ΙΠΛΩΜΑΤΙΚΗ ΕΡΓΑΣΙΑ. του Φοιτητή του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών

Transcript

1 ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟ ΠΑΤΡΩΝ ΤΜΗΜΑ ΗΛΕΚΤΡΟΛΟΓΩΝ ΜΗΧΑΝΙΚΩΝ ΚΑΙ ΤΕΧΝΟΛΟΓΙΑΣ ΥΠΟΛΟΓΙΣΤΩΝ ΤΟΜΕΑΣ ΣΥΣΤΗΜΑΤΩΝ ΗΛΕΚΤΡΙΚΗΣ ΕΝΕΡΓΕΙΑΣ ΕΡΓΑΣΤΗΡΙΟ ΗΛΕΚΤΡΟΜΗΧΑΝΙΚΗΣ ΜΕΤΑΤΡΟΠΗΣ ΕΝΕΡΓΕΙΑΣ ΙΠΛΩΜΑΤΙΚΗ ΕΡΓΑΣΙΑ του Φοιτητή του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών ΕΥΣΤΑΘΙΟΥ Λ. ΓΑΛΑΝΟΠΟΥΛΟΥ Α.Μ.: 6196 ΜΕΛΕΤΗ ΚΑΙ ΚΑΤΑΣΚΕΥΗ ΙΑΤΑΞΕΩΝ ΤΡΟΦΟ ΟΣΙΑΣ ΤΟΥ ΟΡΥΦΟΡΟΥ UPSAT Επιβλέπων: ρ.-μηχ. Εµµανουήλ Τατάκης, Αναπληρωτής Καθηγητής Ν ο 333 Πάτρα, Ιούνιος 2011 ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟΥΠΟΛΗ ΠΑΤΡΑΣ ΡΙΟ - ΠΑΤΡΑ Τηλ: Τηλ: Τηλ: Fax: e.c.tatakis@ece.upatras.gr

2

3 ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟ ΠΑΤΡΩΝ ΤΜΗΜΑ ΗΛΕΚΤΡΟΛΟΓΩΝ ΜΗΧΑΝΙΚΩΝ ΚΑΙ ΤΕΧΝΟΛΟΓΙΑΣ ΥΠΟΛΟΓΙΣΤΩΝ ΤΟΜΕΑΣ ΣΥΣΤΗΜΑΤΩΝ ΗΛΕΚΤΡΙΚΗΣ ΕΝΕΡΓΕΙΑΣ ΕΡΓΑΣΤΗΡΙΟ ΗΛΕΚΤΡΟΜΗΧΑΝΙΚΗΣ ΜΕΤΑΤΡΟΠΗΣ ΕΝΕΡΓΕΙΑΣ ΙΠΛΩΜΑΤΙΚΗ ΕΡΓΑΣΙΑ του Φοιτητή του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών ΕΥΣΤΑΘΙΟΥ Λ. ΓΑΛΑΝΟΠΟΥΛΟΥ Α.Μ.: 6196 ΜΕΛΕΤΗ ΚΑΙ ΚΑΤΑΣΚΕΥΗ ΙΑΤΑΞΕΩΝ ΤΡΟΦΟ ΟΣΙΑΣ ΤΟΥ ΟΡΥΦΟΡΟΥ UPSAT Επιβλέπων: ρ.-μηχ. Εµµανουήλ Τατάκης, Αναπληρωτής Καθηγητής Ν ο /2011 Πάτρα, Ιούνιος 2011

4

5 ΠΙΣΤΟΠΟΙΗΣΗ Πιστοποιείται ότι η διπλωµατική εργασία µε θέµα: "ΜΕΛΕΤΗ ΚΑΙ ΚΑΤΑΣΚΕΥΗ ΙΑΤΑΞΕΩΝ ΤΡΟΦΟ ΟΣΙΑΣ ΤΟΥ ΟΡΥΦΟΡΟΥ UPSAT" Του φοιτητή του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών: ΕΥΣΤΑΘΙΟΥ ΛΑΖΑΡΟΥ ΓΑΛΑΝΟΠΟΥΛΟΥ (Α.Μ. 6196) Παρουσιάστηκε δηµόσια και εξετάστηκε στο Τµήµα Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών στις 29/06/2011 Ο Επιβλέπων Ο ιευθυντής του Τοµέα Εµµανουήλ Τατάκης Αναπληρωτής Καθηγητής Αντώνιος Αλεξανδρίδης Καθηγητής

6

7 Αριθµός ιπλωµατικής Εργασίας: /2011 ΤΙΤΛΟΣ: "ΜΕΛΕΤΗ ΚΑΙ ΚΑΤΑΣΚΕΥΗ ΙΑΤΑΞΕΩΝ ΤΡΟΦΟ ΟΣΙΑΣ ΤΟΥ ΟΡΥΦΟΡΟΥ UPSAT " Φοιτητής: Επιβλέπων: Ευστάθιος Γαλανόπουλος του Λαζάρου ρ.-μηχ. Εµµανουήλ Τατάκης, Αναπληρωτής Καθηγητής Περίληψη Η παρούσα διπλωµατική εργασία πραγµατεύεται την µελέτη και κατασκευή του συστήµατος τροφοδοσίας του UPSat, ενός δορυφόρου τύπου Cubesat. Η εργασία αυτή εκπονήθηκε στο Εργαστήριο Ηλεκτροµηχανικής Μετατροπής Ενέργειας του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών. Σκοπός είναι η µελέτη και η κατασκευή των βασικών διατάξεων του συστήµατος τροφοδοσίας ώστε να καλύπτονται οι ενεργειακές απαιτήσεις όλων των υποσυστηµάτων του δορυφόρου. Αρχικά µελετώνται οι συνθήκες που θα πρέπει να αντιµετωπίσει ο δορυφόρος κατά την αποστολή του. Παρουσιάζονται τα βασικότερα υποσυστήµατα του δορυφόρου και οι διαθέσιµες επιλογές τροχιάς, ενώ µε βάση στοιχεία προηγούµενων αποστολών επιλέγεται η τοπολογία του συστήµατος και γίνεται ο ισολογισµός ισχύος. Στη συνέχεια γίνεται η ανάλυση των τροφοδοτικών που θα κατασκευαστούν, η επιλογή των κατάλληλων τοπολογιών και ο υπολογισµός των απαραίτητων στοιχείων των µετατροπέων. Ακολουθεί η προσοµοίωση των κυκλωµάτων µε κατάλληλο λογισµικό, το πρόγραµµα PSpice, ώστε τα αποτελέσµατά τους να συγκριθούν µε τα θεωρητικά αλλά και µε αυτά της τελικής κατασκευής. Το επόµενο βήµα είναι η κατασκευή των κυκλωµάτων. Παρουσιάζονται τα τεχνικά χαρακτηριστικά των βασικών εξαρτηµάτων και γίνεται η ανάλυση του προγράµµατος του µικροελεγκτή για την παραγωγή παλµών. Επιπρόσθετα γίνεται αναφορά και στις διατάξεις µετρήσεων και ελέγχου του συστήµατος. Τέλος δίνονται οι µετρήσεις και τα παλµογραφήµατα που προέκυψαν από τις διατάξεις για την εξαγωγή συµπερασµάτων.

8

9 Πρόλογος ΠΡΟΛΟΓΟΣ Στη διπλωµατική αυτή εργασία µελετάται σχεδιάζεται και κατασκευάζεται το σύστηµα τροφοδοσίας του δορυφόρου UPSat, ενός δορυφόρου τύπου Cubesat. Εκπονήθηκε στο εργαστήριο Ηλεκτροµηχανικής Μετατροπής Ενέργειας του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών. Συγκεκριµένα έγινε η µελέτη και κατασκευή ενός συστήµατος τροφοδοσίας δύο σταδίων για την παραγωγή, αποθήκευση και βέλτιστη διανοµή της ισχύος στα διάφορα υποσυστήµατα του δορυφόρου. Συνοπτικά, στο πρώτο στάδιο υλοποιείται ανύψωση της τάσης που παρέχεται από την πηγή τροφοδοσίας, δηλαδή τη φωτοβολταϊκή γεννήτρια, για την τροφοδοσία των συσσωρευτών. Ένα δεύτερο στάδιο υλοποιείται για τον υποβιβασµό της τάσης των συσσωρευτών ώστε να τροφοδοτηθούν τα υποσυστήµατα του δορυφόρου µε τάση κατάλληλης τιµής. Αναλυτικά, στο κεφάλαιο 1 γίνεται η ανάλυση των συνθηκών που θα επικρατούν όταν ο δορυφόρος θα βρίσκεται σε τροχιά και πως µπορούν να επηρεάσουν την λειτουργία των υποσυστηµάτων και κυρίως το σύστηµα τροφοδοσίας. Στη συνέχεια παρουσιάζονται τα υποσυστήµατα από τα οποία αποτελείται ο δορυφόρος και τα κυριότερα χαρακτηριστικά τους και γίνεται ανάλυση των τροχιών στις οποίες µπορεί να τοποθετηθεί ο UPSat µε τα πλεονεκτήµατα και τα µειονεκτήµατα καθεµίας. Στο κεφάλαιο 2 µελετάται αποκλειστικά το σύστηµα τροφοδοσίας και επιλέγεται η βέλτιστη κυκλωµατική τοπολογία του. Στη συνέχεια γίνεται ανάλυση των ενεργειακών απαιτήσεων των υποσυστηµάτων του UPSat ώστε να γίνει η κατάλληλη επιλογή των φωτοβολταϊκών στοιχείων, τα οποία σε συνδυασµό µε τους συσσωρευτές θα καλύπτουν αυτές τις ανάγκες. Ακολουθεί ο ισολογισµός ισχύος για µια πιθανή τροχιά του δορυφόρου και για την χειρότερη περίπτωση λειτουργίας. Με βάση τον προηγούµενο ισολογισµό γίνεται η διαστασιολόγηση των συσσωρευτών. Στο κεφάλαιο 3 γίνεται η ανάλυση του πρώτου σταδίου του συστήµατος, δηλαδή του µετατροπέα Boost για την ανύψωση της τάσης ώστε να γίνει η φόρτιση των συσσωρευτών αλλά και η µεταφορά ισχύος στο δεύτερο στάδιο. Επίσης υπολογίζονται τα βασικά στοιχεία του µετατροπέα ώστε να γίνει η προσοµοίωσή του µε το λογισµικό PSpice. - I -

10 Πρόλογος Στο κεφάλαιο 4 γίνεται η ανάλυση του δεύτερου σταδίου του συστήµατος που περιλαµβάνει δύο µετατροπείς Buck για τον υποβιβασµό της τάσης σε επίπεδο κατάλληλο για την τροφοδοσία των διάφορων υποσυστηµάτων του δορυφόρου. Ακολουθεί ο υπολογισµός των βασικών στοιχείων του µετατροπέα ώστε να γίνει η προσοµοίωσή του µε το λογισµικό PSpice. Στο κεφάλαιο 5 γίνεται η επιλογή των βασικών στοιχείων του µετατροπέα Boost που θα κατασκευαστεί µε βάση τους υπολογισµούς του 3 ου κεφαλαίου. Ύστερα ακολουθεί η µελέτη του µικροελεγκτή dspic30f4011 και του προγράµµατός που υλοποιήθηκε για να γίνει η παλµοδότηση του Mosfet έτσι ώστε να επιτυγχάνεται ταυτόχρονα και η αποµάστευση µέγιστης ισχύος από τη Φ/Β γεννήτρια (µέθοδος MPPT). Στη συνέχεια παρουσιάζονται οι διατάξεις ελέγχου και µετρήσεων ενώ στο τέλος δίνονται και οι µετρήσεις που προέκυψαν από την κατασκευή ώστε να γίνει µελέτη της απόδοσης και σύγκρισή µε τα αποτελέσµατα της προσοµοίωσης. Στο κεφάλαιο 6 αναλύονται τα ολοκληρωµένα κυκλώµατα των µετατροπέων Buck που θα τοποθετηθούν στην τελική διάταξη µε τους απαραίτητους υπολογισµούς. Στο τέλος δίνονται οι µετρήσεις που έγιναν στην κατασκευή για σύγκριση µε τα αποτελέσµατα της προσοµοίωσης και επιβεβαίωση σωστής λειτουργίας. Στο κεφάλαιο 7 παρουσιάζονται τα αποτελέσµατα που προέκυψαν από τα παλµογραφήµατα που έγιναν στην κατασκευή, γίνεται εξαγωγή συµπερασµάτων και διερευνώνται οι προοπτικές. Τέλος, καταγράφεται η βιβλιογραφία που χρησιµοποιήθηκε και στα παραρτήµατα ενσωµατώνονται τα φυλλάδια των κατασκευαστών των στοιχείων που χρησιµοποιήθηκαν, ο κώδικας του µικροελεγκτή, οι εικόνες της κατασκευής, οι µετρήσεις των διατάξεων, τα σχηµατικά των κυκλωµάτων και τα PCB σχέδια των πλακετών. Σε αυτό το σηµείο θα ήθελα να ευχαριστήσω τον επιβλέποντα της διπλωµατικής µου εργασίας Αναπληρωτή Καθηγητή ρ-μηχ Εµµανουήλ Τατάκη για την άψογη συνεργασία και καθοδήγηση που µου παρείχε σε όλα τα στάδια εκπόνησής της. Ευχαριστίες αρµόζουν επίσης και σε όλο το προσωπικό του Εργαστήριου Ηλεκτροµηχανικής Μετατροπής Ενέργειας, προπτυχιακούς και µεταπτυχιακούς φοιτητές, η υποστήριξη των οποίων ήταν καθοριστική. Τέλος θα ήθελα να ευχαριστήσω την οικογένεια και τους φίλους µου για την συµπαράσταση και υποµονή τους καθ όλη τη διάρκεια των σπουδών µου. - II -

11 ΠΙΝΑΚΑΣ ΠΕΡΙΕΧΟΜΕΝΩΝ Πίνακας Περιεχοµένων ΚΕΦΑΛΑΙΟ 1 ιάστηµα και τεχνητοί ορυφόροι 1.1. Εισαγωγή Συνθήκες διαστήµατος Ακτινοβολία Θερµοκρασία και πίεση Επιτάχυνση και κραδασµοί Επίδραση των συνθηκών στο σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος Cubesat 1.4. Ο δορυφόρος UPSat Υποσυστήµατα δορυφόρου Σύστηµα επικοινωνιών (COM) Σύστηµα καθορισµού και ελέγχου συµπεριφοράς (ADCS) Κεντρικός υπολογιστής πτήσης (OBC) Σύστηµα θερµικού ελέγχου Σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος οµή δορυφόρου Μηχανισµός κίνησης ηλιακών συλλεκτών Επιλογή τροχιάς δορυφόρου Γεωσύγχρονη τροχιά Γεωστατική τροχιά Τροχιά µέσης απόστασης ως προς τη γη (ΜΕΟ) Τροχιά µικρής απόστασης ως προς τη γη (LEO) ΚΕΦΑΛΑΙΟ 2 Σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος δορυφόρου UPSat 2.1. Εισαγωγή Επιλογή τοπολογίας συστήµατος Στοιχεία συστηµάτων τροφοδοσίας Cubesat Απαιτήσεις ισχύος υποσυστηµάτων UPSat Φωτοβολταϊκά στοιχεία Παραγωγή ισχύος από Φ/Β κύτταρα- Φωτοβολταϊκό φαινόµενο Επιλογή Φ/Β κυττάρων για τον δορυφόρο UPSat Σύνδεση Φ/Β κυττάρων Ισολογισµός ισχύος Ανάλυση τροχιάς UPSat Υπολογισµός βασικών µεγεθών ισχύος III -

12 Πίνακας Περιεχοµένων 2.7. Συσσωρευτές Επιλογή συσσωρευτών Μέθοδος φόρτισης συσσωρευτών ιάγραµµα συστήµατος- ιερεύνηση περιπτώσεων λειτουργίας ΚΕΦΑΛΑΙΟ 3 Ανάλυση µετατροπέα ανύψωσης συνεχούς τάσεως σε συνεχή (Boost) 3.1. Εισαγωγή Ανάλυση λειτουργίας µετατροπέα Boost Εξαγωγή βασικών εξισώσεων Υπολογισµός στοιχείων µετατροπέα Προσοµοίωση µετατροπέα ανύψωσης τάσης µε το λογισµικό PSpice ΚΕΦΑΛΑΙΟ 4 Ανάλυση µετατροπέα υποβιβασµού τάσης (Buck) 4.1. Εισαγωγή Ανάλυση µετατροπέα υποβιβασµού τάσης (Buck) Εξαγωγή βασικών εξισώσεων Υπολογισµός στοιχείων µετατροπέα Προσοµοίωση µετατροπέα υποβιβασµού τάσης µε το λογισµικό PSpice ΚΕΦΑΛΑΙΟ 5 Κατασκευή µετατροπέα ανύψωσης τάσης (Boost) 5.1. Εισαγωγή Κατασκευή κυκλώµατος ισχύος Επιλογή ηµιαγωγικού διακοπτικού στοιχείου Επιλογή πηνίου Επιλογή διόδου Επιλογή πυκνωτών 5.3. Μικροελεγκτής dspic30f Περιφερειακά µικροελεγκτή Προγραµµατισµός µικροελεγκτή ιαγράµµατα ροής κώδικα 5.4. Κυκλώµατα ελέγχου και µετρήσεων Mosfet driver UCC ιατάξεις µετρήσεων τάσης και ρεύµατος 5.5. Πειραµατικές µετρήσεις IV -

13 Πίνακας Περιεχοµένων ΚΕΦΑΛΑΙΟ 6 Κατασκευή µετατροπέα υποβιβασµού τάσης (Buck) 6.1 Εισαγωγή 6.2. Κατασκευή κυκλώµατος ισχύος Μετατροπέας υποβιβασµού TS Μετατροπέας υποβιβασµού MC Πειραµατικές µετρήσεις ΚΕΦΑΛΑΙΟ 7 Πειραµατική διερεύνηση- Αποτελέσµατα 7.1 Εισαγωγή 7.2. Παλµογραφήµατα στον µετατροπέα Boost Έλεγχος ορθής λειτουργίας µεθόδου MPPT Συµπεράσµατα-Προοπτικές ΒΙΒΛΙΟΓΡΑΦΙΑ 137 ΠΑΡΑΡΤΗΜΑΤΑ ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ Α Κώδικας προγράµµατος µικροελεγκτή. ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ Β Φωτογραφίες κατασκευής. ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ Γ Πειραµατικές Μετρήσεις... ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ Σχηµατικά & PCB σχέδια πλακετών. ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ Ε Datasheets V -

14

15 Κεφάλαιο 1 ο ΚΕΦΑΛΑΙΟ 1 ΙΑΣΤΗΜΑ ΚΑΙ ΤΕΧΝΗΤΟΙ ΟΡΥΦΟΡΟΙ 1.1. Εισαγωγή Η εξερεύνηση του διαστήµατος βρίσκεται στο επίκεντρο του ανθρώπινου ενδιαφέροντος εδώ και αρκετές δεκαετίες και συνεχίζει µέχρι και σήµερα µε συνεχώς αυξανόµενο ρυθµό. Η ανάπτυξη της τεχνολογίας που θα καθιστούσε δυνατή αυτή την εξερεύνηση έγινε αντικείµενο επιστηµονικών µελετών, οι οποίες έχουν ως σκοπό την τεχνολογική πρόοδο αλλά και τη βελτίωση της ζωής του ανθρώπου. Η αρχή έγινε από τη Σοβιετική Ένωση µε την εκτόξευση του τεχνητού δορυφόρου Σπούτνικ 1 στις 4 Οκτωβρίου Η συγκεκριµένη χρονιά είχε ορισθεί από την επιστηµονική κοινότητα ως ιεθνές Γεωφυσικό Έτος. Οι Σοβιετικοί επιδόθηκαν σε έναν αγώνα δρόµου παράλληλα µε τις Ηνωµένες Πολιτείες Αµερικής για το ποιος θα είναι ο πρώτος που θα εκτοξεύσει τεχνητό δορυφόρο στο διάστηµα. Τελικά κατάφεραν µε επιτυχία, όχι µόνο να εκτοξεύσουν το δορυφόρο, αλλά και να επικοινωνήσουν µε τα υποσυστήµατα του δορυφόρου λαµβάνοντας δεδοµένα από αυτά. Η ιδέα για τη χρήση δορυφόρων για την εξερεύνηση του διαστήµατος είχε διατυπωθεί αρκετά χρόνια πριν την πρώτη εκτόξευση, δεν υπήρχε όµως η κατάλληλη τεχνολογία για την επίτευξη της. Μετά τον Β Παγκόσµιο πόλεµο και παράλληλα µε την ανάπτυξη της πυραυλικής τεχνολογίας για στρατιωτικούς σκοπούς, έγιναν οι πρώτες συστηµατικές προσπάθειες για την ανάπτυξη της δορυφορικής τεχνολογίας. Από τότε η ανάπτυξή της δε σταµάτησε ποτέ και συνεχίζει µέχρι και σήµερα. Υπολογίζεται ότι από το 1957 έχουν εκτοξευθεί συνολικά πάνω από τεχνητοί δορυφόροι από τους οποίους µόνο παραµένουν σε τροχιά. Από αυτούς µόνο το 7% (περίπου 560) είναι λειτουργικοί ενώ οι υπόλοιποι απλά βρίσκονται σε τροχιά και αποτελούν διαστηµικά σκουπίδια [1]. Συνήθως οι δορυφόροι κατηγοριοποιούνται σύµφωνα µε το µέγεθος και το βάρος τους. Η χρήση των τεχνητών δορυφόρων γίνεται για διάφορους λόγους από τους οποίους καθορίζεται και ο τύπος του δορυφόρου. Παρακάτω δίνονται οι κατηγορίες τεχνητών δορυφόρων µε βάση το βάρος αλλά και το σκοπό κατασκευής τους - 7 -

16 Κεφάλαιο 1 ο Οι κατηγορίες δορυφόρων σύµφωνα µε το βάρος τους [2]: Μεγάλοι δορυφόροι ( >1000kg) Μεσαίου µεγέθους δορυφόροι ( kg) Μικρού µεγέθους δορυφόροι ( kg) Mini-δορυφόροι (50-100kg) Micro-δορυφόροι (10-50kg) Nano-δορυφόροι (1-10kg) Pico-δορυφόροι (0.1-1kg) Femto-δορυφόροι (<0.1kg) Οι κατηγορίες δορυφόρων σύµφωνα µε τον σκοπό κατασκευής τους [1]: Αστρονοµικοί Βιο-δορυφόροι Επικοινωνιακοί Πλοήγησης Γεω-παρατήρησης Αναγνώρισης Μετεωρολογικοί Πρόσδεσης ιαστηµικοί Σταθµοί 1.2. Συνθήκες διαστήµατος Ακτινοβολία [2][3] Στο διάστηµα υπάρχουν δύο ειδών ακτινοβολίες που επηρεάζουν έναν τεχνητό δορυφόρο. Η ηλεκτροµαγνητική ακτινοβολία και ακτινοβολία από σωµατίδια. Το µεγαλύτερο ποσοστό της ακτινοβολίας προέρχεται από τον ήλιο, αλλά η κοσµική ακτινοβολία και η σωµατιδιακή ακτινοβολία από το µαγνητικό πεδίο της γης συµβάλλουν σηµαντικά. Η σωµατιδιακή ακτινοβολία από το µαγνητικό πεδίο προέρχεται ουσιαστικά από τον ήλιο, και είναι παγιδευµένη γύρω από το µαγνητικό πεδίο της γης διατεταγµένη σε ζώνες οι οποίες ονοµάζονται ζώνες Van Aalen. Η ακτινοβολία περιέχεται κυρίως σε αυτές τις ζώνες, εκτός των οποίων θεωρούµε ότι η ακτινοβολία είναι ελάχιστη. Σε κοντινή από τη γη τροχιά ο - 8 -

17 Κεφάλαιο 1 ο δορυφόρος δεν θα επηρεάζεται πολύ από αυτές τις ζώνες οι οποίες ξεκινάνε από περίπου 1-2 φορές την ακτίνα της γης (r=6371km) [3]. Και τα δύο είδη ακτινοβολίας, σωµατιδιακή και η ηλεκτροµαγνητική, υποβαθµίζουν την λειτουργία των ηλεκτρονικών µε την πάροδο του χρόνου. Γι αυτό το λόγο τα ηλεκτρονικά που χρησιµοποιούνται σε τέτοιες αποστολές περνάνε ειδικές δοκιµασίες για την εξακρίβωση της αντοχής τους. Η προστασία των ηλεκτρονικών γίνεται µε την θωράκισή του δορυφόρου µε κάποιο υλικό ανθεκτικό στη ακτινοβολία, συνήθως αλουµίνιο. Η ακτινοβολία προκαλεί, συνήθως σφάλµατα στις λογικές συσκευές, δηλαδή στα ολοκληρωµένα κυκλώµατα. Αυτό συµβαίνει όταν ένα σωµατίδιο υψηλής ενέργειας προσπίπτει πάνω στο κύκλωµα και ονοµάζεται Single Event Upset (SEU). Υπάρχουν δύο περιπτώσεις σφάλµατος. Στην πρώτη περίπτωση το σωµατίδιο που προσπίπτει διασχίζει τα στρώµατα του υλικού (συνήθως πυρίτιο ή κάποιο άλλο ηµιαγωγικό υλικό) δηµιουργώντας ένα ιονισµένο µονοπάτι το οποίο βραχυκυκλώνει όλα τα στρώµατα όπως φαίνεται και στην παρακάτω εικόνα. Σχήµα 1.1 : Single Event Upset (SEU) σε τρανζίστορ τύπου MOS [4] Στη δεύτερη περίπτωση το σωµατίδιο προσπίπτει στη συσκευή και πριν προλάβει να διαπεράσει τη συσκευή, συγκρούεται µε τον πυρήνα ενός ατόµου. Αυτό προϋποθέτει ότι το σωµατίδιο έχει αρκετή ενέργεια ώστε να διασπάσει τον πυρήνα του ατόµου. Τα κοµµάτια από τον πυρήνα εκτοξεύονται και δηµιουργούν το καθένα από ένα ιονισµένο µονοπάτι. Η κατάληξη είναι η ίδια µε την πρώτη περίπτωση, έχουµε δηλαδή βραχυκύκλωµα των στρωµάτων του υλικού. Το φορτισµένο σωµατίδιο µπορεί να προκαλέσει πολλών ειδών σφάλµατα όπως διαγραφή η αλλαγή ψηφιακά αποθηκευµένων δεδοµένων, αλλαγή χρονισµών σε ολοκληρωµένα κυκλώµατα κ.α. Εάν το σωµατίδιο έχει πολύ υψηλή ενέργεια µπορεί να προκαλέσει µόνιµη βλάβη ή και καταστροφή της προσβαλλόµενης συσκευής. Τότε έχουµε το ονοµαζόµενο Single Event Latch-up (SEL). Τα σφάλµατα SEU µπορούν να αντιµετωπιστούν µε τον - 9 -

18 Κεφάλαιο 1 ο εντοπισµό και την διόρθωσή τους από κατάλληλο λογισµικό. Τα SEL δεν αντιµετωπίζονται µέσω λογισµικού αλλά µόνο µε τεχνικές χρήσης πλεονάζοντος υλικού Θερµοκρασία και πίεση [2][3] Όσο αποµακρυνόµαστε από τη γη η ατµόσφαιρα γίνεται όλο και πιο αραιή. Μετά τα 100km η πυκνότητα της ατµόσφαιρας µειώνεται εκθετικά και φτάνει πρακτικά σε συνθήκες κενού. Σε συνθήκες κενού η πίεση είναι πολύ χαµηλή ενώ η εξωτερική θερµοκρασία µπορεί να φτάσει σε θερµοκρασίες αρκετά υψηλές. Στο σχήµα 1.2 δίνεται η θερµοκρασία συναρτήσει της απόστασης από την επιφάνεια της γης. Επειδή ο δορυφόρος θα βρίσκεται όπως είπαµε σε συνθήκες κενού, θα πρέπει να εξασφαλίσουµε ότι τα στοιχεία που χρησιµοποιούνται αντέχουν σε αυτές τις συνθήκες και δεν θα καταστραφούν από το φαινόµενο της εξάτµισης. Αφού ο δορυφόρος θα βρίσκεται σε κενό θα πρέπει να γίνει ειδική µελέτη ως προς τον τρόπο που θα αποβάλλεται η πλεονάζουσα θερµότητα από τα ηλεκτρονικά στοιχεία και τις διατάξεις. Η θερµότητα αποβάλλεται είτε µέσω θερµικής αγωγής είτε µέσω θερµικής ακτινοβολίας. Η κατασκευή του συστήµατος τροφοδοσίας θα πρέπει να εξασφαλίζει ότι η παραγόµενη θερµότητα είναι η ελάχιστη δυνατή. Η θερµική µελέτη του δορυφόρου δε θα εξεταστεί σε αυτή τη διπλωµατική εργασία. Θα θεωρήσουµε ότι τα υποσυστήµατα του δορυφόρου προστατεύονται επαρκώς και η λειτουργία τους είναι οµαλή. Κατά τη διάρκεια της εκτόξευσης και ενώ βρίσκεται µέσα στον ειδικό φορέα για δορυφόρους Cubesat (P-POD), στον οποίο γίνεται αναφορά στην ενότητα 1.3, ο δορυφόρος θα πρέπει να αντέχει θερµοκρασίες που κυµαίνονται από -40 ο C έως 80 ο C [5]. Η θερµοκρασία στα διάφορα υποσυστήµατα του δορυφόρου εξαρτάται από την θερµική προστασία που έχει γίνει. Σύµφωνα µε το Τεχνολογικό Ινστιτούτο του Τόκυο [6] η θερµοκρασία θα κυµαίνεται από -40 ο C έως 80 ο C ενώ σύµφωνα µε το Πανεπιστήµιο του Ιλινόις θα βρίσκεται ανάµεσα στους -100 ο C και στους 120 ο C. Είναι σίγουρο λοιπόν ότι ο δορυφόρος θα λειτουργεί κάτω από ακραίες συνθήκες οι οποίες πρέπει να ληφθούν σοβαρά υπό όψη στη θερµική µελέτη ώστε να µην υπάρξουν προβλήµατα. Από προηγούµενες επιτυχείς αποστολές Cubesat φαίνεται ότι η χρήση ηλεκτρονικών που λειτουργούν σε θερµοκρασίες από -40 ο C έως +85 ο C είναι αποδεκτή

19 Κεφάλαιο 1 ο Σχήµα 1.2: ιάταξη στρωµάτων ατµόσφαιρας. Θερµοκρασία και πυκνότητα αερίων συναρτήσει της απόστασης από την επιφάνεια της γης. [7] Επιτάχυνση και κραδασµοί [2][3] Όταν ο δορυφόρος βρίσκεται σε τροχιά δε θα υπάρχουν εξωτερικοί κραδασµοί, ενώ η επιτάχυνση της βαρύτητας θα είναι µικρότερη απ ότι στην επιφάνεια της γης. Όµως κατά τη διάρκεια της εκτόξευσης, θα υπάρχουν δυνατοί κραδασµοί και η επιτάχυνση θα είναι πολύ ισχυρή. Ο δορυφόρος, και κατ επέκταση και τα εσωτερικά συστήµατα, θα πρέπει να είναι κατασκευασµένα να αντέχουν επιταχύνσεις των 15g [5]. Οι επιταχύνσεις και οι κραδασµοί δεν έχουν άµεσο αντίκτυπο στα ηλεκτρικά χαρακτηριστικά των ηλεκτρονικών στοιχείων που χρησιµοποιούνται, θα πρέπει να δοθεί όµως σηµασία στον τρόπο τοποθέτησής τους ώστε να αντέχουν στις µηχανικές καταπονήσεις και τις απότοµες επιταχύνσεις. Γι αυτό το λόγο θα πρέπει να αποφεύγονται τα στοιχεία µε µεγάλο βάρος και ύψος τα οποία θα µπορούσαν να σπάσουν κατά τη διάρκεια της επιτάχυνσης. Επίσης θα πρέπει να αποφεύγονται στοιχεία των οποίων τα ηλεκτρικά χαρακτηριστικά είναι δυνατό να αλλάξουν από µηχανικές καταπονήσεις όπως για παράδειγµα τα περιστροφικά ποτενσιόµετρα. Όλα τα παραπάνω πρέπει να ληφθούν υπό όψη ώστε η τελική πλακέτα του συστήµατος τροφοδοσίας να είναι όσο πιο συµπαγής γίνεται και µε το ελάχιστο δυνατό βάρος. Πριν την

20 Κεφάλαιο 1 ο εκτόξευση ενός δορυφόρου γίνονται δοκιµές ώστε να διαπιστωθεί η αντοχή του συστήµατος στους κραδασµούς και στις επιταχύνσεις. Εάν αυτές οι δοκιµές είναι επιτυχείς ο δορυφόρος είναι έτοιµος για εκτόξευση, µε την προϋπόθεση ότι έχουν πιστοποιηθεί ως προς τη λειτουργία τους όλα τα υποσυστήµατα Επίδραση των συνθηκών στο σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος [3] Συνοψίζοντας τις πληροφορίες που δόθηκαν στις προηγούµενες υποενότητες, οι κυριότεροι παράγοντες που επηρεάζουν ένα σύστηµα τροφοδοσίας το οποίο θα λειτουργεί σε διαστηµικό περιβάλλον είναι η ακτινοβολία και η θερµοκρασία. Όσον αφορά τα µέτρα που πρέπει να ληφθούν για την προστασία του συστήµατος από τις µεταβολές τις θερµοκρασίας φαίνεται ότι η χρήση ηλεκτρονικών βιοµηχανικής κλίµακας είναι επαρκής µε την προϋπόθεση ότι έχει γίνει θερµική προστασία ώστε στο εσωτερικό η θερµοκρασία να βρίσκεται εντός κάποιων ορίων. Όσον αφορά την ακτινοβολία, το σφάλµα SEU το οποίο αναλύθηκε προηγούµενα, είναι το πιο συχνό και πρέπει να ληφθούν µέτρα ώστε να αποφεύγεται αλλά και να διορθώνεται όταν συµβαίνει γιατί σταδιακά υποβαθµίζει τη λειτουργία των εξαρτηµάτων της µονάδας τροφοδοσίας. Εκτός από τα ηλεκτρονικά βιοµηχανικής κλίµακας µπορούν να χρησιµοποιηθούν για την κατασκευή και ηλεκτρονικά ηµιαγωγικά στοιχεία τα οποία είναι πιστοποιηµένα για διαστηµικές εφαρµογές. Αυτά τα εξαρτήµατα µπορούν να αντέξουν εντός µεγαλύτερων ορίων θερµοκρασίας αλλά και σε µεγαλύτερες δόσεις ακτινοβολίας. Στην κατασκευή που γίνεται στα πλαίσια της διπλωµατικής δε χρησιµοποιούνται εξαρτήµατα πιστοποιηµένα για διαστηµικές εφαρµογές όχι για λόγους κόστους, το οποίο είναι αρκετά υψηλό, αλλά κυρίως επειδή είναι δυσεύρετα στην αγορά λόγω της σπάνιας χρήσης τους Cubesat Ο Cubesat (Σχήµα 1.3) είναι ένας τύπος δορυφόρου ο οποίος έχει συγκεκριµένες διαστάσεις και βάρος. Ανήκει στην κατηγορία των pico-δορυφόρων. Το πρότυπο του Cubesat αναπτύχθηκε το 1999 από τη συνεργασία του California Polytechnic State University (Calpoly) και του Stanford University, µε κύριο εµπνευστή τον καθηγητή Bob Twiggs [8]. Το όνοµά του προκύπτει από το κυβικό του σχήµα. Μία µονάδα Cubesat (1U) έχει µέγιστο µήκος πλευράς ίσο µε 10cm και το βάρος της δεν πρέπει να ξεπερνά το 1 χιλιόγραµµο (kg)

21 Κεφάλαιο 1 ο Ιδιαίτερο χαρακτηριστικό του είναι ότι χρησιµοποιεί ηλεκτρονικά εξαρτήµατα που βρίσκονται εύκολα στο εµπόριο, τα επονοµαζόµενα COTS (commercial off-the shelf). Οι περιορισµοί στις διαστάσεις και το βάρος υπάρχουν γιατί οι συγκεκριµένοι δορυφόροι εκτοξεύονται µέσα σε ειδικούς φορείς σταθερών διαστάσεων. Οι φορείς αυτοί ονοµάζονται P-POD (Poly-PicoSatellite Orbital Deployer) και αναπτύχθηκαν από το πανεπιστήµιο Cal- Poly ειδικά για τους Cubesat. Ένα φορέας P-POD τριών θέσεων φαίνεται στο σχήµα 1.4. Σχήµα 1.3: AAU Cubesat [9] Σχήµα 1.4: P-POD φορέας για 3 δορυφόρους cubesat [8] Ο Cubesat αναπτύχθηκε για εκπαιδευτικούς σκοπούς και συγκεκριµένα για την ενασχόληση των φοιτητών µε τη διαστηµική και δορυφορική τεχνολογία. Χαρακτηριστικό του είναι ότι αποτελείται από υποσυστήµατα τα οποία βρίσκονται σε όλους τους σύγχρονους δορυφόρους µε το πλεονέκτηµα του χαµηλότερου κόστους κατασκευής και εκτόξευσης. Η κατασκευή ενός Cubesat, εάν συµπεριλάβουµε και τα έξοδα εκτόξευσης, κυµαίνεται µεταξύ $ δολαρίων [8]. Ένας δορυφόρος επικοινωνιών, ο οποίος ζυγίζει µερικούς τόνους µπορεί να στοιχίσει δεκάδες εκατοµµύρια δολάρια µόνο για την εκτόξευσή του. Το

22 Κεφάλαιο 1 ο πλεονέκτηµα των Cubesat είναι εµφανές, όσον αφορά την εκπαιδευτική ενασχόληση, καθώς το κόστος τους δεν είναι απαγορευτικό ώστε να καλυφθεί από έναν πανεπιστηµιακό φορέα. Τα τελευταία χρόνια έχουν αρχίσει να ασχολούνται µε την ανάπτυξη pico-δορυφόρων, εκτός από πανεπιστήµια και ιδιωτικές εταιρείες, οι οποίες κατασκευάζουν και αναλαµβάνουν τις διαδικασίες για την ένταξη των δορυφόρων σε κάποιο πρόγραµµα εκτόξευσης Ο δορυφόρος UPSat Ο UPSat (University of Patras Satellite) είναι ένας τεχνητός δορυφόρος τύπου Cubesat, η ανάπτυξη του οποίου ξεκίνησε σαν ιδέα από το Τµήµα Μηχανολόγων Μηχανικών & Αεροναυπηγών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστηµίου Πατρών και συγκεκριµένα από το Εργαστήριο Εφαρµοσµένης Μηχανικής. Είναι η πρώτη προσπάθεια κατασκευής ελληνικού δορυφόρου από ελληνικό Πανεπιστήµιο. Η συµµετοχή του Τµήµατος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών & Τεχνολογίας Υπολογιστών ξεκίνησε στα µέσα του 2008 από πρωτοβουλία κάποιων φοιτητών και των δύο τµηµάτων, οι οποίοι αποτέλεσαν τον συνδετικό κρίκο αυτής της συνεργασίας. Το επόµενο διάστηµα ξεκίνησε η µελέτη των υποσυστηµάτων του δορυφόρου στα πλαίσια ανάθεσης ιπλωµατικών Εργασιών στο Τµήµα Ηλεκτρολόγων Μηχανικών & Τεχνολογίας Υπολογιστών. Μέχρι και σήµερα έχουν ανατεθεί και βρίσκονται στο στάδιο της εκπόνησής τους τρείς διπλωµατικές εργασίες, συµπεριλαµβανόµενης της παρούσης. H µελέτη και κατασκευή του UPSat έχει ως κύριο σκοπό την ενασχόληση των φοιτητών µε την τεχνολογία διαστήµατος όχι µόνο σε θεωρητικό αλλά κυρίως σε πρακτικό επίπεδο. Επιπλέον, οι φοιτητές που ασχολούνται µε τα διάφορα υποσυστήµατα θα πρέπει να βρίσκονται σε συνεχή συνεργασία και επικοινωνία ώστε ο δορυφόρος να λειτουργεί υποδειγµατικά και σύµφωνα µε τις προδιαγραφές που έχουν αποφασιστεί. Στις προδιαγραφές των υποσυστηµάτων, και κυριότερα στις απαιτήσεις ηλεκτρικής ισχύος, θα γίνει αναφορά σε επόµενο κεφάλαιο. Απώτερος σκοπός του εγχειρήµατος είναι η κατασκευή ενός λειτουργικού δορυφόρου ο οποίος να µπορεί να τεθεί σε τροχιά και να φέρει σε πέρας την αποστολή για την οποία κατασκευάστηκε

23 Κεφάλαιο 1 ο 1.5. Υποσυστήµατα δορυφόρου [3] Όλοι οι σύγχρονοι δορυφόροι αποτελούνται από διάφορα υποσυστήµατα σχεδιασµένα ώστε να καλύπτουν τις απαιτήσεις της αποστολής. Τα επιµέρους υποσυστήµατα πρέπει να συνεργάζονται µεταξύ τους για να πετύχουν το καλύτερο δυνατό αποτέλεσµα. Ο σχεδιασµός στους µεγάλους δορυφόρους είναι πολύπλοκη υπόθεση γιατί απαιτείται η µεγιστοποίηση της απόδοσης µε ελαχιστοποίηση του κόστους. Το ίδιο ισχύει κατά συνέπεια και για το σχεδιασµό του συστήµατος τροφοδοσίας. Παρακάτω δίνονται τα κυριότερα υποσυστήµατα που συναντάµε σε όλους τους σύγχρονους δορυφόρους Σύστηµα επικοινωνιών (COM) Το σύστηµα επικοινωνιών (COM-Communications System) αποτελείται από τον ποµποδέκτη που είναι εγκατεστηµένος στον δορυφόρο αλλά και από το σταθµό βάσης που βρίσκεται στη γη και επικοινωνεί µε τα διάφορα υποσυστήµατα του δορυφόρου µέσω του κεντρικού υπολογιστή. Σκοπός του συστήµατος το οποίο είναι εγκατεστηµένο στον δορυφόρο είναι: Να λαµβάνει και να αποκωδικοποιεί σήµατα που στέλνει ο σταθµός βάσης µε συγκεκριµένες εντολές και να τις διαβιβάζει στον κεντρικό υπολογιστή. Να εκπέµπει προς τον σταθµό βάσης πληροφορίες καταγεγραµµένων αλλά και σε πραγµατικό χρόνο δεδοµένων από τα διάφορα υποσυστήµατα Σύστηµα καθορισµού και ελέγχου συµπεριφοράς (ADCS) Το συγκεκριµένο σύστηµα (ADCS-Attitude Determination & Control System) καθορίζει την ακριβή θέση του δορυφόρου ως προς κάποια αναφορά και επεµβαίνει όταν η θέση αυτή παρεκκλίνει από κάποια όρια τα οποία έχουν καθοριστεί από τον σχεδιαστή. Η λειτουργία αυτού του συστήµατος είναι πολύ σηµαντική, καθώς παρέχει την απαιτούµενη ακρίβεια προσανατολισµού η οποία απαιτείται από τις κεραίες, τα φωτοβολταϊκά κύτταρα και τους διάφορους αισθητήρες. Ο έλεγχος της θέσης του δορυφόρου γίνεται στους 3 άξονες µέσω αισθητήρων και πηνίων τα οποία δρουν µε σκοπό την επαναφορά του δορυφόρου στην επιθυµητή θέση. Οι αισθητήρες µπορούν να λειτουργούν εντοπίζοντας το ασθενές µαγνητικό πεδίο της γης, τη

24 Κεφάλαιο 1 ο θέση του ήλιου ή τη θέση των αστεριών και να στέλνουν τα δεδοµένα προς επεξεργασία ώστε να δοθούν οι κατάλληλες εντολές στους ενεργοποιητές, δηλαδή στα πηνία Κεντρικός υπολογιστής πτήσης (OBC) Η µονάδα κεντρικού υπολογιστή πτήσης (OBC-On Board Computer) είναι υπεύθυνη για την λειτουργία του δορυφόρου από τη στιγµή της εκτόξευσης. έχεται αναλογικά, διακριτά και ψηφιακά δεδοµένα από όλα τα υποσυστήµατα του δορυφόρου και τα επεξεργάζεται συνεχώς ώστε να γίνει η εκποµπή τους στο σταθµό βάσης ή να αποθηκευτούν προσωρινά για µετέπειτα χρήση. Αυτά τα δεδοµένα επεξεργάζονται από το σταθµό βάσης ώστε να εξαχθούν συµπεράσµατα για την λειτουργική κατάσταση του δορυφόρου. Εκτός από τη διαχείριση των δεδοµένων, σκοπός του κεντρικού υπολογιστή είναι να επιβλέπει τα επιµέρους υποσυστήµατα και να επεµβαίνει σε συγκεκριµένες περιπτώσεις, οι οποίες έχουν ενσωµατωθεί στο λογισµικό από το σχεδιαστή Σύστηµα θερµικού ελέγχου Το σύστηµα θερµικού ελέγχου διατηρεί τη θερµοκρασία όλου του εξοπλισµού µέσα σε καθορισµένα όρια κατά τη διάρκεια της κανονικής λειτουργίας αλλά και σε ειδικές περιπτώσεις, όπως για παράδειγµα στην εκτόξευση και όταν συµβαίνει κάποιο σφάλµα. Η θερµική προστασία γίνεται µε διάφορους τρόπους ανάλογα µε τα επιθυµητά όρια διατήρησης θερµοκρασίας, τις εξωτερικές συνθήκες που επικρατούν στην τροχιά που βρίσκεται ο δορυφόρος και το µέγεθός του. Τυπικά εξαρτήµατα που χρησιµοποιούνται για αυτό το σκοπό είναι ψυκτικά, περσίδες, θερµικές επενδύσεις πολλών στρωµάτων τύπου κουβέρτας, µονωτικές ταινίες, θερµαστές, θερµοστάτες, αισθητήρες θερµοκρασίας και ηλεκτρονικά ελέγχου. Τα θερµίστορς χρησιµοποιούνται ευρέως ως αισθητήρες θερµοκρασίας. Όλα τα εξαρτήµατα διαστασιολογούνται µε βάση την θερµότητα που παράγει το ηλεκτρικό σύστηµα, και την εξωτερική θερµότητα που δέχεται ο δορυφόρος από τον ήλιο, την ανακλώµενη στη γη ακτινοβολία και την υπέρυθρη ακτινοβολία από τη γη Σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος Το σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος έχει ως σκοπό την παραγωγή, αποθήκευση, ρύθµιση και διανοµή της απαιτούµενης ισχύος στα διάφορα υποσυστήµατα του δορυφόρου

25 Κεφάλαιο 1 ο Στα παραπάνω πρέπει να προστεθεί και η προστασία του συστήµατος από σηµαντικά σφάλµατα και η αποθήκευση δεδοµένων για χρήση από τον κεντρικό υπολογιστή. Τα βασικά στοιχεία ενός συστήµατος τροφοδοσίας είναι τα φωτοβολταϊκά κύτταρα, οι µπαταρίες, οι ρυθµιστές για τη φόρτιση και την εκφόρτιση των µπαταριών, οι ρυθµιστές για τη ρύθµιση του επιπέδου τάσης, διακόπτες, ασφάλειες και φυσικά η καλωδίωση. Στο σύστηµα µπορούν να προστεθούν και άλλα εξαρτήµατα ανάλογα µε το σκοπό της αποστολής. Επιγραµµατικά αναφέρονται παρακάτω διάφορες επιλογές για την παραγωγή της απαιτούµενης ηλεκτρικής ισχύος. Συσσωρευτές (Μπαταρίες) Κυψέλες καυσίµου (fuel cells) Φωτοβολταϊκά κύτταρα Ηλιακοί συγκεντρωτές Πυρηνική-θερµοηλεκτρική ενέργεια Πυρηνική-χηµική ενέργεια Ενέργεια από ραδιοισότοπα Ο απαιτήσεις ισχύος, ο σκοπός αλλά κυρίως η διάρκεια της αποστολής είναι οι σηµαντικότεροι παράγοντες στους οποίους στηρίζεται η επιλογή της µονάδας παραγωγής ισχύος. Στους µεγάλους δορυφόρους συνήθως επιλέγονται δύο ή και περισσότερες µονάδες παραγωγής ισχύος. Στο σχήµα 1.5 φαίνεται η βέλτιστη επιλογή µε βάση τη διάρκεια της αποστολής και την απαιτούµενη ηλεκτρική ισχύ. Σχήµα 1.5: Επιλογή πηγής ενέργειας για διάφορες απαιτήσεις ισχύος και διάρκειες αποστολής [3]

26 Κεφάλαιο 1 ο Στο σύστηµα τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος του δορυφόρου UPSat γίνεται χρήση φωτοβολταϊκών κυττάρων ειδικά για διαστηµικές εφαρµογές για την παραγωγή της απαιτούµενης ηλεκτρικής ισχύος. Για την αποθήκευση χρησιµοποιούνται µπαταρίες ιόντων λιθίου (η πολυµερών). Περισσότερες λεπτοµέρειες για τα φωτοβολταϊκά και τις µπαταρίες αλλά και για τις απαιτήσεις ισχύος όλων των υποσυστηµάτων θα δοθούν σε επόµενο κεφάλαιο οµή δορυφόρου Η δοµή πάνω στην οποία τοποθετούνται όλα τα εξαρτήµατα του δορυφόρου είναι πολύ σηµαντικό κοµµάτι µελέτης καθώς πρέπει να συνδυάζει την λειτουργικότητα και την εργονοµία έτσι ώστε να βελτιστοποιείται η απόδοση όλων των υποσυστηµάτων. Πάνω στον σκελετό µπορεί να ενσωµατώνονται και άλλοι µηχανισµοί για την ανάπτυξη κεραιών, φωτοβολταϊκών συστοιχιών και διάφορων αισθητήρων για τη διεξαγωγή µετρήσεων. Σε έναν δορυφόρο Cubesat, του οποίου οι διαστάσεις είναι προκαθορισµένες, οι προσπάθειες επικεντρώνονται στην ελαχιστοποίηση του βάρους σε συνδυασµό µε την αύξηση της αντοχής της δοµής. Συνήθως χρησιµοποιούνται υλικά όπως αλουµίνιο, µαγνήσιο, ατσάλι, βηρύλλιο. Τα τελευταία χρόνια χρησιµοποιούνται συχνότερα ανθρακονήµατα τα οποία προσφέρουν υψηλή αντοχή και χαµηλό βάρος. Η κατάλληλη επιλογή υλικών και σχεδιασµού συµβάλλει, εκτός από την προστασία έναντι µηχανικών καταπονήσεων, και στην θερµική προστασία των υποσυστηµάτων. Στην εικόνα του σχήµατος 1.6 ακολουθεί φαίνεται ένας τυπικός σκελετός ενός δορυφόρου τύπου Cubesat [10]. Σχήµα 1.6: Σκελετός δορυφόρου Cubesat κατασκευασµένος από αλουµίνιο [10]

27 Κεφάλαιο 1 ο Για τον δορυφόρο UPSat έγινε ειδική µελέτη της δοµής στα πλαίσια εκπόνησης διπλωµατικής εργασίας από τον φοιτητή του Τµήµατος Μηχανολόγων & Αεροναυπηγών Μηχανικών Ανδρέα Αµπατζόγλου [11]. Σύγκριση µε τυπικό µικροδορυφόρο κατασκευασµένο από αλουµίνιο. Σκοπός της διπλωµατικής είναι να σχεδιασθεί και να αναλυθεί η δοµή του δορυφόρου UPSat µε τη χρήση σύνθετων υλικών (Τ300_5208 Carbon/Epoxy) και να γίνει σύγκριση µε µία τυπική δοµή Cubesat κατασκευασµένη από αλουµίνιο (κράµα αλουµινίου 6061). Επίσης γίνεται σύγκριση ανάµεσα στη βασική δοµή και σε µία τροποποιηµένη η οποία περιλαµβάνει και τις µάζες των βασικών ηλεκτρονικών διατάξεων. Στην εικόνα του σχήµατος 1.7 φαίνονται τα αποτελέσµατα της σύγκρισης. Η διαφορά στην πρώτη ιδιοσυχνότητα της δοµής είναι ελάχιστη ενώ η διαφορά στη µάζα είναι εµφανής. Στη βασική δοµή έχουµε µείωση 58% της µάζας ενώ στην τροποποιηµένη 28% χωρίς να υπάρχει υποβάθµιση της αντοχής. Σχήµα 1.7: Σύγκριση µάζας και 1 ης ιδιοσυχνότητας βασικής και τροποποιηµένης δοµής ενός Cubesat- Kit και του δορυφόρου UPSat [11] Μηχανισµός κίνησης ηλιακών συλλεκτών Τα φωτοβολταϊκά κύτταρα που χρησιµοποιούνται στους δορυφόρους είναι τοποθετηµένα είτε στις πλευρές του δορυφόρου είτε σε ειδικούς µηχανισµούς οι οποίοι κατευθύνουν τις φωτοβολταϊκές συστοιχίες προς την κατεύθυνση του ήλιου µε σκοπό την αύξηση της προσπίπτουσας ακτινοβολίας και συνεπώς και της αποδιδόµενης ισχύος στο σύστηµα. Για τον δορυφόρο UPSat έχει γίνει ειδική µελέτη για τέτοιου είδους µηχανισµό [12] στα πλαίσια ανάθεσης ιπλωµατικής Εργασίας από τον φοιτητή Φίλιππο Αναγνωστίδη µε τίτλο

28 Κεφάλαιο 1 ο Σχεδιασµός, ανάλυση και πειραµατικός χαρακτηρισµός µηχανισµού κίνησης ηλιακών συλλεκτών του µικροδορυφόρου UPSat µε χρήση κραµάτων µνήµης σχήµατος (SMAs-Shape Memory Alloys). Ο µηχανισµός αυτός απαιτεί ηλεκτρική τροφοδοσία για λίγα δευτερόλεπτα από τη στιγµή που θα δοθεί η συγκεκριµένη εντολή, ενώ στη συνέχεια υπάρχει µηχανικό κλείδωµα και διακοπή της τροφοδοσίας του. Στο Σχήµα 1.8 φαίνεται ένα σχέδιο ενός δορυφόρου Cubesat σε τροχιά µε τον µηχανισµό κίνησης των ηλιακών συλλεκτών σε λειτουργία. Σχήµα 1.8: ορυφόρος Cubesat µε µηχανισµό κίνησης ηλιακών συλλεκτών [13] Επιλογή τροχιάς δορυφόρου [3] Η γη είναι µια σφαίρα ελαφρώς πεπλατυσµένη στον ισηµερινό. Η διάµετρος της είναι 12713,54km στους δύο πόλους και 12756,32km στον ισηµερινό, µε τη διάφορά να είναι 42,78km. Η ατµόσφαιρα της γης εκτείνεται για µερικές δεκάδες χιλιόµετρα και σταδιακά µειώνεται η παρουσία της. Οι δορυφόροι που περιβάλλουν τη γη κατηγοριοποιούνται ανάλογα µε την απόστασή της τροχιάς τους από αυτή. Θα αναφέρουµε τις κυριότερες τροχιές στις οποίες δροµολογούνται οι δορυφόροι, µε ποια κριτήρια επιλέγονται και τα κυριότερα χαρακτηριστικά τους. Στην σχήµα 1.9 φαίνονται οι κυριότερες τροχιές γύρω από τη γη

29 Κεφάλαιο 1 ο Σχήµα 1.9: Κυκλικές τροχιές δορυφόρων γύρω από τη γη[14] Η τροχιά ενός δορυφόρου µπορεί να είναι κυκλική ή ελλειπτική. Στην πρώτη περίπτωση, η απόσταση του δορυφόρου από τη γη είναι σταθερή, ενώ στη δεύτερη περίπτωση η απόσταση αλλάζει συνεχώς. Χαρακτηριστικά της ελλειπτικής τροχιάς είναι το απόγειο, το περίγειο, η εκκεντρικότητα, η κλίση, η περίοδος και η ταχύτητα. Το απόγειο είναι η µέγιστη απόσταση του δορυφόρου από τη γη ενώ το περίγειο είναι η ελάχιστη απόσταση. Η εκκεντρικότητα είναι το πηλίκο της διαφοράς προς το άθροισµα του απογείου και του περιγείου. Παίρνει τιµές από 0 (κυκλική τροχιά) µέχρι 1. Για εκκεντρικότητα ίση µε 1 δεν έχουµε πλέον ελλειπτική τροχιά αλλά παραβολή. Ως κλίση ορίζουµε τη γωνία µεταξύ της τροχιάς του δορυφόρου και του ισηµερινού. Η περίοδος είναι το χρονικό διάστηµα για τη συµπλήρωση µίας πλήρους περιστροφής γύρω από τη γη. Η ταχύτητα του δορυφόρου εξαρτάται από την απόσταση που έχει από τη γη. Για κυκλικές τροχιές η ταχύτητα του δορυφόρου είναι σταθερή ενώ για ελλειπτική τροχιά µεταβάλλεται. Ο υπολογισµός της ταχύτητας θα γίνει αναλυτικότερα σε επόµενη ενότητα. Για παράδειγµα η γη, που θεωρείται δορυφόρος του ήλιου, έχει ελλειπτική τροχιά γύρω από τον ήλιο µε αφήλιο (το αντίστοιχο απόγειο) km περιήλιο (το αντίστοιχο περίγειο) km, εκκεντρικότητα και κλίση ως προς τον ηλιακό ισηµερινό 7.25 ο

30 Κεφάλαιο 1 ο Σχήµα 1.10: Χαρακτηριστικά κυκλικής και ελλειπτικής τροχιάς [14] Γεωσύγχρονη τροχιά Η γεωσύγχρονη τροχιά (Geosynchronous Earth Orbit-GEO) είναι σχεδόν κυκλική και βρίσκεται σε απόσταση km από την επιφάνεια της γης. Η κλίση ως προς τον ισηµερινό µπορεί να κυµαίνεται από 0 έως 90 ο. Ένας δορυφόρος που τοποθετείται σε αυτή την τροχιά κινείται από τη δύση προς την ανατολή και είναι συγχρονισµένος µε το ρυθµό και την κατεύθυνση κίνησης της γης. ηλαδή παραµένει σταθερός ως προς τη γη και βλέπει συνεχώς την ίδια περιοχή της. Η περίοδος της τροχιάς είναι ίδια µε αυτή της γης για µια πλήρη περιστροφή, όχι 24 ώρες όπως ξέρουµε για πρακτικούς λόγους, αλλά 23 ώρες 56 λεπτά και 4.09 δευτερόλεπτα. Οι περισσότεροι δορυφόροι επικοινωνιών τοποθετούνται σε αυτή την τροχιά, καθώς µε τρείς µόνο δορυφόρους, µε διαφορά 120 ο µεταξύ τους, µπορεί να καλυφθεί όλη η επιφάνεια της γης. Για την επικοινωνία µε δορυφόρους σε τροχιά GEO απαιτείται η χρήση κατευθυντικών κεραιών, κάτι που δε θεωρείται απαραίτητα µειονέκτηµα αφού έτσι κι αλλιώς χρησιµοποιούνται από τους σταθµούς βάσης για διάφορους σκοπούς. Πλεονέκτηµα αποτελεί και η µεγαλύτερη ευκολία εκτόξευσης και διατήρησης του δορυφόρου σε αυτή την τροχιά µε πολύ λιγότερα καύσιµα Γεωστατική τροχιά Η γεωστατική τροχιά (Geostationary Earth Orbit) είναι ειδική περίπτωση της γεωσύγχρονης. Είναι απόλυτα κυκλική µε σταθερή απόσταση km από τη γη. Το

31 Κεφάλαιο 1 ο ιδιαίτερο χαρακτηριστικό της, που τη διαφοροποιεί από τη γεωσύγχρονη, είναι η µηδενική κλίση της ως προς τον ισηµερινό της γης. Η περίοδος περιστροφής είναι ίδια µε αυτή της γεωσύγχρονης. Πλεονέκτηµα αυτής της τροχιάς είναι η ευκολία στην επικοινωνία του δορυφόρου µε το σταθµό βάσης καθώς είναι σε συνεχή οπτική επαφή. Μειονέκτηµα αποτελεί η αναγκαιότητα για χρήση περισσότερων καυσίµων ώστε να φτάσει ο δορυφόρος στην τροχιά αλλά και να τη διατηρήσει. Επίσης, επειδή ο αριθµός των δορυφόρων σε αυτή την τροχιά έχει αυξηθεί τα τελευταία χρόνια, είναι δύσκολη η τοποθέτηση του δορυφόρου χωρίς να υπάρχει παρεµβολή στις ραδιοσυχνότητες από γειτονικούς δορυφόρους Τροχιά µέσης απόστασης ως προς τη γη (MEO) Η µέση τροχιά (Medium Earth Orbit-MEO) είναι αυτή που βρίσκεται ανάµεσα στην γεωσύγχρονη και στην τροχιά µικρής απόστασης ως προς τη γη (LEO). Μπορεί να είναι είτε κυκλική είτε ελλειπτική. Η απόσταση από την επιφάνεια της γης κυµαίνεται συνήθως από 2000 km έως km. Μέσα σε αυτή την περιοχή βρίσκονται ζώνες ακτινοβολίας οι οποίες πρέπει να αποφεύγονται ώστε να µην επηρεάζονται τα υποσυστήµατα του δορυφόρου. Σε τροχιά MEO, και συγκεκριµένα σε απόσταση km βρίσκονται όλοι οι δορυφόροι του παγκόσµιου συστήµατος εντοπισµού θέσης, το γνωστό GPS. Οι δορυφόροι αυτής της περιοχής ολοκληρώνουν µια πλήρη περιστροφή σε διάστηµα 2 έως 24 ωρών Τροχιά µικρής απόστασης ως προς τη γη (LEO) Η τροχιά LEO (Low Earth Orbit) είναι περίπου κυκλική και η απόσταση από την επιφάνεια της γης κυµαίνεται από 160 έως 2000 χιλιόµετρα. Οι δορυφόροι που τοποθετούνται στη συγκεκριµένη τροχιά είναι συνήθως µικρότερου µεγέθους και απλούστερης κατασκευής από αυτούς που τοποθετούνται σε µεγαλύτερες αποστάσεις ενώ η επικοινωνία µε αυτούς γίνεται µε πολύ µικρές καθυστερήσεις. Το κόστος εκτόξευσης δορυφόρου σε τροχιά LEO είναι πολύ µικρότερο συγκριτικά µε την τοποθέτηση µεγάλων δορυφόρων σε τροχιές MEO ή GEO. Εκτός από τα πλεονεκτήµατα τοποθέτησης του δορυφόρου σε τροχιά LEO υπάρχουν και µειονεκτήµατα τα οποία πρέπει να ληφθούν υπό όψη. Λόγω της µικρής απόστασης από τη γη οι συγκεκριµένοι δορυφόροι δεν είναι κατάλληλοι για επικοινωνιακές ζεύξεις καθώς το κοµµάτι της επιφάνειας της γης που καλύπτουν είναι πολύ µικρό σε σχέση µε δορυφόρους

32 Κεφάλαιο 1 ο που είναι τοποθετηµένοι σε τροχιά GEO. Για την ίδια κάλυψη απαιτούνται δεκάδες δορυφόροι οι οποίοι πρέπει να έχουν στραµµένες τις κεραίες τους σε συγκεκριµένα σηµεία, διαδικασία η οποία είναι ενεργοβόρος και συνεπώς δαπανηρή. Ένα άλλο πρόβληµα για τους δορυφόρους της συγκεκριµένης τροχιάς είναι η ατµοσφαιρική τριβή. Όπως αναφέρθηκε και προηγουµένως, η ατµόσφαιρα της γης µειώνεται σταδιακά και µετά από κάποια απόσταση θεωρούµε ότι βρισκόµαστε πρακτικά σε συνθήκες κενού. Εάν ο δορυφόρος βρίσκεται σε µικρή απόσταση από τη γη, κάτω από 500 χιλιόµετρα περίπου, τότε λόγω της µεγάλης ταχύτητας που θα έχει αναπτύξει και λόγω της παρουσίας αερίων της θερµόσφαιρας θα δηµιουργηθεί τριβή η οποία καταπονεί τον δορυφόρο. Επίσης σε τροχιά µικρής απόστασης υπάρχει µεγαλύτερος κίνδυνος σύγκρουσης µε διάφορα αντικείµενα τα οποία θα επηρεάσουν τη λειτουργία του δορυφόρου. Παράδειγµα τεχνητού δορυφόρου που βρίσκεται σε τροχιά LEO είναι ο ιεθνής ιαστηµικός Σταθµός (International Space Station-ISS) [7], ο οποίος βρίσκεται σε κυκλική τροχιά γύρω από τη γη. Η απόσταση από τη γη αλλάζει κατά καιρούς και κυµαίνεται από 278 έως 460 χιλιόµετρα µε κλίση 51.6 µοίρες ως προς τον ισηµερινό. Η µέση ταχύτητά του είναι 7706,6 m/s ή 27743,8 km/h µε περίοδο τροχιάς 91 λεπτά περίπου. Λόγω της ατµοσφαιρικής τριβής η απόσταση του ISS µειώνεται συνεχώς από τη γη και για αυτό το λόγο πρέπει κατά διαστήµατα να ενεργοποιούνται προωθητές οι οποίοι τον επανατοποθετούν στη σωστή τροχιά. Ο δορυφόρος UPSat θα τοποθετηθεί σε τροχιά LEO της οποίας η απόσταση δεν έχει καθοριστεί ακόµα και θα εξαρτηθεί κυρίως από την αποστολή στην οποία θα ενταχθεί. Συνήθεις τροχιές για δορυφόρους τύπου Cubesat κυµαίνονται από 300 έως και 700 χιλιόµετρα από την επιφάνεια της γης ενώ η κλίση ως προς τον ισηµερινό µε τη οποία τοποθετούνται παίρνει τιµές από 0 έως και 90 µοίρες και εξαρτάται από την περιοχή την οποία επιθυµούµε να καλύψουµε. Η γνώση της τροχιάς του δορυφόρου είναι πολύ σηµαντική για τη µελέτη του συστήµατος τροφοδοσίας. Η διαστασιολόγηση του συστήµατος και κυρίως της χωρητικότητας των µπαταριών γίνεται µε βάση το χρόνο παραµονής του δορυφόρου σε τροχιά ορατή ή µη από την ηλιακή ακτινοβολία. Ο ισολογισµός ισχύος µε βάση την τροχιά του δορυφόρου γίνεται λεπτοµερώς στο επόµενο κεφάλαιο

33 Κεφάλαιο 2 ο ΚΕΦΑΛΑΙΟ 2 ΣΥΣΤΗΜΑ ΤΡΟΦΟ ΟΣΙΑΣ ΗΛΕΚΤΡΙΚΗΣ ΙΣΧΥΟΣ ΟΡΥΦΟΡΟΥ UPSAT 2.1. Εισαγωγή Σε αυτό το κεφάλαιο θα γίνει µία γενική περιγραφή του συστήµατος τροφοδοσίας ηλεκτρικής ισχύος του δορυφόρου UPSat. Αρχικά παρουσιάζεται ο σκοπός της κατασκευής του συστήµατος και στη συνέχεια επιλέγεται η τοπολογία του µε βάση συγκεκριµένα κριτήρια. Σε αυτό το κεφάλαιο παρουσιάζονται επίσης και τα βασικότερα στοιχεία από τα οποία αποτελείται το υπό µελέτη σύστηµα Επιλογή τοπολογίας συστήµατος [1][2] Σκοπός του συστήµατος τροφοδοσίας (ΣΤ) είναι η παραγωγή, η µεταφορά, η αποθήκευση και η ρύθµιση της ισχύος ώστε να τροφοδοτούνται τα διάφορα υποσυστήµατα του δορυφόρου µε τις απαιτούµενες τιµές τάσης και ρεύµατος όποτε αυτό απαιτείται. Επίσης το ΣΤ έχει σαν σκοπό τη συλλογή δεδοµένων όπως τάσης, ρεύµατος, θερµοκρασίας κ.α. από διάφορα σηµεία του υποσυστήµατος και η αποθήκευσή τους ώστε να µεταδοθούν στον κεντρικό υπολογιστή εάν ζητηθεί. Το γενικό διάγραµµα του συστήµατος φαίνεται στο σχήµα 2.1. Σχήµα 2.1: Γενικό διάγραµµα συστήµατος τροφοδοσίας

34 Κεφάλαιο 2 ο Η παραγωγή της ισχύος γίνεται µε τη χρήση φωτοβολταϊκών κυττάρων ειδικά κατασκευασµένων για διαστηµικές εφαρµογές. Για την αποθήκευση της ενέργειας χρησιµοποιούνται µπαταρίες οι οποίες φορτίζονται από τα φωτοβολταϊκά κύτταρα και εκφορτίζονται όποτε οι απαιτήσεις ισχύος από τα υποσυστήµατα υπερβαίνουν την παραγωγή αλλά και όταν ο δορυφόρος βρίσκεται σε περιοχή µε ανεπαρκή ηλιοφάνεια. Για τη ρύθµιση της ισχύος χρησιµοποιούνται ρυθµιστές υποβιβασµού ή ανύψωσης, ανάλογα µε το επίπεδο τάσης που θέλουµε να επιτευχθεί. Η επιλογή της τοπολογίας του ΣΤ είναι πολύ σηµαντική καθώς επηρεάζει και τα υπόλοιπα υποσυστήµατα του δορυφόρου. Ο UPSat είναι ένας δορυφόρος µε πολύ συγκεκριµένες προδιαγραφές οι οποίες πρέπει να ληφθούν υπό όψη πριν ξεκινήσει η κατασκευή του. Για να γίνει ευκολότερη η επιλογή της τοπολογίας θα οριστούν κάποια κριτήρια τα οποία θα πρέπει να ικανοποιεί η τελική τοπολογία. Τα κριτήρια είναι τα εξής: Ελαχιστοποίηση της µάζας Υψηλή αξιοπιστία Υψηλή απόδοση Μικρή πολυπλοκότητα Εύκολος έλεγχος υνατότητα εύρεσης σηµείου µέγιστης ισχύος (MPPT) Η τοπολογία η οποία θα ικανοποιεί σε µεγαλύτερο βαθµό τα παραπάνω κριτήρια θα είναι και η τελική. Για µεγαλύτερη ευκολία το σύστηµα τροφοδοσίας µπορεί να χωριστεί σε 3 βασικά µέρη. Το υλικό των µετατροπέων, το υλικό των διατάξεων ελέγχου και το λογισµικό ελέγχου. Η τοπολογία του συστήµατος λαµβάνει υπό όψη κυρίως το υλικό των µετατροπέων και πως θα γίνει η µεταξύ τους διασύνδεση. Τα βασικά στοιχεία που αποτελούν το υλικό είναι τα φωτοβολταϊκά κύτταρα, οι µετατροπείς ανύψωσης και υποβιβασµού και η µπαταρία. ιαφοροποιούνται ως προς τον αριθµό των µετατροπέων που χρησιµοποιούν και ως προς τη διασύνδεσή τους µε τα υπόλοιπα στοιχεία. Όσο αυξάνεται ο αριθµός των µετατροπέων που χρησιµοποιούνται στο σύστηµα τροφοδοσίας, τόσο µεγαλώνουν και οι δυνατότητες ρύθµισης της ισχύος. Βέβαια µε την αύξηση του αριθµού των µετατροπέων αυξάνεται το βάρος και ο όγκος της κατασκευής ενώ

35 Κεφάλαιο 2 ο µειώνεται η απόδοση του συστήµατος λόγω αυξηµένων απωλειών. Επίσης η µεγαλώνει η πολυπλοκότητα του συστήµατος και γίνεται πιο δύσκολος ο έλεγχός του. Η τοπολογία που επιλέχθηκε φαίνεται στο σχήµα 2.2. Αποτελείται από τη Φ/Β γεννήτρια, τη µπαταρία και 2 µετατροπείς. Στην είσοδο του πρώτου µετατροπέα (Converter 1) συνδέονται τα Φ/Β ενώ η έξοδός του µε τη συστοιχία των µπαταριών και την είσοδο του δεύτερου µετατροπέα. Σκοπός της λειτουργίας του πρώτου µετατροπέα είναι η κατάλληλη ρύθµιση του επιπέδου της τάσης για τη φόρτιση της µπαταρίας µε τη µέθοδο MPPT. Ο δεύτερος µετατροπέας (Converter 2) λειτουργεί µε σκοπό την κατάλληλη ρύθµιση του επιπέδου της τάσης για την τροφοδοσία των υποσυστηµάτων του δορυφόρου. Σχήµα 2.2: Τοπολογία συστήµατος τροφοδοσίας δορυφόρου UPSat Η συγκεκριµένη τοπολογία χρησιµοποιεί τον ελάχιστο αριθµό µετατροπέων που χρειάζονται για να ικανοποιούνται τα κριτήρια που προαναφέρθηκαν. Εάν προστεθεί ένας ακόµη µετατροπέας το σύστηµα θα αποκτήσει περισσότερες δυνατότητες, όσο αφορά τη ρύθµιση της ισχύος, µε κόστος την αύξηση του βάρους και τη µείωση της απόδοσης. Εάν χρησιµοποιηθεί µόνο ένας µετατροπέας τότε µειώνεται το βάρος και οι απώλειες αλλά πλέον δε θα υπάρχει η δυνατότητα να υλοποιηθεί η µέθοδος MPPT σε συνδυασµό µε τη ρύθµιση της τάσης για την τροφοδοσία των υποσυστηµάτων του δορυφόρου. Ένα ακόµα πλεονέκτηµα αυτής της τοπολογίας θεωρείται και η δυνατότητα λειτουργίας του συστήµατος από την µπαταρία εάν η φωτοβολταϊκή συστοιχία υποστεί βλάβη. Ως µειονέκτηµα αυτής της τοπολογίας µπορεί να θεωρηθεί η σχετικά µεγάλη διαδροµή από τα φωτοβολταϊκά µέχρι τη γραµµή τροφοδοσίας η οποία συνεπάγεται αυξηµένες απώλειες σε σύγκριση µε µια τοπολογία ενός µετατροπέα

36 Κεφάλαιο 2 ο 2.3. Στοιχεία συστηµάτων τροφοδοσίας Cubesat Το επόµενο βήµα µετά την επιλογή της τοπολογίας του συστήµατος τροφοδοσίας είναι η επιλογή των επιµέρους στοιχείων της. Για να γίνει αυτό πρέπει να καθοριστούν οι απαιτήσεις των φορτίων των υποσυστηµάτων του δορυφόρου UPSat όσον αφορά τις τιµές τάσης και ρεύµατος. Επειδή κατά τη διάρκεια της εκπόνησης αυτής της διπλωµατικής εργασίας δεν έχουν οριστεί συγκεκριµένες απαιτήσεις από τα υπόλοιπα υποσυστήµατα, κρίθηκε σκόπιµο να γίνει µία έρευνα µε αντικείµενο τα λειτουργικά χαρακτηριστικά των ολοκληρωµένων αλλά και των υπό ολοκλήρωση Cubesat. Στον πίνακα 2.1 παρουσιάζονται τα βασικότερα στοιχεία των συστηµάτων τροφοδοσίας των δορυφόρων για τους οποίους ήταν δυνατή η εύρεση στοιχείων. Η έρευνα βασίστηκε κυρίως σε διαδικτυακές πηγές ενώ για ορισµένους δορυφόρους δεν ήταν δυνατή η εύρεση όλων των λεπτοµερειών είτε γιατί δεν έχουν εκδοθεί στοιχεία από τους κατασκευαστές είτε γιατί είναι υπό κατασκευή και δεν έχουν αποφασιστεί ορισµένα χαρακτηριστικά τους. Στην πρώτη στήλη του πίνακα δίνεται το όνοµα του δορυφόρου και ο φορέας κατασκευής του που στις περισσότερες περιπτώσεις είναι κάποιο πανεπιστηµιακό ίδρυµα. Στις επόµενες στήλες δίνονται χαρακτηριστικά λειτουργίας για την παραγωγή, την αποθήκευση και τη διανοµή της ισχύος. Στη δεύτερη στήλη δίνονται λεπτοµέρειες για τα φωτοβολταϊκά κύτταρα που χρησιµοποιούνται. Στην τρίτη στήλη δίνονται τα λειτουργικά χαρακτηριστικά της µπαταρίας και στην τέταρτη στοιχεία για τις τάσεις και τα ρεύµατα εξόδου του συστήµατος τροφοδοσίας. Στην πέµπτη στήλη δίνονται, εάν υπάρχουν, επιπλέον πληροφορίες για το ΣΤ όπως για παράδειγµα εάν γίνεται εύρεση µέγιστου σηµείου ισχύος (ΜΡΡΤ) ή συγκεκριµένα εξαρτήµατα του εµπορίου που χρησιµοποιούνται στη διάταξη

37 Πίνακας 2.1 : Στοιχεία συστηµάτων τροφοδοσίας ολοκληρωµένων και υπό ολοκλήρωση δορυφόρων Cubesat Περιγραφή Φωτοβολταϊκά Μπαταρία Χαρακτηριστικά τροφοδοσίας CUTE-I by Tokyo Institute of Technology, Japan [15] XI-IV by University of Tokyo, Japan [16] CanX-1 by University of Toronto, Canada [17] DTUsat by Technical University of Denmark [18] AAU Cubesat by Ålborg University, Denmark QuakeSat by Stanford University and Quakesat LLC, USA(3U Cubesat) [19] Απόδοση η=16,9% Sharp Mono-crystallic Si, η=16% Emcore triple Junction η=26% Emcore triple Junction 8 cells on 4 sides Emcore triple Junction η=28%, 10cells 4 solar cells mounted 4 deployable cells Multi junction GaAs η=18% 4x +5.0V +3.8V +3.3V Παρατηρήσεις Μέγιστη παραγωγή 0,55W/ cell Κεφάλαιο 2 ο 8x780mAh Li-Ion@3.8V +5.0V Μέγιστη παραγωγή~1,05w Polystor Li-Ion 3600mAh +5.0V +3.3V +5.0V Μέγιστη παραγωγή~1.7w +3.3V Μέση κατανάλωση~0,5w Μέγιστη DLP from Danionics 2x Li-Ion +5.0V +10V@0,72A +5.0V@1.07A -5.0V@216mA κατανάλωση~1,5w MPPT MAX1873(Για φόρτιση της µπαταρίας) DFC6U5S5(για τις εξόδους +5.0V και -5.0V) CUTE APD by Tokyo Institute of Technology, Japan (2U Cubesat) [20] ION by University of Illionis, USA (2U Cubesat) [21] Emcore triple Junction 6 cells, η=23.2% 20 solar cells η=27,5% NEC-TOKIN +6.0V +5.0V +3.3V +9.6V +5.0V +20.0V Unregulated bus Μέγιστη παραγωγή 1W/cell,