Instituto Politécnico Nacional
Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y
Eléctrica
Unidad Zacatenco
Sección de Estudios de Posgrado e Investigación
Tesis
Diseño de un sistema unidireccional de comunicaciones ópticas para uso entre una
estación terrena y un CubeSat
Que para obtener el grado de:
Maestro en Ciencias en Ingeniería de
Telecomunicaciones
Presenta:
Paredes Jiménez Ivan Enrique
Directores:
Dr. Raúl Castillo Pérez Dr. Isaac Medina Sánchez
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CARTA CESIÓN DE DERECHOS
En la Ciudad de México, Ciudad de México el día 12 del mes diciembre del año 2018 , el que suscribe _Ivan Enrique Paredes Jiménez_ alumno del Programa de Maestría en Ciencias en Ingeniería de Telecomunicaciones con número de registro _B160938 , adscrito a la _Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica unidad Zacatenco , manifiesta que es autor intelectual del presente trabajo de Tesis bajo la dirección del _Dr. Raúl Castillo Pérez y el _Dr. Isaac Medina Sánchez y cede los derechos del trabajo intitulado _Diseño de un sistema unidireccional de comunicaciones ópticas para uso entre una estación terrena y un CubeSat, al Instituto Politécnico Nacional para su difusión, con fines académicos y de investigación.
Los usuarios de la información no deben reproducir el contenido textual, gráficas o datos del trabajo sin el permiso expreso del autor y/o director del trabajo. Este puede ser obtenido escribiendo a la siguiente dirección [email protected] . Si el permiso se otorga, el usuario deberá dar el agradecimiento correspondiente y citar la fuente del mismo.
Paredes Jiménez Ivan Enrique Nombre y firma del Alumno
INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL
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R
ESUMENEl constante crecimiento en la demanda de servicios ha implicado un constante incremento en la cantidad de información que se requiere transmitir desde un satélite, situación que ha conllevado a incursionar en nuevas tecnologías para la transmisión de la información. Las comunicaciones ópticas satelitales han permitido dar solución a este problema, permitiendo incrementar la tasa de transferencia entre la estación terrena y un satélite, exponencialmente. Sin embargo, a pesar de que dicha tecnología ofrece un gran número de ventajas, como lo son mayor ancho de banda, menor consumo de energía, ancho de haz más estrecho, así como mayor simplicidad de desarrollo, ya que opera bajo un espectro no regulado, es sumamente dependiente de las condiciones atmosféricas, puesto que la potencia óptica transmitida se ve seriamente afectada por efectos absorción y dispersión a causa de partículas presentes en la atmósfera, así como por variaciones del índice de refracción de la atmósfera debido a las variaciones de temperatura.
Con el fin de impulsar el desarrollo tecnológico en materia aeroespacial, el Instituto Politécnico Nacional, en apoyo del Centro de Desarrollo Aeroespacial han propuesto el desarrollo de un nano-satélite, denominado CubeSat. El cual contará con una carga útil secundaria que consistirá en un fotodetector con el cual se busca establecer un enlace óptico entre una estación terrena y el IPN-SAT I, mismo. El siguiente proyecto de investigación tiene como fin determinar las principales fuentes de mitigación óptica, así como determinar el esquema de modulación adecuado que permita el establecimiento del enlace óptico.
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evaluación del desempeño óptico de los diversos esquemas de modulación. Para dicha evaluación mediante el modelo mencionado, se establecen condiciones de turbulencia fuerte acorde a la teoría de turbulencia de Rytov, considerando pérdidas tanto por apuntamiento como pérdidas por Jitter para un enlace óptico ascendente. Finalmente, se hace la evaluación del desempeño de los esquemas de modulación BPSK y OOK en sus esquemas con retorno a cero y no retorno a cero para condiciones con variaciones de altura del satélite, ángulo de apuntamiento y condiciones locales de la estación terrena, como lo es la velocidad del viento, entre otras.
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A
BSTRACT7
ascending optical link. Finally, the evaluation of the performance of the BPSK and OOK modulation schemes is made in their schemes with zero return and non-zero return for conditions with variations in satellite height, pointing angle and local conditions of the earth station, such as is the wind speed, among others.
8
L
ISTA DET
ABLASTabla 1.1 Clasificación de los satélites de acuerdo a su masa. ... 21
Tabla 1.3. Tipos de Satélites Pequeños de acuerdo de su tamaño y función. ... 22
Tabla 1.4 Peso del CubeSat de acuerdo al número de unidades. ... 32
Tabla 1.5 Bandas de frecuencia para comunicaciones satelitales. ... 34
Tabla 2.1. Parámetros típicos en enlaces ópticos intersatelitales ... 40
Tabla 2.2. CAracterísticas de diseño de la misión LCE ... 44
Tabla 2.3. Características de diseño de la misión ARTEMIS ... 45
Tabla 2.4. Láseres típicos y su longitud de onda ... 51
Tabla 2.5 Características técnicas de fotodetectores típicos. ... 52
9
L
ISTA DEF
IGURASFigura 1.1 Lanzamiento y proyección de Nano/Micro- satélites. ... 31
Figura 2.1 Representación Gráfica de tipos de enlace óptico satelital ... 39
Figura 2.2 Ejemplo comparativo entre huellas de HAZ SATELITAL y óptico ... 41
Figura 2.3 FITSAT-1 ... 48
Figura 2.4 Diagrama a bloques de un sistema de comunicación óptico satelital. ... 50
Figura 2.5 Detección Directa ... 54
Figura 2.6 DEtección coherente ... 55
Figura 2.7 Esquemas de modulación óptica ... 56
Figura 2.8 Comparación de esquemas de modulación en términos de sensibilidad ... 60
Figura 2.9 Representación gráfica de la potencia óptica transmitida mediante los esquemas de modulación OOK-NRZ (a) y OOK-RZ (b) ... 61
Figura 2.10 Diagrama a bloques de un sistema de modulación ook. ... 62
Figura 2.11 Diagrama a bloques de un sistema de modulación SIM (Modulación de Intensidad de Subportadora). ... 66
Figura 3.1Absorción (zona sombreada) por encima de los 10 THz de una atmósfera estándar a lo largo de un trayecto vertical. ... 73
Figura 3.2 EStructura de la atmósfera con respecto a su temperatura. ... 79
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Figura 3.4 Comportamiento de los parámetros gamma-gamma con respecto a diversos
valores de 𝝈𝒍𝟐 ... 87
Figura 3.5 Perfil Parámetro de Estructura del Índice de Refracción H-V. ... 89
Figura 3.6 Representación gráfica del ángulo cenital. ... 90
Figura 3.7 Comportamiento de la varianza de Rytov con respecto al ángulo cenital, en distintas longitudes de onda. ... 92
Figura 3.8 Variación de FDP Gamma-gamma con respecto al ángulo cenital. ... 93
Figura 4.1 DEsempeño del Esquema de Modulación OOK-RZ bajo turbulencia con distribución gamma-gamma ... 96
Figura 4.2. SNR necesaria para mantener una BER de 𝟏𝟎 − 𝟗 mediante OOK-RZ ... 97
Figura 4.3 DEsempeño del Esquema de Modulación OOK-RZ bajo turbulencia con distribución gamma-gamma ... 98
Figura 4.4 SNR necesaria para mantener una BER de 𝟏𝟎 − 𝟗 mediante OOK-NRZ ... 98
Figura 4.5 Desempeño del esquema de modulación BPSK ... 100
Figura 4.6 Valores de SNR necesarios para mantener una BER de 𝟏𝟎 − 𝟗. ... 100
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C
ONTENIDO Lista de Tablas ... 2 Lista de Figuras ... 9 Justificación ... 14 Objetivos Generales ... 16 Objetivos particulares ... 17 Resumen ... 4 Abstract ... 6 Descripción general ... 18 Capítulo 1 Introducción ... 20 1.1 Satélites artificiales ... 201.1 Clasificación de los satélites ... 20
1.2 Tipos de órbitas ... 23
1.3 Descripción de los subsistemas ... 25
1.4 CubeSats ... 30
1.4.1 Especificaciones del CubeSat ... 32
1.4.2 Actualidad en los sistemas de comunicaciones del CubeSat ... 34
1.5 Aplicaciones de los CubeSat ... 36
12
2.1 Ventajas y desventajas de las Comunicaciones Ópticas con respecto a RF ... 39
2.2 Sistemas existentes de comunicación óptica satelital ... 43
2.2.1 Satélites GEO ... 44
2.2.2 Satélites LEO ... 45
2.2.3 Comunicaciones ópticas en CubeSats ... 46
2.3 Sistema de Comunicación Óptico Satelital ... 49
2.3.1 Fuentes Ópticas ... 50
2.3.2 Fotodetectores ... 51
2.3.3 Técnicas de foto-detección ... 52
2.3.4 Esquemas de modulación óptica ... 55
2.3.5 Esquema de modulación ON-OFF Keying ... 60
2.3.6 Modulación de Intensidad de Subportadora ... 64
Capítulo 3 Perturbaciones Atmosféricas ... 70
3.1 Pérdidas del Canal Atmosférico ... 71
3.2 Turbulencia óptica ... 76
3.2.1 Estructura de la atmósfera con respecto a la altura ... 78
3.3 Turbulencia Óptica ... 79
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Capítulo 4 Análisis del desempeño de esquemas de modulación bajo el efecto de
turbulencia atmosférica ... 94
4.1 Desempeño del Esquema de modulación OOK ... 95
4.2 Desempeño del Esquema de modulación BPSK ... 99
Conclusiones y trabajo a futuro ... 102
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J
USTIFICACIÓNEl constante crecimiento de la demanda de servicios digitales y ancho de banda, la tendencia hacia la miniaturización de los sistemas de comunicación, la necesidad de tasas de transmisión cada vez mayores, así como la saturación del espectro radioeléctrico y el elevado costo de operación, fabricación y despliegue de los satélites convencionales han obligado a buscar soluciones a estos problemas haciendo uso de sistemas cuyas frecuencias de operación alcanzan longitudes de onda pertenecientes al espectro de luz visible. Dichos sistemas, montados en satélites pequeños, llamados CubeSat’s, permiten una mejora bastante considerable en la tasa de transmisión por un costo mucho más accesible.
En la actualidad, existen sistemas de comunicación CubeSat, que operan en la banda X (8 – 12 GHz), los cuales en el mejor de los casos alcanzan tasas de transferencia descendente de 50 Mbps. La implementación de un sistema de comunicaciones ópticas satelitales permite mejorar en gran medida la cantidad de información que puede ser recolectada por la carga útil del satélite, puesto que existen casos registrados en los que se han llevado a cabo enlaces ópticos con tasas de transferencia de al menos 500 Mbps, los cuales, considerando el poco tiempo de conexión y visibilidad que se tiene con un CubeSat, representan una mejora significativa en la cantidad de información que se puede transmitir a la estación terrena.
Por lo que, con el fin de impulsar el desarrollo de las capacidades nacionales para el diseño y construcción de sistemas satelitales para aplicaciones de percepción remota y telecomunicaciones, el Instituto Politécnico Nacional y el Centro de Desarrollo Aeroespacial, han propuesto el diseño y la construcción de un módulo de carga útil experimental y una estación terrena óptica portátil para establecer comunicaciones vía láser con el CubeSat denominado IPN SAT-1.
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16
O
BJETIVOSG
ENERALES• Determinar mediante simulación el esquema de modulación adecuado para establecer un enlace óptico de comunicación entre una estación terrena y un CubeSat de tres unidades, considerando las perturbaciones y condiciones de mitigación que se presentan durante la trayectoria del haz de luz a través de la atmósfera.
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O
BJETIVOS PARTICULARES• Identificar las principales características de los sistemas de comunicación óptica inalámbrica, así como de las principales fuentes de mitigación durante la trayectoria de un haz óptico a través de la atmósfera.
• Analizar y determinar la manera adecuada de simular las perturbaciones atmosféricas, con el fin de evaluar el desempeño de los diversos esquemas de modulación óptica.
18
D
ESCRIPCIÓN GENERAL• Capítulo 1. Introducción.
Se hace una descripción general de los sistemas de comunicación satelital, haciendo principal énfasis en los del tipo CubeSat. Así mismo, se describen los subsistemas que componen un satélite, notando que, sin importar las diferencias de tamaño, dichos subsistemas se encuentran en cualquier tipo de satélite. Finalmente, se presenta una breve descripción de los sistemas de comunicación por radiofrecuencia actualmente utilizados en CubeSat’s, con el fin de obtener un punto de comparación con los sistemas ópticos inalámbricos.
• Capítulo 2. Comunicaciones Ópticas Satelitales
Se presentan las principales ventajas y desventajas que tienen los sistemas de comunicación óptica satelital con respecto a los sistemas de comunicación por RF. Posteriormente, se presentan las características principales de los diferentes sistemas ya desplegados de comunicación óptica satelital. Además, se enlistan los principales elementos que componen un sistema de comunicación óptica satelital. Por último, se finaliza el capítulo presentando los principales esquemas de modulación óptica.
• Capítulo 3. Perturbaciones Atmosféricas.
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satelital ascendente y descendente son distintas, se presentan los parámetros correspondientes a un enlace de subida.
• Capítulo 4.
Se lleva a cabo la evaluación de diversos esquemas de modulación, en función del ángulo cenital, simulando turbulencia atmosférica con distribución gamma-gamma, así mismo se presentan los valores de potencia requeridos para mantener una tasa de bit erróneo de 10−9. Finalmente, se hace una comparativa entre los diversos esquemas de modulación, con respecto a la longitud de onda.
• Conclusiones y Trabajo a Futuro
20
Capítulo 1
I
NTRODUCCIÓN1.1 S
ATÉLITES ARTIFICIALESUn satélite artificial es una estación de comunicaciones por microondas, la cual orbita alrededor de la Tierra, que provee y permite el intercambio de información entre dos o más usuarios a través de estaciones terrenas. En un principio los satélites proveían una limitada capacidad de comunicación a un costo relativamente alto como consecuencia del elevado costo de lanzamiento, su limitada capacidad y el corto tiempo de vida del mismo. Por ejemplo, el INTELSAT I [1], lanzado en 1965, pesaba 68 kg, tenía una capacidad de 480 canales de voz, con un costo anual de $32 500 por canal, para un tiempo de vida de 1.5 años. Conforme la fiabilidad y capacidad de lanzamiento ha ido mejorando, el tamaño, la capacidad y potencia de transmisión de los satélites ha aumentado, lo cual ha permitido una reducción en el tamaño de las estaciones de tierra, disminuyendo así su costo y como consecuencia un aumento en su número. Además, debido a que los satélites tienen zonas de cobertura muy amplias, pueden proporcionar enlaces de comunicaciones a comunidades remotas que son de difícil acceso por otros medios. Esta misma característica les permite conformar una red de comunicaciones que unen al mismo tiempo muchos usuarios, sin importar la separación geográfica que exista entre ellos.
1.1
C
LASIFICACIÓN DE LOS SATÉLITES21
diversas clasificaciones de los satélites, siendo las principales la clasificación por su masa y por su misión.
• Clasificación de los satélites de acuerdo a su masa.
La Tabla 1.1, muestra la clasificación de los satélites de acuerdo a su masa [2], en la cual se identifican los satélites considerados pequeños, categoría en la cual se encuentran los CubeSat.
TABLA 1.1 CLASIFICACIÓN DE LOS SATÉLITES DE ACUERDO A SU MASA.
Categoría Masa (kg) Satélite Grande > 1000 Satélite Convencional 500 - 1000 Mini satélite 100 - 500 Satélites Pequeños Micro satélite 10 -100 Nano satélite 1 – 10 Pico satélite < 1
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TABLA 1.2. TIPOS DE SATÉLITES PEQUEÑOS DE ACUERDO DE SU TAMAÑO Y FUNCIÓN.
Tipos de Satélites Pequeños, tamaño y función
Nombre. Masa [kg] Constelación de telecomunicaciones
Comunicación de datos con retardo
Radiocomunicaciones amateurs Detección remota Detección activa de baja resolución Sistemas para recepción desde estaciones terrenas o marítimas Meteorológicos Experimentos Científicos Programas universitarios y escolares Imagen. Satélite
pequeño. 100-1500 Uso Común Uso Común N/A Uso Común Uso Común Uso Común Uso Común Uso Ocasional
Micro
satélite. 10-99 Uso Ocasional Uso Común Uso Común Uso Ocasional Uso Común Uso Común Uso Común Uso Común
Cube-SAT de
3 unidades. 10-20 N/A Uso Común Uso Común Uso Ocasional Uso Común Uso Ocasional Uso Común Uso Común
Cube-SAT. 5-10 N/A Poco Usual Poco Usual N/A N/A N/A Uso
Ocasional Uso Común
Nano, pico o femto satélites. a
N/A N/A N/A N/A N/A N/A Poco Usual Uso Común
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1.2 T
IPOS DE ÓRBITASLa órbita es la trayectoria que sigue el satélite. Para los satélites que orbitan la tierra dicha trayectoria es una órbita regida por las leyes de Kepler, también conocida como órbita Kepleriana, lo que significa que esta órbita se encuentra dentro de un plano, formando una elipse con la Tierra centrada en uno de sus focos, con una extensión máxima denominada apogeo y una extensión mínima denominada perigeo. Además de acuerdo con la segunda ley de Kepler, este tipo de órbitas tiene la característica de que el satélite tarda más tiempo en recorrer una distancia orbital conforme la distancia con respecto de la tierra aumenta, esta propiedad es principalmente utilizada para aumentar el tiempo de visibilidad en determinadas regiones geográficas de la tierra. Finalmente, la tercera ley de Kepler establece que, para este tipo de órbitas, el cuadrado del tiempo del periodo de órbita es proporcional al cubo de la distancia entre el satélite y la Tierra [1][4][5].
Las órbitas más favorables son las siguientes: • Órbitas Elípticas
Son órbitas con un ángulo de inclinación de 64° con respecto al plano ecuatorial. Debido a su inclinación este tipo de órbitas permite cubrir regiones de alta latitud durante una fracción del periodo orbital mientras pasa por el apogeo [4].
• Órbitas Terrestres Circulares Bajas (LEO)
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LEO es que la señal de radio tiene que atravesar una distancia más corta lo que significa que se minimiza el retraso de propagación además que se requiere menos potencia de transmisión [6][7][1][4].
• Órbitas Terrestres Circulares Medias (MEO)
Entre los 1600 y 9000 km de altura hay un ambiente inhóspito para los componentes electrónicos producido por los cinturones de radiación de Van Allen, los cuales son áreas de la Magnetósfera, donde partículas energéticas como electrones y protones están confinadas por el campo magnético de la tierra [8]. Es por eso que la altitud de las órbitas MEO se considera a partir de los 10,000 km hasta los 35,786 km. Alrededor de los 20,000 km, los periodos orbitales prevén desplazamientos relativamente lentos del satélite con relación a la superficie de la Tierra, lo que permite un periodo de observación ininterrumpida en grandes partes de ella, lo cual es muy ventajoso para constelaciones de satélites usados para la navegación como los GPS o las comunicaciones en tiempo real [6][1].
• Órbitas Geo síncronas y Geoestacionarias
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prácticas pues mientras se observa un polo, el otro no es visible por el satélite, lo que significa que un solo satélite no es capaz de ofrecer una ventana de observación continua, la cual es la principal función de las órbitas geosíncronas, por lo que son necesarios tres o cuatro satélites [6][1][4].
• Órbita Altamente Excéntrica (HEO)
La principal aplicación de las HEO es para asegurar cobertura en las regiones con latitud alta. Dado que utiliza ángulos de elevación grandes, se reducen las interferencias por obstáculos como edificios u árboles. Además, el seguimiento del satélite se facilita puesto que el movimiento de éste es aparentemente lento, permitiendo un largo tiempo de visibilidad.
1.3 D
ESCRIPCIÓN DE LOS SUBSISTEMASTodos los satélites, sin importar el tamaño, misión o diseño, llevan consigo un conjunto de subsistemas, los cuales están integrados para así poder llevar a cabo todas las funciones que necesitan. Para cumplir la misión designada deben contar con una fuente y control de energía, así como corregir su posición y movimiento, además de mantener una cierta orientación, eso sin mencionar que deben mantener un control en su temperatura puesto que en el espacio las temperaturas oscilan drásticamente. Pero, sobre todo, siempre deben mantener comunicación con la estación terrena que se encarga de controlarlos.
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• Subsistema de Control y Determinación de Actitud (ADCS, Attitude
Determination and Control Subsystem)
Estabiliza y orienta el satélite hacía las direcciones designadas para su misión a pesar de las perturbaciones y fuerzas de torque que actúen sobre él. Para esto se requiere que el satélite determine su postura mediante sensores y la controle utilizando actuadores, es decir, que siempre mantenga la orientación adecuada. El ADCS está sumamente acoplado con otros subsistemas a bordo, especialmente con las funciones de propulsión y navegación [9]. Para un satélite pequeño, la estabilización y el apuntamiento son más complicadas que en un satélite grande, puesto que, al tener una inercia baja, presentan una aceleración angular elevada, la cual debe ser moderada. Para lograr esto se pueden utilizar técnicas activas, es decir, que gastan energía, ya sea en términos de propulsión o electromagnética, empleando actuadores. Dichas técnicas pueden generar una estabilización de línea de vista muy precisa hasta del orden de mili-radianes. Sin embargo, en ocasiones estas técnicas pueden ser consideradas excesivas para su uso en nano-satélites. Existen otras técnicas, las técnicas pasivas, como la estabilización electromagnética pasiva, la estabilización aeroespacial y la estabilización por gradiente de gravedad, logrando éstas una estabilización comparativamente menos precisa [2].
• Subsistema de Telemetría, Rastreo y Comando o Comunicaciones (TT&C,
Telemetry, Tracking and Command or Communications Subsystem)
Se encarga de proporcionar la interfaz entre los subsistemas del satélite y la estación terrena. Los datos obtenidos por la carga útil, así como los datos de mantenimiento del satélite y los datos enviados por el operador, pasan a través de este subsistema. Entre otras, algunas de las funciones del subsistema son:
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• Modulación y transmisión de telemetría. - Recibir, procesar y enviar información de los demás subsistemas del satélite.
• Posicionamiento. - Recibir, procesar y transmitir señales de distanciamiento que determinan la posición del satélite.
• Operaciones de subsistema. - Procesar datos del mismo subsistema, dar propio mantenimiento al satélite, apuntar antenas, detectar y corregir fallas.
Para un satélite pequeño como mínimo deben cumplirse dos cosas. Primero se debe asegurar comunicación con el mismo para conocer su ubicación y hacer un cálculo preciso de su órbita. Además, se debe tener una transmisión de datos con un enlace descendente adecuado para así poder obtener la información recabada por la carga útil, así como para enviar comandos y señales de control para que el satélite pueda realizar actividades propias de la misión, reposicionarse, entre otras funciones esenciales [2][9].
• Subsistema de Mando y Manejo de Datos (C&DH, Command and Data
Handling)
Recibe, valida, decodifica y distribuye los comandos a otros subsistemas del satélite. Además, reúne, procesa y da formato a los datos de mantenimiento y/o de la misión para enviarlos a la estación terrena o en su caso ser usados por la computadora a bordo. El tamaño del subsistema C&DH es directamente proporcional a la complejidad del satélite, puesto que entre más complejo éste, mayor capacidad de monitoreo y configuración necesitará [9].
• Subsistema de Energía Eléctrica (EPS, Electrical Power Subsystem)
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• Provee una continua fuente de energía eléctrica a las cargas del satélite a lo largo de la misión.
• Proporcionar convertidores de CA y CC regulada, si es necesario.
• Proveer capacidad de mando y telemetría para verificar el estado y la salud del mismo EPS, así como el control por medio de una estación terrena o por un sistema autónomo.
• Proteger la carga útil contra fallos del mismo EPS.
Existen muchos sistemas para proveer de energía eléctrica en un satélite pequeño, en los cuales hay una relación costo-beneficio muy importante. Las opciones van desde el Silicio amorfo, las celdas solares de silicio estructurado hasta las celdas de arseniuro de galio, capaces de captar la energía en el rango de la energía ultravioleta. Por supuesto, es importante considerar además del costo, la masa de los paneles solares, puesto que en los satélites pequeños las celdas solares se limitan al cuerpo del satélite y su generación de energía se ve limitada dado que solo el 40% de su cuerpo es capaz de recibir la radiación solar, puesto que el resto de la nave se encuentra en eclipse, generando un potencial de alrededor de 10 W. Sin embargo, pueden implementarse paneles solares a partir de un sistema de estabilización de 3 ejes, los cuales tienen la ventaja de poder realizar un seguimiento del sol, pudiendo así doblar la energía generada, pero por supuesto, este tipo de sistemas de estabilización, el combustible necesario para alimentar dicha estabilización y los propulsores de apuntamiento añaden peso al satélite [2].
29
además de que su costo ha disminuido a causa de su uso en múltiples dispositivos como ordenadores y teléfonos móviles.
• Subsistema de Control Térmico (TCS. Thermical Control Subsystem)
La función del TCS es mantener los componentes del satélite dentro de los niveles de temperatura especificados para cada uno de estos. Estos límites de temperatura pueden ser tanto cálidos como fríos así que los componentes térmicos deben cumplir la función de proveer calor cuando los componentes estén demasiado fríos o viceversa, a lo largo toda la vida útil de la misión, aun cuando los componentes no estén en funcionamiento.
Dado el tamaño de los satélites pequeños a menudo el control térmico se basa en el uso de sistemas pasivos, tales como la hoja de oro para reflejar la radiación solar y así evitar el sobrecalentamiento, así como materiales de absorción para evitar que el satélite se enfríe en demasía.
• Subsistema de Mecanismos y Estructuras (Structures and Mechanism
subsystem)
Da soporte mecánico y protección a los demás subsistemas del satélite. Sujeta el satélite al vehículo de lanzamiento, a su vez también, se encarga del despliegue de mecanismos para su reconfiguración una vez que se encuentra en órbita. El diseño físico debe satisfacer todas las necesidades de resistencia y rigidez para soportar las características ambientales sin comprometer los objetivos de la misión. La estructura también ofrece otras funciones por ejemplo protección contra el sol, conductividad eléctrica o aislamiento [6][9].
• Subsistema de Navegación y Direccionamiento (Guidance and Navigation)
30
orbital. La navegación se refiere a la determinación de la velocidad y posición del satélite. Para los satélites, el control orbital a su vez tiene dos subconjuntos importantes, la preservación de la órbita y la preservación del rastreo por parte de la estación terrena. La conservación de la altitud es un ejemplo de la preservación de la órbita, puesto que ocasionalmente se encienden los propulsores para contrarrestar la desviación y mantener la órbita correcta.
1.4 C
UBES
ATSComo lo indica la Tabla 1.1, los nanosatélites, son pequeños satélites con una masa de entre 1 a 10 kilogramos. El tipo de nanosatélite más común es el CubeSat, el cual es un satélite miniaturizado dividido por segmentos o unidades, llamadas “U”’s. Cada unidad “U”, mide 10x10x10 cm3, con un peso que no excede los 1.33 kg [10].
31
FIGURA 1.1 LANZAMIENTO Y PROYECCIÓN DE NANO/MICRO- SATÉLITES [11].
En la regulación CubeSat se especifican los requisitos mínimos necesarios para asegurar un buen funcionamiento de los sistemas. Así mismo, se establecen los requisitos mínimos de diseño y pruebas correspondientes.
32 1.4.1 ESPECIFICACIONES DEL CUBESAT
La norma CubeSat denota una serie de requerimientos generales, mecánicos, eléctricos y operacionales, para asegurar el correcto funcionamiento, así como la regulación de las condiciones de operación del CubeSat.
• Requerimientos Generales
En general, dentro de los requerimientos más notables se especifica que todas las partes deberán permanecer adheridas a los CubeSat durante el lanzamiento, la expulsión y el funcionamiento. De esta forma no se generan más desechos espaciales. Así mismo la norma denota que no se permite la pirotecnia como método de propulsión. También se menciona que la energía química almacenada total no debe exceder los 100 watts/hora, puesto que se pueden limitar las oportunidades de lanzamiento [10].
• Requerimientos Mecánicos
La norma CubeSat establece las dimensiones físicas, tanto del CubeSat como del P-POD, con el objeto de que ambos sistemas coincidan, a través de una serie de planos en los cuales se establecen desde las dimensiones y tolerancias de cada uno de ellos como la anchura y el borde que deben tener los rieles por los cuales se desplazará el CubeSat a la hora de ser desplegado.
La Tabla 1.3 muestra el peso máximo que debe tener un CubeSat de acuerdo a su número de Unidades. Sin embargo, pesos mayores pueden ser evaluados de misión en misión [10].
TABLA 1.3 PESO DEL CUBESAT DE ACUERDO AL NÚMERO DE UNIDADES.
Número de Unidades Masa máxima. [kg]
1 U 1.33
1.5 U 2.00
2 U 2.66
33 • Requerimientos Eléctricos
El sistema de energía de un CubeSat incluye todos los conjuntos de baterías, celdas solares y baterías de tipo moneda, los cuales deberán permanecer en un estado de apagado mientras el CubeSat esté integrado en el P-POD, con el fin de evitar que el CubeSat active cualquier función de alimentación desde el momento de entrega al Vehículo de Lanzamiento hasta el despliegue en órbita.
El CubeSat tendrá una salida de potencia de RF no mayor a 1.5W a la entrada RF de la antena transmisora [10].
• Requerimientos Operacionales
El CubeSat debe obtener y documentar las licencias adecuadas para el uso de radiofrecuencias, para el uso de frecuencias de aficionados. Posteriormente se tienen que hacer pruebas con la Coordinación de Frecuencias por la Unión Internacional de Radioaficionados (IARU), ya que el CubeSat debe cumplir con los acuerdos y restricciones de licencia de radio de cada país.
34
1.4.2 ACTUALIDAD EN LOS SISTEMAS DE COMUNICACIONES DEL CUBESAT
• Sistemas de Comunicación
El enlace de radiofrecuencia (RF) es fundamental para la operación de un satélite puesto que representa la forma más simple de establecer comunicación con el mismo, controlarlo y asegurar el intercambio de datos de telemetría y control correspondientes a la misión, además permite el control y recuperación de los datos adquiridos por las cargas útiles a bordo. En un enlace de comunicación satelital por radiofrecuencia, existen elementos y características que se deben determinar y son cruciales para el diseño e implementación del mismo, entre los cuales se encuentran: la distancia del enlace, el tipo de órbita, las frecuencias de operación, la atenuación atmosférica, potencias de transmisión y recepción, así como las ganancias de las antenas.
Principalmente, el sistema de comunicaciones por RF en el satélite está comprendido por transpondedores, los cuales son módulos de recepción y transmisión que permiten el intercambio de señales de información con la estación terrena. La Tabla 1.4 muestra las bandas comúnmente utilizadas para las comunicaciones satelitales por RF. De forma general, los enlaces de subida y bajada operan en distintas frecuencias para evitar interferencias mutuas, donde el enlace de bajada opera a frecuencias menores con el fin de asegurar un menor consumo de energía. Cabe mencionar que de acuerdo con la recomendación UIT-R SA-363-5, los anchos de banda necesarios para las comunicaciones espaciales son del orden de 200kHz a 1MHz, tratándose de métodos clásicos de modulación.
TABLA 1.4 BANDAS DE FRECUENCIA PARA COMUNICACIONES SATELITALES.
35
X 8 - 12
Ku 12 - 18
K 18 - 27
Ka 27 - 40
Como se mencionó anteriormente, la frecuencia de operación, las tasas de transferencia y por ende la capacidad de procesamiento en las unidades de transmisión y recepción, así como las ganancias de las antenas son criterios de carácter fundamental que se deben considerar en el desarrollo de un enlace satelital, siendo más difíciles aún de cumplir en los satélites pequeños dadas las limitantes de espacio y peso que se tienen.
Comercialmente existen módulos de transmisión, que cumplen con las características físicas del estándar CubeSat, los cuales operan en las bandas VHF y UHF (generalmente usadas para transmitir comandos de TT&C), S y X (generalmente utilizadas para transmitir la información recabada por las cargas útiles). Para los cuales se pueden obtener tasas de transferencia hasta de 1.2 kbps, 9 kbps, 10Mbps y 50Mbps, respectivamente [12].
Otro de los componentes críticos en un enlace de RF, son las antenas, las cuales transmiten y reciben señales desde y hacia las estaciones terrenas, dichas antenas deben tener alta directividad y ganancia. Cabe mencionar que en cualquier satélite de comunicaciones además de las antenas directivas de comunicaciones, las cuales se utilizan para transmitir las señales de comunicación y los datos producidos por las distintas cargas útiles a bordo del satélite, a su vez se utilizan antenas omnidireccionales para el módulo de TT&C, ya que se requiere tener comunicación continua sin importar su posición y orientación respecto a las estaciones terrenas.
36
Las antenas hechas con resorte de cinta o alambre pueden formar arreglos de dos o cuatro antenas del tipo monopolo, dipolo o en ocasiones se pueden formar sistemas híbridos, comercialmente de 55 cm de longitud, las cuales se pueden acoplar dependiendo la configuración a uno o dos sistemas de radio UHF y/o VHF [12].
En la actualidad, con la miniaturización de los sistemas de telecomunicaciones, se está desarrollando un tipo de antenas llamadas de parche o microcinta, las cuales operan en frecuencias en las cuales es poco práctico hacer antenas de alambre. Dichas antenas están constituidas sobre un sustrato dieléctrico de forma que la geometría en que están ordenadas permite obtener una alta ganancia y directividad para determinada frecuencia.
1.5 A
PLICACIONES DE LOSC
UBES
ATComo se observa en la Figura 1.1, cada vez más se están implementando sistemas de satélites pequeños, debido al gran número de aplicaciones que éstos tienen. Éstas se pueden separar principalmente en cuatro categorías: aplicaciones militares, constelaciones comerciales, para aplicaciones científicas y académicas, así como para radio amateur, emergencia y otras aplicaciones sociales.
37
38
Capítulo 2
C
OMUNICACIONESÓ
PTICASS
ATELITALESDurante las últimas décadas, las comunicaciones ópticas se han enfocado únicamente en los medios guiados, como lo es la fibra óptica, dejando de lado las comunicaciones ópticas de espacio libre, las cuales presentaron como principal innovación tecnológica y comercial el control remoto de TV en la década de los 70’s. Sin embargo, con el progreso de la tecnología, la miniaturización de los equipos de comunicación, en la medida que los recursos espectrales se han visto saturados, y así como por la necesidad de proporcionar enlaces de comunicación a mayores velocidades se está prestando mayor atención al uso de señales de frecuencias cuyas longitudes de onda se aproximan al espectro de luz visible, para su uso en telecomunicaciones en el espacio libre.
39
Dado que este trabajo está enfocado a un enlace unidireccional de subida, es decir Tierra-Espacio, debe considerarse una frecuencia de operación con baja absorción atmosférica.
FIGURA 2.1 REPRESENTACIÓN GRÁFICA DE TIPOS DE ENLACE ÓPTICO SATELITAL
2.1 V
ENTAJAS Y DESVENTAJAS DE LASC
OMUNICACIONESÓ
PTICASCON RESPECTO A
RF
Además de las altas tasas de transferencia, las comunicaciones ópticas inalámbricas presentan una serie de ventajas con respecto a los sistemas de comunicación por radiofrecuencia (RF), entre las cuales se encuentran:
(i) Menores requerimientos de peso y potencia: Debido a que las comunicaciones
40
en banda Ka, a una tasa de transferencia de 2.5 Gbps. De la tabla se puede observar que los tamaños de las antenas ópticas son de un orden de magnitud menor y que tanto el peso de los equipos utilizados como la potencia requerida es de aproximadamente la mitad de la requerida por los utilizados en los sistemas de comunicaciones por RF [14][15].
TABLA 2.1. PARÁMETROS TÍPICOS EN ENLACES ÓPTICOS INTERSATELITALES
Tipo de Enlace Comunicación óptica RF GEO – LEO Diámetro de Antena [cm] 10.2 2,200 Masa [kg] 65.3g 152. 8 Potencia [W] 98.3 213.9 GEO – GEO Diámetro de Antena [cm] 13.5 2,100 Masa [kg] 86.4 145.8 Potencia [W] 124.2 204.2 LEO – LEO Diámetro de Antena [cm] 3.6 800 Masa [kg] 23. 0 55.6 Potencia [W] 33.1 77.8
(i) Divergencia de haz más estrecha: Los sistemas de comunicación óptica inalámbrica
presentan un haz de luz más estrecho, lo cual evita la interferencia entre satélites adyacentes, situación que actualmente limita el número de satélites que utilizan frecuencias de microondas dentro del espectro asignado. Para obtener un haz de luz más estrecho los sistemas de comunicación óptica inalámbrica hacen uso de lentes de difracción limitada, el cual es dado de la forma:
41
donde 𝜆 es la longitud de onda del láser y 𝐷 es el diámetro de la apertura óptica del telescopio presente en el transmisor óptico. La Figura 2.2 ejemplifica la diferencia entre la huella de cobertura de un enlace descendente entre un enlace óptico inalámbrico y un enlace descendente mediante RF. En ellos se considera un ancho de haz de 22.4 µm, correspondientes a 𝜆 = 1000 𝑛𝑚 y 𝐷 = 10 𝑐𝑚, para el enlace óptico descendente y un ancho de haz de 3° basado en el tamaño de la antena parabólica a bordo del satélite DSCS-2, la cual es una antena para banda X, que operaba con 20 W. Como se observa en la Figura 2.2[13], las huellas de cobertura se presentan como círculos (esto se debe a que se supone que los satélites orbitan sobre el ecuador) con diámetros de cobertura de 804 m y 1880 km. Un diámetro pequeño es una ventaja evidente, dado que la potencia transmitida es mayormente aprovechada, así mismo, la estrechez del haz permite tener control y monitoreo sobre el área bañada por la radiación óptica, lo cual hace que las comunicaciones ópticas sean más seguras e inmunes a intercepciones o bloqueos por partes adversas.
42
(ii) Alta directividad y ganancia: Ya que las comunicaciones ópticas operan con
longitudes de onda muy pequeñas, se obtiene una directividad muy alta, esto a partir de los tamaños relativamente pequeños de las antenas. La ventaja que tiene una portadora óptica con respecto a una portadora de RF se puede ver en la relación de directividad de la antena que se presenta a continuación, donde se puede ver que la directividad de una antena está ampliamente relacionada con su ganancia [14]. 𝐺ó𝑝𝑡𝑖𝑐𝑎 𝐺𝑅𝐹 = 4𝜋 𝜃⁄ 2 𝑑𝑖𝑣(ó𝑝𝑡𝑖𝑐𝑎) 4𝜋 𝜃⁄ 2 𝑑𝑖𝑣(𝑅𝐹) (2-2)
donde 𝜃𝑑𝑖𝑣(ó𝑝𝑡𝑖𝑐𝑎) y 𝜃𝑑𝑖𝑣(𝑅𝐹) son las divergencias de ancho de haz óptico y de RF
respectivamente. Si se considera, por ejemplo, el mismo ancho de haz óptico de la Figura 2.2, donde 𝜃 = 22.4 𝜇𝑟𝑎𝑑 , la antena tendría una ganancia 𝐺 = 103 𝑑𝐵 , mientras que para la Banda X, cuya 𝜆 = 3 𝑐𝑚, el tamaño de una antena parabólica para alcanzar la misma ganancia tendría que ser de alrededor de 10 km de diámetro, lo cual es claramente impráctico.
(iii) Gran ancho de banda: Es bien sabido que, al incrementar la frecuencia de portadora
la capacidad de información transmitida incrementa. Si bien se considera que el ancho de banda de una portadora óptica es teóricamente infinito, su principal limitante se debe a la capacidad de ancho de banda del fotodetector, es decir, el fotodetector es capaz de procesar solo un ancho de banda limitado.
43
Por otra parte, los sistemas de comunicaciones ópticas de espacio libre también presentan ciertas desventajas con respecto a las comunicaciones por radiofrecuencias, mismas que surgen por el uso de longitudes de onda menores. Por ejemplo, la alta directividad y estrechez del haz transmitido, hacen que el apuntamiento y seguimiento del mismo sean más difíciles. Así mismo, la principal desventaja es la dependencia de las condiciones atmosféricas, puesto que las comunicaciones ópticas son bastante susceptibles a diversos factores como niebla, neblina, lluvia, nieve y turbulencias. Siendo dichos factores atmosféricos los que determinan la disponibilidad y/o la causa de las distorsiones que la portadora sufre a lo largo de su trayectoria. Por ejemplo, las pérdidas de potencia pueden ser causadas por la absorción y dispersión de partículas presentes en la atmósfera. Además, la turbulencia óptica que resulta a partir de las pequeñas variaciones de temperatura en la atmósfera da lugar a pérdidas de potencia mayores, debidas a la dispersión del radio del haz más allá de la difracción sola, así como a fluctuaciones temporales y espaciales del haz de luz, conocidas como centelleo.
2.2 S
ISTEMAS EXISTENTES DE COMUNICACIÓN ÓPTICA SATELITAL44 2.2.1 SATÉLITES GEO
• LCE (1994)
El experimento de comunicación láser (LCE, por sus siglas en inglés) fue desarrollado por el Laboratorio de Investigación en Comunicaciones (CRL, Communications Research Laboratory) en Japón en 1994 [17]. Esta misión, tenía como propósito principal la demostración de las comunicaciones espacio-tierra mediante una portadora láser. LCE pesaba 22.4 kg, consumía alrededor de 90 W de potencia y tenía la capacidad de establecer una comunicación bidireccional a 1.024 Mbps. Aunque el intento por alcanzar una órbita geoestacionaria fue fallido, la demostración de las comunicaciones ópticas se logró desde una órbita altamente elíptica, lo cual permitió recolectar valiosos datos sobre las propiedades del canal óptico espacio-tierra, siendo las primeras mediciones sobre la propagación óptica bidireccional. La Tabla 2.2, muestra las especificaciones de diseño requeridas durante la misión.
TABLA 2.2. CARACTERÍSTICAS DE DISEÑO DE LA MISIÓN LCE Terminal Espacial Transmisor
Fuente Óptica LD AlGaAs , mono-modo
Potencia de Salida 113.8 mW (promedio)
Longitud de onda 830 nm
Esquema de Modulación OOK, 1.024 Mbps
Divergencia de haz 30 a 60 µrad
Receptor
Fotodetector Si-APD
Campo de visión 8 mrad
• ARTEMIS (2001)
45
comunicación bidireccional vía láser entre un satélite de onda geoestacionaria y la estación terrena óptica (OGS, por sus siglas en inglés) en España en 2001 [18]. ARTEMIS contaba con una carga útil que buscaba la demostración y promoción de tecnologías y servicios avanzados, en particular referentes al envío de datos, las comunicaciones móviles en tierra y la navegación. La posición estacionaria del satélite permitió registrar repetitivas mediciones sobre los parámetros de enlace durante varios días, información que fue fundamental para desarrollar modelos de propagación y para guiar el diseño de las misiones de comunicaciones láser venideras. La Tabla 2.3, muestra las especificaciones de diseño requeridas durante la misión.
TABLA 2.3. CARACTERÍSTICAS DE DISEÑO DE LA MISIÓN ARTEMIS
Terminal Espacial Terminal en Tierra
Transmisor
Fuente Óptica LD GaAlAs , mono-modo Láser Ti:Zafiro
Potencia de Salida 10 mW (promedio) 300mW (max)
Longitud de onda 819 nm 847 nm
Esquema de Modulación 2-PPM, 2.048 Mbps NRZ, 49.4 Mbps
Divergencia de haz 8.5 µrad
Receptor
Fotodetector Si-APD Si-APD
Campo de visión 70 µrad 87.3 µrad
2.2.2 SATÉLITES LEO
46
aproximadamente 28,000 km/h., por lo que su periodo orbital será de aproximadamente 90 minutos y tendrá un tiempo de línea de vista de aproximadamente 21 minutos [8]. Así mismo, el constante cambio del ángulo cenital, para el apuntamiento, ocasiona que el enlace deba cruzar de forma transversal distintas secciones de la atmósfera, lo cual puede provocar grandes fluctuaciones en la calidad de la señal, presentándose las más severas en ángulos más inclinados.
• OICETS/LUCE (2005)
Una carga útil denominada LUCE (del inglés Laser Utilizing Communications Equipment), fue puesta a bordo del Satélite Japonés OICETS (del inglés Optical Inter-Orbit Communication
Engineering Test Satellite), en 2005 [19]. Su principal objetivo era demostrar la
comunicación entre órbitas, comunicando OICETS (órbita LEO) y ARTEMIS (órbita GEO). Además, se tenía como objetivo secundario la demostración de comunicaciones LEO-Tierra haciendo uso de estaciones ópticas terrenas en Japón y Europa. Así, se obtuvo un enlace con una tasa de transferencia de 50 Mbps, con tasas de error de bits sin codificar de 2 × 10−6, para un cielo nocturno despejado. Haciendo uso de un láser que operaba a una longitud de onda de 848 nm, con una potencia de 100 mW y una antena óptica de 26 cm cuya divergencia de haz era de 5.5 µrad.
2.2.3 COMUNICACIONES ÓPTICAS EN CUBESATS
47
diversos sistemas de comunicación óptica inalámbrica que hacen uso de CubSats, a continuación, se presentan algunos de los más importantes, así como sus características de operación.
• FITSAT -1 (2012)
48
FIGURA 2.3 FITSAT-1
• AeroCube-OCSD (2015)
El proyecto AeroCube-OCSD, llamado así del inglés Aerospace Corporation’s Optical
Communication and Sensor Demonstration, desarrollado y desplegado en agosto del 2015
[20], tuvo como objetivo principal demostrar la factibilidad de llevar a cabo un enlace óptico descendente desde un CubeSat, con velocidades de 5 Mbps hasta 200 Mbps para un enlace de 900 km. El transmisor óptico del AeroCube-OCSD transmite con una potencia óptica de 10 W, en un esquema de modulación On-Off Keying (OOK) a una longitud de onda de 1064 nm.
La estación terrena óptica que opera con el AeroCube-OCSD es la estación de mediciones atmosféricas de comunicaciones móviles (MOCAM por sus siglas en inglés). Se encuentra localizada en California y utiliza un telescopio de 30 cm, en un montaje de seguimiento de alta precisión, junto con un fotodiodo del tipo APD para recibir la señal del enlace descendente.
49
como ya se mencionó, el enfoque de este proyecto se basa en el desarrollo de un sistema de comunicación óptica unidireccional, entre una estación terrena portátil y un CubeSat de 3U (es decir, con medidas de 10 cm x 10 cm x 30 cm), desplegado a una altura de 350 km. El cual llevará como principal carga útil una cámara espectral, misma que se utilizará para obtener imágenes de alertamiento climatológico en el territorio nacional, además de una carga útil secundaria, la cual consiste en un fotodetector con apertura de 2.5 cm, con el fin de establecer un enlace óptico ascendente con el que se busca únicamente demostrar la factibilidad del mismo. Haciendo uso de un láser que transmite a 6 W de potencia óptica a una frecuencia de 1064 nm.
2.3 S
ISTEMA DEC
OMUNICACIÓNÓ
PTICOS
ATELITAL50
bloques, se encuentra el canal de comunicación. Dado que se trata de un enlace óptico inalámbrico, está comprendido por la atmósfera, cuyas características aleatorias y turbulentas presentan la principal fuente de mitigación para este tipo de sistemas de comunicación. Cuando la señal óptica viaja a través de dicho medio, ocurren una serie de fenómenos no deseados, entre los cuales se presentan efectos de dispersión de haz, pérdidas de potencia y fluctuaciones de irradiancia en la señal recibida. Dichos fenómenos serán detallados de forma más clara en el capítulo siguiente de este trabajo de investigación. Finalmente, el bloque de la etapa de recepción, que particularmente para este proyecto está dado por la carga útil del CubeSat, comprende un receptor óptico, el cual es una lente de difracción limitada que concentra la mayor cantidad irradiancia óptica en el fotodetector, mismo que convierte la irradiancia recibida en una señal eléctrica, la cual es entregada a la EPC para su demodulación y decodificación. Cabe destacar que el receptor óptico debe estar en constante comunicación con el subsistema de Señalización, Adquisición y seguimiento (PAT por sus siglas en inglés) y éste a su vez con la electrónica de proceso de comunicaciones, puesto que tiene la tarea de rastrear el haz de luz entrante y orientar el receptor óptico hacia la dirección del haz mismo, con el fin de maximizar el área efectiva de irradiancia. A continuación, se describen con mayor detalle los distintos elementos presentes en un enlace óptico satelital.
Canal de Espacio Libre (Atmósfera Turbulenta) Estación Terrena EPC Fuente Óptica Transmisor Óptico CubeSat Receptor Óptico Detector Óptico EPC PAT
FIGURA 2.4 DIAGRAMA A BLOQUES DE UN SISTEMA DE COMUNICACIÓN ÓPTICO SATELITAL.
2.3.1 FUENTES ÓPTICAS
51
generalmente el dispositivo que se utiliza para producir una señal óptica coherente es un láser. Existen diversas clasificaciones de láser, de acuerdo a los diferentes tipos de medios en los que se produce la señal. Principalmente se clasifican en tres grandes grupos: de Gas, de Estado Sólido y Semiconductores. Los de estado sólido y semiconductores son los más utilizados para enlaces ópticos puesto que los de tipo Gas requieren grandes cantidades de energía para operar. Los láseres de estado sólido producen una señal de salida bastante alta, lo cual los hace útiles para establecer enlaces ópticos de espacio profundo de hasta 40,000 km. Sin embargo, sus requerimientos de potencia y volumen los hacen poco viables en enlaces descendentes. Finalmente, los láseres de tipo semiconductor son los más compactos, lo cual los hace atractivos para enlaces ópticos de espacio y volumen limitados como lo son los CubeSats. Existen diversas categorías de diodos láser de tipo semiconductor, entre los cuales se encuentran los láseres de emisión superficial de cavidad de vertical (VCSEL por sus siglas en inglés), de retroalimentación distribuida y los llamados Fabry-Perot, que son de modo multilongitudinal. La elección de un tipo de diodo láser dependerá de la potencia requerida, así como de la longitud de onda a la cual operará el enlace. La Tabla 2.4, muestra algunos de los láseres más utilizados, así como su longitud de onda de operación.
TABLA 2.4. LÁSERES TÍPICOS Y SU LONGITUD DE ONDA
Tipo de Diodo Láser Longitud de onda (nm)
Diodo de retroalimentación distribuida (Nd:YAG) 503 - 1064
Fosfuro de Arseniuro de Galio Indio (InGaAsP) 1300 – 1500
Arseniuro de Galio Aluminio (AlGaAs) 800
VCSEL 750 - 1050
2.3.2 FOTODETECTORES
52
principalmente por dos parámetros, la eficiencia cuántica y la responsividad a una longitud de onda específica. La eficiencia cuántica es la capacidad que tiene un fotodetector en convertir potencia electro-óptica, es decir, es la capacidad que tiene el dispositivo para generar electrones a partir de cada fotón recibido. Por otra parte, la responsividad, es la cantidad de corriente eléctrica generada con respecto a la potencia óptica incidente. Los diodos PIN tienen un intervalo de responsividad entre 0.5 y 0.7 A/W y generalmente son utilizados para enlaces de cortas distancias. Por otra parte, los fotodiodos de tipo avalancha presentan un intervalo de responsividad entre 20 y 80 A/W, por lo que generalmente se utilizan para distancias mayores. La Tabla 2.5, muestra las características de desempeño para fotodetectores típicos.
TABLA 2.5 CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DE FOTODETECTORES TÍPICOS.
Silicon Germanio InGaAs
Parámetro PIN APD PIN APD PIN APD
Intervalo de Longitud de Onda (nm) 400 - 1100 - 800 - 1800 - 900 - 1700 - Pico (nm) 900 830 1550 1300 1300 (1550) 1300 (1550) Responsividad (A/W) 0.6 77 - 130 0.65 - 0.7 3 -28 0.63 – 0.8 (0.75 – 0.97) - Eficiencia cuántica 65 - 90 77 50 - 55 55 - 75 60 – 70 60 - 70 Ganancia 1 150 - 250 1 5 – 40 1 10 - 30 2.3.3 TÉCNICAS DE FOTO-DETECCIÓN
53
Finalmente, el dispositivo receptor, el cual puede ser una antena óptica (lente o telescopio) o un filtro óptico, direcciona la irradiancia recibida sobre la superficie del fotodetector. Existen dos esquemas posibles de detección: IM-DD Modulación de Intensidad/Detección Directa (IM-DD, por sus siglas en inglés) y los esquemas coherentes. IM-DD es el esquema más simple y más utilizado. Por otra parte, los esquemas de detección coherente ofrecen la capacidad de recuperar con menos pérdidas la información transmitida, haciendo uso de las portadoras ópticas de amplitud (componente en fase) y fase (componente en cuadratura) del campo eléctrico óptico complejo y el estado de polarización de la señal.
• Detección directa
54
FIGURA 2.5 DETECCIÓN DIRECTA
• Detección coherente
55
FIGURA 2.6 DETECCIÓN COHERENTE
2.3.4 ESQUEMAS DE MODULACIÓN ÓPTICA
56
son los esquemas de modulación QAM, DMT o PAM. De forma que seleccionar una técnica de modulación es una de las decisiones clave a la hora de diseñar cualquier sistema de comunicaciones. A continuación, se presentan algunas de las características que permitirán evaluar las técnicas de modulación.
FIGURA 2.7 ESQUEMAS DE MODULACIÓN ÓPTICA
57
rendimiento de BER o SNR deseado. La eficiencia de potencia (𝜂𝑝) de un esquema
de modulación viene dada por la potencia media requerida para conseguir una BER dada a una tasa de transferencia dada. Matemáticamente, 𝜂𝑝 está definida por:
𝜂𝑝 =
𝐸𝑝𝑢𝑙𝑠𝑜 𝐸𝑏
(2-3)
donde 𝐸𝑝𝑢𝑙𝑠𝑜 es la energía por pulso y 𝐸𝑏 es la energía promedio por bit, dada en Joules/bit.
• Eficiencia de Ancho de Banda: Aunque se considera que la portadora óptica tiene teóricamente un “ancho de banda ilimitado”, existen otros componentes en el sistema que limitan el ancho de banda disponible para un sistema de comunicación óptica, entre los que se encuentran, por ejemplo, el área del fotodetector y la capacidad del canal. Existe también el caso en que se utiliza propagación multi-trayectoria en un enlace sin línea de vista, en el cual el ancho de canal disponible limita el enlace. La eficiencia de aprovechamiento de ancho de banda (𝜂𝐵) está
definida por:
𝜂𝐵 =𝑅𝑏 𝐵
(2-4)
donde 𝑅𝑏es la tasa de bit alcanzable y 𝐵 es el ancho de banda del transceptor IR. La
relación entre ancho de banda y eficiencia de potencia depende principalmente del ciclo medio de trabajo (𝛾), dada por:
𝜂𝑝 =𝜂𝐵 𝛾
(2-5)
58
el segundo criterio más importante en la evaluación de las técnicas de modulación es la eficiencia del ancho de banda.
• Confiabilidad en la Transmisión: Otro de los factores a considerar para evaluar una técnica de modulación es la confiabilidad en la transmisión, puesto que cada técnica de modulación debe ser capaz de ofrecer una tasa de error (BER) mínima aceptable en condiciones adversas, así como mostrar resistencia a la Interferencia Intersimbólica inducida por la multi-trayectoria. Además, es necesario considerar que una larga ausencia de conmutación en los estados del transmisor, es decir la transición de estado “0” a “1”, puede ser una problemática ya que la recuperación del reloj de sincronización dada por un bucle de fase-bloqueada digital (DPLL, Digital Phase-Locked Loop), es complicada. Así mismo, se debe considerar evitar múltiples ráfagas de pulsos altos emitidos por el transmisor pues podrían ser distorsionados por el Filtro Pasa Altas (HPF) presente en el receptor. Finalmente, la técnica de modulación debe ser resistente a una serie de factores tales como la fluctuación de fase (Jitter) debido a las variaciones en la potencia de la señal, así como a la distorsión del impulso debido al recorte de la señal de campo cercano.
59
factor fundamental dado que el sistema no será alimentado por baterías, lo que representaría una limitante. Además, cabe mencionar que el fotodetector presente en el CubeSat, forma parte de la carga útil del CubeSAT, lo que significa que no es el principal sistema de comunicación entre el satélite y la estación terrena, por lo que la eficiencia del aprovechamiento del ancho de banda, tampoco es un factor fundamental, ya que solo se busca comprobar la factibilidad del enlace, por lo que no existen tasas mínimas de transferencia requeridas. Siendo así, la confiabilidad en la Transmisión es el principal factor a evaluar para determinar la técnica de modulación ideal para este sistema. De forma que se optará por esquemas de modulación simples que brinden una mayor confiabilidad durante la transmisión, asegurando el establecimiento del enlace óptico.
60
FIGURA 2.8 COMPARACIÓN DE ESQUEMAS DE MODULACIÓN EN TÉRMINOS DE SENSIBILIDAD
Así mismo, debido a su simplicidad y bajo costo, el esquema de modulación On-Off Keying (OOK), ha sido ampliamente documentado y utilizado en sistemas comerciales de comunicación óptica inalámbrica. Siendo así que los esquemas de modulación que se evaluarán durante este proyecto de investigación son OOK y BPSK.
2.3.5 ESQUEMA DE MODULACIÓN ON-OFFKEYING
61
sin retorno a cero (OOK-NRZ), en el cual un pulso con duración igual a la duración del bit es transmitido para representar un “1”, mientras que para OOK con retorno a cero (OOK-RZ), el pulso únicamente tiene una duración parcial del tiempo de bit. Figura 2.9, ejemplifica de forma gráfica la potencia emitida 𝑃𝑎𝑣𝑔 durante un pulso para los esquemas de modulación
OOK-NRZ y OOK-RZ con un ciclo de trabajo 𝛾 = 0.5.
FIGURA 2.9 REPRESENTACIÓN GRÁFICA DE LA POTENCIA ÓPTICA TRANSMITIDA MEDIANTE LOS ESQUEMAS DE MODULACIÓN OOK-NRZ (a) Y OOK-RZ (b)
• Evaluación de desempeño del esquema de modulación OOK en Canales
Gaussianos
La Figura 2.10, muestra un diagrama a bloques de un sistema de modulación OOK, en presencia de ruido aditivo Gaussiano (AWGN, por sus siglas en inglés), el cual consiste en un filtro de tiempo continuo con una respuesta de impulso 𝑟(𝑡), seguido de un muestreador y un detector de umbral establecido exactamente a la mitad entre los valores esperados de los niveles 0 y 1. El filtro del transmisor tiene una respuesta al impulso de amplitud unitaria 𝑝(𝑡), con una duración de un bit 𝑇𝑏. La salida del filtro transmisor modula la potencia de la
señal óptica 2𝑃𝑟, donde 𝑃𝑟 es la potencia de señal óptica promedio, dada por 𝑃𝑟= 𝐴𝐼,
62
FIGURA 2.10 DIAGRAMA A BLOQUES DE UN SISTEMA DE MODULACIÓN OOK.
Finalmente, la señal detectada a la entrada del filtro acoplado puede ser modelada mediante la siguiente expresión:
𝑖(𝑡) = {𝐼𝑝+ 𝑛(𝑡) 𝑃𝑎𝑟𝑎 𝑎𝑖 = 1 𝑛(𝑡) 𝑃𝑎𝑟𝑎 𝑎𝑖 = 0
(2-6)
donde 𝑛(𝑡)~𝑁(0, 𝜎2) es el ruido blanco aditivo del tipo Gaussiano. Se asume que un símbolo “1” ha sido recibido si la señal recibida se encuentra por encima del umbral de decisión y viceversa.
La probabilidad de error está dada por:
𝑃𝑒 = p(0) ∫ 𝑝(𝑖/0)𝑑𝑖 ∞ 𝑖𝑡ℎ + 𝑝(1) ∫ 𝑝(1)𝑑𝑖 𝑖𝑡ℎ 0 (2-7)
donde 𝑖𝑡ℎ es el nivel de señal de umbral, 𝑝(0) y 𝑝(1) son las probabilidades de “cero” y
“uno”, por lo que las probabilidades marginales están definidas por:
𝑝(𝑖/0) = 1 √2𝜋𝜎2exp ( −𝑖2 2𝜎2) (2-8) 𝑝(𝑖/1) = 1 √2𝜋𝜎2exp ( −(𝑖 − 𝐼𝑝)2 2𝜎2 ) (2-9)
63
𝑃𝑒_𝑏𝑖𝑡_𝑂𝑂𝐾 = 𝑄 (√𝐸𝑏 𝑁0)
(2-10)
donde 𝑄(𝑥), es la función Q de Marcum, la cual representa el área bajo la curva de una cola Gaussiana, la cual está dada por:
𝑄(𝑥) = 1 √2𝜋∫ 𝑒 −𝛼2⁄2𝑑𝛼 ∞ 𝑥 (2-11)
donde la energía promedio por bit 𝐸𝑏 está dada por:
𝐸𝑏=
𝐸𝑝
2 = 2(𝑅𝑃𝑟)
2𝑇
𝑏 (2-12)
La relación 𝐸𝑏⁄𝑁0, usualmente se conoce como Relación Señal a Ruido por Bit con
𝑁0~(0, 𝜎𝑛2) y con 𝜎𝑛2, dado por:
𝜎𝑛2 = (4𝑘
𝐵𝑇/𝑅𝐿)𝐹𝑛∆𝑓 (2-13)
donde 𝑘𝐵 es la constante de Boltzmann, 𝑇 es la temperatura absoluta, 𝑅𝐿 es la carga del
resistor, ∆𝑓 es el ancho de banda de ruido efectivo y 𝐹𝑛 representa el factor al cual el ruido
térmico es aumentado por diversos resistores usados en preamplificadores [16][21]. Así mismo, para el esquema de modulación OOK-RZ, es necesario agregar el factor de 1 𝛾⁄ , dando como resultado:
𝐸𝑏=
𝐸𝑝
2 = 2(𝑅𝑃𝑟)
2𝑇
64
2.3.6 MODULACIÓN DE INTENSIDAD DE SUBPORTADORA
En los esquemas de modulación por intensidad de subportadora, se hace uso de una señal subportadora 𝑚(𝑡), premodulada con los datos de fuente 𝑑(𝑡), para modular la intensidad 𝑃𝑇 de la fuente óptica, la cual generalmente es un láser de onda continua. La Figura 2.11
(a), ilustra el diagrama a bloques de un esquema de modulación de intensidad de subportadora (SIM, por sus siglas en inglés). En el cual se observa que se pueden modular 𝑁 subportadoras de la misma fuente óptica. Dado que la subportadora 𝑚(𝑡) es sinusoidal, tiene valores positivos y negativos, por lo que es necesario agregar un nivel de corriente continua (DC) de compensación 𝑏0, antes de que se utilice para controlar el diodo y alguna
de las señales se vea distorsionada. Lo cual representa su principal desventaja de este conjunto de esquemas de modulación, puesto que presentan una baja eficiencia de potencia óptica.
Durante un símbolo de duración, cada señal subportadora está representada de forma general por:
𝑚𝑖(𝑡) = 𝑔(𝑡)𝑎𝑖𝑐cos(𝜔𝑐𝑖𝑡 + 𝜑𝑖) − 𝑔(𝑡)𝑎𝑖𝑠cos(𝜔𝑐𝑖𝑡 + 𝜑𝑖) (2-15)
donde 𝑔(𝑡) es la función que conforma el pulso, la frecuencia angular y fase de la subportadora están representadas por: [𝜔𝑐𝑖, 𝜑𝑖]𝑖=1𝑁 . De lo anterior se deduce que cada
subportadora puede ser modulada por cualquier técnica de modulación digital analógica, como QAM, M-PSK y M-ASK, permitiendo así un mejor aprovechamiento del ancho de banda.
65
𝑖(𝑡) = 𝑅𝐼[1 + 𝜉𝑚(𝑡)] + 𝑛(𝑡) (2-16)
donde la potencia recibida es representada por la irradiancia 𝐼, 𝑅 es la responsividad del fotodetector y 𝜉 = |𝑚(𝑡)
𝑖𝐵 − 𝑖𝑇ℎ|.
Posteriormente, la señal pasa por un filtro pasa banda, el cual selecciona la subportadora individual para su demodulación y al mismo tiempo reduce la potencia del ruido. Por lo que, para una subportadora 𝜔𝑐𝑖, la señal recibida está dada por:
𝑖(𝑡) = 𝐼𝑐𝑜𝑚𝑝+ 𝑄𝑐𝑜𝑚𝑝 (2-17)
donde:
𝐼𝑐𝑜𝑚𝑝= 𝑅𝐼𝜉𝑔(𝑡)𝑎𝑖𝑐 cos(𝜔𝑐𝑖𝑡 + 𝜑𝑖) + 𝑛𝐼(𝑡) (2-18)
𝑄𝑐𝑜𝑚𝑝 = −𝑅𝐼𝜉𝑔(𝑡)𝑎𝑖𝑠sin(𝜔𝑐𝑖𝑡 + 𝜑𝑖) + 𝑛𝑄(𝑡) (2-19)
66
FIGURA 2.11 DIAGRAMA A BLOQUES DE UN SISTEMA DE MODULACIÓN SIM (MODULACIÓN DE INTENSIDAD DE SUBPORTADORA).
• Evaluación de desempeño del esquema de modulación BPSK en Canales
Gaussianos
Se considera una única subportadora pre-modulada por BPSK, dada por: 𝑚(𝑡) = 𝑔(𝑡) 𝑎𝑐cos(𝜔𝑐𝑡 + 𝜑), donde 𝑎𝑐 = [−1,1] representa los símbolos “1” y “0”. Empleando
