sistem enegetic satelit

8/12/2019 sistem enegetic satelit

http://slidepdf.com/reader/full/sistem-enegetic-satelit 1/14

Sistemul de alimentare electric pentru un nanosatelit

Satelitul ales are forma asemanatoare cu CubeSTAR stelite, cu dimensiunile 20cm-10cm-10cm

acoperite de celule solare de pe cele patru laturi.

Schema bloc a satelitului este urmatoarea:

După cum se observa EPS(sistemul de alimentere) este un subsistem al satelitului. Acesta esteîmpărţit în mai multe subsisteme cu diferite funcţii: Controlul atitudinii(ADCS),pentru a stabilizasatelitul, canalul de comunicate (COMM), on-board data handling(OBDH), sistemul de energieelectrică (EPS) și încărcătura utilă specifică.



Energia necesară funcţionării satelitului va fii captată de la soare prin celulele solare(fotovoltaice).

O energie solară de intrare de 1366 wați pe metru pătrat nu ar fi de prea mare folos, fără omodalitate de a o transforma în energie electrică. Acest lucru este de obicei face cu celule solare.

Cele mai folosite sunt ansamblele de celule cu interconesiuni cunoscute ca CIC cu 160 micronigrosime şi o arie de 26.62 . Pe parte din spte sunt montate diode by-pass cu rol de protecţiela curentul inver când o celulă este defectă. Vom alege astefel celule solare tip Ultra TripleJunction (UTJ).

Specificaţii celule UTJ

Circuitul corespunzător unei celule UTJ este următorul:



Parametrii celulelor şi modulelor PV:

Caracteristicile principale ale celulei PV sunt: caracteristica amper-volt I(U) sau volt – amperU(I) şi caracteristica de putere P(U). Curentul în circuitul exterior I se determină ca diferenţădintre curentul fotovoltaic Isc şi curentul diodei Id

0exp 1 D D

sc D SH sc

B SH

qV V I I I I I I

nk T R

D OC sV V IR

Punctul de maxim:

max mp mp P V I

Unde 3mp oc T V V V şi T V este tensiunea termică.

Factorul de încarcare :

mp mp

o c sc

V I FF

V I

Randamentul celulei: / oc scm in

V I P P FF

A G

2

2

1366 /

26.6

G W m

A cm

G este radiaţia solară globală pe suprafaţa celulei şi A aria celulei UTJ

Un parametru fundamental în analiza rdiaţiei solare este unghiul η vectorul normal la planul cucelule solare ( N) și vectorul ce uneşte centrul planului cu soarele (S) casculat cu relaţia:

cos x x y y z z N S n s n s n s

Acesta este un rezultat important, deoarece cantitatea de curent obţinut dintr-o celulă este proporțională cu cosinusul unghiului dintre cei doi vectori sau, cel puțin până la un anumit punct. Dincolo de 50 °, reflecţia crescută face ca determinare unghiului de mai sus să se abatăde la legea cosinusului, și răspunsul real este exprimat mai precis prin cosinusul Kelly:

3 20.369cos 0.637cos 0.750cos 0.015

Theta fiin unghiul de incidenţă.



Intenditatea energiei solară de intrare, I, pe o suprafață este dată de re relaţia:

cos I A K

21367 / K W m

A este aria suprafeţei, K constanta solară .

Stiind forma satelitului ales patru cazuri diferite vor fi luate în considerare pentru a arata cumeste influenţată absorţia energiei solare de către unghiul de poziţionare a panoului cu celule faţăde soare.

Cazul 1: Soare minim. Asta inseamnă că doar una din parţille satelitului fără celule esteiluminată de soare caz în care . nu putem vorbii de o absorţie de energie.

Cazul 2 : Doar una din cele 4 părţi este îndreptată către Soare. Astfel vom determina puter eaminimă.

Având 4 celule pe fiecare plan putem scrie:2 24 26.6 cos0 106.5

one A X cm X cm

Astfel:

2 2 001367 / 0.001065 28 4.08one P W m X m X W

Presupunând ca eficienţa celulelor este de 28 la sută.

Cazul 3: Soare Maxim, când 2 laterale ale satelitului se află poziţionate spre soare.

2 2

max 2 4 26.6 cos45 150.6 A X X cm X cm

Şi

2 2 00max 1367 / 0.001506 28 5.76 P W m X m X W



Cazul 4 : Zona medie de incidenţă a razelor solare pe corpul satelitului.

Considerăm următorul desen:

Conform desenului avem:

sin cos

sin sin

cos

x

y

z

N

N

N

Cosinusurile sunt pozitive întrucât expunerea este între 0 si 90 grade.aria totală expusă vafi:

/2 /2

1 2 3

0 0

sin cos sin sin costot A A A A

Adică

2 2 2

1,2,3

24 26.6 70.9 0.00709

3 A A celuleX cm X cm m

Unde A1,2,3 reprezintă una din cele trei feţe acestea fiind egale,şi se va lua 2 treimi din fiecare.

Astfel:

/2 /2

0 0

sin cos sin sin cos 22

tot A A A

Aria medie o vom calcula prinrelaţia:



/2 /2

2

0 0

1 1

/ 4

tot med

med tot

Ad d A

A A

Din ultimele două relaţii deducem Amed:

2 2

2 2

28 22 0.0071 0.01026

/ 4med A A m m

În final putem estima şi Puterea medie ca fiind:

2 2 001367 / 0.01026 28 3.93med P W m X m X W

Astefel am încheiat prima etapă din dezvoltarea sistemului energetic propus determinând

Puterea maximă, medie şi minimă a sistemului de celule ce produce energia necesară funcţionării

satelitului ales.

EPS(sistemul de energie electrică)

Obiectivul principal al sistemului de energie electrică (EPS) este de a furniza altor subsisteme o

sursă de alimentare sigură și continuă.Un astfel de sistem constă într -o matrice de celule solare,

baterii de stocare a energiei și eunităţi de control a energiei, care urmăresc:

1. Conversia din energie solară în energie electrică.

2. Stocarea energiei

3. Controlul modului de încarcare şi distribuie a energie electrice câtre celelalte subsisteme.

După cum am vazut primul punct a fost realizat, atenţia fiind acum pe celelalte 2 puncte.

Schema bloc a EPS



Ca tipologie de transfer şi control a energiei electrice vom folosii metoda Peack Power

Transfer(PPT) ce încearcă să extragă puterea maximă din energia solară dar o disipare a

energiei moderată în sistem pentru a elimina pierderile.

În abordarea PPT, un regulator este plasat în serie între modulul de captare a energiei solare

și reţeaua de distriburi a energiei către subsisteme şi baterie. Prin preluarea controluluicaracteristicii I-V , regulatorul încearcă să exploateze matr ice cu celule solare în așa fel încât

să maximiza puterea captată de ea.

Acest lucru crește eficiența și simultan, potențialele probleme de disipare termică observate

în sistemele de DET. O astfel de r eglementare este adesea numită Maximum Power Point

Tracking (MPPT) și este folosit atât pentru a încărca bateriilor cât și pentru furnizarea

sarcinii de putere altor subsisteme.

Atunci când bateriile sunt complet încărcate, energia solară nu mai este transfornată în enerieelectrică ci este lasată sub formă de caldură pe matricea de celule.Folosindu-se doar 28 la

suta din capacitatea celuleror solare nu exista riscul disiparii căldurii în interiorul satelitului.

Considerente şi constrângeri orbitale:

Alegem o orbită Low Earth Orbit (LEO) cu înălţime 600 km şi înclinaţie de 98° pentru a

elimina problema Soare minim.

Perioada orbitei şi eclipsa:

34 3/2(R A)

2 1.6585 10 (R A) 96.7min E E T X



Unde :

4 3 2 8 3 23.986005 10 / 14.3496 10 / min

6378.137

600

E

X m s X km

R km

A km

Vom folosii următorul desen geometric pentru determinare peroadei de eclpsă când satelitul

funcţionează doar pe bateriile de la bord.

os( ) 24 E

E

Rarcc

R A

Ceea ce înseamnă ca:

Perioada cu soare este estimată :0

0

180 263.3

360

Perioda de eclipsa:0

0

180 236.6

360

Ceea ce înseamnă ca din 96.7 min perioadă de orbitare 61.2 min în lumină şi 35.4 min

eclipsă.

Aşadar trebuie să alegem un sistem de baterii a carui timp de încarcare să nu depăşească60min şi să asigure funcţionarea echipamentelor de cel puţin 35 min.



Luând în cosiderare şi dimendiunile mici ale satelitului trebuie să alegem baterii cu

dimensiuni portivite.

Alegem astefel o baterie reîncarcabilă Lithium Iron Phosphate(LiFePO4) din documentaţia

de specialiate.

Calculul capacităţii bateriei:

Luând în cosiderare energia consumată pe timp de zi şi de noapte putem să scriem relaţia:

sa n z sa sa n n z z E E E P T P T PT

Td perioada de zi este de 1 h, iar Tn 0.6 H . Considerăm că Puterea necesară noaptea este

puterea ideală .ştiind că puterea medie a celulelor este 3.9W vom avea:

3.9 12.44

0.6 1

sa z

n z

P T W h Pnideal W

T T h h

Luăm în considerare următoarele date :

Factorul de transfer al puterii de la celulele solare la sistem ziua

X Factorul de transfer al puterii de la celulele solare la baterie

X Factorul de transfer al puterii de la subsistemele ce fu

a

b

c

X

nctioneaza noapte

va fi echivalent cu

sa sa n n z z P T P T PT



n n z sa

a b z a

P T P P

X X T X

Xa,Xb,Xc le putem alege noi s-au se pot alege din cataloage de specialitate.Voi alege Xa= 80%Xb= 95% şi Xc= 85%, am ales un sistem enegetic cu factor mare de transfer al energiei.

Putem calcula o Putere medie necesara pentru aceste 3 moduri de funcţionare a sistemului cu tot

cu pierderi ca fiind:

1.96

sa a c b Z medp

n a z c b

P X X X T P W

T X T X X

Deci este nevoie de o Putere minima de 2W.

Energia produsă de baterie pe tim de noapte(doar descarcare) poate fi :

n n B

b

P T E

X

Considerăm o descarcare de Vb= 3.25V a baterie ,procentajul descarcarii şi raportul dintre

energia descărcată de baterie sistemelor şi energia totală a bateriei adica:

E

B n nbT

bT b

E P T DES

E X DES

Nestiind valoare energiei totale a bateriei ne folosim de DES la o valoare procentuală de 10%

pentru a determina CAPACITATEA necesară bateriei pe care vrem să o construim.

Astfel:2.44 0.6

4.73.25 0.95 0.1

bT n n

b b b

E P T X C Ah

V V X DES X X



Concluzionând este necesara o baterie cu:

Putere minimă Pmin= 2W

Capacitate C= 4.7 Ah

Descarcare DES= 10%

Pentru a obţine capacitate dorită vom lega în paralel 4 acumulatori obţinând aceeaşi tensiune dar

o capacitate de 4 X 1.1 Ah= 4.4 Ah. Vom forma 2 astfel de Baterii pentru siguranţa funcţionării.

Schema bloc a sitemului energetic.

Vom folosii 2 regulatoare reduntante fiecare pentru 2 laterale ale satelitului cu rolul de optimiza

curentul de încărcare a bateriilor. Modul de reglare este dat de tensiunea bateriilor.

Atâta timp cât bateria este sub 3.6V regulatorul are rolul de a maximiza puterea de ieşire a

panourilor solare. Adică maximizarea curentului de încărcare tensiunea beteriei fiind constantă.



Legarea Celulelor solare:

Concluzii:

Am reuşit să realizăm un sistestem enegetic simplu şi economic pentru funcţionarea unui nano-

satelit . Sistemul poate fi folosit pentru un nano-satelit cu orbitare continuă la o putere medie de

2 W şi randament de 80%. Simpliatate reţelei este dată folosirea unui singur regulator de

tensiune pentru urmărirea punctului maxim de încarcare.



Blibliografie:

1. Martin Oredsson -Electrical Power System for CUBESTAR Nanosatelite Thedid

2. CubeSat Design Speci_cation, California Polytechnic State University Std.



PROIECT DE CURS

Sistemul energetic al unui nano-satelit

Masterand:

Ing. Popa Lucian-Florentin

Documents

sistem enegetic satelit