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Sistemas de Telecomunicações 2

(2004/2005)

Cap. 1 – Comunicações por Satélite

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Comunicações por Satélite

1. Introdução2. Órbita3. Sub-sistemas do satélite4. Projecto de ligação5. Acesso múltiplo6. Fiabilidade7. GPS

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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

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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

=

3

5

Leis de Newton1) 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.

===

6

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)– http://www.esa.int

• BNSC (British National Space Centre)– http://www.bnsc.gov.uk

• NOAA (National Environment Satellite, Data and Information Service)– http://www.nesdis.noaa.gov/

• Intelsat (International Telecommunications Satellite)– http://www.intelsat.com/

• GPS– http://www.gpsworld.com/gpsworld/

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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

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5

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• Leis de Kepler1) Todos os planetas viajam em órbitas

elípticas com o Sol num dos focos2) O raio vector do Sol ao planeta varre áreas

iguais em tempos iguais3) O quadrado do período de revolução de um

planeta é proporcional ao cubo do seu eixo maior

2 – ÓRBITA

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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 (εεεε)

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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)

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7

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Sistema Ω - δ• Declinação (δ)

– Deslocamento angular dum ponto no espaço medidoa norte do plano equatorial

• Ascensão recta (Ω)– Deslocamento angular, medido no sentido directo

desde o eixo x, da projecção do ponto no planoequatorial

• 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 dumponto de referência no equador celestial

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Elementos orbitais clássicos

1) Eixo maior (a)2) Excentricidade (εεεε)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

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Elementos orbitais clássicos (2)

4) Ascensão recta do nó ascendente (ΩΩΩΩ)• 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 (ωωωω)• 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)

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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

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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 luz

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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)

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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.

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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)

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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)

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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)

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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

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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.

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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

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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 desub-satélite: ponto de intersecção com a terra do segmento que une o satélite ao centro da terra.

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Seguimento de satélite (2)

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Cálculo de Elevação (El)

=

+−=

−

+=

re – raio da Terra d – distância da estação ao satéliteLe – latitude da estaçãoLs – latitude do satélitele – longitude da estaçãols – longitude do satélite

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31

Cálculo de Azimute

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Simplificações para satélites geoestacionários

−

+=

+−=

−=

[ ]

−=

( )[ ]

−=

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Simplificações para satélites geoestacionários (2)

s = 0,5 (a + c +γ)a = |ls-le|c = |Le-Ls|

−−−=

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Visibilidade

Quando é que um satélite é visível?

rT – raio da Terra

γ - ângulo que vai desde o ponto de sub-satélite 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

Satélite

A

C

B rs

rT

!

"#$%!

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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

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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.

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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.

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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

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Lançamento (2)

3) Ascensão elípticai. A carga é colocada numa órbita

LEO de “estacionamento” usando os métodos 1) ou 2).

ii. Um foguetão é disparado para mover a carga para uma órbita elíptica de transferência cujoperigeu é a órbita de estacionamento e apogeu a órbita desejada

iii. Quando se atinge o apogeu, outro foguetão é usado para modificar a órbita

– É o método utilizado para satélites geoestacionários

Terra

Perigeu

Apogeu

Órbita do veículo de transporte

Órbita de transferência

Órbita geosíncrona

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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

por dia, durante vários dias (total de 0,02% do ano)

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Eclipses

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Eclipses (2)

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• 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 pré-determinados.

3 – SUB-SISTEMAS DO SATÉLITE

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Sistemas de estabilização

(a)INTELSAT IV-A (b) INTELSAT V

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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 sãofeitas com um intervalo de 2 a 3 semanas e necessitam de menos combustível do que as manobras Norte-Sul

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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.

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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.

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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.

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Telemetria, seguimento e comando (4)

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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.

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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)

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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.

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– O aumento da banda num sistema de satélite está limitado pela potência transmitida que irá conduzir a uma determinada relação sinal-ruído.

– 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)

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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 detranspositores (12, 20, 24) com uma banda de 36, 40, 72 MHz

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Transpositor 6/4 GHz

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Transpositor 14/11 GHz

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Transpositores (cont.)

– Os sinais na entrada dos transpositores provêm de uma ou mais antenas de recepção e a sua saída liga-se 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.

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ligação 6/4GHz com largura de banda 500MHz, 24 transpositorespor polarização cada um com 36MHz de banda

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ligação 6/4GHz com largura de banda 2000MHz (reutilização de frequência) e 14/11 GHz com largura de banda 250MHz (reutilização de polarização)

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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.

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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.

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Antenas (2)

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4 – PROJECTO DE LIGAÇÃO

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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

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• 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.

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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.

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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)

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FDMA - Intermodulação

• Uma das maiores limitações dos sistemas FDMA é a ocorrência de produtos de intermodulação entre as diversas portadoras, devido às não-linearidades 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.

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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.

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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

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SCPC/FDMA• As estações terrestres

enviam uma portadoracada 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

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TDMA

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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 deintermodulação e o amplificador pode ser alimentado à sua potência máxima de saída.

– Uma outra vantagem do TDMA é a flexibilidade em termos de adaptaçãoa 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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FDMA vs. TDMA

Tecnologia complexaNecessidade de temporizaçãoControlo global complicadoNecessidade de grande armazenamento de informação

Máxima utilização da potência dotranspositorNão necessidade de controlo de potência transmitidaFlexibilidade de reconfiguração do tráfegoPossibilidade de comutação a bordo do satélite

TDMA

Intermodulação à saída dotranspositorNecessidade de controlo de potênciaInflexibilidade de reconfiguração do tráfego

Tecnologia simplesAusência de temporização

FDMA

DesvantagensVantagens

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Estrutura de trama TDMACada 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.

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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.

40

79

Comutação a bordo

80

CDMA

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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)

82

Curva da banheira

PF

Tempo

!&!'%

42

83

Fiabilidade de um dispositivoFiabilidade

Nº componentes que falharam

Tempo médio entre falhas

Taxa média de falhas

Fim de tempo de vida

−=

% !!!(

!!#!! !!!(

==

=

==

)*

!#!! !!!(

! ! !&!!"+%,!(=λ

==-

84

Redundância

Série

Paralelo

Híbrido

R1 R2 R3 RN

R1

R2

R1

R3

R2

R4

43

85

Redundância (2)

R2

RN

R1

S1 S2

Ligação em interruptor

86

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 = Rc

N

– Supondo que existem modos diferentes de falha: curto-circuito (Qsi) ou circuito aberto(Qoi)

∏=

==.

. //////

∏∏==

−=.

.

00 /

44

87

Ligação paralelo

• O sistema falha se todos os dispositivos estiverem em circuito aberto ou 1 dos dispositivos estiver em curto-circuito

∏∏==

−=.

.

00 /

88

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.

45

89

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