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

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Presentazione sul tema: "Il sistema di alimentazione Dr. Emanuele Pace Marzo 2009 Corso di Tecnologie Spaziali – Lezione 8."— Transcript della presentazione:

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

2 E. Pace - Tecnologie Spaziali2 Cosè un sistema di alimentazione Il sistema di alimentazione di un satellite comprende lhardware 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.

3 E. Pace - Tecnologie Spaziali3 Fasi di ingegnerizzazione 1. 1.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 dellambiente ed effetti di degrado Aspetti di affidabilità e sicurezza 3. 3.Definizione dei budget medi e di picco della potenza richiesta in tutte le fasi della missione 4. 4.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.

4 E. Pace - Tecnologie Spaziali4 Produzione di potenza elettrica

5 E. Pace - Tecnologie Spaziali5 Sistema Power Supply (PS)

6 E. Pace - Tecnologie Spaziali6 Celle solari

7 E. Pace - Tecnologie Spaziali7 I-V characteristic

8 E. Pace - Tecnologie Spaziali8 Efficienza delle celle solari

9 E. Pace - Tecnologie Spaziali9 Danno equivalente Flusso su celle solari in silicio protette da 150 micron di vetro e su substrato molto spesso.

10 E. Pace - Tecnologie Spaziali10 Prestazioni delle celle solari

11 E. Pace - Tecnologie Spaziali11 Esempio Output richiesto dalle celle solari : EOL Satellite in orbita equatoriale a 1000 km per 5 anni Celle in silicio di spessore 0.15 mm Dalle figure precedenti: danno equivalenteda protoni 1.7 x e - /cm 2 /anno danno equivalenteda protoni 1.7 x e - /cm 2 /anno da elettroni 2.0 x e - /cm 2 /anno da elettroni 2.0 x e - /cm 2 /anno danno totale in 5 anni 8.6 x e - /cm 2 danno totale in 5 anni 8.6 x e - /cm 2 La potenza per unità di area è 11.5 mW/cm 2 Diminuzione del 10% da considerare nel dimensionamento del sistema

12 E. Pace - Tecnologie Spaziali12 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

13 E. Pace - Tecnologie Spaziali13 Pannelli solari

14 E. Pace - Tecnologie Spaziali14 Fuel cells

15 E. Pace - Tecnologie Spaziali15 Potenziale delle fuel cells

16 E. Pace - Tecnologie Spaziali16 Generatori a radioisotopi

17 E. Pace - Tecnologie Spaziali17 RTG su Voyager

18 E. Pace - Tecnologie Spaziali18 RTG su Galileo

19 E. Pace - Tecnologie Spaziali19 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).

20 E. Pace - Tecnologie Spaziali20 Batterie - cicli di carica e scarica

21 E. Pace - Tecnologie Spaziali21 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 sullaffidabilità Limiti sul peso delle batterie Ambiente di lancio ed operativo Richieste di assenza di campo magnetico Caratteristiche dipendenti dalla tecnologia, come ad esempio leffetto memoria per il tipo Ni-Cd.

22 E. Pace - Tecnologie Spaziali22 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-H 2 in serie.

23 E. Pace - Tecnologie Spaziali23 Tipi di bus

24 E. Pace - Tecnologie Spaziali24 Schema del sistema PS

25 E. Pace - Tecnologie Spaziali25 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

26 E. Pace - Tecnologie Spaziali26 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 l1 %, 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). Limita il peso dei cavi

27 E. Pace - Tecnologie Spaziali27 Efficienza del sistema PS

28 E. Pace - Tecnologie Spaziali28 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 larea dei loop di corrente e linduttanza 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. Linduttanza 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 fL induttanza dei cavi in H R resistenza dei cavi in Ω f frequenza di taglio in Hz

29 E. Pace - Tecnologie Spaziali29 Power Supply Low Voltage High Voltage Batteries LIDAR & IR camera CCU TCU Thermal control Lid mechanism PS control Telemetry Emergency Actuators Focal Surface Calibration Detectors MARS - ASIC Electronics Sources Detectors Trigger & DH Esempio: EUSO

30 E. Pace - Tecnologie Spaziali30 CAEN S9030 PS Module Input Voltage+15 V ÷ +20 V Output Voltages HVOUT: -900 V HV AUXOUT: +3.5 V ÷ +13 V (referred to HVOUT) Output Current8 mA maximum Output Power7 W maximum Output Ripple (Differential Mode) 200 mVpp (100 Hz to 15 MHz) Input Ripple 200 mVpp (input filtered by a 22 µH series inductor); measured according to MIL-STD-461 specifications Switching Frequency 140 KHz ÷ 160 KHz Sync Frequency170 KHz ÷ 220 KHz Line Regulation500 mV maximum Load Regulation10 V maximum HV OUT Temperature Drift 100 ppm/°C Radiation tolerance30 Krad Operating Temperature -20 ÷ +60 °C nominal PackagingPolyamide PCB (135.3 mm X 56.5 mm X 15 mm) Weight100 g

31 E. Pace - Tecnologie Spaziali31 Batterie

32 E. Pace - Tecnologie Spaziali32 Confronto tra batterie


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