5.Simulazione completa della missione

Testo completo

(1)5.Simulazione completa della missione. 5.Simulazione completa della missione Attraverso un software di simulazione che utilizza D-Orbit per propagare i parametri orbitali è stato possibile simulare la missione considerando non più il satellite come un punto materiale (come è stato considerato nell’analisi del capitolo 4). Il simulatore permette di intervenire su tutti i parametri che determinano la forma del satellite e i suoi sottosistemi riuscendo così a simulare la missione in tutti i suoi particolari. In Tab.5.1 sono riportati i parametri su cui è possibile intervenire e quale è la loro funzione.. Parametri. Funzione •. Forma del satellite. Calcolo della pressione di radiazione solare. •. Calcolo della resistenza atmosferica. Quantità, dimensioni e orientamento dei. •. pannelli solari. Calcolo della potenza elettrica generata in funzione dell’assetto. Quantità e tipo di batterie. •. Calcolo della energia immagazzinata a bordo. •. Sistema propulsivo. Calcolo della potenza assorbita e della spinta generata in relazione alla strategia di sparo. •. Sistema di controllo. Calcolo dell’assetto del satellite e della potenza assorbita. Sistema di comunicazione. •. Calcolo dell’assorbimento di potenza. Payload scientifico. •. Calcolo dell’assorbimento di potenza. Tab.5.1 Parametri del simulatore e loro funzione. 86.

(2) 5.Simulazione completa della missione. 5.1 Parametri 5.1.1 Forma del satellite Il satellite ha una forma studiata per sfruttare al massimo lo spazio fornito dal lanciatore, per questo la forma è quella di un prisma con base un arco di corona circolare. In Fig.5.1 sono riportate le misure dell’area di base in mm e in Fig.5.2 una immagine tridimensionale che mostra l’aspetto del satellite.. Fig.5.1 Area di base del satellite. Fig.5.2 Immagine tridimensionale del satellite. 87.

(3) 5.Simulazione completa della missione. L’altezza del satellite è di 1000mm. In Fig.5.2 si nota il sistema di riferimento principale di inerzia utilizzato dal simulatore. I momenti di inerzia calcolati e inseriti nel simulatore sono riportati in Tab.5.2.. . 26,2 ∙.

(4). 53,7 ∙. . 46,5 ∙. Tab.5.2 Momenti di inerzia del satellite. I momenti di inerzia sono stati calcolati considerando il satellite come un solido omogeneo di massa pari a 200Kg (massimo ammissibile per il satellite) e avente la forma di Fig.5.2. Il simulatore riesce a ricavare a seconda dell’assetto che ha istantaneamente il satellite la sezione frontale necessaria per il calcolo della resistenza atmosferica e della pressione di radiazione solare.. 88.

(5) 5.Simulazione completa della missione. 5.1.2 Quantità, dimensioni e orientamento dei pannelli solari Il pannello solare viene inserito nel simulatore tramite due sue caratteristiche principali, la superficie e l’orientamento della normale uscente dal pannello stesso in base al sistema di riferimento visto in Fig.5.2. Non avendo ancora una configurazione definitiva della disposizione dei pannelli sulla superficie esterna del satellite è stata ipotizzata una soluzione semplice ma che garantisce comunque una buona approssimazione. Sono stati disposto 2 pannelli di 0,5 sulle facce laterali e due pannelli di 0,6 sulla faccia curva esterna. Le caratteristiche dei pannelli sono riportate in Tab.5.3 e in Fig.5.3 si vedono in nero come sono disposti i pannelli solari.. Degradazione annua. 3%. Efficienza dei pannelli. 0.22. Tab.5.3 Caratteristiche dei pannelli. Fig.5.3 Disposizione dei pannelli solari. 89.

(6) 5.Simulazione completa della missione. 5.1.3 Quantità e tipo di batterie Le batterie sono state dimensionate preliminarmente considerando i carichi del satellite e la necessità di sopperire alla generazione di potenza nei momenti in cui il satellite si trova in eclisse oppure l’orientamento del satellite è tale da non mostrare una quantità sufficiente di superficie utile al sole per la generazione di potenza diretta tramite i pannelli solari. I vincoli principali per il dimensionamento delle batterie sono: •. Voltaggio in uscita pari a 28V. •. Potenza istantanea erogabile di almeno 300 W. •. Minimo ingombro. •. Minimo Peso. L’azienda SAFT produce batterie per uso spaziale ed in particolare il modello VES-100 è particolarmente adatto al nostro scopo[12]. In Tab.5.4 sono riportate le caratteristiche della singola cella.. Caratteristiche elettriche della cella Voltaggio nominale. 3,6 . Capacità nominale. 26 ℎ. Massima corrente di scarica a 25°. 100 . Energia specifica. 116 ℎ⁄. Densità di energia. 230 ℎ⁄ Caratteristiche fisiche. Diametro. 53. Altezza. 165. Massa. 0.81 Tab.5.4 Caratteristiche VES-100. 90.

(7) 5.Simulazione completa della missione. In Fig.5.4 si vede una foto della singola cella.. Fig.5.4 Cella VES-100. La vita della batteria è stimata in base alla profondità di scarica, in particolare meno è profonda la scarica e quindi meno viene scaricata la batteria e maggiore è il numero di cicli che essa può sopportare come riportato in Tab.5.5.. 20% DOD. 70000 cicli in LEO. 80% DOD. 18 anni in GEO. Tab.5.5 Vita della cella VES-100. Si vede come la vita della cella sia più lunga se la profondità di scarica resta sotto il 20%.. 91.

(8) 5.Simulazione completa della missione. 5.1.4 Sistema propulsivo Il propulsore del satellite è, come già detto, l’ALTA HT-100. Il simulatore ha bisogno dei dati in ingresso che sono riportati in Tab.5.6. Per tutte le simulazioni sono state usate le caratteristiche nominali de propulsore.. Spinta Impulso specifico. , 950 !. Tab.5.6 Caratteristiche nominali del propulsore. È inoltre possibile inserire un valore costante di disassamento tra direzioni di spinta del motore e il baricentro che genera una coppia che fa ruotare il satellite su se stesso. Questo permette di simulare la situazione in cui il motore non sia volutamente montato in maniera baricentrica oppure ci sia stato un errore nel montaggio dello stesso.. 92.

(9) 5.Simulazione completa della missione. 5.1.5 Sistema di controllo Il simulatore ha la possibilità di inserire tutti i parametri per simulare ogni tipo di sistema di controllo, in particolare è stato utilizzato un sistema di controllo a ruote di reazione. È anche possibile bloccare uno o più assi di rotazione per snellire la simulazione concentrandosi sulla dinamica e il controllo per esempio di un solo asse. Il satellite è stato equipaggiato da un sistema di controllo della BRADFORD engineering le cui caratteristiche principali sono quelle riportate in Tab.5.7[13].. Ruote di momento Range del momento angolare. 3 → 7 # !. Velocità massima (entrambe le direzioni). 6000 $%& 0.1 #. Coppia massima. 235 × 123. Dimensioni (profondità x altezza) Massa. 8,8 . Potenza massima richiesta @3000RPM. 73 . Elettronica di controllo 8,8 (2,2 )*+ ,-.-*). Massa Dimensioni complessive. 291 × 259 × 181. 22 → 55 0,. Voltaggio del BUS. Tab.5.7 Caratteristiche del sistema di controllo. Nelle figure seguenti si vedono le ruote di momento e l’elettronica di controllo necessaria per il funzionamento.. 93.

(10) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.5 Ruota di momento. Fig.5.6 Elettronica di controllo per una singola ruota. 94.

(11) 5.Simulazione completa della missione. 5.1.6 Sistema di comunicazione Il sistema di comunicazione del satellite con una stazione a terra per la trasmissione dei dati è ancora in fase di studio ed è stato schematizzato per la simulazione come un carico di 50 W. Il sistema di comunicazione entra in funzione quando il satellite è in vista dalla stazione di comunicazione.. 5.1.7 Payload scientifico Il magnete superconduttore è già stato trattato nel Capitolo 3, per quanto riguarda la simulazione esso rappresenta un carico di 156,8 W. L’accensione e lo spegnimento può essere eseguita in ogni momento durante la missione e può essere utilizzato durante l’accensione del motore che crea il plasma necessario per gli esperimenti scientifici.. 95.

(12) 5.Simulazione completa della missione. 5.2 Simulazioni 5.2.1 Prima strategia Di seguito sono riportati i grafici dell’evoluzione dei principali parametri dl satellite ricavati da una simulazione della prima orbita riferita alla seconda strategia di missione già analizzata nel Capitolo 4. In Tab.5.8 sono riportati le impostazioni per la simulazione eseguita.. Propulsore. Acceso per un arco di 40° attorno all’apogeo con sparo antitangenziale 100W di assorbimento. Disallineamento propulsore. 5 mm. Pannelli solari. 4 pannelli solari, 2 sulla faccia curva esterna di 0,6 e 2 sulle facce laterali di 0,5. Sistema di controllo. Controllo attivo sull’asse Z, X e Y mantenuti fissi.. Magnete. Acceso all’apogeo. Sottosistema di comunicazione. Spento. Sottosistemi vari. Accesi, 50w di assorbimento costante Tab.5.8 Impostazione dei parametri per la simulazione. 96.

(13) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.7 Generazione di potenza. Fig.5.8 Carichi. 97.

(14) 5.Simulazione completa della missione. In Fig.5.8 si nota la potenza assorbita dal satellite che è di 50 W costanti (assorbimento dei sottosistemi vari), aumenta a 150 W quando è in uso il motore e raggiunge i 300 W quando è acceso anche il magnete superconduttore. A questi valori è aggiunto un continuo assorbimento da parte del sistema di controllo che consuma potenza in base a quanto è gravoso il compito di mantenere la direzione della spinta allineata con la direzione della velocità istantanea.. 5.9 Energia disponibile nelle batterie. La prima strategia è poco gravosa per quanto riguarda l’utilizzo delle batterie che sono comunque necessarie ad intervenire nei momenti in cui il satellite è in eclisse e all’apogeo quando la richiesta di potenza è massima.. 98.

(15) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.10 Coppia di stabilizzazione attorno all’asse Z del satellite. Fig.5.11 Angolo compreso tra la direzione del motore e la velocità istantanea. 99.

(16) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.12 Angolo di sparo. Per avere una panoramica completa di cosa accade all’energia delle batterie al passare del tempo è necessaria una simulazione di più giorni. In Fig.5.13 si vede l’andamento dell’energia immagazzinata nelle batterie.. Fig.5.13 Energia immagazzinata nelle batterie. 100.

(17) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.14 Energia immagazzinata nelle batterie (zoom). La Fig.5.13 mostra come al passare dei giorni l’energia delle batterie non scende mai sotto valori da considerarsi critici, e l’andamento generale è del tutto soddisfacente per il conseguimento della missione. La Fig.5.14 mostra un semplice zoom della Fig.5.13 ed è interessante notare come non si scenda mai al di sotto dei 620 Wh di energia immagazzinata, valore che garantisce praticamente la massima vita delle batterie come da manuale.. 101.

(18) 5.Simulazione completa della missione. 5.2.2 Seconda strategia Di seguito sono riportati i grafici dell’evoluzione dei principali parametri dl satellite ricavati da una simulazione della prima orbita riferita alla seconda strategia di missione già analizzata nel Capitolo 4. In Tab.5.9 sono riportati le impostazioni per la simulazione eseguita.. Propulsore. Sempre acceso con sparo antitangenziale 100W di assorbimento. Disallineamento propulsore. 5 mm. Pannelli solari. 4 pannelli solari, 2 sulla faccia curva esterna di 0,6 e 2 sulle facce laterali di 0,5. Sistema di controllo. Controllo attivo sull’asse Z, X e Y mantenuti fissi.. Magnete. Acceso all’apogeo. Sottosistema di comunicazione. Spento. Sottosistemi vari. Accesi, 50w di assorbimento costante Tab.5.9 Impostazione dei parametri per la simulazione. 102.

(19) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.15 Generazione di potenza. La Fig.5.15 riporta la generazione di potenza da parte dei pannelli solari che è praticamente identica a quella di Fig.5.7 in quanto l’orbita di partenza è la stessa e il satellite ha la stessa orientazione in entrambe le strategie orbitali.. Fig.5.16 Carichi. 103.

(20) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.17 Energia disponibile nelle batterie. In Fig.5.17 si nota che le batterie a causa delle eclissi e dell’utilizzo continuativo del propulsore vengono sfruttate in quanto i pannelli solari da soli non sarebbero sufficienti a fornire energia elettrica. Si ha comunque per questa orbita un utilizzo non eccessivo delle batterie la cui profondità di scarica rimane dentro il 20%.. Fig.5.18 Coppia di stabilizzazione attorno all’asse Z del satellite. 104.

(21) 5.Simulazione completa della missione. Fig.5.19 Angolo compreso tra la direzione di sparo e la velocità istantanea. Dai grafici sopra si nota come all’apogeo, quando il magnete si accende ci sia oltre al normale aumento di richiesta di energia elettrica, un aumento nella coppia di controllo che serve a contrastare il momento generato dal campo magnetico del magnete superconduttore. Il sistema di controllo non riesce a mantenere l’angolo compreso tra la direzione di sparo e la velocità entro i limiti che venivano mantenuti prima dell’accensione del magnete, lo scostamento massimo è comunque all’interno del decimo di grado che risulta del tutto accettabile.. 5.20 Angolo di sparo. 105.

(22) 5.Simulazione completa della missione. La strategia di missione deve essere quindi simulata per l’intera durata stabilita nel Capitolo 4 per verificare che al variare della generazione di potenza dovuta alla diversa posizione del sole l’energia delle batterie sia comunque sufficiente a garantire il funzionamento di tutti i sottosistemi anche in condizioni in cui i pannelli non producono energia elettrica. In Fig.5.21 è riportato l’andamento dell’energia immagazzinata nelle batterie in una simulazione di alcuni giorni.. Fig.5.21 Andamento dell’energia immagazzinata nelle batterie. Dopo circa sette giorni l’energia disponibile nelle batterie è nulla. Questo non permetterebbe il proseguimento delle missione in quanto la generazione di potenza sarebbe basata esclusivamente sui pannelli solari che da soli non possono gestire le situazioni in cui il satellite è in eclisse oppure le condizioni in cui la richiesta di potenza è particolarmente alta come all’apogeo.. 106.

(23) 5.Simulazione completa della missione. Da una simulazione di lunga durata come quella i cui risultati sono riportati in Fig.5.21 si capisce come la strategia di missione che nel Capitolo 4 sembrava essere fattibile sia invece inadeguata per il satellite in questa configurazione. Per adattare il satellite ad un tipo di strategia come questo dovrebbe essere dotato di un numero ben maggiore di batterie e di una superficie di pannelli solari maggiore.. 107.

(24) 5.Simulazione completa della missione. 5.2.3 Terza strategia La terza strategia che è del tutto simile alla seconda tranne la date di partenza che comporta un di verso RAAN dell’orbita di partenza, ha il problema del consumo eccessivo di energia delle batterie. L’andamento dell’energia incamerata nelle batterie è del tutto simile a quello della seconda strategia, riportato in Fig.5.21, ma raggiunge il valore nullo ancor prima.. Fig.5.22 Andamento dell’energia immagazzinata nelle batterie. La differenza tra la seconda e la terza strategia per quanto riguarda i giorni necessari al completo scaricamento delle batterie è sicuramente data dalla diversa posizione occupata dal sole al momento del lancio che come già detto avviene in giorni differenti. L’andamento dell’energia delle batterie in questo caso è comunque fedele alle aspettative considerando il grafico di Fig.5.21 e sottolinea l’impossibilità di eseguire tale strategia con il satellite così configurato.. 108.

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