Progettazione del sistema di alimentazione del satellite AtmoCube

1. Progettazione del sistema di alimentazione del satellite AtmoCube Corso di laurea triennale in ingegneria elettronica applicata Università Degli Studi di Trieste Laureando: Niccolò de Milleri Relatore: Chiar.mo Prof. Sergio Carrato Anno accademico 2008/2009

2. Obiettivo Progettazione e realizzazione del sistema di alimentazione del satellite

3. Fasi del lavoro • Aggiornamento e valutazione dei lavori precedenti • Stesura del bilancio di potenza • Progettazione del sottosistema e delle diverse linee di alimentazione • Test in laboratorio • Celle solari • Integrato BQ24070 Power Manager

4. Power Budget • Requisiti di alimentazione dei diversi sottosistemi (OBR, OBDH, Payload 1 e 2) • Calcolo su Matlab dei consumi giornalieri • Simulazione dei tempi d’accesso e di attesa dell’OBR con STK 6 • Attese: da 1,5 a 13 ore • Accessi: medio 8 minuti, massimo 13 minuti

5. Consumi giornalieri

6. Consumi caso peggiore

7. Energia a disposizione • Calcolo dell’energia erogabile dai pannelli molto complessa (tempi di illuminazione, area esposta, ecc.) • Simulazione tramite solar panel tool di STK • Calcolo della potenza istantanea (campioni ogni 90 s) per tutto il primo anno di vita • Formula P = n · I · S · Psun

8. Modello grafico di AtmoCube • Creazione di un modello grafico del satellite in linguaggio mdl Agi (file di testo) • Dichiarazione vettoriale delle superfici, dimensioni esatte, testure, e caratteristiche salienti dei pannelli: efficienza ed area.

9. Grafico potenza istantanea

10. Energia disponibile • Elaborazione dei dati di potenza (più di 350000 campioni) tramite Matlab • Divisione per giorni (365) ed integrazione rispetto al tempo: energia giornaliera • Media: 28, 9 W· h • Massimo: 38, 2 W· h • Minimo: 19, 5 W· h

11. Energia dei primi 365 giorni

12. Deficit energetico • Confronto energia disponibile - consumi : • Caso peggiore: 19,5 - 45,8 Wh • Caso medio: 28,9 – 38 Wh • Deficit energetico! • Tenere ben presente durante progettazione: sarà il principale vincolo per l’EPS • Energia disponibile allo stato del progetto non può essere modificata, i consumi tendono a crescere

13. Dimensionamento accumulatori • Energia immagazzinabile: 70200 J • Energia per eclissi lunga: 8268 J • Accumulatori sovrabbondanti? • Sì, ma tempo di vita: • Riduzione capacità del 30% dopo 500 cicli di carica-scarica • Considero ogni periodo orbitale (103 min) come un ciclo di carica- scarica • 1500 cicli = 107 giorni -> capacità ridotta del 90% • Inoltre incognita temperatura: non sono celle per impieghi spaziali

14. Pannelli solari • Modello TASC della Spectrolab • Tripla giunzione (GaInP2, GaAs e Ge) • Area 2,3 cm2 • Efficienza dichiarata 27% • Forma triangolare -> messi in serie a coppie formano un pannellino rettangolare

15. Due celle accoppiate

16. Test delle celle solari • 400 pezzi a disposizione • Per AtmoCube verranno usati poco meno di un centinaio • Laboratorio Optical Manipulation presso il TASC (Elettra) • Misure su ciascun pannello di: • efficienza • caratteristica tensione-corrente • potenza

17. Simulatore di spettro solare • Simulatore modello Sun 2000 della Abet technologies • Lampada ad arco al mercurio-xeno • Fascio luminoso uniforme di 5x5 cm2 • Scelto lo spettro della radiazione a terra con la potenza della luce extraterrestre 1348 W/m2

18. Spettri ottenibili

19. Risultati • Scelti i migliori 100 componenti in base all’efficienza misurata • Efficienza media dei cento migliori pezzi pari a 21,2 % (molto sotto le aspettative) • Selezione del punto di lavoro ottimo (di massima potenza) in base alla caratteristica tensione-potenza. Intorno ai 2,1-2,2 Volt • Pulitura in camera bianca

20. Caratt. tensione-potenza

21. Caratt. Tensione-corrente

22. Progettazione

23. Gestione della potenza Tre problemi fondamentali: • Ricarica della batteria Li-Ion • Gestione di due sorgenti di potenza • Batteria (accumulatore) • Pannelli solari (potenza limitata) • Corretta distribuzione della potenza elettrica soddisfacendo i requisiti dei sottosistemi

24. Gestione della potenza: Proposta 1 • Pannelli alimentano il satellite e ricaricano le batterie durante illuminazione • Batterie alimentano solo durante eclissi • Ottimo ma... • Potenza a disposizione sicuramente insufficiente vedi Power budget • Pannelli da soli non sostengono le potenze richieste dal Power Amplifier (mai) alimentazione non deve essere affidata ai pannelli da soli vedi simulazioni potenza generata dai pannelli

25. Gestione della potenza: Proposta 2 • Accumulatore alimenta durante tutto il tempo, pannelli utilizzati solo per la ricarica, necessario charging monitor • Problemi gravi • Gestione eclissi • Degrado batteria • Spreco potenza • Soluzione al 1o : • Soglie per la ricarica della batteria

26. Gestione della potenza: Proposta 3 • Soluzione ibrida • Illuminazione: alimentazione affidata congiuntamente a pannelli solari e batteria (batteria complementa) • soglia per fermare il contributo della batteria ed essere pronti ad affrontare eclissi sempre • Ricarica della batteria indipendente e “ogni volta che si può”

27. Proposta 3 • Evidenti vantaggi: • Riesco a sostenere PA • Utilizzo sempre tutta la potenza • Utilizzo solo quando strettamente necessario della batteria • Avvio del sistema anche con batteria completamente scarica => eliminazione circuito charge monitor

28. Tutto molto bello, ma come realizzare un sistema del genere?

29. Soluzione: TI BQ24070 • Dopo aver individuato tutte le precedenti richieste è stato trovato l'IC BQ24070 della Texas • Specializzato nel “power management” di sistemi con sorgente in continua limitata in potenza e singola batteria Li-Ion • Gestione indipendente della ricarica • Uscita regolata a 4,4 volt o tensione di batteria • Gestione automatica dell’alimentazione da sorgente continua (priorità) o se assente da batteria • Ma soprattutto...

30. BQ24070: battery supplement mode • Se richiesta eccessiva di potenza istantanea si fa intervenire la batteria per complementare la potenza fornita dai pannelli. Se invece la sorgente ce la fa ricarico l'accumulatore (“ogni volta che si può”) • Priorità al carico

32. Linee di alimentazione • Sulla base della tensione fornita dal manager di potenza (BQ24070) pari a 4,4 V o a tensione di batteria si diramano le diverse linee di alimentazione (conversione DC/DC) • Parte su tesi precedente di B. Pendalo • Riporto solo le linee cambiate o aggiunte rispetto al lavoro esistente

33. Alimentazione Power Amplifier • Tensione richiesta: 6 Volt • Corrente max richiesta: 1,5 A Integrato MAX1771, regolatore step-up di potenza • Verrà utilizzato anche per alimentare sottosistema di controllo dell’assetto di volo (spira magnetica) quando il PA è inattivo

34. MAX1771 • Sostiene 24 W di potenza in uscita e fino a 2 A • Tensione d’uscita regolabile con partitore resistivo • Efficienza 90 % • Svantaggio: path diretto ingresso-uscita

35. Alimentazione LNA • Tensione richiesta: 5 V • Corrente massima: 27 mA LTC1516 della Linear: convertitore step up di tipo charge pump inductorless • Semplice e versatile -----> • Efficienza > 80% • Transitorio Vout accensione ~ 1 ms

36. Alimentazione Camera a deriva • Tensione richiesta: -600 V • Corrente: 60 uA Integrato 5AV600 della picoelectronics • Massa < 5 g • Potenza d’uscita 1,25 W • Semplice quadripolo Svantaggi: • No piedino shut down • Tensione di ingresso richiesta: 5 V • Ricavata dalla linea del payload 2

37. Linea a 3,3 V • Serve tutti i sottosistemi • Spezzata in tre linee per ridondanza ed a causa delle tempistiche diverse dei sottosistemi • Alimentazione OBDH & HK e GPS (payload 2) • Alimentazione OBR • Ricetrasmettitore a bassa potenza • Il circuito di misura della potenza emessa dal Tx • I commutatori d’antenna e del modem • Alimentazione FPGA della Camera a deriva • Richiesta: step up-down (3,3 V a volte sopra a volte sotto Vin )

38. Alimentazione OBR ed FPGA (due linee diverse) LTC3204-3.3: step up-down inductorless • Semplice circuito esterno • Corrente massima 50 mA • Transitori tensione d’uscita < ms

40. In più: • Aggiunte simulazioni Spice del funzionamento generale per le linee e dei transitori di accensione • Applicazione delle regole di derating consigliate dall’ESA per le applicazioni spaziali nella scelta dei componenti

41. Test del BQ24070 • Utilizzazione dell’EVB della Texas • Test del funzionamento generale e caratterizzazione • Misura delle grandezze Vin Iin Vout Iout Vbat Ibat al variare di Iin (da 0 a 0,4 A) ed al variare del carico cioè Iout (da 0 a 1,6 A) per diverse situazioni della carica della batteria cioè Vbat (completamente carica, carica e scarica) • Tensione in ingresso max 4,4 V e corrente in ingresso max pari a 0,4 A (come i pannelli) • Primo test per le batterie • Carico programmabile

42. Test del BQ24070 (2) Erogazione di alte potenze senza problemi e comportamento ottimo a parte: • Assicurare tensione maggiore di quella di batteria in ingresso altrimenti carica della batteria si ferma (ovviamente) • Protezioni al cortocircuito non scattano correttamente (Vout<<Vbat – 200 mV)

43. Banco di lavoro

44. Grazie per l’attenzione FINE