º de forma a
evitar a aproximação de satélites vizinhos. Estas correcções são
feitas com um intervalo de 2 a 3 semanas e necessitam de menos
combustível do que as manobras Norte-Sul
45
Telemetria, seguimento e comando (TT&C)
– Este sistema efectua todas as tarefas de manutenção
e geralmente envolve uma estação terrestre apenas
dedicada a este fim.
– Telemetria
• Informação de sensores no satélite (perto de 100)
– Combustível;
– Tensão e corrente na fonte, tensão e corrente em cada parte
crítica do sub-sistema de comunicações;
– Temperatura;
– Dispositivos para controlo de orientação.
• Esta informação vai normalmente numa portadora modulada
digitalmente em PSK ou FSK com um débito baixo para
permitir obter uma relação sinal-ruído elevada.
46
23
Telemetria, seguimento e comando (2)
– Seguimento
• Localização precisa do satélite (a menos de 100m)
– Sensores de aceleração e velocidade;
– Observação terrestre do efeito Doppler na portadora de
telemetria;
– Medidas angulares precisas;
– Radar.
• Para reduzir o erro, muitas vezes são feitas
medidas em três estações sendo a posição do
satélite determinada por triangulação.
47
Telemetria, seguimento e comando (3)
– Comando
•
•
•
•
Execução de alterações de atitude e órbita;
Controlo do sistema de comunicações;
Controlo das manobras de entrada em órbita;
Protecção contra erros:
– O comando é convertido numa palavra de comando que
é enviada para o satélite;
– O satélite verifica a validade da palavra e repete-a para
Terra através da ligação de telemetria;
– A estação terrestre confirma a palavra e envia um
comando de execução.
48
24
Telemetria, seguimento e comando (4)
49
Alimentação
– O sub-sistema de alimentação do satélite é
constituído por painéis solares:
• Intensidade de radiação: 1,39 KW / m2
• Eficiência: 10-15% !!!
– A eficiência dos painéis solares baixa com a idade devido ao
bombardeamento de partículas;
• Num satélite estabilizado por rotação:
– O corpo cilíndrico está revestido de células solares;
• Num satélite de 3 eixos:
– Painéis planos são abertos quando o satélite entra na órbita
final
» Para a mesma potência os painéis planos requerem 1/3 da
área do corpo cilíndrico mas:
» Estão sujeitos a temperaturas mais elevadas e a maiores
bombardeamentos de partículas.
50
25
Alimentação (2)
– E durante os eclipses?
• O satélite transporta baterias de Ni-Cd
• Alguns sistemas de comunicação (ex: TV) são
desligados
• Os satélites são por isso normalmente colocados a
20º W da região de cobertura para que o eclipse
se dê de madrugada (por volta da 1h)
51
52
26
Sub-sistemas de comunicação
– É o sub-sistema mais importante de todos.
• Os outros só existem para lhe dar apoio.
– Embora seja o mais importante, não é o mais caro,
nem o mais pesado, nem o que ocupa mais espaço
no satélite...
– Devido aos custos, a capacidade de tráfego no
satélite deve ser o mais elevada possível.
– O projecto de ligação satélite-Terra é geralmente o
mais difícil de realizar devido:
• Às limitações de potência no satélite
• Às limitações da dimensão das antenas
• À grande distância da estação receptora terrestre.
53
– O aumento da banda num sistema de satélite
está limitado pela potência transmitida que irá
conduzir a uma determinada relação sinalruído.
– Para aumentar a capacidade do satélite, as
frequências são re-utilizadas:
• Feixes direccionais à mesma frequência
(reutilização espacial)
• Polarizações ortogonais à mesma frequência
(reutilização por polarização)
54
27
Transpositores
– Para evitar sinais de banda muito larga a banda
disponível é dividida em vários canais. A cada canal
é associado um transpositor
– Um transpositor é constituído por:
• um filtro passa-banda para seleccionar a banda do canal;
• um conversor que baixa a frequência de 6GHz na entrada
para 4GHz na saída;
• um amplificador na saída.
– Geralmente é usado um grande número de
transpositores (12, 20, 24) com uma banda de 36, 40,
72 MHz
55
Transpositor 6/4 GHz
56
28
Transpositor 14/11 GHz
57
Transpositores (cont.)
– Os sinais na entrada dos transpositores provêm de
uma ou mais antenas de recepção e a sua saída ligase a uma matriz de comutação que envia o sinal para
uma antena de emissão.
– Cada transpositor, ou conjunto de transpositores, fica
associado a uma estação terrestre
– Características mais significativas:
• Pré-amplificador de baixo ruído;
• Amplificador de potência;
• Filtros.
58
29
ligação 6/4GHz com largura de banda 500MHz, 24 transpositores
por polarização cada um com 36MHz de banda
59
ligação 6/4GHz com largura de banda 2000MHz (reutilização de
frequência) e 14/11 GHz com largura de banda 250MHz
(reutilização de polarização)
60
30
Capacidade
– Para além da reutilização de frequências, o
aumento da capacidade pode ser conseguido
através da introdução de feixes comutados. É
criado um feixe com pequena abertura para
cada estação terrena.
– O satélite transmite sequencialmente para
cada estação utilizando multiplexagem nos
tempos.
– Alternativamente usa-se uma antena móvel
ou uma combinação de antenas móveis com
feixes comutados.
61
Antenas
• Têm ganhos elevados
– Tipos de antenas:
• Fios: monopolos e dipolos
– Sistemas de TT&C em VHF e UHF;
– Diagramas de radiação de grande abertura ou mesmo
omnidireccionais.
• Cornetas (“Horns”)
– Diagramas de radiação de cobertura global
• Antenas com reflectores
– Cobertura de zona limitada.
– Iluminadas por uma ou mais cornetas alimentadoras.
– O diagrama de radiação pode ser configurado para uma dada
cobertura usando cornetas alimentadas por sinais com fases
adequadas.
62
31
Antenas (2)
63
4 – PROJECTO DE LIGAÇÃO
64
32
5 – ACESSO MÚLTIPLO
– O acesso múltiplo
consiste na
capacidade de um
certo número de
estações terrestres
acederem
simultaneamente aos
transpositores de um
satélite.
– Existem três técnicas
de acesso: FDMA,
TDMA e CDMA
65
• FDMA – Frequency Division Multiple Access
– todos os utilizadores acedem ao satélite ao mesmo
tempo, mas cada um deles transmite na sua própria
banda de frequência.
• TDMA – Time Division Multiple Access
– Os utilizadores transmitem um de cada vez
(sequencialmente) no seu próprio intervalo de tempo.
• CDMA – Code Division Multiple Access
– O sinal é distribuído pela banda disponível numa
relação tempo/frequência definida por uma
transformada de código.
66
33
Partilha de recursos
– Acesso fixo
• estabelece-se antecipadamente um plano de
utilização de recursos;
– Acesso a pedido
• os recursos são atribuídos a pedido, com base nas
condições de tráfego presentes. A distribuição
pode ser feita de várias formas:
– por escrutínio (polling);
– por controlo centralizado de atribuição de canais;
– por controlo distribuído através da monitorização da
actividade dos circuitos e tomada de canais com
eventual resolução de contenção de acesso.
67
Repetidores
• bent-pipe (“tubo encurvado”)
– cada repetidor executa apenas funções de
amplificação e transposição de frequência
dos sinais à sua entrada;
• processamento a bordo (digital)
– regeneração dos sinais digitais;
– codificação/descodificação para detecção e
correcção de erros.
– comutação de feixes (só nos satélites TDMA)
68
34
FDMA - Intermodulação
• Uma das maiores limitações dos sistemas FDMA é
a ocorrência de produtos de intermodulação entre
as diversas portadoras, devido às nãolinearidades dos tubos do satélite, quando estes
operam perto do ponto de máxima eficiência,
correspondente à saturação.
• Para evitar esta situação, impõe-se uma potência
de saída dos tubos inferior à saturação (5 a 10dB),
onde o funcionamento é mais linear mas menos
eficiente.
69
FDMA - Atenuação
• A atenuação numa ligação ascendente de uma
portadora pode ser particularmente crítica, por
ficar vulnerável às interferências de outras
portadoras não atenuadas transmitidas a partir de
diferentes estações.
• Este problema é normalmente evitado através do
controlo da potência emitida, i.e, aumentando a
potência sempre que ocorre um evento de
atenuação.
• Um método simples consiste em medir a
atenuação à frequência do feixe descendente,
estimar a correspondente atenuação à frequência
do feixe ascendente e aumentar a potência
transmitida desse mesmo valor.
70
35
FDM/FM/FDMA
• Num sistema FDM/FM/FDMA, cada estação
modula em frequência todo o tráfego de saída
numa portadora, qualquer que seja o seu destino
(uma estação com muito tráfego poderá requerer
várias portadoras).
• Na recepção, a estação recebe uma portadora de
todas as outras estações com quem tem
conectividade, e desmultiplexa apenas a porção
da banda-base FDM que lhe diz respeito
71
SCPC/FDMA
•
•
•
•
•
As estações terrestres
enviam uma portadora
cada com um ou mais
canais
As estações terrestres
recebem as n portadoras e
extraem o tráfego próprio
Uma master station controla
as portadoras atribuídas a
cada estação.
As estações estão ligadas
entre si (na figura via rede
telefónica)
Uma estação quando quer
comunicar pede uma
portadora à master station
72
36
TDMA
73
TDMA
– Cada estação acede ao transpositor do satélite em exclusivo no seu
intervalo de tempo, transmitindo a sua portadora modulada nesse
período (numa “rajada de bits”), de tal modo que o conjunto das
transmissões de todas as estações constitui uma trama.
– Na recepção, a estação terá que identificar a sequência de rajadas na
trama, recuperar a portadora e relógio de cada uma e seleccionar os
sinais em banda base que lhe dizem respeito.
– Como está presente uma única portadora, não existem produtos de
intermodulação e o amplificador pode ser alimentado à sua potência
máxima de saída.
– Uma outra vantagem do TDMA é a flexibilidade em termos de adaptação
a requisitos variáveis de tráfego (basta ajustar a duração dos intervalos
de tempo).
– As desvantagens do TDMA são os requisitos de temporização e
complexidade. É necessário garantir uma coordenação entre as
estações de tal forma que as rajadas cheguem ao satélite na ordem
desejada. Além disso, é necessário introduzir referências de trama e
bandas de guarda para evitar sobreposição entre acessos sequenciais.
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37
FDMA vs. TDMA
Vantagens
FDMA Tecnologia simples
Ausência de temporização
Desvantagens
Intermodulação à saída do
transpositor
Necessidade de controlo de
potência
Inflexibilidade de
reconfiguração do tráfego
TDMA Máxima utilização da potência do Tecnologia complexa
transpositor
Não necessidade de controlo de
potência transmitida
Flexibilidade de reconfiguração
do tráfego
Possibilidade de comutação a
bordo do satélite
Necessidade de
temporização
Controlo global complicado
Necessidade de grande
armazenamento de
informação
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Estrutura de trama TDMA
Cada trama é constituída por uma rajada de referência (ou duas, para
redundância) e uma série de rajadas de tráfego, separadas entre si por um
tempo de guarda que depende da incerteza de temporização das estações.
76
38
Estrutura de trama TDMA (2)
– A escolha do período de trama resulta das
seguintes considerações:
• para transmitir amostras de voz, o período mínimo
de trama é de 125µs;
• O máximo é arbitrário desde que em cada trama
seja transmitido um certo número de amostras que
perfaça uma amostra por cada 125µs de duração
de trama;
• o valor a adoptar é um compromisso entre a
eficiência e os requisitos de memorização e
atraso.
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Sincronização da transmissão TDMA
– O instante em que cada estação inicia a transmissão
de uma rajada depende da sequência desta na trama
e da distância da estação ao satélite.
– Há duas técnicas para a determinação da
temporização de uma estação na fase em que
pretende entrar na rede:
• Quando a estação terrestre é capaz de “ouvir” as suas
próprias transmissões, envia rajadas de pequena potência
(sem interferir com as transmissões em curso), até adquirir a
sua temporização relativamente à rajada de referência;
depois de entrar em operação normal, poderá continuamente
ajustar a sua temporização;
• noutros sistemas, as medidas de temporização relativa são
efectuadas numa estação de controlo e transmitidas a todos
os membros da rede para ajustarem as suas transmissões.
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39
Comutação a bordo
79
CDMA
80
40
6 – FIABILIDADE
• necessitamos de calcular a fiabilidade de
um sistema para:
– saber a probabilidade de um sistema estar a
funcionar após determinado período de
tempo
– usar redundância de componentes ou
subsistemas quando a probabilidade de falha
é demasiado grande para ser aceite
– A fiabilidade é expressa pela probabilidade de
falha após um período de tempo t
• PF(t)
81
Curva da banheira
PF
!&
!
'%
Tempo
82
41
Fiabilidade de um dispositivo
Fiabilidade
=
=
( !
! !
( !
=
Nº componentes que falharam
Tempo médio entre falhas
#! ! !
! !
!
%
−
) * =
=
=
Taxa média de falhas
λ=
( ! + %,
"
( !
=
Fim de tempo de vida
!!
! !
-
!&
! !
#! ! !
=
83
Redundância
Série
R1
R2
R3
RN
R1
Paralelo
Híbrido
R2
R1
R2
R3
R4
84
42
Redundância (2)
Ligação em interruptor
R1
S1
S2
R2
RN
85
Ligação série
– A fiabilidade do conjunto é pior do que a
fiabilidade de cada um dos subsistemas
.
/ = ∏/ = / / /
/.
=
– Se a probabilidade for igual para todos (Rc)
• R = RcN
– Supondo que existem modos diferentes de
falha: curto-circuito (Qsi) ou circuito aberto(Qoi)
.
/ =∏
=
.
0
−∏0
=
86
43
Ligação paralelo
• O sistema falha se todos os dispositivos
estiverem em circuito aberto ou 1 dos
dispositivos estiver em curto-circuito
.
/ =∏
=
.
0
−∏0
=
87
Ligação com interruptor
• Caso se desliguem os dispositivos à
medida que falham
• RSW= RSD (1-PfN)
» RSD é a fiabilidade do interruptor
» PfN é a probabilidade de todos os N dispositivos
falharem, assumindo que todos os dispositivos têm a
mesma fiabilidade Ri PfN = (1-Ri)N
• R = RSD (1-(Pi)N)
» O interruptor tem que ter uma fiabilidade maior do
que Ri para que haja um aumento da fiabilidade do
sistema, senão o interruptor não contribui em nada.
88
44
Ligação série-paralelo
– É o método mais utilizado nos satélites,
nomeadamente colocam-se dois amplificadores em
de potência em paralelo, uma vez que estes são os
componentes menos fiáveis
89
45