Il sistema di alimentazione

1. Corso di Tecnologie Spaziali – Lezione 8 Il sistema di alimentazione Dr. Emanuele Pace Marzo 2009

2. Cos’è un sistema di alimentazione Il sistema di alimentazione di un satellite comprende l’hardware e il software usato per generare, accumulare, condizionare e distribuire la potenza elettrica richiesta dal carico del satellite e quantificata. Questa funzione deve essere assolta durante tutta la durata della missione in presenza di qualsiasi ambiente incontrato. E. Pace - Tecnologie Spaziali

3. Fasi di ingegnerizzazione • Analisi del profilo di potenza elettrica richiesta dai sotto-sistemi e dal payload per tutta la durata della missione. • Analisi della richiesta di energia in tutte le fasi della missione, considerando • Aumenti e picchi di potenza • Distanza Sole – Sonda • Durata dei periodi di Sole e di eclisse, • Angolo rispetto al Sole, • Accuratezza del puntamento, • Temperatura dell’ambiente ed effetti di degrado • Aspetti di affidabilità e sicurezza • Definizione dei budget medi e di picco della potenza richiesta in tutte le fasi della missione • Definizione del margine di potenza disponibile al lancio (> 5%). Il margine minimo si definisce con una sola fila della matrice di celle solari ed una cella di batteria non funzionanti al termine della vita prevista per il satellite. E. Pace - Tecnologie Spaziali

4. Produzione di potenza elettrica E. Pace - Tecnologie Spaziali

5. Sistema Power Supply (PS) E. Pace - Tecnologie Spaziali

6. Celle solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

7. I-V characteristic E. Pace - Tecnologie Spaziali

8. Efficienza delle celle solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

9. Danno equivalente Flusso su celle solari in silicio protette da 150 micron di vetro e su substrato molto spesso. E. Pace - Tecnologie Spaziali

10. Prestazioni delle celle solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

11. Esempio Output richiesto dalle celle solari : 1kW @ EOL Satellite in orbita equatoriale a 1000 km per 5 anni Celle in silicio di spessore 0.15 mm Dalle figure precedenti: danno equivalente da protoni 1.7 x 1014 e-/cm2/anno da elettroni 2.0 x 1012 e-/cm2/anno danno totale in 5 anni 8.6 x 1014 e-/cm2 La potenza per unità di area è 11.5 mW/cm2 Diminuzione del 10% da considerare nel dimensionamento del sistema E. Pace - Tecnologie Spaziali

12. Test di qualifica delle celle solari • Ispezione visiva • Dimensioni e peso • Prestazioni elettriche • Coefficienti di temperatura • Risposta spettrale • Dati termo-ottici • Cicli termici • Temperatura ed umidità • Adesione del coating anti-riflesso • Adesione dei contatti e delle interconnessioni • Uniformità dei contatti • Irraggiamento con protoni o elettroni (prestazioni EOL) • Irraggiamento con fotoni; • Conducibilità della superficie di copertura in vetro • Caratteristica I –V inversa E. Pace - Tecnologie Spaziali

13. Pannelli solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

14. Fuel cells E. Pace - Tecnologie Spaziali

15. Potenziale delle fuel cells E. Pace - Tecnologie Spaziali

16. Generatori a radioisotopi E. Pace - Tecnologie Spaziali

17. RTG su Voyager E. Pace - Tecnologie Spaziali

18. RTG su Galileo E. Pace - Tecnologie Spaziali

19. Batterie • Si definisce batteria un numero di celle di accumulazione che hanno in comune un alloggiamento meccanico e termico. • Le batterie possono essere collegate in parallelo per aumentare la capacità in ampere-ora o in serie per aumentare la tensione generata. • La profondità di scarica (DOD, depth of discharge) di una batteria è definita come la quantità di ampere-ora utilizzati rispetto ad una batteria completamente carica e si esprime come percentuale della capacità dichiarata. • Il rapporto di ricarica o fattore k si definisce come gli ampere-ora caricati diviso gli ampere-ora scaricati in precedenza. • Le batterie sono inserite per fornire potenza al satellite durante le fasi di lancio e tutte le perdite di energia solare previste durante la missione, incluse quelle dovute a guasti (ad esempio guasto del sistema di puntamento o del controllo degli attuatori). E. Pace - Tecnologie Spaziali

20. Batterie - cicli di carica e scarica E. Pace - Tecnologie Spaziali

21. Requisiti per le batterie Le considerazioni che inducono alla scelta di una particolare tecnologia per le batterie da usare e il DOD da applicare includono: • Requisiti per i cicli di carica/scarica • Disponibilità di dati di volo/test • Requisiti sull’affidabilità • Limiti sul peso delle batterie • Ambiente di lancio ed operativo • Richieste di assenza di campo magnetico • Caratteristiche dipendenti dalla tecnologia, come ad esempio l’effetto memoria per il tipo Ni-Cd. E. Pace - Tecnologie Spaziali

22. Dipendenza dalla temperatura Il progetto termico delle batterie deve tenere conto di: • Temperatura massima e minima delle celle durante i cicli operativi previsti; • Gradienti di temperatura massimi permessi tra le differenti parti della stessa cella e fra due celle in una batteria; • Calore istantaneo prodotto nella cella e dispositivi di protezione durante tutte le fasi della missione; • Raccomandazioni del costruttore per i valori di temperatura e dei gradienti di temperatura da applicare; • Se le batterie sono connesse in serie o in parallelo, la massima differenza di temperatura tra le parti della batteria non deve superare i valori raccomandati, come ad esempio 3°C per le batterie Ni-Cd in parallelo e 5°C per le batterie Ni-H2 in serie. E. Pace - Tecnologie Spaziali

23. Tipi di bus E. Pace - Tecnologie Spaziali

24. Schema del sistema PS E. Pace - Tecnologie Spaziali

25. Valutazione del power output • Caratteristica I-V a BOL e EOL; • Punto di lavoro della potenza operativa versus la massima • Diodi di blocco della tensione diretta alla corrente operativa e alla temperatura più bassa • Fattore di perdita a BOL (cioé calibrazione, effetti stagionali, cella standard) e EOL (inclusa tempo di vita e irraggiamento) • Resistenza elettrica della distribuzione (inclusi cablaggi, connettori and circuiti di stand-by); • Fenomeni di shadowing and hot spot • Nessuna perdita di potenza in caso di corto – circuito (circuiti di protezione) • Assenza di perdite di potenza equivalenti a due corto –circuiti dovuti a due file di celle per pannello E. Pace - Tecnologie Spaziali

26. Limita il peso dei cavi Standard da applicare al bus PS • Bus di tensioni costanti giorno e notte: • 28 V per potenze fino a 1,5 kW • 50 V per potenze fino a 8 kW • 100 V e 120 V per potenze maggiori • Valori nominali del regolatore principale in condizioni stazionarie entro ± 0,5 % • Per transienti di carico fino al 50 % del carico nominale i transienti sul bus non devono superare l’1 %, le tensioni del bus devono rimanere entro il 5 % del valore nominale. In caso di rottura del fusibile, il riavvio del sistema non deve provocare un overshoot maggiore del 5 % del valore nominale del bus. • Valore del ripple di tensione inferiore al 0,5 % picco-picco della tensione nominale del bus. • Spikes di tensione relativi alle commutazioni inferiori al 2 % picco-picco della tensione nominale del bus (misurata con un oscilloscopio analogico con banda-passante minima di 50 MHz minimum o con un oscilloscopio digitale che offra prestazioni equivalenti o migliori). E. Pace - Tecnologie Spaziali

27. Efficienza del sistema PS E. Pace - Tecnologie Spaziali

28. Cablaggio Anche il cablaggio del sistema PS deve soddisfare una serie di condizioni e di specifiche • Nessuna parte del cablaggio deve essere usata come supporto meccanico. • La trasmissione di potenza deve avvenire mediante cavi “twisted” con il proprio ritorno per minimizzare l’area dei loop di corrente e l’induttanza parassita dei cablaggi. Nel caso che il ritorno avvenga attraverso la struttura, i cavi di tensione devono passare in prossimità dei piani di massa. • La distribuzione di potenza deve essere protetta in modo che sovra-correnti nei cavi non posano provocare interruzioni su altri cavi. • L’induttanza dei cavi per un bus regolato, dal nodo di distribuzione al carico deve essere tale che la frequenza di taglio sia almeno 5 kHz: L < R/ 2f L induttanza dei cavi in H R resistenza dei cavi in Ω f frequenza di taglio in Hz E. Pace - Tecnologie Spaziali

29. Power Supply Detectors Sources Low Voltage High Voltage Batteries CCU TCU Thermal control PS control Lid mechanism Emergency Actuators Focal Surface Calibration Detectors MARS - ASIC Electronics Telemetry Trigger & DH LIDAR & IR camera Esempio: EUSO E. Pace - Tecnologie Spaziali

30. CAEN S9030 PS Module E. Pace - Tecnologie Spaziali

31. Batterie E. Pace - Tecnologie Spaziali

32. Confronto tra batterie E. Pace - Tecnologie Spaziali