Il sistema di alimentazione

Presentazione sul tema: "Il sistema di alimentazione"— Transcript della presentazione:

1 Il sistema di alimentazione
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
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5 Sistema Power Supply (PS)
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6 E. Pace - Tecnologie Spaziali
Celle solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

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

8 Efficienza delle celle solari
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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
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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

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Pannelli solari E. Pace - Tecnologie Spaziali

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Fuel cells E. Pace - Tecnologie Spaziali

15 Potenziale delle fuel cells
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16 Generatori a radioisotopi
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17 E. Pace - Tecnologie Spaziali
RTG su Voyager E. Pace - Tecnologie Spaziali

18 E. Pace - Tecnologie Spaziali
RTG su Galileo E. Pace - Tecnologie Spaziali

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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
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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 E. Pace - Tecnologie Spaziali
Tipi di bus E. Pace - Tecnologie Spaziali

24 E. Pace - Tecnologie Spaziali
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 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). Limita il peso dei cavi E. Pace - Tecnologie Spaziali

27 Efficienza del sistema PS
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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

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

30 Output Ripple (Differential Mode) Operating Temperature
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 Current 8 mA maximum Output Power 7 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 Frequency 170 KHz ÷ 220 KHz Line Regulation 500 mV maximum Load Regulation 10 V maximum HV OUT Temperature Drift 100 ppm/°C Radiation tolerance 30 Krad Operating Temperature -20 ÷ +60 °C nominal Packaging Polyamide PCB (135.3 mm X 56.5 mm X 15 mm) Weight 100 g E. Pace - Tecnologie Spaziali

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Batterie E. Pace - Tecnologie Spaziali

32 Confronto tra batterie
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