Comunicacoes Via Satelite.pdf

7/25/2019 Comunicacoes Via Satelite.pdf

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Sistemas de Comunicaes

COMUNICAES VIASATLITE

Fernando Pereir a Paula Queluz

I nsti tuto Superior Tcnico


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Estrutura de um Sistema de ComunicaoVia Satlite

Rede Terrestre Rede Terrestre

Interface Terrestre

Interface de Utente Utente

Estaode Terra Estao

de Terra


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Comunicaes Via Satlite: Servios

Telecomunicaes Comunicaes pessoais

Difuso

Posicionamento (GPS -Global Positioning System) Deteco remota

Estudo da Terra

Meteorologia

Apoio agricultura

Espionagem


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Servios Mveis, Fixos e de Difuso

Servios fixos por satlite (Fixed Satell ite

Services, FSS), p.e. INTELSAT, EUTELSAT

Servios mveis por satlite (Mobi le

Satell ite Servic es, MSS), p.e. INMARSAT

Servios de difuso por satlite

(Bro adcast Satel l i te Services, BSS), p.e.

EUTELSAT, ASTRA


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Competindo com a Fibra ptica


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Comunicaes Via Satlite

Vantagens Ligaes a grande distncia utilizando um nico repetidor (o satlite).

Vastido da zona de cobertura (continente, pas, ou regio de um pas).

Ausncia de condutas, postes ou outros requisitos logsticos.

Cobertura de zonas de difcil acesso, onde instalaes fixas soimpraticveis ou onde as infra-estruturas de telecomunicaes soinexistentes.

Comunicaes mveis sem fios, independentemente da localizao(areas, martimas ou pessoais); servios nicos de apoio navegao e aeronutica.

Baixo custo por receptor adicionado.

Desvantagens Grande atraso introduzido (~ 300 ms por salto, para os satlites GEO)

Custo do satlite e do seu lanamento.

Difcil manuteno.


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Breve Resenha Histrica (1)

1945Arthur C. Clarke sugere, num artigo publicado na revista WirelessWorld, a possibilidade de comunicaes globais atravs do uso de 3 satlites

em rbita geoestacionria;

1954A Lua utilizada como repetidor passivo, mantendo-se um servioregular para transmisso de voz entre o Haway e Maryland, no perodo 1956-

1962; 1957 lanado o Sputnik I, o primeiro satlite Russo, com rbita a 950 km

de altura. Manteve-se operacional durante 62 dias. EUA aceleram programaespacial;

1958 lanado o Explorer I, o primeiro satlite americano. Manteve-seoperacional durante 5 meses;

1964Estabelece-se a I nternational Telecommunications Satell ite(INTELSAT), organizao internacional na qual Portugal esteve representadoatravs da Marconi.

1965 lanado o primeiro satlite da INTELSAT, conhecido como EarlyBird ou Intelsat I;

(...)


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Breve Resenha Histrica (2)

A concorrncia Rssia-EUA levou intensificao das investigaes e aolanamento de novos satlites. Em1975, existem vrias redes de satlitespara comunicaes comerciais:

INTELSAT, MARISAT,INMARSAT, ....

(...)

1998Aparecem as primeiras redesde satlite com cobertura global:

IRIDIUM (66 satlites) eGLOBALSTAR (48 satlites).

Torna-se possvel a comunicaoentre quaisquer dois pontos da

Terra, utilizando terminais

portteis.


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Projecto de um Satlite

O lanamento de um satlite em rbita geoestacionria implica que este deva seracelerado at uma velocidade de 3070 m/s numa rbita equatorial a 42242 km docentro da Terra.

Existem essencialmente 2 tecnologias para lanar um satlite:

Foguetes, tipo Ariane (Europa)

Veculos tripulados, tipo Space Shuttle (EUA) O custo e as limitaes do lanamento levam a que este seja normalmente feito usando

2 passos. A latitude do local de lanamento determina a inclinao da rbita detransferncia e logo o gasto de energia na correco da inclinao.

O peso do satlite determina fortemente o seu tempo de vida e a sua capacidade detransmisso. A forma do satlite fortemente determinada pelo esquema de correcoda rbita e pela rea mnima de painis solares.

O Space Shuttletem as vantagens e desvantagens de um veculo tripulado: intervenono espao, limitaes fsicas no lanamento, veculo recupervel, maior capacidade detransporte.

A durao dos eclipses do satlite pode atingir 70 minutos por dia o que pe problemas

potncia de emisso no satlite.


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Evoluo das Comunicaes Via Satlite

Peso,

Tamanho


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Evoluo dos Satlites INTELSAT


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Evoluo dos Satlites INTELSAT (cont.)


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Arquitectura dum satlite de comunicaes


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Arquitectura (cont.)


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Exemplo: Intelsat VI

Telecommunications satellites have simplified the placement of transoceanic calls, and that simplicity has resulted in such an increase in overseas calls that the size and


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Exemplo: Kizuna

Satlite de comunicaes Japons, lanado em 2008


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Bandas de Frequncia Utilizadas

As bandas de frequncia a utilizar nas comunicaes por satlite sodefinidas pela ITU-R e atribudas aos vrios servios pela WARC(World Administrative Radio Conference), um sub-grupo da ITU-R.

As bandas de frequncia do espectro radioeltrico mais favorveis

para as comunicaes via satlite, situam-se entre 1 GHz e 10 GHz, jque: a absoro pelos gases da atmosfera, ou pela chuva, tem pouca

importncia nesta faixa de frequncias;

o rudo, quer galctico quer produzido pelo Homem, mais intenso para

frequncias mais elevadas; bom desenvolvimento tecnolgico para estas frequncias (tecnologia

madura);

atenuao em espao livre inferior verificada para frequncias maiselevadas.


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O elevado nmero de serviosterrestres na faixa 1-10 GHz e aocupao desta faixa por vriosservios de satlite, conduziu utilizao de bandas defrequncias superiores aos 10GHz, existindo actualmenteservios comerciais nas bandas

Ku e Ka. De notar que, devido s

limitaes de potncia nosatlite, o percurso descendente mais crtico que o ascendente,

justificando que lhe sejamusualmente atribudas bandasde frequncias mais baixas queas utilizadas para o percursoascendente.

Nome da Banda Gama de Frequncia

HF-band 1.8-30 MHz

VHF-band 50-146 MHz

P-band 0.230-1.000 GHz

UHF-band 0.430-1.300 GHz

L-band 1.530-2.700 GHz

S-band 2.700-3.500 GHz

C-band Downlink: 3.700-4.200 GHz

Uplink: 5.925-6.425 GHz

X-band Downlink: 7.250-7.745 GHz

Uplink: 7.900-8.395 GHz

Ku-band (Europe) Downlink: FSS: 10.700-11.700 GHz

DBS: 11.700-12.50 0 GHz

Uplink: FSS: 14.000-14.800 GHz;

DBS: 17.300-18.100 GHz

Ku-band (America) Downlink: FSS: 11.700-12.200 GHz

DBS: 12.200-12.700 GHz

Uplink: FSS: 14.000-14.500 GHz

DBS: 17.300-17.800 GHz

Ka-band Roughly 18-31 GHz


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rbitas Tpicas para Satlites deComunicao

rbitas circulares: GEOgeostationary Earth orbit

( 36 000 km de altitude)

MEOmedium Earth orbit( 5 000a 15 000 km de altitude)

LEOlow Earth orbit(700 a 900km de altitude)

rbitas elpticas: HEOhigh elliptical orbit


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Cinturas de Van Allen

Existem duas zonas de elevada radiaocinturas de Van Allendistncia da Terra de 1500-5000 km e 15000-20000 km. A radiaoexistente nestas zonas deteriora fortemente o equipamento dossatlites, impossibilitando a utilizao de satlites em rbita nessaszonas.

Abaixo dos 200 km no tecnicamente possvel a manuteno de umsatlite, devido ao seu baixo tempo de vida por deteriorao e

aquecimento.


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Caractersticas das rbitas GEO, LEO eHEO


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A rbita (verso simplificada para rbitas circulares)

Considerando que esto em presena a Terra e o satlite, deve ter-se emconta

FORA DE ATRACO entre 2 corpos (Lei de Newton)

fa = k M m / r2

onde k a constante de gravitao, Ma massa da Terra, ma massa dosatlite e ra distncia entre os 2 centros de massa (raio da rbita)

FORA CENTRFUGA provocada pelo movimento de translaco

fc = m 2 r

onde a velocidade angular da rbita (rad. s-1)


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A rbita (verso simplificada para rbitas circulares)

Para que a rbita seja estvel, necessrio que as 2 foras em presena seequilibrem ou seja

fa = fc

o que implica que

r3 = k M / 2

ou

r3

(km) = 5075, 6277 T2

(hora) r (km) = 5075, 6277 T 2/3 (hora)

que corresponde ao enunciado da 3 Lei de Kepler: o cubo do raio darbita proporcional ao quadrado do respectivo perodo.


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Satlite Geosncrono

Um satlite diz-se geosncrono quando tem um perodo orbital igual aoperodo de rotao da Terra ou seja T = 23 h 56 min 4.1 s.

O perodo de rotao da Terra vale

T = (360o + ) / 24 com = 360o /365.25 => T = 360o / T 23.9345 h

Como r (km) = 5075, 6277 T 2/3 (hora) ento:

T= 12 h r = 26604 km Alt. = 22231 km

T= 23.9345 h r = 42154 km Alt. = 35781 km

T= 24 h r = 42231 km Alt. = 35858 km


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Satlite Geoestacionrio

No contexto das rbitas possveis, tem especial interesse para asTelecomunicaes a rbita geoestacionria que geosncrona ou seja tem uma durao igual ao perodo de rotao da

Terra

equatorial ou seja situa-se no plano do Equador

Os satlites com rbita geoestacionria tm a propriedade de,observados a partir da Terra, parecerem imveis no espao.


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ngulo de fogo da antena de Terra

O ngulo de fogo com que a estao de Terra olha o satlite deve sersuperior a 0o (Intelsat especifca

> 5o) para que:

A Terra no obstrua a viso do satlite

O percurso na atmosfera seja minimizado

A contribuio da presena da Terra no rudo do receptor na estao de Terra

seja limitada

)sin(

/)cos(arctan

l

rrl T

: ngulo de fogol : latitude da estaorT: raio da Terrar: raio da rbita

o

ol

7.8

3.810


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Cobertura da Terra por Satlite

Um satlite em rbita geoestacionria pode comunicar com estaes deTerra situadas numa zona correspondente interseco de um cone comvrtice no satlite e semiabertura de = 8.7o e a prpria Terra.

Zona coberta na Terra entre 81.3oN e 81.3o S.

Se se excluirem as zonas polares, possvel com 3 satlites em rbitas

geoestacionrias cobrir praticamente toda a superfcie da Terra.


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Cobertura da Terra por Satlite: INMARSAT


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Rede Intelsat

10-02 @ 3590 E


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10-02 @ 3590 E


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Ku-band Spot 1


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Especificaes (Intelsat)

EIRP do satlite

Factor de Mrito da estao de Terra

Densidade de potncia a colocar no satlite


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Parmetros Relevantes

SatlitePotncia Isotrpica Equivalente Radiada ou Equivalent I sotropicRadiate Power(EIRP)

EIRP = Ps + Gs [dBm, dBW]

equivale potncia radiada por uma antena isotrpica

Estao de TerraDensidade de potncia a colocar no satlite

= PT + GT10 log10 (4 d2) [dBW/m2]

Estao de Terra - Factor de Mrito (G/T)

(G/T) = 10 log10 (gT/Teq) [dB/K]

onde Teq a temperatura equivalente de rudo da estao de Terra e gT oganho da antena da estao de Terra.


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Temperatura equivalente de rudo

Considere-se o quadripolo

onde gganho de potncia

BWlargura de banda equivalente de rudo

Ffactor de rudo

Titemperatura da fonte de rudo (trmico) na entrada

Tem-se so=g si

ni = k TiBW (k=1.3810-23J/K constante de Bol tzman)

no=g ni+nint onde nint o rudo gerado pelo quadripolo

F = (s/n)i/ (s/n)o = 1+ nint/(gni) = 1+ nint/(gk TiBW)=1+Te/Ti

F=1+ Te/Ti, onde Te a temperatura equivalente de rudo do quadripolo

e Te= nint/(gkBW)

Ti g , Bw, F

so ,nosi ,ni

Dimenso: Kelvin


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Temperatura equivalente de rudo (cont.)

F=1+ Te/Ti : factor de rudo; Fo=1+ Te/To : factor de rudo padro

Como no=g ni+nint no=g k Ti BW + g k TeBW = g k BW (Ti +Te)

Ti g , Bw, F g , Bw

ideal

Ti

TeAssociao em cadeia de quadripolos

Ti g1, F1 g2, F2 g3, F3g1 g2 g3

Ti

Tcadeia=

ideais

21

3

1

21

gg

T

g

TT eee

Temperatura padro (290 K)


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Temperatura Equivalente de Rudo daEstao de Terra

Para avaliar o desempenho da ligao no percurso descendente, necessriocalcular o rudo trmico total introduzido pela cadeia de elementos activos e/oupassivos da estao receptora, bem como o rudo trmico captado pela antena.Para isso, define-se a Temperatura equivalente de rudo da estao, Teq

Tatemperatura de rudo captada pela antena

Ffactor de rudo da cadeia de quadripolos que constituem a estao

Tertemperatura equivalente de rudo da cadeia de quadripolos, referida aos terminais de

entrada da cadeia

Bwlargura de banda equivalente de rudo da cadeia

(s/n)i, (s/n)orelao sinal-rudo entrada e sada da cadeia

gTganho da antena da estao de Terra

gcganho da cadeia

Teq= (Ta+ Ter)

temperatura equivalente de rudo da estao de Terra

Guia Receptor

TaF, T

er, B

w, gc

gT Pr -amplificador

(G/T) = 10 log10 (gT/Teq) (dB/K)

Factor de mrito


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Temperatura Equivalente de Rudo daEstao de Terra (cont.)

Como atrs se deduziu:

no = gc k Teq Bw

Nota: k=1.3810-23J/Kconstante de Boltzman

A temperatura equivalente de rudo da estao Teq=Ta+Tere o rudo narecepo, referido aos terminais de entrada, pode ser calculado por:

n = k Teq Bw

O parmetro (G/T) = 10 log10 (gT /Teq) (dB/K)

permite caracterizar o desempenho da estao de Terra, sendo designadopor Factor deMritoda estao.


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O Percurso Ascendente - Uplink

O percurso ascendente o percurso entre a estao de Terra emissora e o satlite,receptor. Este percurso menos crtico que o percurso descendente e por isso

funciona normalmente a uma frequncia mais elevada, p.e. 6/4 GHz ou 14/11 GHz.

A densidade de potncia colocada no satlite pela estao de Terra

= PT + GT10 log10 (4 d2) [dBW/m2]

Do ponto de vista do rudo, o satlite comporta-se como um simples amplificadorcom um certo ganho e factor de rudo.

Para cada satlite e gama de frequncia, a INTELSAT especifica a densidade depotncia a colocar no satlite.

ascendente descendente


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Especificaes (Intelsat)

EIRP do satlite

Factor de Mrito da estao de Terra

Densidade de potncia a colocar no satlite


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O Percurso Descendente - Downlink

O percurso descendente o percurso entre o satlite emissor ea estao de Terra, receptora. Este percurso o mais crticodevido s limitaes de potncia no satlite.

A relao sinal-rudo na estao de Terra (considerando apenas o percursodescendente) vem:

C/N=PS + GS + GTLfs - 10 log10 (KTeqBw)=EIRP + G/T - Lfs - 10 log10 (KBw) A atenuao do percurso normalmente calculada para a situao mais

desfavorvel ou seja para os ngulos de fogo mais baixos. A INTELSATespecifica um ngulo de fogo mnimo de 5o para o qual se tem d=41118 km.

Sendo EIRP e G/T especificados pela INTELSAT para cada gama de frequncia,

C/N fica essencialmente dependente da largura de banda. Nas comunicaes via satlite, o desvanecimento deixa de ser importante devido

ao ngulo com que se atravessa a atmosfera mas a atenuao da chuva continuaa ser relevante.

Para ligaes via satlite digitais, a qualidade de referncia normalmente uma

taxa de erros de 10-6.


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Relao C/N Global do Sistema

A relao sinal-rudo do sistema global, (c/n)T, e que determina a taxa de errosbinrios (BER) na estao de Terra, pode-se relacionar com as relaes sinal-rudopara cada um dos percursos considerados de forma independente:

(c/n)arelao sinal-rudo no percurso ascendente;

(c/n)drelao sinal-rudo no percurso descendente, calculada como atrsexposto, i.e., de forma independente do percurso ascendente;

(c/n)Trelao sinal-rudo global na estao de Terra, i.e., considerando o

efeito combinado dos dois percursos.

Uma vez que a relao sinal-rudo do sistema resulta do paralelo das relaessinal-rudo em cada um dos percursos, o desempenho global do sistema normalmente condicionado pelo percurso com a relao sinal-rudo mais baixa.

1

11 )()()(

daT

n

c

n

c

n

c


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Porqu o paralelo das relaes c/n ?

na potncia do rudo introduzido nopercurso ascendente

pra potncia do sinal recebido nopercurso ascendente

nd potncia do rudo introduzido no

percurso descendente prdpotncia do sinal recebido no

percurso descendente

nTpotncia do rudo total na estao deTerra

g ganho do amplificador do satlite

gSganho da antena emissora do satlite

gTganho da antena receptora da estaode Terra

lfsa atenuao em espao livre nopercurso descendente

g

R

pra ; na

gS

gT

lfs

prd ; nT


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a

raa

n

p

n

c)(

fs

TS

ra

fs

TSrard

l

ggL

gLpl

gggpp

com

d

ra

d

rdd

ngLp

np

nc )(

1

11 )()(

//

1

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1

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da

radraa

rada

da

ra

T

rdT

n

c

n

c

gLpnpn

gLpngLn

ngLn

gLp

n

p

n

c

Relao sinal-rudo no percurso ascendente:

Potncia de sinal recebido no percurso descendente:

Relao sinal-rudo no percurso descendente:

Relao sinal-rudo do sistema global:

g

R

pra

; na

gS

gT

lfs

p rd ; nT


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Nveis dePotncia de

SinalL ink Power Budget

Exemplo para umsatlite INTELSAT

Sada da Terra

Chegada

ao satlite

Sada do

satlite

Chegada Terra


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O Sistema de Comunicaes

O sistema de comunicaes acomponente principal de umsatlite de comunicaes aindaque possa no constituir a parcelamaior em termos de peso e

volume. O sistema de comunicaes

basicamente constitudo por umaou mais antenas e um conjunto dereceptores e emissores que

recebem, amplificam eretransmitem os sinais.

As unidades bsicas de recepo-emisso so conhecidas comotranspositores (transponders). INTELSAT V


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O Acesso Mltiplo

O acesso mltiplo corresponde possibilidade de um elevado nmero deestaes de Terra comunicarem simultaneamente atravs do mesmo satlite.

O acesso mltiplo influencia todos os blocos do sistema, determina a suacapacidade e flexibilidade e fundamental para o seu custo e rentabilidade.

O problema bsico em questo como permitir a um grupo varivel notempo de estaes o uso simultneo dos recursos do satlite de modo aoptimizar:

Capacidade do satlite

Utilizao do espectro

Potncia do satlite Interconectividade

Flexibilidade

Adaptabilidade a misturas de trfego

Custo

Aceitao do utente

Como a optimizao

simultnea de todas

estas variveis

impossvel, trata-se de

encontrar o

compromisso possvel

entre elas !


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Tcnicas de Acesso Mltiplo

O acesso mltiplo corresponde possibilidade de um elevado nmero deestaes de Terra comunicarem simultaneamente atravs do mesmo satlite.

Existem 3 tcnicas principais de acesso mltiplo:

Acesso mltiplo por diviso na frequncia (Frequency Division Multiple Access,FDMA)todas as estaes usam o satlite ao mesmo tempo mas cada uma usauma gama de frequncia diferente (comum em transmisso analgica).

Acesso mltiplo por diviso no tempo (Time Division Multiple Access, TDMA)as estaes transmitem vez (numa dada gama de frequncia) usando osslots no tempo que lhe foram atribudos (comum em transmisso digital).

Acesso mltiplo por diviso no cdigo (Code Division Multiple Access, CDMA)vrias estaes transmitem simultaneamente na mesma frequncia sinaisespalhados no espectro, codificados ortogonalmente; a recuperao de um

sinal implica o conhecimento do cdigo usado para espalhar o sinal no

espectro.


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FDMA


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TDMA


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CDMA


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CDMA (cont.)


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Notas finais

Os satlites tm vindo a assumir um papel cada vez mais variado emtermos de servios prestados, p.e. comunicaes fixas, mveis e dedifuso. Este papel tem variado ao longo do tempo e depender sempredas alternativas terrestres, guiadas ou no guiadas, que existirem em

cada momento (e das suas caractersticas). Os satlites permitem facilmente coberturas vastas e em zonas de

difcil acesso mas tm a desvantagem do atraso devido s grandesdistncias percorridas.

A tecnologia para lanamento de satlites cara e complexa masexistem cada vez mais pases capazes de o fazer.


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E no futuro ...

http://telecom.esa.int/telecom/www/object/index.cfm?fobjectid=29325


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Bibliografia

Principles of Communications Satellites, Gary D. Gordon,

Walter L. Morgan, John Wiley & Sons, 1993

Documents

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