طراحی زیرسیستم تأمین انرژی

زیرسیستم تأمین انرژی

زیرسیستم تأمین انرژی یکی از اصلی ترین زیرمجموعه های ماهواره هست 

که وظیفه تأمین انرژی الکتریکی مورد نیاز برای تجهیزات ماهواره، تنظیم کننده ولتاژ در ماهواره و محافظت الکتریکی از بار محموله را برعهده دارد.

اجزاء زیرسیستم تأمین انرژی

1. منابع تولید انرژی اولیه (1-استاتیک 2- دینامیک 3 سلول سوختی)
2. منابع تولید انرژی ثانویه ( انواع باتری های مورد استفاده در ماهواره)
3. شبکه توزیع انرژی (1- سیم کشی ها 2- حفاظت سیستم در برابر خطاها 3-مجموعه اتصالات و سوئیچینگ 4- بخش فرماندهی)
4. کنترل و تنظیم انرژی( 1- کنترل و رگولاسیون باتری 2- مدیریت باتری 3- کنترل و رگولاسیون آرایه )

طراحی زیرسیستم تأمین انرژی

برای طراحی این زیرسیستم با استفاده از بخش طراحی آماری، نوع و جرم آرایه خورشیدی و باتری را مشخص می کنیم.

 

الگوریتم طراحی زیرسیستم تأمین انرژی

شکل 1 الگوریتم طراحی این زیرسیستم را نشان می دهد

محاسبه توان کل مورد نیاز ماهواره

با توجه به پایگاه داده در بخش طراحی آماری به دست آمده هست، 

نمودار جرم خشک بر توان را رسم می کنیم و از روی نمودار توان کل ماهواره محاسبه می شود.

محاسبه جرم زیرمجموعه تأمین انرژی با داشتن جرم کل

برای محاسبه ی جرم این زیرمجموعه می توان با استفاده از گزارش طراحی آماری، 

توسط درصد هایی که در مرجع« space Mission Engineering» مشخص شده است یا از طریق پایگاه داده محاسبه شود.

طراحی و انتخاب آرایه خورشیدی

در این بخش توسط مراحل زیر نوع و جرم آرایه خورشیدی را تعیین می کنیم.

 مشخص کردن نیازها و قیدهای طراحی آرایه خورشیدی

با استفاده از رابطه 1 ابتدا x محاسبه می شود و بعد در رابطه 2 جایگذاری می شود  2a , 

که زاویه ماهواره در سایه هست، محاسبه می شود و بعد با استفاده از رابطه 3  و دوره تناوب, T_e زمان سایه محاسبه می شود

 که این مقدار را در طراحی مدار هم به دست آوردیم.

محاسبه میزان انرژی تولیدی آرایه خورشیدی

میزان انرژی که باید با آرایة خورشیدی، در زمان تابش تولید شود، از رابطه 5 محاسبه می گردد. 

که در آن  ضریب اتلاف انرژی شبکه است که مقدار آن برابر با  98.0 می باشد. 

ضریب سایه است که از رابطه 4 محاسبه می شود.  ضریب استهلاک باتری های خورشیدی است 

که مقدار آن برابر 15.0 می باشد و  زاویه تابش به آرایه خورشیدی است که مقدار آن برابر 5.23 درجه می باشد.

 T عمر ماهواره می باشد.w    توان ماهواره می باشد.

انتخاب نوع آرایه وبرآورد میزان انرژی گرفته شده ازآن

برای یک ماهواره ژئو در ابتدا نوع آرایه را سیلیکونی انتخاب کردیم، با استفاده از جدول زیر  ضریب بازدهی را 14 درصد در نظر می گیریم 

و ثابت تشعشعی خورشیدی است. ازرابطه 6 می توان انرژی که این آرایه ها از خورشید دریافت می کنند را محاسبه کرد.

نوع سلول	سیلیکون	گالیم ارسناید	ایندیم فسفات
بازده تئوری سلول صفحه ای	18%	23%	22%
بازدهی محقق شده	14%	18%	19%
مدت زمان  لازم برای افت 15%(سال)	1	33	155
	2	6	89

 محاسبه توانایی تولید قدرت در ابتدای مأموریت

مقدار انرژی بر واحد سطح در ابتدای مأموریت از رابطه 7 بدست می آید

محاسبه ی افت کیفیت و عملکرد سلول ها

افت کیفی آرایه در طی مأموریت است که شامل موارد زیر می شود :

• تغییرات سیکل گرمایی داخل و خارج از سایه
• ضربات شهاب سنگهای کوچک
• میزان تبخیر گازی ماده در اثر کاهش فشار اتمسفر

با توجه به اینکه  برای ماهواره ژئو نوع آرایه را سیلیکون انتخاب کردیم، 

با استفاده از جدول زیر مقادیر افت سلولی برای سلول های خورشیدی برابر با 75.3 درصد است.

 

نوع سلول	میزان افت سالیانه (درصد)
سیلیکون	3.75
گالیم –ارسناید	2.75
ایندیم فسفات	1.5

 

محاسبه توانایی تولید انرژی آرایه در انتهای مأموریت

با استفاده از رابطه 8 و 7 توانایی تولید انرژی آرایه در انتهای مأموریت از رابطه 9 محاسبه می شود.

تخمین میزان سطح مورد نیاز برای آرایه خورشیدی

 مقدار توان تولیدی توسط آرایه خورشیدی برحسب توان از رابطه 10 محاسبه می شود. 

 مدت زمان سایه و  مدت زمان روشنایی بر حسب دقیقه است.  

توان مورد نیاز در طول سایه و  توان مورد نیاز در طول دوره روشنایی است. 

 کارایی مسیر آرایه به مصرف کننده از طریق باتری ها برابر مقدار ثابت 6.0  است.  

کارایی مسیر از آرایه به مصرف کننده به طور مستقیم برابر مقدار ثابت 8.0 است

 و A_sa  میزان سطح موردنیاز برای آرایه خورشیدی هست که از رابطه 11 محاسبه می شود.

محاسبة میزان جرم آرایه خورشیدی

برای تعیین جرم آرایه از مرجع «برخی ملاحضات در انتخاب سیستم پایدار سازی و کنترل وضعیت ماهواره» استفاده می کنیم.

  چگالی سطحی و  چگالی عملکردی است که از جدول زیر استخراج می شود.

نوع سلول	سیلیکون	گالیم آرسناید	ایندیم فسفات
چگالی سطحی	0.23	0.3	–
چگالی عملکردی			112

مراحل را یک بار دیگر برای آرایه گالیم آرسناید و ایندیم فسفات تکرار می کنیم. 

با توجه به اینکه جرم آرایه ها  باید کمتر از جرم زیرسیستم که در طراحی آماری به دست آوردیم، باشد،

 یک آرایه را انتخاب می کنیم اما برای ماهواره نمونه چون بیشتر ماهواره مخابراتی زمین آهنگ دارای آرایه گالیم آرسناید هستند،

 آرایه گالیم آرسناید را انتخاب می کنیم.

در جدول زیر مشخصات آرایه گالیم آرسناید ، برای ماهواره نمونه را نشان می دهد.

برآورد میزان انرژی گرفته شده ازآن
محاسبه توانایی تولید قدرت در ابتدای مأموریت
محاسبه افت کیفیت
محاسبه توانایی تولید انرژی آرایه در انتهای مأموریت
تخمین میزان سطح مورد نیاز برای آرایه خورشیدی
محاسبة میزان جرم آرایه خورشیدی

تعیین جرم باتری

در این مرحله توسط ظرفیت باتری جرم باتری را محاسبه می کنیم.

محاسبه ظرفیت باتری مورد نیاز

ظرفیت باتری مورد نیاز از رابطه 13 محاسبه می شود که در آن  N_cمقدار متوسط مصرف انرژی در واحد زمان قرار گیری ماهواره در سایه زمین، 

ضریب اتلاف انرژی الکتریکی که برابر با 9 است. ضریب دشارژ  باتری های شیمیای،

 این ضریب با توجه رابطه 14 وشکل 3 براساس نوع باتری ها قابل محاسبه است.

 N_c دررابطه 14 به معنی تعداد سیکلهای شارژ و دشارژ ماهواره است. n تعداد دور ماهواره گرد زمین در 

یک 24 ساعت.  برحسب ساعت است. محاسبات را برای نیکل کادمیوم و نیکل هیدروژن انجام می دهیم.

محاسبه جرم باتری

جرم باتری از رابطه 15 محاسبه می شود. P چگالی انرژی باتری است 

که با توجه به جدول زیر برای نیکل کادمیوم 30 و برای نیکل هیدروژن 60 در نظر گرفته می شود.

برای ماهواره نمونه با توجه به این که باتری بیشتر ماهواره مخابراتی زمین آهنگ نیکل هیدروژن است 

ما هم باتری نیکل هیدروژن را انتخاب می کنیم.

نوع باتری	چگالی انرژی(وات ساعت بر کیلوگرم)
نیکل هیدروژن	60-45
نیکل کادمیوم	30-25

 

سیستم توزیع توان

زیرسیستم توزیع توان یک فضاپیما شامل کابل کشی، محافظت از خطا و… تشکیل شده است. 

در انتخاب نوع توزیع توان، حداقل نگه داشتن تلفات توان، جرم و هزینه و کیفیت توان تمرکز می کنند. 

با توجه به مرجع « Automatic Control in Space 1985»  برای ماهواره نمونه سیستم توزیع توان AC پیشنهاد می شود.

تخمین جرم کل زیرمجموعه تأمین انرژی

جرم بخش کنترل وتنظیم انرژی از رابطه 16  محاسبه می شود.

جرم بخش سیم کشی از رابطه 17 محاسبه می شود.

جرم بخش رگولاسیون ولتاژ از رابطه 18 محاسبه می شود.

جرم کل زیرمجموعه تأمین انرژی از  رابطه 19 محاسبه می شود.

درخت کارکرد محصول زیرسیستم تأمین انرژی

شکل 4 درخت کارکرد و شکل 5 درخت محصول زیرسیستم تأمین انرژی را نشان می دهد.

 

طراحی زیر سیستم تعیین و کنترل وضعیت

زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت

زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت یا ADCS، پایداری وجهت دهی مطلوب ماهواره در طول مدت عمر آن در حضور تمامی اغتشاشات داخلی 

و خارجی محیطی ماهواره رابر عهده دارد.

ماموریت های مختلف شرایط ویژه ای را برای ماهواره به وجود می آوردو بالطبع آن نیاز های متنوعی برای ADCS تعیین می کند. 

انتخاب اجزای این زیرسیستم با هدف ارضا  مطالب نشانه روی محموله، آنتن ها و پنل های خورشیدی انتخاب می شوند.

فعالیت هایی که ADCS انجام می دهد

• ترزیق: مجموعه فعالیت هایی است که ADCS از لحظه جدایش ماهواره از حامل فضایی تا لحظه قرار گرفتن در مدار عملیاتی انجام می دهد.
• خودیابی: کلیه عملیات انجام شده به منظور قرار گرفتن در حالت عملیاتی در مدار است. کنترل و تعیین وضعیت اولیه ماهواره بر روی مدار صورت می پذیرد.
• نرمال: کلیه عملیاتی که برای آماده سازی تجهیزات بار محموله جهت انجام ماموریت اصلی مورد نیاز هست، می باشد.
• مانور: کلیه عملیاتی که به هنگام تغییر سمت یا راستای ماهواره در صورت لزوم انجام می شود.
• ایمنی: کلیه عملیاتی که در صورت اضطراری در ماهواره انجام می شود.
• ویژه: کلیه عملیاتی که در حالت های خاص طراحی مثل قرار گرفتن در سایه انجام میشود.

اجزای اصلی زیرسیستم کنترل وضعیت

• جسم کنترل شونده
• حسگرها وسیله اندازه گیری گشتاور، سرعت های زاویه ای، زوایا و تعیین راستا
• عملگرهای کنترلی وظیفه تولید گشتاور های کنترلی
• پردازشگر مرکزی مسئول پیاده سازی الگوریتم های کنترلی

طراحی زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت

در طراحی این زیرسیستم ابتدا باید گشتاور های اغتشاشاتی را مشخص کنیم 

و با استفاده از این گشتاور ها سخت افزار مورد نیاز را تعیین 

و با استفاده از داده های آماری، جرم و توان هر حسگر و عملگر را مشخص کنیم.

 الگوریتم طراحی زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت

شکل زیر الگوریتم طراحی این زیرسیستم را نشان می دهد.

 مشخصات ماهواره

برای تعیین ممان اینرسی حول محور های مختصات مرکز ثقل ماهواره از رابطه 1استفاده می کنیم؛ 

که در آن m جرم خشک ماهواره و  (a,b,h)به ترتیب عرض، طول و ارتفاع ماهواره است.

با توجه اطلاعات آماری و ‌رابطه 1 ماهواره ی انتخاب شده برای طراحی ممان های اینرسی محاسبه می شود

گشتاور اغتشاشی

ماهواره در طول مأموریت خود با گشتاور های مزاحم روبه رو می شود که مانع از رسیدن به وضعیت پایدار خود می شود. 

وظیفه ی ADCS آن است که گشتاور کنترلی متناسب با این گشتاور های مزاحم تولید کند. 

4 نوع گشتاور اغتشاشی وجود دارد:1)گشتاورگرادیان جاذبه2)فشار تشعشعات خورشیدی 3)گشتاور های مغناطیسی 4) گشتاور آیرودینامیکی.

گشتاور گرادیان جاذبه

برای ماهواره گشتاور گرادیان جاذبه به عنوان گشتاور پایدار ساز در نظر گرفته می شود.

 این گشتاور از پدیده ای که (تاثیر دمبل برروی جسم باریک وبلند) نامیده می شود، نشات می گیرد.

 که مقدار این گشتاور از رابطه 2‌ محاسبه می شود‌.

گشتاور فشار تشعشعات خورشیدی

گشتاور فشار تشعشعات خورشیدی به فعالیت خورشید بستگی دارد.

چهار منبع تشعشعی وجود دارد که عبارتند از:

• تشعشع مستقیم خورشید
• بازتاب تشعشعی از نیم کره روشن زمین (albedo)
• تشعشع ساطع شده یکنواخت از سرتا سر زمین
• تشعشع مستقیم مادون قرمز ساطع شده از ماهواره

 این گشتاور از رابطه 3 محاسبه می شود که F_s ثابت خورشیدی و C سرعت نور، q فاکتور انعکاس وi زاویه تمایل خورشیدی  مساحت سطح ماهواره هست‌

گشتاور مغناطیسی

گشتاور مغناطیسی در نتیجه ی تاثیر میدان های مغناطیسی ماهواره با میدان مغناطیسی زمین به وجود می آید.

 این گشتاور را نیز می توان به صورت پایدارساز یا اغتشاشی در نظر گرفت. 

در حالت پایدارساز از دو قطبی مغناطیسی در طول محور های مغناطیس بدنه استفاده می شود. 

گشتاور مغناطیسی از رابطه 4 محاسبه می شود و R  در طراحی مدار محاسبه شده است .

گشتاور آیرودینامیکی

در ارتفاعات مداری پایین هنوز جو رقیقی وجود دارد که موجب می شود 

با توجه به سرعت بالای ماهواره که برای ماندن ماهواره در مدار لازم است، 

مقدار نیرو و گشتاور آیرودینامیکی قابل توجهی بر ماهواره وارد  شود.

 این گشتاور از رابطه 6  قابل محاسبه است 

که در آن c_d ضریب درگ، r چگالی اتمسفر، v سرعت ماهواره، Cap مرکز فشار آیرودینامیکی ،  Cg مرکز ثقل ماهواره می باشد و A  مساحت سطح ماهواره هست.

حسگرها

5 حسگر به طور معمول در هر سامانه فضایی وجود دارد:1)حسگر خورشید 2)حسگر زمین 3)حسگر ستاره 4)حسگر مغناطیسی 5) ژیروسکوپ ها. 

در ادامه نمودار های جرم و توان این حسگر ها رسم شده و معادله جرم و توان برحسب دقت حسگر ها مشخص شده است

 و با استفاده از سخت افزار هایی که بعد از آن تعیین می شود، جرم و توان حسگر ماهواره مورد نظر مشخص می شود.

حسگر خورشید

حسگر خورشید جهت یک فضاپیما را نسبت به خورشید از طریق سنجش موقعیت بردار خورشید مشخص می کند. 

برای بعضی از ماهواره ها ممکن است از سلول های خورشیدی درون این حسگر ها برای شناسایی جهت نور خورشید استفاده شود.

به طور معمول دو دسته ی، دیجیتال و آنالوگ وجود دارد.. 

در شکل 3 و4 جرم و توان این حسگر برحسب دقت برای ماهواره ای ژئو رسم شده است 

که نمودار ها با روش آماری که در مقاله طراحی آماری ماهواره گفته شده بود رسم شده است.

حسگر زمین

زمین نسبت به خورشید و ستارگان یک منبع نور نقطه ای محسوب می شود 

به همین دلیل این حسگر ابزاری برای تعیین موقعیت ماهواره نسبت به زمین، توسط نور مادون قرمز ساتع شده از آن، استفاده می کنند. 

در شکل 5 وشکل 6 جرم و توان این حسگر برای ماهواره ای ژئو بر حسب دقت رسم شده است.

حسگر ستاره

حسگر ستاره مختصات ستاره را در چارچوب بدنی فضاپیما اندازه می گیرند 

و اطلاعات وضعیت را وقتی که این مختصات مشاهده شده با جهات معلوم ستاره، حاصل شده از کاتالوگ ستاره ای مقایسه می کنند

 و آن را در اختیار قرار می دهند. ممکن است هنگام مواجه شدن با زمین و خورشید دچار خطا شود. 

درشکل 7 و شکل 8 جرم و توان این حسگر برای ماهواره ای ژئو بر حسب دقت رسم شده است.

 

حسگر مغناطیسی

این حسگر قدرت میدان مغناطیسی دریافتی را اندازه گیری می کند. 

علت وجود عدم دقت در این حسگر، مدل های میدان مغناطیسی زمین می تواند باشد؛ 

علاوه بر این می تواند در شرایط خاصی چون طوفان خورشیدی قرار گیرد. 

این حسگر به عنوان یک کمک ناوبری فضاپیما، قدرت میدان 

و جهت دریافتی را با یک نقشه از میدان مغناطیسی که در حافظه ذخیره شده است، می سنجند 

و اگر موقعیت فضاپیما شناخته شده باشد می توان به این رویکرد استنباط کرد.

 در شکل 9 جرم این حسگر برای ماهواره ای ژئو بر حسب دقت رسم شده است.

ژیروسکوپ

ژیروسکوپ ها محور دوران ماهواره را حس کرده و تغییر جهت آن را اندازه گیری می کند. 

بر اساس مکانیزم عملکردشان به چهار گروه تقسیم می شوند:

1)ژیروسکوپ دوار 2)ژیروسکوپ نوری 3)ژیروسکوپ لیزری 4)ژیروسکوپ میکروالکترومکانیکی.

می توان با تحلیل های آماری نوع، جرم و توان آن را مشخص کردیم.

عملگرها

عملگرها اجزای هستند که با تغییر مومنتوم و وجود گشتاور خارجی، گشتاوری برای کنترل وضعیت ماهواره تولید می کنند. 

4 نوع عملگر پر استفاده در سامانه فضایی عبارتند از:

1)تراستر ها 2)چرخ های کنترلی 3)گشتاورسازهای مغناطیسی4) ژیروسکوپ های کنترل ممان. 

در ادامه این عملگرها توضیح داده می شود و جرم، توان عملگر مورد استفاده در برای ماهواره ای ژئو را استخراج می کنیم.

تراستر ها

تراسترهای کنترل جهتی، که گاهی تراسترهای کنترل واکنشی نامیده می شوند، 

برای کنترل جهتی ماهواره در مدت زمان عمر ماهواره استفاده می شود. 

این تراسترها برای خنثی کردن اثر اغتشاشات خارجی کوچک می باشد.،

 لذا برای کنترل ماهواره نیاز به تراسترهای کوچک در حد کثری از نیوتن می باشد.

مکان قرار گیری تراسترها روی ماهواره به شکل ماهواره بستگی دارد. 

بازوی گشتاور تراستر تا مرکز ثقل ماهواره باید تا جایی که امکان دارد زیاد باشد . 

همچنین گازهای خروجی تراستر نباید به بدنه ماهواره برخورد کند.

تعداد تراسترها باید قادر به چرخاندن ماهواره حول سه محور باشد .

 برای چرخاندن ماهواره ، بدون اینکه تغییر سرعتی به ماهواره اعمال شود ، 

لازم است که دو تراستر در جهت مخالف یکدیگر و در یک لحظه روشن شوند تا یک گشتاور خالص ایجاد کنند.

 (اندازه نیرو و بازوی دو تراستر مساوی است . شکل 10 وشکل 11 جرم و توان تراستر را نشان می دهد.

چرخ های کنترلی

عملگرهای اصلی کنترل جهتی ماهواره RW  می باشد .

 RW ، اساسا یک موتور الکتریکی است که یک دیسک سنگینی به محور آن چسبیده است.

 با اعمال جریان به موتور ، یک گشتاور تولید شده و باعث تغییر سرعت زاویه ای دیسک می شود.

 طبق قانون سوم نیوتن یک گشتاور واکنشی به همان اندازه و در خلاف جهت آن به ماهواره اعمال خواهد شد .

وقتی سنسورها خطایی را اندازه گیری کنند سیستم کنترل از این گشتاور استفاده می کند و ماهواره را در جهت مناسب قرار می دهد

این عملگر با تغییر سرعت به کمک موتور های الکتریکی، یک گشتاور بر خلاف گشتاور تولیدی ایجاد می کند 

و آن ها به دو دسته ی مومنتوم و عکس العملی تقسیم می  شوند. 

در چرخ های عکس العملی در هر محور حداقل 3 چرخ عکس العملی نیاز است.

 با استفاده از رابطه 7  می توان گشتاور اندازه حرکت زاویه ای را محاسبه کرد.

 نمودار 12 و نمودار 13 جرم وتوان چرخ کنترلی را نشان می دهند که پراکندگی داده در آن زیاد است.

گشتاورسازهای مغناطیسی

گشتاورساز مغناطیسی متشکل از یک سیم پیچ است که یک جریان الکتریکی را از طریق سیم پیچ منتقل کرده و گشتاور چرخشی تولید می کند. 

این شبیه به یک سلف است؛ ولی برخلاف آن، گشتاورساز مغناطیسی حداکثر گشتاور چرخشی را بر روی سیم پیچ تولید می کند. 

شکل 14 و شکل 15 جرم و توان گشتاور ساز مغناطیسی را نشان می دهد.

انتخاب سخت افزار

در این بخش با توجه به اطلاعاتی که بدست می آید باید سخت افزاری که مشابه با اطلاعات ما هست انتخاب شود 

در زیر با توجه به اغتشاشات و اطلاعات سخت افزار های زیر برای ماهواره ی ژئو نمونه با اطلاعات زیر انتخاب می کنیم.

نوع سخت افزار	اجزا	سخت افزار انتخابی
عملگر	تراستر ها   16 عدد	DST-12 Bipropellant
	چرخ های کنترلی  4 عدد	VRW-02
	گشتاورسازهای مغناطیسی 3 عدد	MT2-1
حسگر ها	حسگر خورشید( 6 عدد، دقت0.3)	ISS-A15
	حسگر زمین ( 3 عدد، دقت0.03)	STD 15
	حسگر ستاره (2 عدد، دقت 0.04)	ASTRO 15
	حسگر مغناطیسی(1 عدد، 0.225)	High-Rel
	ژیروسکوپ (2 عدد،0.6)	DSP-1760 3-axis

 

روشهای پایداری در کنترل وضعیت

4 نوع پایدارسازی وجود دارد:1) پایداری سه محور 2)گرادیان جاذبه 3) پایداری چرخان  4)پایدار سازی مومنتومی.

برای ماهواره نمونه با توجه به شکل 16 اکثر ماهواره های زمین آهنگ به صورت کنترل سه محور می باشد.

درخت کارکرد و محصول زیرسیستم کنترل و تعیین وضعیت

شکل 17 درخت کارکرد شکل 18 درخت محصول زیرسیستم کنترل و تعیین وضعیت را نشان می دهد.