progetto del sistema di potenza elettrica del microsatellite

XVIII CONGRESSO NAZIONALE AIDAA
19-22 settembre 2005
VOLTERRA (PI)
PROGETTO DEL SISTEMA DI POTENZA ELETTRICA DEL
MICROSATELLITE PALAMEDE
F.MALNATI, M.PESCO, F.BERNELLI-ZAZZERA
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale, Politecnico di Milano, Milano
SOMMARIO
Palamede è un microsatellite progettato dagli studenti del Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del
“Politecnico di Milano”, che sarà lanciato in un orbita bassa terrestre eliosincrona. I suoi obiettivi principali
sono: osservare la Terra mediante una CCD camera e valutare un nuovo tipo di cella solare a tripla giunzione. E’
stato costruito utilizzando componenti sia terrestri sia qualificati per lo spazio, preferendo i primi quando
possibile. Di conseguenza, un fine secondario è stato valutare la possibilità dell’utilizzo di componenti comuni
terrestri in applicazioni spaziali a basso costo. Inoltre, questo progetto è un’importante ed eccitante esperienza di
studio per gli studenti coinvolti. Il Sistema di Potenza Elettrica (EPS) di Palamede è stato progettato da zero al
fine di soddisfare un insieme di specifiche di sistema ed è costituito da cinque pannelli solari body-mounted, una
batteria agli ioni di litio (Li-Ion), un caricabatteria, ed un convertitore DC-DC. I pannelli solari sono stati
progettati e realizzati con due tipi di celle solari: quattro di questi (pannelli LAT) sono stati costruiti con celle
solari a tripla giunzione qualificate per lo spazio, mentre l’ultimo pannello (pannello TOP) è stato costruito con
un nuovo tipo di cella solare che non ha mai volato. La batteria è stata progettata utilizzando celle Li-Ion
commerciali, selezionate per il loro minor peso, per l’alta densità di potenza e per il maggiore numero di cicli di
carica e scarica ottenibili. Questa scelta ha richiesto il progetto e lo sviluppo di un caricabatteria specifico.
L’architettura dell’EPS è non regolata al fine di ridurre la massa e la complessità del sistema. Fra il main bus non
regolato e i carichi è collocato un convertitore DC-DC terrestre, costruito nello standard industriale PC-104, che
regola la tensione del bus al fine di soddisfare le specifiche sulle tensioni di alimentazione dei carichi. L’EPS
deve garantire durante tutta la durata della missione, tutta la potenza richiesta dai carichi durante l’esposizione al
Sole e nella fase di eclissi. La telemetria conterrà i dati sul comportamento dell’EPS con particolare attenzione al
pannello solare TOP (potenza in uscita e temperatura) e alla batteria agli ioni di litio.
ABSTRACT
Palamede is a microsatellite designed by students of Aerospace Engineering Department of “Politecnico di
Milano”. It will be launched into a sun-synchronous low earth orbit. The main scientific purposes are observing
the Earth with a CCD camera and testing a new type of triple junction solar cell. It is built using both terrestrial
and space-qualified components, preferring the first one if possible. As a consequence, a secondary purpose is
testing the possibility of using common terrestrial components in low-cost space applications. In addition, this
project is an important and exciting training experience for involved students. The Electrical Power System
(EPS) of Palamede has been designed from scratch in order to satisfy a set of system specifications and it is
composed of five body-mounted solar arrays, a Li-Ion battery, a battery charge regulator and a DC-DC
converter. The Solar Arrays were designed and realized with two different kinds of solar cells: four solar arrays
are made by triple junction space-qualified cells but the last one (top panel) is built with a new kind of triple
junction solar cell that has never flown. The battery is designed using Li-Ion commercial cells, selected for their
light-weight, higher power-density and high cycling capacity. This choice has required designing and developing
a specific battery charge regulator. The EPS architecture is a non regulated one, in order to reduce mass and
complexity. Between the non regulated bus and loads there is a terrestrial DC-DC converter, built in the PC-104
industrial standard, which regulates the bus voltage in order to satisfy loads input voltage specifications. The
EPS must provide, during all mission time, all power required by loads during the sunlight and eclipse phase.
The telemetry will contain data about the behavior of EPS with particular attention to the top panel (power
output and temperature) and Li-Ion battery.
1. INTRODUZIONE
Dal 1997 è attivo, in seno al Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale del Politecnico di Milano, un programma
scientifico e educativo, che si propone di progettare e realizzare un microsatellite terrestre di nome Palamede. La
maggior parte delle fasi di progetto e della realizzazione di questo microsatellite sono state affidate fin dall’inizio
agli studenti afferenti al dipartimento, che in questo modo hanno avuto la possibilità di mettere in pratica le
conoscenze teoriche apprese. Le specifiche di progetto di Palamede impongono che esso sia progettato in modo
da essere facilmente riutilizzabile per diversi carichi paganti e da utilizzare, quando possibile, componenti
commerciali non qualificati per l’uso spaziale, in inglese Common Off-The-Shelf (COTS) components. Il
programma Palamede si inquadra, quindi, nella continua ricerca del mondo scientifico aerospaziale di rendere il
costo di accesso allo spazio il più basso possibile, anche in considerazione del fatto che oggi sono disponibili
soluzioni di lancio, come carico pagante secondario, relativamente economiche e che possono essere sfruttate
ogni volta che le specifiche di missione possono tollerare alcune limitazioni sulle orbite accessibili, sul peso e sul
volume al lancio.
1.1 Il satellite Palamede
Palamede è un microsatellite di circa 30 Kg di forma cubica di lato 40 cm, che sarà posizionato, dal lanciatore
DNEPR, in un’orbita bassa eliosincrona di quota compresa fra 490 e 650 Km, di inclinazione intorno ai 98 gradi
e la cui ora locale del nodo ascendente sarà pari alle 11.25 AM. In tale orbita esso sarà quindi sottoposto ad un
lungo periodo di eclissi di circa 35 minuti. Cinque delle sue sei facce sono ricoperte da pannelli solari bodymounted, mentre la sesta faccia (base plate) alloggia il payload, le antenne e l’interfaccia con il lanciatore.
L’assetto è acquisito da un sistema sei sensori di sole e un magnetometro a tre assi ed è controllato mediante
attuatori magnetici. Per il dimensionamento dell’EPS è stato considerato un assetto nominale nadir pointing che
permette alla CCD camera di puntare la Terra. Infatti, l’obiettivo principale di Palamede è fotografare la
superficie terrestre ed inviare alla stazione di Terra le fotografie giudicate migliori da un opportuno algoritmo
sviluppato appositamente per la missione Palamede. Inoltre, durante la missione si dovrà verificare un nuovo
tipo di cella solare a tripla giunzione costruita per uso spaziale, ma che non ha mai volato e valutare il
comportamento dei componenti commerciali con cui è stata costruita la maggior parte dei sottosistemi del
microsatellite con particolare attenzione al comportamento della batteria agli ioni di litio. La durata prevista per
la missione Palamede è un anno.
2. IL SISTEMA POTENZA ELETTRICA DI PALAMEDE
Il sistema Potenza Elettrica (Electrical Power System, EPS) è sicuramente uno dei sistemi vitali del
microsatellite Palamede. Le sue funzioni principali sono la produzione, l’accumulo e il condizionamento
dell’energia elettrica necessaria al funzionamento di ogni componente elettrico ed elettronico del microsatellite.
Tutta la produzione dell’energia è ottenuta mediante cinque pannelli solari fotovoltaici, mentre per garantire il
funzionamento di tutti i sottosistemi anche durante il lungo periodo di eclissi (circa un terzo dell’orbita) è stato
previsto un sistema di accumulo di energia, costituito da una batteria agli ioni di litio e da un caricabatteria, in
grado anche di fornire energia durante la fase di esposizione al sole, quando la potenza fornita dai pannelli solari
non è sufficiente a soddisfare le richieste delle utenze. L’energia è successivamente condizionata mediante un
convertitore DC-DC [7], che fornisce le tensioni stabilizzate (+5V, +12V e -12V) richieste dalle utenze di
Palamede. Complessivamente l’EPS è rappresentato dallo schema di Figura 1, dove si può notare che si è
adottato un interruttore di separazione (separation switch) per disinserire le utenze dall’EPS durante la fase di
lancio. Inoltre, sono state previste due linee di alimentazione esterna: una per caricare la batteria prima del lancio
ed una per alimentare le utenze mediante l’EGSE (Electrical and Electronical Ground Support Equipment),
escludendo l’EPS. In Tabella I sono elencate per sottosistema tutte le utenze che l’EPS è tenuto ad alimentare.
2.1. Il bilancio di energia del microsatellite Palamede
Il dimensionamento dell’EPS di Palamede ha richiesto la compilazione di un bilancio fra l’energia prodotta dai
pannelli solari e quella dissipata dalle utenze elettriche. Inizialmente questo è stato redatto utilizzando i metodi
esposti da Larson e Wertz [1], che successivamente sono stati modificati in modo da tenere conto anche dei
diversi modi operativi del satellite al fine di evidenziare eventuali picchi di assorbimento delle utenze. Si è visto,
infatti, che esistono picchi rilevanti di assorbimento nelle fasi di trasmissione e di acquisizione ma, sebbene i
pannelli in questi istanti di maggiore assorbimento non siano in grado di erogare tale potenza, la missione è
comunque realizzabile grazie all’intervento della batteria. Inoltre, i vincoli di progetto dei pannelli solari,
descritti più avanti, e quelli derivanti dai sottosistemi già realizzati giustificano ancora questo diverso approccio
al bilancio di energia, che permette di avere una visione più chiara di come si comportano da un punto di vista
energetico tutti i sottosistemi durante i modi operativi previsti. Queste considerazioni hanno portato alla scrittura
del bilancio rappresentato in Tabella II, nel quale si è determinata la dissipazione energetica di ogni utenza
durante le modalità di funzionamento scelte per soddisfare le specifiche di missione, che impongono che
Palamede acquisisca in un’orbita una o più immagini, trasmetta a terra la telemetria e le foto migliori e controlli
l’assetto. Come si vede dal bilancio redatto, durante un’orbita operativa si dissipano 24.46 Wh con una potenza
media di 15.02 W. Durante un anno di missione i pannelli solari progettati rendono disponibili in media circa 18
W e, di conseguenza, l’energia a disposizione per un’orbita è 29.32 Wh. Alla fine di un orbita la batteria ha,
pertanto, lo stato di carica iniziale. Modificando le durate delle fasi di trasmissione e acquisizione ciò potrebbe
non avvenire. In tal caso un’orbita operativa dovrebbe essere seguita da orbite a consumi ridotti, dove solo i
sistemi di sopravvivenza e la trasmissione della telemetria sono abilitati al funzionamento, fino alla completa
ricarica della batteria.
Interruttore di separazione
Convertitore DC-DC
Utenze +5 V
Caricabatteria
(BCR)
Utenze +12 V
Utenze -12 V
Pannelli solari
+
-
Ingresso di
alimentazione al
lancio
+18 V
Batteria Li-Ion
14.4 V
+
-
Ingresso di
alimentazione
da EGSE
+18 V
Figura 1: Schema dell’EPS di Palamede
Sottosistema
Elaborazione dati di bordo
(OBDH)
Trasmissione & Telecomandi (TM/TC)
Determinazione e controllo d’assetto
(ADCS)
Potenza elettrica
(EPS)
Carico pagante
(P/L)
Utenza
Scheda computer & disco flash
Scheda di acquisizione
Scheda relè
Scheda sensori
Trasmettitore Orbcomm
Magnetometro
Bobine magnetiche
Scheda gestione bobine
Convertitore DC-DC
Caricabatteria (BCR)
Ricevitore GPS
CCD Camera
Scheda di acquisizione video
Tabella I: Utenze dell’EPS di Palamede
Rif.
[8,9]
[10]
[11]
[5]
[12]
[13]
[7]
[14]
[15]
[16]
Utenze disattivabili
Utenze sempre accese
V
[V]
I
[mA]
P
[W]
OBDH - PC104
CPU Board (100MHz, 32Mb Ram)
5
928
4.64
Flash Disk
5
40
0.20
Acquisition Board
5
410
2.05
Relay Board (Only Board)
5
100
0.50
Sensor Board
12
100
1.20
Frame Grabber (standby)
5
200
1.00
TM/TC
Orbcomm SC (Sleep)
12
0.05 0.00
ADCS
Magnetometer
12
42
0.50
EPS
DC-DC Converter
eta= 77%
Totali
EPS
Relay BCR (Norm. Chiuso)
5
20
0.10
DC-DC Converter
eta= 77%
Totale EPS
TM/TC
Mail Housekeeping
Mail Fotografie
1
Durata picco trasmissione [s]
Mail per fotografia
150
Orbite operative necessarie
30
Orbcomm SC (Standby)
12
80
0.96
Orbcomm SC (TM)
12
2000 24.00
Totale TM/TC
ADCS
Magnetic Torquer (3x)
12
93
3.36
Magnetic Torquer Driver (MTD)
12
21
0.25
Relay MTD (Norm. Chiuso)
5
20
0.10
Totale ADCS
PAYLOAD
GPS (Receiver + Antenna)
5
420
2.10
Relay GPS (Norm. Aperto)
5
20
0.10
CCD (Camera)
12
100
1.20
Relay CCD (Norm. Aperto)
5
20
0.10
Frame Grabber (acquisition)
5
300
1.50
Totale PAYLOAD
Totale utenze (valori medi per fase)
Richieste energetiche medie per orbita
Energia prodotta (linea Solar Array)
BCR energia in
BCR dissipation
Battery dissipation
Batteria energia in
PSA =
18
ESA = 29.32
eta=
eta=
90%
85%
Durata picco di potenza [min]
Energia prodotta (linea batteria)
Diode loss
Batteria energia out
Bilancio batteria
eta=
95%
Modo Nominale
54.8%
Modo Trasmissione
5.0%
Modo Acquisizione
4.0%
Modo Eclisse
Durata fase orbita [min]
Durata fase orbita [min]
Durata fase orbita [min]
Durata
[min]
Pmax
[W]
Pmedia
[W]
D/C
Durata
[min]
Pmax
[W]
Pmedia
[W]
3.91
Emedia
[Wh]
Durata fase orbita [min]
D/C
4.89
Emedia
[Wh]
36.2%
D/C
Durata
[min]
Pmax
[W]
Pmedia
[W]
35.38
Emedia
[Wh]
D/C
Durata
[min]
Pmax
[W]
Pmedia
[W]
53.55
Emedia
[Wh]
90%
90%
100%
100%
100%
100%
48.20
48.20
53.55
53.55
53.55
53.55
4.64
0.20
2.05
0.50
1.20
1.00
4.18
0.18
2.05
0.50
1.20
1.00
3.73
0.16
1.83
0.45
1.07
0.89
90%
90%
100%
100%
100%
100%
48.20
48.20
53.55
53.55
53.55
53.55
4.64
0.20
2.05
0.50
1.20
1.00
4.18
0.18
2.05
0.50
1.20
1.00
0.34
0.01
0.17
0.04
0.10
0.08
90%
90%
100%
100%
100%
50%
48.20
48.20
53.55
53.55
53.55
26.78
4.64
0.20
2.05
0.50
1.20
1.00
4.18
0.18
2.05
0.50
1.20
0.50
0.27
0.01
0.13
0.03
0.08
0.03
80%
80%
100%
100%
100%
100%
42.84
42.84
53.55
53.55
53.55
53.55
4.64
0.20
2.05
0.50
1.20
1.00
3.71
0.16
2.05
0.50
1.20
1.00
2.19
0.09
1.21
0.29
0.71
0.59
100%
53.55
0.00
0.00
0.00
100%
53.55
0.00
0.00
0.00
100%
53.55
0.00
0.00
0.00
100%
53.55
0.00
0.00
0.00
100%
53.55
0.50
0.50
0.45
100%
53.55
0.50
0.50
0.04
100%
53.55
0.50
0.50
0.03
100%
53.55
0.50
0.50
0.29
100%
53.55
2.32
12.41
2.21
11.82
1.97
10.55
100%
53.55
2.32
12.41
2.21
11.82
0.18
0.96
100%
53.55
2.32
12.41
2.09
11.20
0.14
0.73
100%
53.55
2.32
12.41
2.10
11.22
1.24
6.62
0.00%
100%
0.00
53.55
0.10
0.85
0.95
0.00
0.59
0.59
0.00
0.52
0.52
8.53%
100%
0.42
4.89
0.10
6.59
6.69
0.01
1.26
1.26
0.00
0.10
0.10
50.00%
100%
1.95
53.55
0.10
1.43
1.53
0.05
1.13
1.13
0.00
0.07
0.07
0.00%
100%
0.00
53.55
0.10
0.85
0.95
0.00
0.59
0.59
0.00
0.35
0.35
70%
70%
30%
37.49
37.49
16.07
3.36
0.25
0.10
3.61
2.35
0.18
0.03
2.56
0.15
0.01
0.00
0.17
70%
70%
30%
37.49
37.49
16.07
3.36
0.25
0.10
3.61
2.35
0.18
0.03
2.56
1.39
0.10
0.02
1.51
50%
50%
40%
40%
50%
0.00
0.00
0.00
0.00
0.00
2.10
1.05
0.07
0.10
0.05
0.00
1.20
0.48
0.03
0.10
0.04
0.00
1.50
0.75
0.05
2.50
2.37
0.15
20.05
17.26
1.12
Energia media [Wh]
16.97
14.37
24.46
8.47
20
5
TMtime
70%
70%
30%
37.49
37.49
16.07
3.36
0.25
0.10
3.61
2.35
0.18
0.03
2.56
2.10
0.16
0.03
2.28
16.97
14.96
13.35
Potenza media [W]
ESA =
25.18
0.42 min
91.47%
8.53%
4.47
0.42
0.96
24.00
24.96
0.88
2.05
2.92
0.07
0.17
0.24
70%
70%
30%
37.49
37.49
16.07
3.36
0.25
0.10
3.61
2.35
0.18
0.03
2.56
0.19
0.01
0.00
0.21
47.68
18.56
15.02
ESA =
1.51
2.30
ESA =
1.84
ESA =
0.00
11.83
1.18
1.60
9.05
0.79
0.08
0.11
0.60
0.71
0.07
0.10
0.55
0.00
0.00
0.00
0.00
0.00
1.22
1.95
0.00
0.00
0.00
0.00
0.38
0.02
0.40
0.56
0.03
0.59
8.47
0.41
8.88
Energia in [Wh]
10.20
Tabella II: Bilancio di potenza elettrica di Palamede
Energia out [Wh]
9.87
3. L’ARCHITETTURA DELL’EPS DI PALAMEDE
Il progetto dell’architettura dell’EPS di Palamede (Figura 1) ha voluto essere il più semplice e
contemporaneamente il più efficiente possibile. Rispetto ai progetti precedenti si è scelto di non adottare un bus
regolato a livello dei pannelli solari, ma di ottenere una regolazione centralizzata delle tensioni a livello delle
utenze mediante un convertitore DC-DC [7]. L’unico componente alimentato dal main bus non regolato è il
caricabatteria. Il punto critico di questa scelta è la possibilità di non avere a disposizione la massima potenza
producibile dai pannelli solari durante la fase di carica della batteria. Durante la scarica, invece, la tensione dei
pannelli solari è pari a quella della batteria, posta in parallelo, e la tensione nominale di questa ultima (14.4 V) è
stata scelta in modo da far lavorare il pannello solare vicino al suo punto di massima potenza. Come
conseguenza di questa scelta la tensione del main bus oscillerà fra un valore minimo, soglia di attivazione della
batteria, e uno massimo pari alla massima tensione dei pannelli solari (circa 20 V). Istantaneamente la tensione
del main bus dipenderà dall’entità del carico.
4. IL SISTEMA DI GENERAZIONE DI POTENZA
Per la generazione della potenza elettrica si è scelto di equipaggiare Palamede con un sistema di pannelli solari
fotovoltaici body-mounted. Complessivamente sono stati progettati e costruiti cinque pannelli di cui uno, come
già accennato, diverso dagli altri quattro. Il vincolo principale al progetto è stato l’area disponibile. Infatti ogni
substrato ha un’area massima di circa 1600 cm2 e delle aree di rispetto sulle quali non è possibile posizionare
celle solari. Pertanto, il progetto ha avuto come fine principale la costruzione di pannelli che potessero fornire la
massima potenza in funzione dell’area disponibile. Il progetto preliminare è stato svolto seguendo i metodi
descritti nei volumi editi da Rauschenbach [3,4] e, in particolare, per determinare la curva caratteristica I-V dei
pannelli solari, ovvero le sue prestazioni, si è partiti dalle caratteristiche delle celle solari nude e, per passi
successivi, si è traslata la curva di queste introducendo fattori di degrado opportuni per considerare le perdite
dovute alla costruzione del pannello. Lo stesso metodo ha permesso successivamente la determinazione delle
prestazioni a fine vita dei pannelli introducendo ulteriori fattori di degrado a causa delle condizioni ambientali a
fine vita. Le prestazioni previste dei pannelli sono rappresentate in Figura 3 e in Figura 5. Tutti i pannelli solari
di Palamede sono stati realizzati da Galileo Avionica S.p.A. utilizzando tecnologie spaziali.
4.1. Il pannello solare superiore
Il pannello solare posizionato sulla superficie opposta alla piastra di base (pannello TOP) può essere considerato
un ulteriore carico pagante del microsatellite Palamede. Esso è, infatti, costruito utilizzando celle solari
denominate CTJH, costruite da CESI S.p.A. su epitassia ENE S.A., che saranno testate per la prima volta nello
spazio grazie alla missione Palamede. Di questo pannello saranno monitorati i seguenti parametri: la
temperatura, la corrente e la tensione in uscita. La telemetria verrà poi analizzata a Terra per valutare il
comportamento elettrico delle celle. Le CTJH (Tabella III) sono celle solari a tripla giunzione InGaP/GaAs/Ge di
polarità P/N e dimensioni 41x42.4 mm2 costruite mediante un processo MOCVD (FOTO). Le caratteristiche
delle celle costringono l’utente all’utilizzo di un diodo di shunt per evitare il loro funzionamento in
polarizzazione inversa, che potrebbe danneggiarle irreparabilmente. Il diodo di shunt (Tabella IV) è di tipo
Figura 2: Cella solare CTJH
Figura 3: Curva I-V del pannello TOP
planare a forma di triangolo isoscele, di lato 4 mm, e viene interconnesso in un angolo della cella solare (Figura
2). La connessione del diodo di shunt si è rivelata tecnologicamente complessa per le ridotte dimensioni del
componente (4x4 mm) e per la fragilità dei componenti da interconnettere. Complessivamente il pannello,
costituito da 7 stringhe da 8 celle, ha la curva I-V rappresentata in Figura 3, dove sono confrontate le prestazioni
a fine vita (EOL) a 30 e a 70 °C. Inoltre, su questo pannello è istallata l’antenna del ricevitore GPS e un sensore
di sole costituito da una cella solare a singola giunzione GaAs di dimensioni 20x20 mm2.
Isc
279 mA
Voc
2.512 V
Pmp
565 mW
Imp
260 mA
Vmp
2.176 V
IL @ 2.00 V
271 V
FF
0.80
Efficiency
24.2%
Tabella III: Caratteristiche della cella solare CTJH
IR @ 2.50 V
< 500 µA
VF @ 0.5 A
< 2.00 V
Tabella IV: Caratteristiche del diodo esterno triangolare di shunt
4.2. I pannelli solari laterali
I rimanenti quattro pannelli solari di Palamede posizionati sulle superfici laterali sono stati costruiti utilizzando
un diverso tipo di cella solare qualificata per lo spazio. Le caratteristiche di questa cella, denominata CTJM lowgrade, sono elencate in Tabella V. Le CTJM (Figura 4) sono celle solari a tripla giunzione InGaP/InGaAs/Ge
prodotte da CESI S.p.A. su epitassia EMCORE Photovoltaics di polarità N/P e dimensione 80x40 mm2 costruite
mediante un processo MOCVD. La protezione contro il pericolo dell’hot spot è realizzata mediante un diodo
integrale di shunt costruito nella cella stessa di caratteristiche elencate in Tabella VI. Complessivamente il
pannello, costituito da 4 stringhe da 8 celle, ha la curva I-V rappresentata in Figura 5 , dove sono confrontate le
prestazioni a fine vita (EOL) a 30 e a 70 °C. Su ogni pannello è inoltre istallato un sensore di sole costituito da
una cella solare a singola giunzione GaAs di dimensioni 20x20 mm2. Uno dei quattro pannelli LAT è
rappresentato in Figura 6.
Figura 4: Cella solare CTJM
Isc
471 mA
Voc
2.550 V
Figura 5: Curva I-V del pannello LAT
Pmp
927 mW
Imp
408 mA
Vmp
2.271 V
IL @ 2.22 V
410 V
FF
0.78
Tabella V: Caratteristiche della cella solare CTJM low-grade
IR @ 2.50 V
< 10 µA
VF @ 0.5 A
1.52 V
Tabella VI: Caratteristiche del diodo integrale di shunt (cella CTJM)
Eff.
22.7%
Figura 6: Un pannello solare LAT
Figura 7: La cella SAFT MP176065 scelta
5. IL SISTEMA DI ACCUMULO DI ENERGIA ELETTRICA
Alcuni sottosistemi, come ad esempio l’OBDH, hanno la necessità di essere alimentati ininterrottamente durante
tutta la durata della missione e, quindi, anche in eclisse. Per tali utenze è stato, pertanto, necessario prevedere un
sottosistema di accumulo dell’energia. Inoltre poiché in alcuni modi operativi, tipicamente in trasmissione, il
satellite richiede una potenza di picco intorno ai 50 W lo stesso sistema è necessario, per coprire le esigenze
energetiche non completamente ottenibili dai pannelli solari. Questo sistema di accumulo dell’energia elettrica è
stato costruito utilizzando una batteria di celle agli ioni di litio ed un caricabatteria.
5.1. La batteria
Le celle selezionate per la realizzazione della batteria di Palamede sono le celle SAFT MP176065 (Figura 7). La
scelta di una cella agli ioni di litio è stata svolta considerando la maggiore densità di energia, l’ampio intervallo
di temperature operative (-30 / 60°C in scarica e 0 / 45°C in carica), l’assenza di effetto memoria [2]. Inoltre, il
basso contenuto di materiali ferromagnetici permette di attenuare gli effetti di interferenza elettromagnetica con i
sensori e gli attuatori imbarcati. Nel dimensionamento della batteria è stata considerata la presenza di un circuito
elettronico che protegge la stessa da un eventuale overcharge o overdischarge oppure da una eccessiva corrente
di scarica [6]. La batteria è composta da quattro celle collegate in serie in modo da fornire una tensione
nominale, ai suoi capi, di 14.4 V. La tensione ai capi della batteria potrà variare allora fra 10 e 16.4 V, ossia
intorno alla tensione di massima potenza dei pannelli solari. Questa caratteristica è fondamentale perché quando
Palamede necessita dell’energia immagazzinata nella batteria, il pannello solare, posto in parallelo a questa, può
lavorare intorno al suo punto di massima potenza. Le celle SAFT MP176065 rendono disponibili 86.4 Wh
nominali, considerando che la capacità di una cella è di 6 Ah. Durante la missione è prevista una DOD (Depth Of
Discharge) di circa il 20% con un picco di circa il 40% durante la LEOP (Launch Early Orbit Phase).
5.2. Il caricabatteria
Avere scelto di costruire la batteria di Palamede mediante celle agli ioni di litio ha imposto il progetto, la
realizzazione e successivi test di funzionamento di un caricabatteria (Battery Charge Regulator, BCR). Questa è
stata sicuramente la fase più critica del progetto dell’EPS. Infatti, rispetto ad altre tipologie di accumulatori, una
cella agli ioni di litio richiede un profilo di carica con caratteristiche più stringenti. In particolare è richiesto un
profilo di carica CCCV (Constant Current Constant Voltage), ossia un profilo di carica a corrente costante, da
definire, seguito da uno a tensione costante pari alla tensione massima tollerata dalla batteria (16.4 V), da
realizzare con minimi errori pena il danneggiamento della cella. La fine della fase di carica sarà individuato da
un valore di corrente inferiore ad una soglia prefissata (di solito 100 mA). Inoltre, il sistema di carica della
batteria deve dare la possibilità di interrompere la carica se il pannello solare non produce la potenza necessaria
per alimentare le utenze di Palamede. Infatti, durante la carica la batteria è scollegata dal main bus, in quanto il
diodo di scarica è in polarizzazione inversa. In altri termini, la carica della batteria deve interrompersi, anche se
la batteria è ancora scarica, ogni volta che, per garantire la corrente richiesta dai carichi, la tensione dei pannelli
solari si abbassa sotto la soglia minima accettata dal convertitore DC-DC (6 V). Il diodo di scarica deve essere
incluso nella scheda realizzata per il caricabatteria. Il BCR deve infine prevedere un ingresso per la carica della
batteria prima della fase di lancio e, preferibilmente, soddisfare i requisiti meccanici ed elettrici relativi allo
standard pc104, per conformità alle altre schede elettroniche di Palamede e, comunque, le sue dimensioni non
devono eccedere i 160x113mm.
6. CONCLUSIONI E SVILUPPI FUTURI
L’Electrical Power System progettato per il microsatellite Palamede ha caratteristiche di semplicità ed efficienza.
In particolare, la scelta di una architettura non regolata consente la riduzione dei componenti del sistema
riducendo le dissipazioni dovute all’EPS e la possibilità di guasti. Di contro il funzionamento del sistema è
possibile solo a seguito di una buona gestione, da parte del software di bordo, dei modi operativi di Palamede.
Gli elementi dell’EPS da approfondire sono sicuramente quelli che compongono il sistema di accumulo
dell’energia. In particolare si dovrà indagare sperimentalmente sulle caratteristiche elettriche della cella agli ioni
di litio scelta (infatti la resistenza in vuoto è stata già provata) e si dovrà affrontare lo sviluppo del BCR secondo
le specifiche emerse dalle prove sperimentali sulla cella Li-Ion e secondo quelle derivanti dal progetto d’insieme
dell’EPS.
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