Seminario Satellite Power Systems

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Seminario
Satellite Power Systems
Entity of your Direction
All rights reserved,
2/26/2011, Thales Alenia Space
Roma, 18 Gen 2012
Introduzione
1.
EPS Design (introduzione)
 Sistema satellite
 Principali standard di riferimento
2.
EPS Units Description & Baseline Architecture




SAW
SADA / SRM
BTA
PCDU / CAPS / PPDU / TCU
Entity of your Direction
Roma, 11 Gen 2011
-2-
All rights reserved,
2/26/2011, Thales Alenia Space
Company Profile
1 - EPS Design
-3-
All rights reserved © , Thales Alenia Space
Introduzione
68 000 dipendenti
Una Combinazione
unica di
Conoscenze…
67 %
73 000 dipendenti
33 %
N° 1 in Europa nei sistemi satellitari e all’avanguardia nelle
infrastrutture orbitali
33 %
67 %
1 - EPS Design
-4-
Introduzione
… su un Ineguagliabile “Heritage”
1985
Satellites
1990
+
1998
+
Satellites
2005
+
T4S
+
2007
1 - EPS Design
-5-
Introduzione
Una Straordinaria Presenza Industriale in Europa
 7,200 Dipendenti
 10 siti industriali in 5
paesi Europei
 2 Bn€ Sales in 2010
1 - EPS Design
-6-
Introduzione
Ricavi 2O10
Difesa
21%
Breakdown per attività
Equip.,
Infrastrutture &
Trasporti,
Osservazione,
Navigazione,
altro
47%
Istituzionale
37%
Commerciale
42%
,
Breakdown per profilo cliente
Telecom.
53%
1 - EPS Design
-7-
Introduzione
Osservazione della Terra
Telecomunicazioni
Posizionamento e
Navigazione
Previsioni
metereologiche
Comunicazioni
d’emergenza
Cartografia
Valutazione dei
danni
Allarmi e localizzazioni
Misure
Topografiche
Guida
Raccolta dati
1 - EPS Design
-8-
Introduzione
CEO
Legal
Una Organizzazione
Trans-Nazionale
CEO Advisor
Communication
Deputy CEO
SEVP Observation,
Science, Navigation
& Infrastructures
BL Observation
Systems & Radar
BL Optical
Observ. & Science
BL Navigation &
Integrated Com.
BL Space Infr. &
Transportation
CFO
Human
Resources
EVP
Business Line
Telecom
EVP Operations
Belgian and Spanish
Subsidiaries
Export control
Optimum
Purchasing
Information Systems
& processes
IU MTH
IU AIT France
IU AIT Italy
BU/IU Ground
IU Electronics
Strategy
& Marketing
CTO
Supply Chain
& IU Electronics
BL Equipment
Business
Development & I.C.
R&D
Quality
1 - EPS Design
-9-
Capacità
E2E SYSTEMS
SPACE SEGMENTS
GROUND SEGMENTS
PLATFORMS
SATELLITES
 System Engineering
 Mission Conception
 Analyses, Design, Architecture
 Development, AIV, IOT
 End to-End Deployment
INSTRUMENTS
PAYLOADS
EQUIPMENT


GS Engineering
G/S Procurement and
Qualification

PDS/UGS Development
UNA GAMMA COMPLETA DI APPLICAZIONI
DAI SISTEMI END-TO-END, AI SENSORI A MICROONDE PER:
APPLICAZIONI DI TELERILEVAMENTO AD USO CIVILE
SYSTEMI PER LA SICUREZZA E DIFESA
ESPLORAZIONE E MISSIONI DEEP SPACE
1 - EPS Design
All rights reserved, 2010, Thales Alenia Space
Sistema Satellite
1 - EPS Design
- 11 -
Organizzazione Ingegneria Sistema Satellite
System Design :
• Spacecraft EMC/RFC
BUSINESS UNIT
OBSERVATION
SYSTEMS & RADAR
(BU-OSR)
• Spacecraft DC& RF Harness
• Spacecraft Electrical Design
Satellite System
Mission & Operations
Electrical Eng.
AOCS, DH & Software
Thermo-Mechanical
and Propulsion Eng.
•Subsystem Design:
EPS
1 - EPS Design
- 12 -
Electrical Design
1 - EPS Design
- 13 -
Standard Interfaces
Discrete I/F
From – To
HL / HL26
P/F – C-SAR
P/F – PDHT
P/F – P/F
Bi-L
C-SAR – P/F
PDHT – P/F
P/F – P/F
CC
C-SAR – P/F
PDHT – P/F
P/F – P/F
Topology
Driver
Receiver
Driver Single Ended
Receiver Differential
Driver
Receiver
Single Ended
Driver
Receiver
Driver Single Ended
Receiver Differential
P/F – P/F
Driver
TH
Receiver
Single Ended,
Optocoupler or Relay
Driver
DEA
Remarks
C-SAR – P/F
PDHT – P/F
P/F – P/F
Receiver
Double Ended floating
1 - EPS Design
- 14 -
Standard Interfaces
Serial I/F
From – To
Topology
Driver
Remarks
Receiver
Ck
ML
P/F – C-SAR
P/F – P/F
RS-422
En
word
Driver
Receiver
Ck
DS-16
UART
C-SAR – P/F
P/F – P/F
C-SAR – P/F
RS-422
En
CAPS
SES
RTS
CTS
RES Tx
RES Rx
CMD Rx
CMD Tx
RS-422
1 - EPS Design
- 15 -
Heritage
 TAS-I Roma ha un heritage consolidato nel progetto, verifica e delivery in orbita di
piattaforme satellitari per applicazioni GEO e LEO.
 Il progetto di piattaforme per satelliti Radar in orbita LEO è
iniziato con finanziamenti ASI (attività sulla piattaforma
PRIMA) sviluppando due principali prodotti: Radarsat-2 (SAR
di media potenza, cliente MDA) e COSMO Sky-Med (SAR di
alta potenza, cliente ASI).
 La piattaforma PRIMA è stato il punto di partenza per
sviluppare prodotti innovativi ed altamente tecnologici per il
mercato europeo (Sentinel-1 e Sentinel-3 nell’ambito del
programma GMES di ESA), per quello istituzionale (ASI) e per
il settore commerciale.
1 - EPS Design
- 16 -
COSMO-SkyMed – La costellazione
 La costellazione consiste in 4 satelliti equipaggiati con radar SAR ad alta risoluzione
operanti in banda X
 COSMO-SkyMed opera su di un orbita elio sincrona
 I 4 satelliti sono capaci di manovrare in orbita consentendo così l’acquisizione di dati
dai rispettivi target sia sul lato destro, che sinistro, dell’orbita tracciata.
SAR ANTENNA
PDHT ANTENNA
PAYLOAD MODULE
SERVICE MODULE
SUN SENSOR
TT&C ANTENNA
SOLAR PANELS
1 - EPS Design
ESA GMES Sentinel-1
Customer:
ESA (European Space Agency)
Mission:
GMES Sentinel-1
(Global Monitoring for Environment and Security)
Sea ice monitoring
Iceberg detection
Ship detection
Fisheries monitoring
Oil spill detection
Ocean waves
Sea surface winds
Ocean front features
Ocean currents
1 - EPS Design
Space System
Schema di un
Sistema Spaziale tipico
Nota
GSE = Ground Support Equipment
AIV = Assembly, Integration, Verification
1 - EPS Design
- 19 -
Satellite Link
Satellite
Space Segment
Propagation Media
Ground Segment
Receiving
Earth Station
Transmitting
Earth Station
1 - EPS Design
- 20 -
La Piattaforma
Spacecraft Concept A:
 3 moduli:
 Service Module (SVM)
imbarca tutte le unità del bus ad
esclusione della propulsione
PLM
 Propulsion Module (PPM)
imbarca tutte le unità di propulsione
connesse tramite tuberie
SVM
 Payload Module (PLM)
imbarca tutte le unità del carico utile e
relative appendici
PLM
SVM
PPM
PPM
PRIMA
PRIMA-S
Spacecraft Concept B:
 2 moduli:
 Propulsion Module (PPM);
 Service & Payload Module
(SVM&PLM),
1 - EPS Design
Product Tree di Piattaforma
System Design :
• Spacecraft EMC/RFC
• Spacecraft DC& RF Harness
• Spacecraft Electrical Design
Satellite
Payload
Structure
Sensors
Gyro
Coarse
Fine
MAG
STR
Sun sensors
Avionics S/S
Actuators
RW
High Perf.
Low Perf.
MTB
High Perf.
Low Perf.
Coarse
Fine
Platform
Thermal control
Software
TT&C S/S
OBPE
HDSW
Application SW
Subsystem Design :
• EPS
Core
Propulsion S/S
Thrusters
Latch Valves
Filter
RM
PM
PL 1553 bus
PL Spacewire bus
PF 1553 bus
TMTC
Mass Memory
Input/Output
Fill & Drain Valves
Pressure sensor
Tank
EPS
PCDU
Low power
High power
Solar Arrays
Single wing
Double wing
Custom
Battery
30 kg
130 kg
Tubing
Li-Ion
Ni-H2
SADM
GPS Receiver
Rotating
Fixed
Single frequency (L1)
Dual frequencies (L1/L2)
TCU
1 - EPS Design
- 22 -
System Engineering
Simplified Representation of the
System Engineering Process
Nota
DDF = Design Definition File
DJF = Design Justification File
1 - EPS Design
- 23 -
Requisiti per il Segmento Spaziale
Il progetto di un satellite nasce dai requisiti del
cliente.
Requisiti
del cliente
Per un sistema di telerilevamento che comprende
anche un segmento di terra il cliente naturale del
Satellite è il Sistema E2E, che definisce l’architettura
globale e che fornisce i requisiti di alto livello ai
singoli segmenti (space segment e ground segment).
A valle dei requisiti di segmento tutto il progetto del
satellite e la sua documentazione di verifica e
costruttiva sono di responsabilità dell’ Ingegneria di
Sistema Satellite.
Sulla base dei requisiti di space segment,
l’ingegneria di satellite genera le specifiche ed ICD
per i vari elementi che costituiscono lo space
segment e i suoi servizi di supporto (P/L, PDHT,
piattaforma, lanciatore, EGSE, simulatore).
Specifiche
di Progetto
Documentazione
Costruttiva
e di Verifica
1 - EPS Design
- 24 -
I requisiti tipici che il sistema E2E dà al segmento spaziale sono:







Tipo di orbite
Numero di satelliti
Requisiti di autonomia
Requisiti di accuratezza sulla posizione e sul puntamento
Missione (es. numero e tipologia di immagini)
Livello di sicurezza
REQUISITI
Vita del satellite
DI SISTEMA E2E
SPACE SEGMENT
GROUND SEGMENT
TIPO DI ORBITA
PROGRAMMAZIONE
NUMERO SATELLITI
PROCESSAMENTO
AUTONOMIA
DELIVERY ALL’UTENTE
ACCURATEZZA (POS. E PUNT.)
CONTROLLO SATELLITE
TIPO DI MISSIONE
LIVELLO DI SICUREZZA
1 - EPS Design
VITA DEL SATELLITE
- 25 -
Il progetto dello space segment si interessa di definire e realizzare:
 Le regole di progetto spaziale:
GDIS (General Design I/F Specification)
ERTS (Environmental Requirement & Test Specification)
EMC/RFC (Electromagnetic and Radiofrequency Compatibility Specification)
 La configurazione del prodotto:
Database meccanici e drawings
Database elettrici
S/W
Database TLM e TLC







I requisiti dei vari S/S di piattaforma (Avionica, Power, Thermal, TT&C e Propulsion)
I requisiti di interfaccia con i Payloads (SAR, Ottici, TLC, PDHT)
L’ICD con il lanciatore e con gli EGSE
Il piano di verifica dei satelliti per test e per analisi
I requisiti di test del satellite
Le operazioni in orbita
I requisiti al Ground per il controllo orbitale del satellite (o costellazione)
Il progetto del satellite si fa carico di mantenere sotto controllo di configurazione tutte le
informazioni attraverso databases integrati con gli strumenti di lavoro e di analisi.
1 - EPS Design
- 26 -
LE ORBITE
1 - EPS Design
- 27 -
Orbite
Il satellite durante la sua vita si trova in
diverse orbite quali:
 orbita d’inserimento e/o di parcheggio
 orbita di trasferimento
 orbita operativa
 orbita di fine vita (graveyard)
Fra queste quelle che influenzano
maggiormente il progetto del satellite sono:
1 - EPS Design
- 28 -
Elementi orbitali di un'orbita ellittica
Un’orbita viene individuata da cinque parametri (elementi
orbitali)





a = semiasse maggiore
e = eccentricita' (rapporto tra la distanza focale e l'asse maggiore)
i = inclinazione (angolo tra piano dell'orbita e piano equatoriale)
ω = argomento del perigeo (angolo tra nodo ascendente e perigeo)
= ascensione retta del nodo ascendente (angolo tra la linea dei
nodi e il primo punto di Ariete)
Oltre a questi parametri è necessario introdurre l’anomalia
vera ν (angolo tra il perigeo e il punto) o analogamente il
tempo trascorso dal passaggio al perigeo per individuare la
posizione del satellite sull’orbita.
1 - EPS Design
- 29 -
Elementi orbitali di un'orbita ellittica
a = semiasse maggiore
2c = distanza focale
e = 2c/2a = eccentricità
i = inclinazione
ω = argomento del perigeo
☊ = nodo ascendente
ν = anomalia vera
1 - EPS Design
- 30 -
Tipi di orbita
• LEO (Low Earth orbit): fino
a circa 2000 km di quota
• MEO (Middle Earth orbit) e
ICO (Intermediate Circular
Orbit): fino a circa 30000 km
di quota
• HEO (High Earth Orbit):
orbite ellittiche con apogeo
fino a 50000 Km di quota
• GEO (Geosynchronous
Earth Orbit): orbite circolari
equatoriali con periodo
uguale al periodo terrestre
1 - EPS Design
- 31 -
L'orbita e il satellite
L’orbita di immissione gioca un ruolo fondamentale nel definire il tipo di
impiego del satellite cioè la sua missione.
 I satelliti per Telerilevamento sono, tipicamente, immessi in orbite
comprese tra 500 e 800 km (LEO) da dove si può ottenere una
discreta visibilità della superficie terrestre con più che discreti
valori della risoluzione geometrica.
I satelliti in orbite basse (LEO) sono utilizzati anche nelle
telecomunicazioni, ma il ridotto intervallo di visibilità mutua con
utenti terrestri, richiede che – per ottenere o approssimare una
copertura continua globale – siano realizzate costellazioni di
parecchie decine di satelliti immessi in più piani orbitali
 I satelliti immessi in orbite MEO sono stati e verranno ancora
utilizzati sia per le telecomunicazioni (in particolare per il rilancio
di dati) , che per realizzare servizi di disseminazione del tempo e
per la navigazione e radiolocalizzazione di mezzi mobili (GPS)
1 - EPS Design
- 32 -
L'orbita e il satellite
 Le HEO, specie quelle caratterizzate da elevate inclinazioni, sono
utilizzate per incontrare specifici requisiti operativi e di copertura.
Tra le orbite HEO, oltre alla Molnya (con periodo di 12 ore) e alla
Tundra (con periodo di 24 ore), sono state studiate le peculiarità
di orbite inclinate con periodo di 8 ore e, con inclinazione
retrograda, con periodo di 3 ore.
Le HEO offrono periodi prolungati ed ininterrotti di osservazione
delle calotte polari e delle zone ad alte latitudini (nord o sud)
normalmente osservati male sia dai satelliti in LEO che GEO
 L’orbita GEO è la più utilizzata per le comunicazioni via satellite
perchè consente di realizzare:
►
radiocollegamenti intercontinentali a lunga distanza al minimo costo ( prima
dell’avvento dei cavi in fibra ottica) ;
► su scala internazionale radiocollegamenti efficienti ed affidabili in assenza di
infrastrutture di comunicazione quali, ad esempio, i ponti radio o le reti terrestri;
I satelliti in orbite GEO vengono anche utilizzati per osservazioni
della terra nelle bande ottiche di interesse per la meteorologia
globale e la climatologia
1 - EPS Design
- 33 -
Applicazioni
Application
LEO MEO HEO GEO
Meteorological
X
X
Navigation
X
Communications
Mobile Satellite Services X
X
X
X
Fixed Satellite Services
X
Data X
X
X
Direct to Home
X
Handheld X
X
X
X
Earth Resources X
1 - EPS Design
- 34 -
Applicazioni
Low Earth Orbit (LEO)
 esempio: Iridium, Globalstar
 periodo:1h30m (500km) to 3h (4000km)
Medium Earth Orbit (MEO)
 esempio: INMARSAT-P, GPS
 periodo: 5h (8500km) to 15h (24000km)
Costellazioni
numerose per
Global Coverage!
Diversi passaggi prima
che il satellite sia in
visibilità di una
stazione di terra
Geostationary/Geosynchronous Earth Orbit (GEO)
 esempio: Astra, Hot Bird
 periodo: 23h 56m (35786km)
Satellite sempre in vista
dello stesso punto.
3 satelliti sufficienti per
la copertura globale
Highly Elliptical Orbit (HEO)
 Molniya
1 - EPS Design
- 35 -
LE FREQUENZE
1 - EPS Design
- 36 -
Bande di frequenza
L’assegnazione di ciascuna banda di frequenza ad un valore letterale,
affonda le sue ragioni storiche al periodo della seconda guerra
mondiale.
Frequency
Range
Satellite Bands
1.2 - 1.6 GHz
2.0 - 2.7 GHz
3.7 - 7.25 GHz
7.25 - 8.4 GHz
10.7 - 18 GHz
18 - 31 GHz
44 GHz
63 GHz
Frequency
Decade Bands
3 - 30 kHz
30 - 300 kHz
0.3 - 3 MHz
3 - 30 MHz
30 - 300 MHz
0.3 - 3 GHz
3 - 30 GHz
30 - 300 GHz
Letter
L
S
C
X
Ku
Ka
Q
V
Acr.
VLF
L
MF
HF
VHF
UHF
SHF
EHF
Meaning
Very Low Fr.
Low Fr.
Medium Fr.
High Fr.
Very High Fr.
Ultra High Fr.
Super High Fr.
Extra High Fr.
1 - EPS Design
- 37 -
Limiti di Frequenza
Esiste un numero finito di sprettri disponibili nelle bande che vanno
dai 3 kHz ai 300 GHz
E devono essere condivisi tra tutti i
tipi di Utenti
 Terrestrial
 Space
E devono essere condivisi tra tutti i
tipi di Utenti
 Government
► military
► non-military
 Non - Government
► Commercial
•
•
►
Private
General Public
Non Commercial
1 - EPS Design
- 38 -
Scelta delle Frequenze
Desired Service/Parameter
Broad Bandwidth
Satellite Exclusive Freq.
Negligible Rain Attenuation
High Power
Mobile Telephone
Messaging & Paging
Intersatellite Links
Navigation
Digital Radio
Military
Research
Best Choice (Uplink/Downlink)
Ka Band (30/20 GHz)
Ku (14/12) & Ka (30/20 GHz)
L (1.6/1.5), S(2), C(6/4) & X(8/7)
Ku BSS (17/12)
L/S (1.6/2)
VHF/UHF (137/401 MHz)
Absorption Bands or Optical
L (1.2 - 1.6)
L or S
X (7.25/8.4) or Q/Ka (44/20)
S
1 - EPS Design
- 39 -
Gli Standard di Riferimento
1 - EPS Design
- 40 -
Standard Internazionali
L’introduzione e utilizzo di regole riconosciute a livello internazionale
è stata perseguita al fine di codificare, regolamentare e uniformare,
la progettazione e lo sviluppo di prodotti spaziali, nonché per
supportare e facilitare le relazioni formali cliente – fornitore.
 ESA:
► Norme ECSS
► Norme ESCC
 DSCC, Norme MIL
 NASA
1 - EPS Design
- 41 -
DSCC (DEFENSE SUPPLY CENTER COLUMBUS)
 Comunemente identificate come “Norme MIL”
 Definisce le norme ad uso di tutti i dipartimenti e agenzie del DoD statunitense
 Codificano le regole standard in campo militare
► Terrestre
► Marittimo
► Aerospaziale
 Si divide in DSCC Mil Specs & Drawings
► MIL-STD
► MIL-HDBK
► MIL-PRF
► Drawings n° (es. 5962-96663 per RS422 Quad RadHard differential Line Driver)
 Include anche:
► norme federali,
► specifiche militari
► specifiche definite dai costruttori
► e standard non-governativi
1 - EPS Design
- 42 -
DSCC (DEFENSE SUPPLY CENTER COLUMBUS)
 Alcuni standard normalmente utilizzati
►
►
►
►
►
►
►
MIL-STD-461E Requirements for the Control of Electromagnetic Interference
Characteristics of Subsystems and Equipment.
MIL-STD-462D Measurement of Radio Frequency Spectrum Characteristics,
Superseded by MIL-STD-461E
MIL-STD-464 Electromagnetic Environmental Effects Requirements for Systems.
MIL-STD-469 Radar Engineering Interface Requirements, Electromagnetic
Compatibility Metric
MIL-STD-1542B Electromagnetic Compatibility and Grounding Requirements for
Space System Facilities
MIL-STD-1553 Multiplex Data Bus
MIL-STD-1540 Test Requirements for Launch & Space Vehicles
1 - EPS Design
- 43 -
MIL-STD-461E - Emission and Susceptibility Requirements
Requirement
Type of Test
Description
Frequency Range
CE101
Conducted Emissions
Power Leads
30Hz - 10kHz
CE102
Conducted Emissions
Power Leads
10kHz - 10MHz
CE106
Conducted Emissions
Antenna Terminal
10kHz - 40GHz
CS101
Conducted Susceptibility
Power Leads
30Hz - 150kHz
CS103
Antenna Port
Intermodulation, 15kHz - 10GHz
CS104
Antenna Port
Signal Rejection, 30Hz - 20GHz
CS105
Antenna Port
Cross-modulation, 30Hz - 20GHz
CS109
Structure Current
60Hz - 100kHz
CS114
Bulk Cable Injection
10kHz - 400MHz
CS115
Ground - Bulk Cable Injection
Impulse Excitation
CS116
Power & I/O
Damped Sinusoid Transients, 10kHz - 100MHz
RE101
Radiated Emissions
Magnetic Field
30Hz - 100kHz
RE102
Radiated Emissions
Electric Field
10kHz - 18GHz
RE103
Radiated Emissions
Antenna Spurious & Harmonic Outputs
10kHz - 40GHz
RS101
Radiated Susceptibility
Magnetic Field
30Hz - 100kHz
RS103
Electric Field
10kHz - 40GHz
RS105
Transient Electromagnetic Field
Pulsed EMI - EMP
1 - EPS Design
- 44 -
MIL-STD-461E Requirement Matrix
Equipment
CE101
CE102
CE106
CS101
CS103
CS104
CS105
Surface Ships
A
A
L
A
S
S
S
Submarines
A
A
L
A
S
S
S
Aircraft, Army
A
A
L
A
S
S
S
Aircraft, Navy
L
A
L
A
S
S
S
Aircraft, Air Force
A
L
A
S
S
S
Space Systems
A
L
A
S
S
S
Ground, Army
A
L
A
S
S
S
Ground, Navy
A
L
A
S
S
S
Ground, Air Force
A
L
A
S
S
S
CS109
L
A = Applicable
L = Limited applicability
S = Specified in procurement
Blank = Not Applicable
1 - EPS Design
- 45 -
MIL-STD-461E Requirement Matrix
Equipment
CS114 CS115 CS116 RE101 RE102 RE103 RS101 RS103 RS105
Surface Ships
A
A
A
A
L
A
A
L
Submarines
A
A
A
A
L
A
A
L
Aircraft, Army
A
A
L
A
A
L
A
A
L
Aircraft, Navy
A
A
A
L
A
L
L
A
L
Aircraft, Air Force
A
A
A
A
L
A
Space Systems
A
A
A
A
L
A
Ground, Army
A
L
L
A
L
L
A
Ground, Navy
A
A
A
L
L
A
Ground, Air Force
A
A
A
L
L
L
A
A = Applicable
L = Limited applicability
S = Specified in procurement
Blank = Not Applicable
1 - EPS Design
- 46 -
NASA
 pubblica i risultati delle ricerche effettuate in ambito aeronautico e spaziale
 definisce documenti per la standardizzazione,
 L’ente preposto è il NASA Scientific and Technical Information (STI) Program Office
► Operato dal Langley Research Center
 I documenti pubblicati si dividono in
► TP - TECHNICAL PUBLICATION
• Pubblicazioni complete di ricerche
►
TM - TECHNICAL MEMORANDUM
►
CR - CONTRACTOR REPORT
►
CP - CONFERENCE PUBLICATION
SP – SPECIAL PUBLICATION
TT - TECHNICAL TRANSLATION
HDBK – Handbook
STD – Standards
►
►
►
►
• Engineering & technical findings
• Engineering & technical findings ad opera di contrattori NASA accreditati
1 - EPS Design
- 47 -
NASA
 Alcuni standard normalmente utilizzati
►
►
►
►
NASA/CR—1998–207400 Electrical Bonding: A Survey of Requirements,
Methods, and Specifications
NASA-HDBK-4002 Avoiding Problems Caused By Spacecraft On-Orbit Internal
Charging Effects
NASA-STD-P023 Electrical Bonding For NASA Launch Vehicles, Spacecraft,
Payloads, And Flight Equipment
NASA TP-2361 Design Guidelines for Assessing and Controlling Spacecraft
Charging Effects
1 - EPS Design
- 48 -
ESA, Norme ECSS (European Cooperation for Space Standardization)
 Il sistema di norme ECSS è stato introdotto al fine di :
 Raggiungere una maggiore efficienza di costo nei programmi e progetti spaziali in
Europa
 Migliorare la competitività delle industri spaziali europee
 Migliorare la qualità e sicurezza dei progetti e prodotti spaziali
 Facilitare una comunicazione chiara e non ambigua tra tutte le parti coinvolte, in un
formato dal riferimento comodo e per la definizione di vincoli legali
 Ridurre il rischio e garantire inter-operabilità e compatibilità nelle interfacce
applicando requisiti e metodi riconosciuti e validati.
•
Per garantire efficienza nei programmi e progetti spaziali europei,
in termini di di performance tecniche, costo dell’intero life-cycle di
prodotto e rispetto dei tempi di programma, il sistema ECSS
consente un tailoring delle norme allo specifico dominio di
applicazione.
1 - EPS Design
- 49 -
ESA, Norme ECSS (European Cooperation for Space Standardization)
 Tipi di documenti ECSS :
► Standard
► Handbooks
► Technical memoranda
 Struttura degli standard ECSS
ECSS-S-ST-00
ECSS System – Description,
implementation and requirements
ECSS-M Standards
ECSS-E Standards
ECSS-Q Standards
1 - EPS Design
External Standards
“adopted” by ECSS
- 50 -
ECSS-S-ST-00 – ECSS System – Description, implementation and
general requirements
Discipline del sistema
ECSS Standards
Space project management disciplines
M-10 - Project planning and implementation
M-40 - Configuration and information management
M-60 - Cost and schedule management
M-70 - Integrated logistic support
M-80 - Risk management
Space engineering disciplines
E-10 - System engineering
E-20 - Electrical and optical engineering
E-30 - Mechanical engineering
E-40 - Software engineering
E-50 - Communications
E-60 - Control engineering
E-70 - Ground systems and operations
Space product assurance discipline
Q-10 - Product assurance management
Q-20 - Quality assurance
Q-30 - Dependability
Q-40 - Safety
Q-60 - Electrical, electronic, electromechanical (EEE) components
Q-70 - Materials, mechanical parts and processes
Q-80 - Software product assurance
1 - EPS Design
- 51 -
Processo di Tailoring
Delle norme ECSS
1 - EPS Design
- 52 -
ESA, Norme ESCC (European Space Component Coordination)
 È parte dell’European Space Component Information Exchange System
► www.escies.org
 Definiscono la lista delle parti (componenti) preferite a livello europeo
► ESCC EPPL (European Preferred Parts List)
 Definiscono la lista dei componenti qualificati
► ESCC QPL (Qualified Parts List)
 Definiscono la lista dei costruttori europei qualificati
► ESCC QML (Qualified Manufacturers List)
 Definiscono specifiche tecniche per i componenti (cablaggi inclusi)
 Definiscono, a livello componente, le tecnologie utilizzabili
 Definiscono le regole di derating a livello componente
 Forniscono un database per gli effetti delle radiazioni sui componenti
 Esempi:
► ESCC 3901 : Generic spec for wires and cables , 600V , low frequency
► ESCC 3901/19 : Polyimide Insulated Wires And Cables, Low Frequency, 600v, 200 To +200 °C.
1 - EPS Design
- 53 -
Le unità EPS
1 - EPS Design
- 54 -
Architettura EPS
 Esempio di architettura per applicazioni GEO
SICS
SICS
SADA
SADA
SAW
PDU
PDU
MRU
MRU
SAW
UPS
UPS
ANFA
ANFA
THC
THCS/S
S/S
TKF
BTA-1
BTA-1
BTA-2
BTA-2
TCU
TCU
Recond
RecondLoad
Load
PPDU
PPDU
17°Shunt
17°Shunt
MB
MB
Users
Users
Umbilical
Umbilical
1 - EPS Design
- 55 -
Pannelli Solari (S/A):
 Introduzione
►
►
►
►
►
Servono per la generazione di potenza elettrica durante le fasi illuminate dal sole.
Le ali, indipendenti tra loro, sono montate sui lati Nord e Sud del satellite
Ogni ala è del tipo rigido dispiegabile, con celle solari in GaAs
Ciascuna ala è formata da pannelli e da un braccio (yoke) che la collega al satellite
Dispiegamento
•
•
Meccanico: ogni ala è equipaggiata con un sistema di rilascio, dispiegamento e sincronizzazione
Elettrico: ogni ala è governata da un motore usato come sistema di rilascio e dispiegamento
 Pannelli
Tutti i pannelli sono normalmente uguali
► Struttura centrale di alluminio a nido d’ape
► Rivestimento superficiale con due pelli in fibra di carbonio (CFRP)
► Rinforzi in corrispondenza delle cerniere e dei punti di “holddown”
►
1 - EPS Design
- 56 -
 Pannelli
1 - EPS Design
- 57 -
 Sistema di ritegno e rilascio meccanico
I pannelli sono mantenuti ripiegati da un sistema di fissaggio in più punti (holddown)
► Ogni punto di fissaggio è costituito da un cavo di Kevlar, mantenuto in tensione, che
attraversa tutti i pannelli ed è fissato da una parte al satellite e dall’altra alla superficie
esterna del pannello più esterno
► Il dispiegamento dei pannelli avviene con il taglio dei cavi di ritenzione, tramite coltello
termico
► Sulla superficie del coltello è sistemato un riscaldatore ceramico che scalda la lama tenuta
premuta contro il cavo da una molla
►
 Meccanismo di Deployment
Braccio di collegamento dell’ala solare al satellite (Yoke), in fibra di carbonio a forma di “V”
► Cerniere intra-pannello equipaggiate con molle e cerniere per il dispiegamento parziale
► Cerniere SADM
► Meccanismo di sincronizzazione e uno smorzatore (Dumper) di tipo “Eddy current” riduce
gli shocks causati dal dispiegamento dell’ala
►
1 - EPS Design
- 58 -
 Sistema di ritegno e rilascio
1 - EPS Design
- 59 -
 Coltelli Termici
1 - EPS Design
- 60 -
 Cerniere e cavo di sincronizzazione
1 - EPS Design
- 61 -
 Yoke e Dumper
1 - EPS Design
- 62 -
 Assiemi celle solari
PVA (Photovoltaic Assembly)
► L’assieme è composto da una cella solare in GaAS saldata a un interconnettore e protetta
da un vetrino. La cella ha sul retro una superficie riflettente di alluminio.
► Alcuni esempi di celle :
►
•
•
►
►
►
►
►
►
►
►
►
►
ITJ (Si),
UTJ (GaAS)
ITJ: Prestazioni a inizio vita (BOL), alla temperatura di 28°C AM0:
Isc
0,450
A
Vmp
2,270
V
Imp
0,434
A
Voc
2,560
V
UTJ: Prestazioni a inizio vita (BOL), alla temperatura di 28°C AM0:
Isc
0,454
A
Vmp
2,350
V
Imp
0,434
A
Voc
2,665
V
1 - EPS Design
- 63 -
UTJ CIC Assembly
Bypass Diode Interconnect
P3 Bypass Diode
Cell
Interconnects
Bypass Diode
H-Tab
4 mil CMX
Coverglass
UTJ crop corner cell, 26.62 cm2
Standard Performance Values
Isc
Imp
Voc (V)
Vmp (V)
CFF
Eff LOAD
NORMALIZED
FULL CELL
2
17.05 mA/cm
454 mA
2
16.30 mA/cm
434 mA
2.665
2.350
0.83
28%
1 - EPS Design
- 64 -
Integral Bypass Diode Assembly
 Series diode
connection to
backside of
adjacent cell
 Redundant weld
footprint identical
to interconnect
4 welds
per
diode toe
P3 diode
Backside
diode
connection via
redundant
welds
Silver Clad Kovar Diode H-Tabs
1 - EPS Design
- 65 -
String Assembly Details
All-welded string assembly configuration
Diode tab to
cell backside
weld
• All welded
end tab
assembly
Diode tab to
adjacent cell
backside weld
Series weld
(2 welds / toe)
Diode secured
to cell using 2sided adhesive
on kapton
1 - EPS Design
- 66 -
1 - EPS Design
- 67 -
Design ottimizzato per ESD e Momento Magnetico
1 - EPS Design
Source: Spectrolab, Inc.
68 Boeing- Proprietary
 Configurazione elettrica e protezioni
► Stringhe : serie di celle
• La tensione al punto di massima potenza a fine vita, Vmp(EOL), deve essere > della
tensione richiesta all’interfaccia
• Tutte le stringhe sono protette utilizzando un diodo di blocco posto in serie alla
stringa e montato sulla parte posteriore del pannello.
• Nessun diodo di antiombreggiamento è necessario grazie alla tecnologia GaAs
► Sezioni o circuiti : n stringhe in parallelo
N scelto in modo da ottenere la massima potenza alla tensione di lavoro rispettando
la Isc massima (corrente di corto circuito in BOL, Cold).
•
1 - EPS Design
- 69 -
1 - EPS Design
- 70 -
 Performance
►
Esempio di curva I-V
Silicon K4710
90.00
80.00
Array Current (A)
70.00
60.00
50.00
40.00
30.00
20.00
10.00
BOL, SS
BOL, AEX
EOL, SS
EOL, AEX
Operative
0.00
0.00
10.00
20.00
30.00
40.00
50.00
60.00
70.00
Array Voltage (V)
1 - EPS Design
- 71 -
 Performance
►
Esempio di curva P-V
Silicon K4710
4000
3500
Array Power (W)
3000
2500
BOL, SS
BOL, AEX
EOL, SS
EOL, AEX
Operative
2000
1500
1000
500
0
0.00
10.00
20.00
30.00
40.00
50.00
60.00
70.00
Array Voltage (V)
1 - EPS Design
- 72 -
 Performance
►
Esempio di performance in un volo GEO
80.0
78.0
Solar Array Current (A)
76.0
74.0
72.0
70.0
68.0
66.0
64.0
62.0
2001
2002
2003
2004
2005
2006
Date (Year)
2007
2008
2009
In-Orbit
2010
2011
Prediction
1 - EPS Design
- 73 -
S/A Drive Assembly (SADA)
 Introduzione
Il SADA serve per la rotazione dei pannelli solari al fine di massimizzarne l’utilizzo.
► L’assieme è normalmente composto da una elettronica ridondata internamente e da due
motori con avvolgimenti ridondati, ognuno dei quali è dedicato ad una ala solare.
►
 Schema a blocchi dell’assieme
DC MAIN BUS
FINE-S
DISCRETE TC
SERIAL TC
RU-B
PRIME
SADE
PRIME
FINE-N
SERIAL TM
DISCRETE TM
SIN-N, COS-N
15:1 GEAR
REDUCTION
STEPPER
MOTOR
NORTH
NORTH
SOLAR
ARRAY
SIN-N, COS-N
SIN-S, COS-S
STEPPER
MOTOR
SOUTH
DISCRETE TM
15:1 GEAR
REDUCTION
SOUTH
SOLAR
ARRAY
SIN-S, COS-S
SERIAL TM
RU-B
RED.
SERIAL TC
DISCRETE TC
SADE
RED.
FINE-N
FINE-S
1 - EPS Design
DC MAIN BUS
- 74 -
S/A Drive Assembly (SADA)
 S/A Drive Electronics (SADE)
► Operazioni
•
Il SADE è in grado di controllare i meccanismi di puntamento delle ali solari nei seguenti modi
operativi:
• ON/OFF mode
• DRIVE/HOLD mode
• FORWARD/REVERSE mode
• ACQUISITION mode
• CRUISE mode
• BOOST mode
 S/A Drive Mechanism (SADM)
► Introduzione
•
•
•
•
La funzione principale del meccanismo è quella di ruotare l’ala solare in modo che le celle solari
risultino sempre puntate al sole
Il meccanismo include tutte le parti meccaniche ed elettriche per la rotazione e il rilevamento della
posizione dell’ala solare
Il meccanismo trasferisce al satellite la potenza generata dall’ala solare e i segnali elettrici, tramite
appositi contatti striscianti (power slip rings, signal slip rings)
Il meccanismo include un motore elettrico con avvolgimenti ridondati e sensori di posizione
1 - EPS Design
- 75 -
Unità di Regolazione Principale (MRU):
 Introduzione
►
►
La funzione principale è
•
•
•
condizionamento della potenza fornita dal Generatore Solare
condizionamento della potenza fornita dalle Batterie
fornire una tensione regolata al MB (Main Bus) di satellite durante tutte le fasi di missione.
In aggiunta esegue le seguenti funzioni
•
•
•
•
Carica veloce / mantenimento delle Batterie durante la fase di luce solare
Monitoraggio dei parametri delle Batterie per telemetria e gestione delle funzioni automatiche / di
protezione relative alle Batterie stesse.
Ricondizionamento delle batterie.
Alimentazione dei coltelli termici usati per il dispiegamento delle Ali Solari.
1 - EPS Design
- 76 -
 Caratteristiche Funzionali
►
►
►
►
►
►
►
►
►
La regolazione della tensione di MB è realizzata sia durante la fase di luce solare che di
eclisse.
La regolazione della tensione di MB è effettuata anche durante il passaggio da carica a
scarica delle Batterie.
Il progetto dell’unità è tollerante al singolo guasto.
Tutti i circuiti principali di MRU sono ridondati.
MRU è in grado di recuperare in modo autonomo i guasti relativi ad una condizione critica
di MB o delle Batterie.
L’architettura dell’MRU è in grado di gestire un
Generatore Solare
•
•
Configurazione:
Tensione / Corrente:
16 sezioni (8 sezioni per Ala)
44.5 V min all’ingresso di MRU / 7.7 A max
Due Batterie
•
•
Configurazione Batteria:
Tensione di Batteria:
26 celle NiH2 da 92 Ah (BOL) 86 Ah (EOL)
25 – 41,9 V
Vita operativa 13 anni
1 - EPS Design
- 77 -
 Schema a blocchi funzionale
AUX
MOD
SA
MainBus
S3R
AuxOut
TK's
Loads
CMB
MEA
BDR
BCE
BCR
Batt 1
Batt 2
1 - EPS Design
- 78 -
 Configurazione Unità
►
►
►
►
►
►
►
La sezione SAR (Solar Array Regulator) è composta da:
•
•
•
S3R (Sequential Switching Shunt Regulator)
banchi di capacità CMB (MB Capacitor Filter)
MEA (Main Error Amplifier)
La sezione BDR (Battery Discharge Regulator) è composta da
•
•
moduli attivi + 1 modulo in ridondanza fredda
Convertitori “Step-up” (topologia Push-Pull PWM)
La sezione BCR (Battery Charge Regulator) è composta da:
•
•
moduli attivi + 1 modulo in ridondanza fredda
Convertitori “Step-up/down” (topologia SEPIC)
La sezione BCE (Battery Control Electronics) è composta da:
•
2 sezioni operanti in ridondanza calda e ciascuna sezione è composta da 3 schede:
• BCE Micro (scheda digitale)
• BCE Analog Telemetry (scheda analogica)
• BCE DC/DC Converter (scheda d’alimentazione)
• 8086 µP e periferiche tipo 80XX
La sezione BRC (Battery Reconditioning Control) è composta da :
•
1 scheda inclusiva dei circuiti di ricondizionamento per le Batterie
La sezione TKDF (Thermal Knives Drive Function) è composta da:
•
moduli operanti in ridondanza fredda
motherboard
1 - EPS Design
- 79 -
 Schede S3R
Ciscuna sezione shunt interfaccia una sezione di S/A
► 1 sezione spare connessa ad un carico esterno (EPD) all’MRU per la dissipazione della
potenza in eccesso tra la minima richiesta dei carichi e la potenza fornita da una sezione di
S/A in caso di failure di una sezione shunt in circuito aperto.
► Le linee di MB verso EPD sono protette da fusibili in parallelo
►
 Banco di Capacità
Serve per la conversione della corrente di S/A in tensione di MB
► Opera un azione di filtro sul MB riducendone il rumore, ripple e spikes
►
 Sezione BDR e BCR
Gestiscono rispettivamente la scarica e carice delle batterie.
► Auto protetti contro sovraccarichi o corti accidentali
► Comandabili On/Off
► Per consentire l’accensione dell’MRU durante le fasi di pre-lancio, allo start-up I BDR sono
tutti in condizione di ON (all’applicazione di potenza dall’ombelicale o dalle batterie)
►
1 - EPS Design
- 80 -
 Sezione TKDF
Servono per l’azionamento dei coltelli termici (Thermal Knives)
► Due moduli completamente ridondati
► Alimentato dal MB può operare con una tensione minima di 24V
► Ogni modulo include I seguenti blocchi
►
•
•
•
•
•
►
Arm switches
Step Down Regulator
Current limiter
Timing section
Output lines switches
Dopo il dispiegamento dei pannelli solari, il modulo è definitivamente spento dal computer
di bordo.
1 - EPS Design
- 81 -
 Sezione TKDF
1 - EPS Design
- 82 -
 Sezione BCE
Ciascuna sezione esegue per ogni Batteria le funzioni di:
► Monitoraggio dei parametri di Batteria
►
•
•
•
•
•
►
►
►
►
►
►
1 + 1 tensione di Batteria
26 + 26 tensione di singola cella
2 + 2 correnti di Batteria (carica/scarica)
2 + 2 telemetrie di temperatura
2 + 2 telemetrie di pressione
Prevenzione della scarica eccessiva di batteria tramite segnalazione di “Load shedding”
Protezioni di sovratensione / sovratemperatura di Batteria
Gestione carica / scarica di Batteria tramite metodo “Ah - meter”
Ricondizionamento di batteria
Interfacciare l’OBDH per la ricezione di TC e l’invio di TM
Il S/W di unità è di tipo “embedded” nella sezione BCE e non è riconfigurabile in volo.
1 - EPS Design
- 83 -
 Sezione BCE, BCE S/W
►
Il BCE S/W controlla l’esecuzione delle seguenti attività:
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
•
Acquisizione / esecuzione telecomandi
Acquisizione / trasmissione telemetrie
Gestione di Batteria (controllo di carica e scarica)
Controllo della fine carica dall’OBDH
Controllo autonomo della fine carica
Controllo della sovra temperatura di batteria
Controllo della fine carica con metodo amperometrico (Ah-meter)
Controllo della fine scarica (EODV)
Controllo della corrente di sovra scarica
Misura del Load-shed
Calcolo dell’integrale di carica per il metodo Ah-meter
Funzione di Automatic Full Charge
Individuazione della scarica di batteria
Gestione segnale di Watch Dog (W/D) usato per fornire la telemetria di stato di BCE e per
effettuare il “reset” di BCE in caso di anomalia
Gestione errori
Controllo RAM / ROM all’accensione dell’unità (*)
“Mirroring” delle variabili critiche di RAM (*)
(*) Quando una condizione anomala è rilevata, il S/W di BCE invia una telemetria all’OBDH.
1 - EPS Design
- 84 -
 Sezione BCE
1 - EPS Design
- 85 -
 Sezione BRC
►
Il modulo BRC include le seguenti funzioni:
•
•
•
Relay di ricondizionamento e circuiteria per la loro gestione (TM/TC)
Circuiti di protezione da sovraccarichi (TMP)
Interfaccia ombelicale per la carica batteria
1 - EPS Design
- 86 -
 Sezione BRC
1 - EPS Design
- 87 -
 Schema a Blocchi Completo
1 - EPS Design
- 88 -
Assieme Batteria (BTA):
 Introduzione
►
La batteria è parte integrante del sottosistema di alimentazione elettrica. Le sue funzioni
principali sono:
•
•
•
•
►
►
►
►
Immagazzinare l’energia fornita dal generatore solare nei periodi di esposizione al sole
Fornire tutta la potenza durante i periodi di eclisse
Fornire parte della potenza necessaria quando la potenza del generatore solare non è sufficiente
Fornire la potenza di picco istantaneo in caso di particolari eventi come quello della bruciatura di un
fusibile
Tipi di batterie:
•
•
Ni-H2
Li-Ion
Reazioni Elettrochimiche
•
•
Elettrodo positivo: Ni(OH)2 + OHNiOOH + H2O + eElettrodo negativo: H2O + e1/2 H2 + OHLe reazioni precedenti mostrano che la cella Nickel-Hydrogen funziona in pressione di idrogeno (durante
la carica viene prodotto idrogeno che viene poi consumato durante la scarica) che aumenta o diminuisce
in funzione della stato di carica.
Durante la sovraccarica, si produce ossigeno nell’elettrodo positivo (OH- 1/2 H2O + e- + 1/4 O2) che si
ricombina con l’idrogeno dell’elettrodo negativo (O2 + 2H2
2H2O) producendo acqua, ottenendo così
una stabilizzazione della pressione.
1 - EPS Design
- 89 -
 Esempio di configurazione di una cella Ni-H2
►
►
►
►
►
►
►
►
►
►
►
Elettrodi positivi: Nickel
Elettrodi negativi : Rivestiti al Teflon
Separatore doppio a ossido di zinco
Elettrolita: soluzione di KOH al 31% (idrossido di potassio), cella scarica.
Diametro cella 89.3 mm (massimo)
Altezza cella (inclusi terminali) 271.8 mm (massimo)
Peso di cella 2000 g
Configurazione standard Rabbit Ear
Container standard inconel 718
Design del pressure vessel di tipo “leak-before-burst”
Pressure vessel conforme alle norme MIL-STD-1522,
• burst minimo = 2 x MEOP (maximum expected operating pressure = 900 PSI)
1 - EPS Design
- 90 -
 Design di Cella
1 - EPS Design
- 91 -
 Configurazione di batteria
►
►
►
►
►
►
►
►
►
►
Capacità = 92 Ah (BOL), 86 Ah (EOL)
26 celle connesse in serie
26 supporti di alluminio per il montaggio delle celle sulla baseplate
1 baseplate
Circuito di protezione (diodi) per ciascuna cella
Doppio circuito di riscaldatori
2 sensori di pressione (strain gauges) montati su 2 celle
4 sensori di temperatura
2 connettori per la connessione delle linee di potenza
1 connettore per la connessione delle linee di segnale
• I diodi di by-pass per il regolatore di scarica BDR non sono più inclusi nella batteria e
sono stati spostati all’interno della MRU
1 - EPS Design
- 92 -
 Configurazione di batteria
1 - EPS Design
- 93 -
 Protezioni di cella
Il circuito protegge dal guasto della cella in circuito aperto che causerebbe la perdita totale
della batteria.
► In caso di guasto, la scarica della batteria avviene attraverso il diodo di potenza posto
direttamente in parallelo alla cella. La carica è resa possibile da una serie di 3 diodi posti in
parallelo alla cella.
► Il circuito funziona solo in presenza del guasto in apertura della cella: in condizioni nominali
la tensione di cella (1.6 Vmax) non è mai sufficiente a polarizzare la serie di tre diodi (0.6 x
3 = 1.8 V).
►
1 - EPS Design
- 94 -
 Riscaldatori
Due linee di 26 riscaldatori in parallelo (principale e ridondata) garantiscono il
riscaldamento della batteria.
► I riscaldatori sono del tipo a foglio flessibile.
► Sono montati su ciascuna cella, in una posizione vicina allo “Stack”, con un incollaggio
elastico che permette le deformazioni dovute alla variazione di pressione interna alla cella.
►
 Sensori di pressione (Strain Gauges)
►
Il singolo circuito è costituito da 4 strain gauge (due attivi e due passivi) che rilevano le
deformazioni strutturali del contenitore causate dalla variazione di pressione all’interno
della cella. Il collegamento a ponte permette di rendere la lettura indipendente dalle
variazioni della tensione di alimentazione.
 Sensori di temperatura (Termistori)
►
La temperatura della batteria è misurata da 4 termistori posti sulla calotta superiore di 4
differenti celle. Due termistori sono anche utilizzati dalla TCU per il controllo automatico dei
riscaldatori e due dalla MRU per le sorveglianze di batteria.
1 - EPS Design
- 95 -
 Scarica
►
Massima corrente di scarica 65 A con profondità di scarica 85% (90% in caso di guasto)
 Carica
Livello di corrente fisso a 4,85 A
► Controllo di fine carica in base al fattore di sovraccarica (K):
►
•
per tenere conto della limitata efficienza di carica, la quantità di carica restituita è pari a quella
scaricata maggiorata del fattore K
Il valore K deve essere alto a sufficienza per compensare l’efficienza di carica, ma limitato
per non sovraccaricare la batteria (la sovraccarica riduce la vita della batteria)
► Il valore K deve essere ridotto in caso di un aumento eccessivo della tensione di fine carica
►
 Carica di mantenimento
►
Per compensare l’autoscarica, terminata la carica effettiva, la batteria deve essere
configurata per la carica di mantenimento a un livello fisso di corrente C/100 (C/170 nei
periodi di assenza di eclissi)
 Ricondizionamento
►
Da definire con il fornitore, ma normalmente eseguito a valle di ogni stagione di eclissi (due
nelle orbite GEO)
1 - EPS Design
- 96 -
 Esempio di life test
RNH-55-1 4-CELL LIFE TEST (CYCLE #21 - DISCHARGE)
1.180
1.170
Cell voltage (V) @ 72 minutes
1.160
1.150
1.140
S/N 131
1.130
S/N 132
S/N 133
1.120
S/N 134
1.110
1.100
1
3
5
7
9
11
13
15
17
19
21
Season #
23
25
27
29
31
S/N 131
33
35
S/N 132
37
39
41
S/N 133
43
45
S/N 134
1 - EPS Design
- 97 -
47.0
30.0
45.0
28.0
43.0
26.0
41.0
24.0
39.0
22.0
37.0
20.0
35.0
18.0
33.0
16.0
31.0
14.0
29.0
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
60
Ib1
65
70
Ib2
37.0
70.0
35.0
60.0
33.0
50.0
31.0
40.0
29.0
30.0
27.0
20.0
0
75
60
B1V olt
Imb
37.0
12.0
36.0
10.0
35.0
8.0
Batte r y Te m p e r atur e (°C)
Batte r y V o ltag e (V )
T im e (m inu te s )
55
80.0
34.0
33.0
32.0
31.0
30.0
29.0
(Bar )
32.0
39.0
Batte r y Pr e s s ur e
49.0
Batte r y V o ltage (V )
34.0
M ain Bu s Cur r e n t (Am p s )
Batte r y Cur r e n t (Am ps )
 Esempio di dati in orbita
120
180
B2V olt
240
300
B1Pres 1
360
420
B1Pres 2
480
540
B2Pres 1
600
660
B2Pres 2
6.0
4.0
2.0
0.0
-2.0
-4.0
-6.0
28.0
-8.0
27.0
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
T im e (m in u te s )
50
55
60
65
B1V olt
70
0
75
B2V olt
B1T1
60
120
B1T2
180
240
B1T3
300
B1T4
360
420
B2T1
480
540
B2T2
600
B2T3
660
B2T4
1 - EPS Design
- 98 -
70
37. 1
60
31. 8
50
26. 5
40
21. 2
30
15. 9
20
10. 6
10
5. 3
0
0. 0
27-ago
1-set
6-set
11-set 16-set 21-set 26-set
Day of the Year (2002)
1-ott
6-ott
Batt 1
11-ott
Discharged Ah
Battery DOD (%)
 Esempio: stagione di Eclissi
16-ott
Batt 2
1 - EPS Design
- 99 -
 Esempio: tensione di cella in orbita
1.320
Vc01
Vc02
Vc03
Battery 1 Minimum Cell Voltage (V)
1.300
Vc04
Vc05
Vc06
1.280
Vc07
Vc08
Vc09
Vc10
1.260
Vc11
Vc12
Vc13
1.240
Vc14
Vc15
Vc16
1.220
Vc17
Vc18
Vc19
Vc20
1.200
Vc21
Vc22
1.180
27-ago
Vc23
01-set
06-set
11-set
16-set
21-set
26-set
01-ott
06-ott
11-ott
16-ott
1 - EPS Design
- 100 -
 Esempio: tensione di cella in orbita
1.320
Vc01
Vc02
Vc03
Battery 2 Minimum Cell Voltage (V)
1.300
Vc04
Vc05
Vc06
1.280
Vc07
Vc08
Vc09
Vc10
1.260
Vc11
Vc12
Vc13
1.240
Vc14
Vc15
Vc16
1.220
Vc17
Vc18
Vc19
Vc20
1.200
Vc21
Vc22
1.180
27-ago
Vc23
01-set
06-set
11-set
16-set
21-set
26-set
01-ott
06-ott
11-ott
16-ott
1 - EPS Design
- 101 -
 Esempio: sommario stagione di eclissi
Battery 1 DOD (%)
70
60
50
40
30
20
10
0
0
1
2
3
4
5
6
7
8
0
1
2
3
4
5
6
7
8
Battery 2 DOD (%)
70
60
50
40
30
20
10
0
Eclipse Season
1 - EPS Design
- 102 -
 Esempio: sommario stagione di eclissi
Battery 1 Cells Min Voltage (V)
1.340
1.320
1.300
1.280
1.260
1.240
1.220
1.200
1.180
1.160
1.140
0
1
2
3
4
5
6
7
8
0
1
2
3
4
5
6
7
8
Battery 2 Cells Min Voltage (V)
1.340
1.320
1.300
1.280
1.260
1.240
1.220
1.200
1.180
1.160
1.140
Eclipse Season
1 - EPS Design
- 103 -
 Esempio: Tensione di cella a fine scarica
Batte ry 1 Ce ll EOD Voltage (V)
1.400
1.200
1.000
0.800
0.600
Feb 2001
0.400
Jul 2001
0.200
Feb 2002
0.000
1
3
5
7
9
11
13
15
17
19
21
23
Cell number
1 - EPS Design
- 104 -
 Esempio: Tensione di cella a fine scarica
Battery 2 Cell EOD Voltage (V)
1.400
1.200
1.000
0.800
0.600
0.400
Feb 2001
Jul 2001
0.200
Feb 2002
0.000
1
3
5
7
9
11
13
15
17
19
21
23
Cell number
1 - EPS Design
- 105 -
Unità di Protezione e Distribuzione (PPDU):
 Introduzione
L’unità PPDU ha funzione di distribuire la potenza di MB (Main Bus) ai carichi di satellite
fornendo una protezione di sovracorrente su ciascuna linea.
► Tutte le linee dei carichi di MB sono connesse ad un singolo punto all’ingresso di PPDU.
►
•
“Star Point” di distribuzione
►
Il progetto dell’unità è tale per cui non è possibile causare un corto circuito permanente del
MB a seguito di un singolo guasto.
 Configurazione circuiti di protezione
F1
F1
RS
F1
Electrical Schematic
Fuse characteristics
Series resistance RS
F1
RS
F2
F2
F3
F2
Power Line
RS
F2
Type
MB-2F
MB-5F
MB-7F
MB-15F
Steady-state current
[A]
0.8
2.5
3.5
7.5
Current rating [A]
2
5
7.5
7.5
Resistance tolerance [%]
+/- 10
+/- 10
+/- 10
+/- 10
Derating
factor [%]
Nominal
22.0
44.0
40.3
37.9
Derating
factor [%]
1 Fuse failed
40.0
50.0
46.7
55.0
-
0,1  / 2W / 1%
0,1  / 2W / 1%
-
1 - EPS Design
- 106 -
Pyro Drive Unit (PDU):
 Introduzione
Ha funzione di pilotare i dispositivi pirotecnici dedicati al dispiegamento o rilascio delle
antenne ed all’apertura del sistema di propulsione.
► PDU è utilizzata esclusivamente durante le fasi iniziali di missione.
► Durante la vita operativa del satellite l’unità viene mantenuta spenta.
►
 Configurazione
L’unità è suddivisa in 2 sezioni, 1 per i dispositivi nominali ed 1 per quelli ridondati.
► Le 2 sezioni sono operanti in ridondanza fredda.
► Il progetto dell’unità è tale da garantire i requisiti di sicurezza del sito di lancio evitando
l’attivazione non voluta di 1 dispositivo in caso di singolo guasto.
► A tale scopo 3 livelli di inibizione sono previsti per ciascuna linea:
►
•
•
•
interruttore di ARM/DISARM (relè bistabile),
interruttore di FIRE (relè monostabile),
interruttore Elettronico (limitato in corrente).
1 - EPS Design
- 107 -
 Caratteristiche Funzionali
L’alimentazione dei dispositivi pirotecnici è derivata dalle due batterie del sottosistema
d’alimentazione
► L’alimentazione della sezione DC/DC è fornita dal Main Bus attraverso la PPDU
► Ciascuna sezione della PDU si interfaccia con una batteria e fornisce 27 linee aventi le
seguenti caratteristiche:
►
•
•
corrente d’attivazione = 5 A
durata impulso d’attivazione = 6.5 ms
I dispositivi pirotecnici possono essere pilotati in modo singolo o a coppie.
► Gli interruttori di “ARM/SAFE” (2) sono comuni a più uscite, mentre ciascun dispositivo è
pilotato da un proprio interruttore di “FIRE”.
►
1 - EPS Design
- 108 -
 Schema a blocchi
1 - EPS Design
- 109 -
Unità di Controllo Termico (TCU):
 Introduzione
►
La TCU è delegata alla:
•
•
Acquisizione delle temperature tramite condizionamento dei sensori
Azionamento dei circuiti riscaldatori
La TCU è alimentata direttamente dal MB
► E’ basata su di un design modulare che include i seguenti blocchi principali:
► moduli per il condizionamento dei termistori e l’accensione / spegnimento dei circuiti
riscaldatori
►
•
►
►
Heaters Switches and Thermistors Conditioning (HSTC) modules
moduli di telemetria e telecomando per interfacciare la RU-B
•
Telecommand and Telemetry (TCTM) modules
Ogni modulo TCTM è provvisto di un proprio DC/DC converter per alimentare tutte le
tensioni ausiliarie necessarie all’unità.
 Ridondanze
►
►
1 - EPS Design
I moduli TM/TC come pure i convertitori DC/DC ausiliari sono completamente ridondati
•
Ridondanza fredda
Heaters e termistori sono non ridondati
•
•
•
Heaters ridondati a livello sistema
Termistori ridondati a livello sistema
Fusibili ridondati per ogni linea
- 110 -
 Schema a blocchi funzionale
1 - EPS Design
- 111 -
 X-Strapping
►
Ogni modulo TM/TC è in grado di:
•
•
Comandare tutti i gli interruttori dei circuiti riscaldatori
Acquisire tutte le linee dei sensori di temperatura
1 - EPS Design
- 112 -
 X-Strapping
►
Ogni modulo TM/TC è in grado di alimentare tutte le schede HSTC
1 - EPS Design
- 113 -
 X-Strapping
►
Full cross-strap con la Remote Terminal Unit dovuto alla presenza di due TM/TC module
con i propri DC/DC ausiliari
1 - EPS Design
- 114 -
EPS Block Diagram
 Esempio di architettura per applicazioni LEO
UMB interface
P/F BUS
SAW 1
Reg. @ 28V
SRM 1
PCDU
SAW 2
HEATERS
(115W and 40W @65V)
Electro Actuated Devices
SRM 2
TPSU (Unreg.46V ÷ 65V)
SES (Reg. @ 28V)
BATTERY
BATTERY BUS
(49V,50V,52V,54V ÷ 65V)
CAPS
HEATERS
(210W and 55W @ 65V)
1 - EPS Design
- 115 -
EPS Trade-Off Summary
ARCHITECTURE TRADE-OFF
Baseline
•Battery_Bus = up to 28V
•P/F_Bus = 25÷38V unreg.
•TPSU_Bus = 46÷65V unreg.
Option 1
•P/F_Bus = 28V reg.
•TPSU_Bus = 46÷65 / 53÷80V
Selected
Option 2
•P/F_Bus = 28V reg.
•TPSU_Bus = 53÷80V unreg.
Option 1
S3R
Technically
equivalent,
best proposal
to be selected
CONDITIONING TRADE-OFF
MPPT Boost
MPPT Buck
S/A MANAGING TRADE-OFF
SRM
SADA
SRM
POWER LINES PROTECTION TRADE-OFF
LCLs
Fuses
LCLs
1 - EPS Design
- 116 -
S3R vs. MPPT @ 92% efficiency in SAR 011
Simulation Results for
a)
Battery Current
b)
Battery Voltage
c)
Battery SOC
d)
Solar Array Power
1 - EPS Design
- 117 -
S3R vs. MPPT @ 92% efficiency in SAR 161
Simulation Results for
a)
Battery Current
b)
Battery Voltage
c)
Battery SOC
d)
Solar Array Power
1 - EPS Design
- 118 -
EPS Units Key Features
 Trade-Off configurations, MPPT Boost, MPPT Buck and S3R are performance
equivalent at system level
1 - EPS Design
- 119 -
EPS Units Key Features
1 - EPS Design
- 120 -

Seminario Satellite Power Systems

Transcription

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