Sistema Satellite

1) Segmenti di una missione spaziale :

• Segmento spaziale
• Segmento di terra
• Segmento lanciatore

2) Bande utilizzate per applicazioni satellitari :

• Banda L ( 1 - 1.5 Ghz )
• Banda S ( 1.5 - 2.5 Ghz )
• Banda C ( 4 - 6 Ghz )
• Banda KU ( 11 - 14 Ghz )
• Banda KA ( 20 - 30 Ghz )
• Banda X ( 8 - 9 Ghz )

3) Criteri di progetto del satellite :

• Ridondanza
• Eliminare il più possibile i Single Point Failures (SPF)
• Considerare l'inviluppo dei casi peggiori
• Considerare le performance End Of Life (EOL)
• Utilizzare componenti ad alta affidabilità (HI-REL)
• Utilizzare modalità di produzione qualificate per lo spazio
• Ampia attività di verifica

4) Motivazioni dell'importanza dell'autonomia di un satellite :

• Scarsa copertura da parte delle stazioni di terra nel caso dei satelliti LEO
• Problemi nella gestione nel caso di costellazioni di satelliti
• Aumentare la disponibilità del servizio mediante recupero automatico dei guasti
• Rispondere adeguatamente in caso di attacchi da terra

5) Punti del satellite nel quale è implementata l'autonomia:

• FDIR (Failure Detection Isolation and Recovery)
• Individuazione di condizioni ambientali che danneggiano la strumentazione
• Determinazione della posizione tramite ricevitori GPS
• Individuazione di comandi errati

6) Aspetti che influiscono sulla vita di un satellite in orbita:

• Degradamento progressive dovuto alle radiazioni
• Degradazione dei materiali termo-ottici con conseguente alterazione delle temperature nel satellite
• Meccanismi come giroscopi e ruote hanno una vita critica
• Propellente disponibile
• Degradazione dei pannelli fotovoltaici
• Massimo numero di cicli di carica e scarica delle batterie

7) Tecniche di stabilizzazione:

• Stabilizzazione per rotazione semplice
• Stabilizzazione per rotazione doppia
• Stabilizzazione su 3 assi

8) Satellite spinner:

Si tratta di un satellite cilindrico che utilizza la stabilizzazione per rotazione doppia, in particolare la stabilizzazione avviene tramite una grande ruota di momento mentre le antenne che debbono star ferme sono posizionate su un'altra ruota che fa si che le antenne appaiano ferme rispetto alla terra. I pannelli solari sono alloggiati all'esterno del cilindro e quindi il sole non incide su di essi nella condizione ottimale, per aumentare l'efficienza in genere si predispone un cilindro interno di pannelli che si estende in orbita.

9) Caratteristiche di un satellite alimentato su 3 assi:

• Precisioni di assetto elevate
• Potenza elettrica elevata
• Precisione nel puntamento delle antenne
• Elevato numero di motorini ( da 12 a 16 )

10) Nomenclatura dei pannelli del satellite e loro utilizzo:

• Earth facing panel è il pannello che guarda sempre la Terra e ospita le piccole antenne utilizzate per la telemetria ed il controllo.
• I pannelli Nord - Sud sono quelli sui quali sono montate le ali solari, essi non vedono mai il sole pertanto ospitano il payload il quale ha bisogno di essere raffreddato.
• I pannelli Est -Ovest ospitano le antenne paraboliche

11) Inserimento in orbita geostazionaria di un satellite stabilizzato su 3 assi:

• Lancio notturno
• Separazione dal razzo
• Acquisizione della stazione di Terra
• Parziale dispiegamento delle ali solari
• Primo passaggio d'apogeo ma senza sparo
• Determinazione dell'orbita
• Acquisizione della stazione di Terra
• Calibrazione giroscopio
• Primo sparo d'apogeo
• Orientazione verso il Sole
• Determinazione dell'orbita
• Acquisizione della stazione di Terra
• Calibrazione giroscopio
• Secondo sparo d'apogeo
• Orientazione verso il Sole
• Determinazione dell'orbita
• Acquisizione della stazione di Terra
• Calibrazione giroscopio
• Terzo sparo d'apogeo
• Dispiegamento totale delle ali solari

12) Sottosistema funzionali del satellite:

• Struttura: fornisce supporto meccanico, stabilità dimensionale e riferimento di massa elettrica
• Controllo Termico: garantisce che tutte le attrezzature possano operare nei corretti range di temperatura, viene effettuato sia tramite elementi passivi che attivi
• Alimentazione: gestisce i pannelli solari e la carica delle batterie oltre a produrre le diverse alimentazioni regolate
• Controllo d'assetto: tramite sensori ed attuatori fornisce il corretto puntamento verso la Terra come pure tramite un GPS gestisce la posizione orbitale
• Propulsione: consente l'inserimento nell'orbita finale, la desaturazione delle ruote d'inerzia, le manovre orbitali ed il posizionamento sulle orbite cimitero

13) Moduli del satellite:

• Payload: contiene il ripetitore e le antenne
• Piattaforma: fornisce servizi e risorse per il corretto funzionamento del satellite, contiene il modulo di propulsione costituito da due contenitori cilindrici

14) Disposizione del payload:

Al fine di consentire il raffreddamento del payload esso è posto lungo i pannelli Nord - Sud , ciò garantisce anche un facile bilanciamento dei pesi, in genere il payload è a forma di C e la terza parete si trova lungo l'Earth Facing Panel.

15) Tests meccanici:

• Vibrazione sinusoidale
• Test acustici

16) Caratteristiche dell'ambiente spaziale:

• Il flusso solare varia da 1300W/m² durante il solstizio d'estate a  1400W/m² durante il solstizio d'estate
• La frazione della radiazione solare riflessa dalla Terra varia dal 20% al 60% a seconda che sia mare o altro
• Flusso infrarosso emesso dalla Terra verso lo spazio
• Lo spazio profondo si trova ad una temperatura di 4K

17) Tecniche di controllo termico:

• Vernici bianche sulle antenne e nere su apparecchiature e superfici interne del satellite
• Specchi sui radiatori
• Superfici esterne ricoperte da strati conduttivi in modo da ridurre il caricamento elettrostatico
• Heat Pipes: consentono di distribuire il calore generato in una piccola area in modo che venga dissipato su di una area molto più grande. Hanno una conducibilità termica 1000 volte maggiore rispetto all'alluminio

18) Tipologie di propulsione utilizzate nei satelliti:

• Propulsione a propellente solido
• Propulsione a propellente liquido
• Propulsione elettrica

19) UPS:

Unified Propulsion System, utilizza 2 liquidi, Idrazina come carburante e tetrossido di Idrogeno come ossidante, vi è poi l'Elio che serve a pressurizzare. Tutti i motori dedicati alle manovre orbitali utilizzano questo sistema di propulsione.

20) Flat Spin:

Nei satelliti spinnati a causa di un "fuel sloshing" aumenta l'angolo di nutazione ed il satellite tende a portarsi nella posizione stabile ossia quella di rotazione lungo l'asse con momento d'inerzia maggiore. Va evitato in quanto si rischia di perdere il collegamento con Terra.

21) Impulso specifico:

E' la misura del contenuto di energia del propellente e di come essa è tradotta in spinta  essendo F la spinta, g l'accelerazione di gravità ed è la portata massica del propellente.

22) Legge dell'impulso:

Dove F è la spinta, t è il tempo nel quale viene applicata, e v è la velocità dell'efflusso del propellente.

23) MIB:

Si tratta del minimo impulso che può essere fornito ad un motorino, è proporzionale al tempo di attuazione e nei motorini attuali vale circa 0,1Nsec .

24) Valvole isolanti:

Esistono quelle bipropellente che lavorano contemporaneamente sia sul flusso del carburante che su quello dell'ossidante, e ci sono anche quelle monopropellente che lavorano singolarmente su uno dei due.

25) LAE:

E' il motore d'apogeo, eroga sino a 400N ed alto impulso specifico. Viene raffreddato dal suo combustibile quindi quando si spegne è soggetto ad un innalzamento della temperatura.

26) Regolatore di pressione:

Ha lo scopo di mantenere la pressione dell'Elio nei serbatoi ad un valore di 15,7Bar, si utilizzano 2 regolatori per garantire la ridondanza.

27) EPS:

Electrical Power Subsystem, si compone delle ali solari, delle batterie, e dei convertitori.

28) Efficienza del Solar Array:

E' il rapporto tra la potenza elettrica prodotta e l'energia solare incidente che nel caso di tangenza vale 1352W/m² .

Per le celle al silicio l'efficienza varia dal 13% al 18% mentre per le celle al GaAs essa varia tra il 18% ed il 26%.

29) Periodi di eclisse di un satellite Geostazionario:

Si ha la massima durata durante gli equinozi quando l'asse terrestre è ortogonale e vale 72 ore,

30) Assi che caratterizzano la stabilizzazione del satellite:

• Asse di Pitch: Ortogonale al piano dell'orbita e parallelo all'asse di rotazione della Terra
• Asse di Roll:   Nel piano orbitale e tangente all'orbita
• Asse di Yaw:   Nel piano orbitale e diretto lungo la congiungente tra il satellite ed il centro della Terra

31) Caratteristiche delle batterie:

• Capacità Nominale
• Deep of Discharge:

32) Tecniche di ricarica delle batterie:

• Metodo Amperometrico: La batteria viene ricaricata mediante una carica a corrente costante per un tempo t il quale aumenta di un fattore K per tenere conto dell'inefficienza dovuta all'invecchiamento.
• Metodo Tapering: La batteria viene caricata all'inizio con una corrente alta e via via con una corrente sempre minore in modo da ridurre la caduta di potenziale sulla resistenza interna della batteria.

33) Ricondizionamento delle batterie:

Le batterie vengono disconnesse dal carico ordinario e fatte scaricare completamente su di un carico opportuno dopodichè vengono fatte ricaricare completamente. Tutto ciò naturalmente avviene prima e dopo degli equinozi.

34) Cause di perdita di potenza nel Solar Array:

• Angolo del Sole
• Degradazione dovuto a protoni ed elettroni
• Degradazione dovuta a ultravioletti e micrometeoriti
• Errori di calibrazione

Le celle sono ricoperte con un coverglass adesivo avente spessore variabile da 50µm a 100µm

35) Costituzione di un Solar Array:

Ogni stringa è costituita dalla serie di 3 celle, ciascuna di esse ha in parallelo un diodo shunt che la disattiva nel caso di avaria, ogni stringa ha in serie un diodo di blocco che la disattiva durante il funzionamento a batterie del satellite. Il parallelo di 3 stringhe forma una sezione, ce ne sono 2 per ogni pannello e ci sono 2 pannelli per ciascuna delle 2 ali solari.

36) Bonding:

Si tratta di tecniche di interconnessione volte ad evitare l'accumulo di cariche elettriche, valori accettabili di resistenza tra punti distinti sono di alcuni mΩ.

37) Tipologie di Bus:

• Bus Regolato: il carico vede sempre la stessa tensione
• Bus non Regolato: il carico vede una tensione che è funzione del livello di carica delle batterie

38) Criteri di protezione del Bus:

• Protezione contro corto-circuiti: tramite dei fusibili viene disattivata la linea guasta
• Protezione contro richiesta anomala alla batteria: vengono esclusi i carichi non essenziali

39) Procedimento per il dimensionamento di un satellite Geostazionario:

• Determinazione della potenza del carico utile:
  • Calcolare EIRP = 10 Log P_TG_T - 10 Log L_{S /C}  dove P_T è la potenza trasmessa e G_T è il guadagno d'antenna mentre L_{S /C} sono le perdite nei percorsi in guida del satellite e che in genere valgono circa 2dB
  • Calcolare il guadagno d'antenna 10 Log G_T= 10 Log [41253/(Acontour+67.5*Lcontour/Dl)]  dove Dl è il diametro della antenna espresso in multipli della lunghezza d'onda
  • Dalle due precedenti moltiplicando per il numero di canali si ottiene la potenza richiesta dal trasmettitore del carico utile, sommandole una percentuale per la ricezione e dividendo per l'efficienza dell'amplificatore che nel caso dei TWTA è 0,5 si ottiene la potenza in continua richiesta.
• Dimensionamento del sistema di alimentazione:
  • Occorre calcolare la potenza richiesta a valle dei regolatori nei diversi momenti ossia solstizio ed equinozi, essa vale P_bus= 2h_scarica [(n-1)V_cella -0.7]* DOD*C/t essendo n il numero di celle in serie per avere la tensione desiderata al regolatore, se ne toglie 1 perché occorre prevedere il normale funzionamento anche con una batteria in corto. Il 2 è perché per ridondanza e bilanciamento dei pesi si prevedono 2 batterie. DOD vale 0,8 nel caso dei geostazionari e t è il massimo tempo di scarica che vale 72 minuti nel caso dei geostazionari.
  • Si calcola la massa della batteria tramite la Mbatt= C*V/40
  • Si calcola la potenza di carica della batteria Pcarica= (1-DOD)*C/Tcarica*V / hcarica
  • Si calcola la potenza richiesta dal Bus al Solar Array all'equinozio di fine vita 

  P(EOL)=1.05*Pbus/ hregolatore

  • Si calcola la potenza richiesta dal Bus al Solar Array ad inizio vita

  P(BOL)=P(EOL)/ hdegradazione

  • Si calcola l'area teorica del pannello che non tiene conto di quanto esso è effettivamente riempito di celle

  P(BOL)=Csol*A(teor)* hcelle

• Dimensionamento dei riscaldatori considerando inizio vita quando il carico utile non è ancora in funzione
• Dimensionamento della propulsione:
  • Viene calcolato il peso del satellite al netto del propellente
  • Viene calcolata la massa al lancio mediante la

M_i=M_f*e^{S DV(k)/[g*h(k)*Isp(k)]}

• Dato il rapporto di miscelazione pari ad 1,67 e dovendo essere i due serbatoi di uguale volume si calcola il volume di questi serbatoi