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Satellite per la perdita di peso. Arianespace ha fallito nel portare in orbita due satelliti europei - Il Post

Print I sistemi di potenza rappresentano, senza dubbio, uno degli apparati fondamentali a bordo dei satelliti; è piuttosto ovvio, infatti, che una perdita di funzionalità in tale ambito comporta inevitabilmente il fallimento della missione.

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Da una parte, la crescente complessità dei satelliti di nuova generazione, in termini di funzionalità, prestazioni e profili di missione, richiede una capacità di erogare potenze sempre maggiori; si pensi che mentre i primi sistemi dissipavano una potenza dell'ordine di 1 W, nuove applicazioni in ambito telecomunicazioni richiedono potenze superiori di anche tre ordini di grandezza.

Dall'altra, come nel caso ad esempio delle missioni micro e nano-satellitari che tanto interesse ricoprono nei programmi spaziali dei prossimi anni, la necessità di ridurre costi, masse e volumi richiede invece lo sviluppo di soluzioni innovative a bassa dissipazione di potenza ed elevata efficienza. In un tipico sistema di potenza a bordo di satelliti, il sistema primario, in particolare, è responsabile della generazione del bus di alimentazione principale. Come vedremo in seguito in dettaglio maggiore, le soluzioni più diffuse prevedono l'uso di pannelli solari, di celle a combustibile o, nel caso di missioni di breve durata - nei lanciatori impiegati per portare in orbita satelliti e sonde, ad esempio - batterie a ioni.

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In molte missioni, le diverse soluzioni sono opportunamente combinate; a bordo della Stazione Satellite per la perdita di peso Internazionale orbitante intorno alla Terra, ad esempio, trovano impiego 21 giorni brucia i grassi solari e celle a combustibile. Nelle missioni di lunga durata, invece, ed in condizioni di scarsa intensità della radiazione solare, sono stati adottati invece sistemi per la generazione elettrica mediante effetto Seebeck che sfruttano il decadimento lento di materiali radioattivi Rtg ; una soluzione del genere è stata utilizzata, ad esempio, a bordo della sonda Cassini-Huygens lanciata nel e diventata nel il primo satellite ad entrare nell'orbita di Saturno.

Il sistema di potenza secondario serve invece a fornire la potenza al satellite nel caso in cui il sistema primario non sia in grado di funzionare o di soddisfare a pieno il fabbisogno energetico richiesto dallo scenario operativo.

Nel caso di satelliti con pannelli solari, ad esempio, questo accade nei periodi di eclissi in cui i pannelli non sono direttamente esposti al sole o in cui l'inclinazione del satellite riduce il flusso di radiazione incidente il pannello stesso. La soluzione più diffusa è certamente l'impiego di batterie a ioni; talvolta, nel caso di apparati che richiedano potenze elevate, tipicamente oltre i kW, sono state utilizzate anche celle a combustibile rigenerabili.

In questo caso, le celle subiscono continui cicli di carica e scarica; durante la fase di scarica in cui erogano potenza al satellite il combustibile - tipicamente idrogeno ed ossigeno molecolare - viene consumato producendo acqua mentre nella fase di carica parte dell'energia erogata dal pannello viene utilizzata per attivare processi di elettrolisi dell'acqua che servono a rigenerare il combustibile.

L'ultimo elemento di un sistema di potenza a bordo di satelliti è la rete di condizionamento e distribuzione della potenza che serve a derivare dal bus di potenza principale le tensioni di alimentazioni interne necessarie al funzionamento dei diversi apparati; come vedremo in seguito, nel caso di satelliti che impieghino batterie, integra inoltre il sistema di controllo di carica e scarica di queste.

I privati devono essere coinvolti? In che modo? Accedere allo spazio non è mai né facile né banale. Fonte JAXA In linea con le scelte effettuate da altre agenzie spaziali a partire dalla la NASA, anche la JAXA Japan Aerospace eXploration Agency ha avviato collaborazioni con il settore privato per abbattere i costi ed accrescere il livello tecnologico dei prodotti, che si tratti di satelliti o lanciatori. Questo insuccesso ha causato la perdita del satellite TRICOM-1, un mini payload di 3 kg di peso, lungo 12 cm e largo 35 progettato da una scuola superiore giapponese con la finalità di fotografare la Terra e consentire semplici comunicazioni.

In generale, per assicurare un corretto funzionamento lungo l'intera vita utile del satellite, sono necessari controlli in tensione e corrente delle diverse stringhe oltre che sistemi di regolazione della massima corrente di uscita durante le diverse fasi operative.

Il sistema di potenza primario I pannelli solari, come osservato in precedenza, sono una delle principali fonti primarie di alimentazione di un satellite. Una tipica cella solare consiste di un giunzione a semiconduttore di tipo p - n compresa tra due strati di materiale adesivo e depositata su un substrato.

I sistemi di potenza nelle applicazioni spaziali

La radiazione incidente la giunzione per una tipica orbita intorno alla Terra l'intensità è circa 1. Per la realizzazione della giunzione, nelle maggior parte della applicazioni satellite per la perdita di peso, viene tipicamente impiegato silicio drogato con boro regione p e fosforo regione n. Purtroppo l'efficienza massima è fortemente dipendente dalla temperatura; per questo uno dei problemi principali per applicazioni nello spazio riguarda l'estrazione dalla cella del calore fornito dalla dissipazione dell'energia in eccesso.

Pannelli in GaAs sono stati installati a bordo della Mir e di alcuni satelliti della costellazione Iridium. Diversi sono le problematiche legate all'utilizzo di pannelli solari nello spazio. Uno degli aspetti principali riguarda il danno da radiazione cui sono soggetti.

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Le celle con regione p superiore, ad esempio, sono maggiormente sensibili; i danni si attenuano invece riducendo lo spessore della giunzione. Per mitigare gli effetti della radiazione, vengono utilizzati spesso sottili strati di rivestimento in vetro.

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L'efficacia dello schermo dipende evidentemente dalla densità e dallo spessore; fondamentale è che il rivestimento fornisca un buon accoppiamento ottico tra lo spazio libero ed il vetro e anche tra il vetro e il materiale adesivo per evitare di disperdere la radiazione solare incidente e che presenti adeguata selezione in frequenza della radiazione limitando il flusso UV verso il materiale adesivo e le celle. Fondamentale è inoltre cercare di ottimizzarne satellite per la perdita di peso dei pannelli al fine di ridurre ingombri e pesi.

Nei sistemi installati a bordo dei satelliti Spot e Orion, ad esempio, sono stati impiegati dal lato della regione di tipo p dei riflettori Back-Surface Reflector per riflettere indietro la radiazione incidente non assorbita. In altri casi sono stati impiegati delle strutture a tessuto sulla parte superiore della celle per ridurre gli effetti di riflessione della radiazione incidente.

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Inoltre l'interazione con l'ossigeno atomico conduce a effetti di ossidazione che nel tempo aumentano la resistività del contatto e peggiorano quindi le prestazioni. In molti casi in passato è stato utilizzato spesso l'argento che purtroppo soffre fortemente di questo problema. Nel caso del telescopio Hubble, invece, l'argento è stato utilizzato solo come rivestimento per fibre di molibdeno; durante le prime fasi della missione, l'argento si è eroso lasciando scoperta la fibra di molibdeno che è più resistente ai fenomeni di ossidazione citati.

Fonte di energia primaria alternativa ai pannelli solari sono le celle a combustibile. Gli elettroni vengono raccolti all'anodo generando una corrente elettrica nel carico; gli ioni, invece, migrano verso il catodo dove, in presenza di ossigeno, ricombinano con gli elettroni producendo molecole di acqua. La differenza di potenziale ai capi della cella è direttamente proporzionale all'energia libera di Gibbs delle reazioni di ossido-riduzione ed inversamente proporzionale al prodotto del numero di elettroni trasferiti per la costante di Faraday.

La tensione ai capi della celle teoricamente vale 1.

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Le prime celle a combustibile furono impiegate sulle missioni Gemini utilizzando la tecnologia degli elettroliti polimeri solidi. Soluzioni alcaline sono usate anche a bordo dello Shuttle ma con miglioramenti che hanno portato ad un incremento della potenza specifica di oltre un ordine di grandezza.

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Nel tempo sono state ridotti anche i tempi di start-up fino a 15 minuti e spegnimento immediato ; nel caso delle celle della missione Apollo, invece, era necessario attendere 24 ore per l'operatività piena e 17 per lo spegnimento.

Nelle missioni di lunga durata ad esempio nelle missioni di esplorazione planetaria le celle a combustibile non possono essere utilizzate per la loro durata limitata e l'efficienza dei pannelli solari decresce significativamente di un fattore che è pari al rapporto tra la distanza della Terra e quella del satellite dal Sole elevata alla potenza di 1.

Per questo, in alcune missione, sono stati impiegati sistemi di alimentazione primaria basati su Rtg. In questo caso si sfrutta l'effetto Seebeck, ovvero la generazione di una differenza di potenziale tra due materiali conduttori o semiconduttori o due regioni dello stesso materiale a drogaggio n e p che siano mantenuti a diversa temperatura analogamente al principio di funzionamento delle termocoppie.

Il calore necessario a mantenere la differenza di temperatura tra i materiali in contatto viene fornito nelle applicazioni spaziali sfruttando l'energia rilasciata come conseguenza del decadimento di un isotopo radioattivo in un materiale assorbente. La quantità di energia dipende dalla vita media dell'isotopo; come è facile immaginare, minore è il tempo di decadimento maggiore è l'energia rilasciata ma ovviamente minore la durata della sorgente a parità di massa e volume.

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Nelle missioni di lunga durata tipicamente sono impiegati isotopi a decadimento lento; nel caso della sonda Cassini-Huygens, è stato utilizzato Plutonio che ha una vita media di 0.

In effetti, i vantaggi principali dei sistemi Rtg sono la capacità di produrre energia indipendentemente dall'orientamento del satellite e dalla distanza dal sole, il la salute delle donne perde peso in una settimana in alcuni casi semplifica le manovre di controllo di assetto; importanti sono anche l'elevata autonomia e la non suscettibilità a effetti e danni indotti da radiazione.

Tra gli svantaggi principali vi sono invece la necessità di operare ad elevate temperature per erogare una significativa energia, la scarsa efficienza di conversione in energia elettrica del calore rilasciato dalla sorgente con la conseguente necessità di dissipare opportunamente il calore in eccesso, la necessità di dislocare la sorgente radioattiva lontano dal corpo del satellite per evitare interazioni con i sistemi elettronici o interferenze con dispositivi diagnostici; non trascurabili sono inoltre gli impatti sulle procedure di sicurezze da seguire per maneggiare tali apparecchiature a Terra durante le fasi di test e integrazione del satellite oltre alle implicazioni politiche e civili derivanti dall'uso di tecnologie nucleari.

I sistemi di potenza secondari: batterie e ultra-condensatori Come anticipato in precedenza, i satelliti utilizzano un sistema secondario di erogazione della potenza, basato principalmente su batterie, che interviene nel momento in cui il sistema primario non è disponibile oppure la potenza erogata non è sufficiente.

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Successivamente, parte dell'energia del sistema primario dovrà ovviamente essere spesa per ricaricare le batterie. Uno dei casi di utilizzo più comuni riguarda i satelliti con pannelli solari che non sono in grado di operare in condizioni di eclissi o di ombra.

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Nei satelliti geo-stazionari, ad esempio, i periodi di eclissi si verificano durante l'anno in corrispondenza dei due equinozi interessando complessivamente fino a satellite per la perdita di peso giorni di missione con eclissi di durata che varia da alcuni minuti fino ad 1.

Le diverse condizioni operative suggeriscono l'utilizzo di diverse tecnologie per la realizzazione delle batterie di bordo. In alcuni casi sono state adottate soluzioni più particolari. A bordo della satellite per la perdita di peso Huygens, ad esempio, imbarcata sulla missione Cassini e rilasciata nel sulla superficie di Titano, sono state impiegate celle Li-SO2 con una capacità di 7.

Più di recente il settore ha visto crescere l'interesse verso tecnologie a ioni di litio che assicurano migliori prestazioni ed una significativa riduzione della massa. Tipicamente celle a ioni di litio erogano una tensione di 3. Sono oggi disponibili sul mercato e qualificate per applicazioni spaziali, batterie a ioni di litio con capacità compresa tra 7.

In alternativa alle batterie come sistemi di potenza secondari è stata investigata negli ultimi anni anche la possibilità di utilizzo di ultra-condensatori. In questo caso l'energia viene immagazzinata sotto forma elettrostatica mediante accumulo di carica ionica agli elettrodi del dispositivo. La capacità di sostenere numerosi cicli di carica e scarica è tipicamente migliore rispetto a quelle delle batterie e l'energia specifica maggiore di quella dei condensatori classici.

Sono stati studiati in particolare per applicazioni ad orbita bassa ultracapacitori con capacità di pF, tensione nominale 2.

Nessuna perdita di peso con la fascia gastrica wifi Thornton, MD, e dal colonnello J. Desidero anche ringraziare Joan Ferry dell'Archivio Storico del "Johnson Space Center" per avermi permesso di consultare questo ed altri documenti. Sugli effetti dell'assenza di peso su una stazione spaziale: "Weightlessness and the Human Body" Il corpo umano e l'assenza di peso di Ronald J. White, Scientific AmericanSettembrep.

La gestione e la distribuzione della potenza La potenza erogata dai sistemi primario o secondario di un satellite deve essere condizionata e distribuita ai diversi apparati elettronici presenti a bordo. Esistono diverse filosofie che possono essere adottate. I satelliti americani, ad esempio, hanno tipicamente utilizzato in passato una configurazione non regolata distribuendo alle apparecchiature di bordo una bus di alimentazione interno con tensione compresa, nel caso ad esempio delle missioni Nasa senza equipaggio a bordo, tra 21 e 35 V.

In ambito europeo è invece maggiormente diffusa la tendenza a realizzare bus di potenza che forniscono una tensione regolata sia durante i periodi di visibilità che di eclissi; le tensioni, a seconda delle applicazioni, variano tra 28 e 50 V.

A bordo di Artemis - un satellite per telecomunicazioni mobili nell'area europea e del Nord-Africa facente parte del sistema di navigazione satellitare europeo Egnos - ad esempio, la linea di potenza ha una tensione di In alcune più recenti applicazioni, sono stati sviluppati anche bus di potenza a tensioni più elevate, fino a V, per ridurre perdite resistive, ingombri e masse dei cavi.

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In altri casi sono state utilizzate reti di distribuzione della potenza accoppiate in AC; un sistema del genere si trova ad esempio a bordo dello Shuttle Space-lab dove viene distribuita una tensione sinusoidale a tre fasi a Hz.

L'array di pannelli solari costituisce, come abbiamo visto in precedenza, la fonte di energia primaria; nelle applicazioni regolate, la tensione di uscita dei pannelli viene regolata mediante tecniche a modulazione di impulsi Pulse-Width Modulation o mediante circuiti S3R Sequential Shunt Switching Regulator.

Il circuito di shunt dump impiegato a bordo del satellite Artemis, ad esempio, ha una massa di 6.

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La dissipazione si riduce a soli 18 W in condizioni di eclissi quando la potenza erogata al satellite è di 2 kW; in esposizione al sole, invece, durante i cicli di carica delle batterie, i pannelli solari arrivano ad erogare fino a 3. Altro elemento importante del sistema di alimentazione è l'unità di controllo delle batterie. Come abbiamo visto in precedenza, queste possono subire numerosi cicli di carica e scarica durante il normale funzionamento in volo; la corretta gestione di tali cicli è fondamentale per la durata nel tempo delle celle.

La Bmu, in particolare, consente di monitorare i parametri di lavoro della batteria quali temperatura, tensione e pressione dell'intero assemblaggio e delle singole celle; controlla direttamente i sistemi di carica Bcr e scarica Bdr. Il primo fornisce una corrente costante per la carica della batteria durante i periodi di esposizione al sole del satellite; il secondo assicura invece una corrente costante al satellite durante le fasi di eclissi o scarsa luminosità.

Il Pcdu Power Control and Distribution Unit è l'unità di monitoraggio e protezione delle linee di alimentazioni primaria e secondaria; dispone tipicamente di interfaccia di telemetria e telecomandi verso il computer di bordo per il controllo delle procedure di gestione della potenza. La protezione sul bus di alimentazione interna è implementata mediante meccanismi di limitazione di corrente o fusibili; in questo caso sono previsti connessioni ridondate che possono essere abilitate tramite comando da Terra.

Esistono inoltre controller Pwm per la realizzazione di convertitore switching dedicati.

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