these de magister - Université des Sciences et de la Technologie d

République Algérienne Démocratique et Populaire
Ministère de l’Enseignement Supérieur et de la Recherche Scientifique
Université des Sciences et de la Technologie d’Oran
MOHAMED BOUDIAF
Faculté De Génie Électrique
Département D’Électronique
École doctorale Des Techniques et Applications Spatiales
Option : Instrumentation Spatiale
THESE DE MAGISTER
Thème
Etude et Développement d’un Outil D’aide à la
Conception de Sous Système Energie De Bord
D’un Microsatellite
Présenté par
Melle DELLA KRACHAI Saidia
SOUTENUE Le : 04/01/2010
DEVANT LE JURY COMPOSÉ DE :
M r B.BELMEKKI
PRÉSIDENT (Professeur, USTO)
M r A.BOUDGHENE STAMBOULI
EXAMINATEUR (Professeur, USTO)
M r N.BOUGHANMI
EXAMINATEUR (Maître de conférence, USTO)
M r M.BEKHTI
PROMOTEUR (Maître de reche rche, CTS)
M r A.BOUDJEMAI
INVITE (Chargé de recherche, CTS)
Année universitaire : 2009/2010
SOMMAIRE
Liste des figures
Liste des tableaux
Liste des acronymes
Introduction générale ………………………………………………………………………...
i
Chapitre 1
DESCRIPTION GENERALE SUR LES SATELLITES
1.1. Introduction …………………………………………………………………………....
1.2. L’anatomie des satellites……………………………………….................................
1.3. Le satellite Algérien ALSAT-1…………………………………………………………
1.3.1. Lancement d’ALSAT-1……………………………………………………………
1.3.2. Mission d’ALSAT-1……………………………………………………………….
1.3.3. Caractéristiques d’ALSAT-1………………………………………………………
1.4. Classification des satellites……………………………………………………………..
1
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Chapitre2
ARCHITECTURE DE SOUS SYSTEME ENERGIE DE
BORD D’UN MICROSATELLITE
2.1. Introduction……………………………………………………………………………..
2.2. Panneaux Solaires……………………………………………………………………
2.2.1. Cellules Solaires……………………………………….....
2.2.1.1. Caractéristiques(I-V) des cellules solaires………………………………….
2.2.1.2. Influence de la température sur les cellules solaires………………………..
2.2.1.3. Distance Solaire……………………………………………………………..
2.2.1.4. Angle d’incidence…………………………………………………………...
2.2.1.5. Dégradation de rayonnement……………………………………………….
2.2.1.6. Comparaison entre les cellules en Si et GaAs………………………………
2.3. Unité de stockage………………………………………………………………………..
2.3.1. Performance de la batterie NiCd ………………………………………………….
2.4. Régulateur de charge de la batterie(BCR)
…………………………………
2.4.1. Topologies du régulateur de charge de la batterie
…………………………….
2.4.1.1 Convertisseur abaisseur (Buck)……………………………………………..
2.4.1.2. Convertisseur élévateur (Boost) ……………………………………………
2.4.1.2. Convertisseur abaisseur-élévateur (Buck-Boost) …………………………..
2.5. Module de conditionnement de la puissance (PCM) …………………………………..
2.6. Module de distribution de puissance (PDM) …………………………………………..
2.6.1. Le câblage………………………………………………………………………….
2.6.2. Les fusibles………………………………………………………………………...
2.6.3. Les commutateurs de puissance…………………………………………………...
2.6.3.1. Le commutateur à transistor bipolaire……………………………………..
2.6.3.2. Le commutateur à transistor FET………………………………………….
2.7. Surveillance et contrôle ……………………………………………….………………..
2.8. Conclusion………………………………………………………………………………
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Chapitre 3
DIMENSIONNEMENT DE SOUS SYSTEME
ENERGIE DE BORD D’ALSAT-1
3.1. Introduction …………………………………………………………………………....
3.2. Dimensionnement de sous système énergie de bord d’ ALSAT-1………………………...
3.2.1. Panneaux solaires……………………………………………………………………..
3.2.2. Stockage d’énergie (batterie NiCd)…………………………………………………...
3.2.3. Régulateur de charge de batterie (BCR)………………………………………………
3.3. Résultats et discussions……………………………………………………………………
Chapitre4
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41
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CONCEPTION DES REGULATEURS DE CHARGE DE
BATTERIE (BCR)
4.1. Introduction……………………………………………………………………………..
54
4.2. Résultats de simulations du convertisseur de type Buck …………………………………
54
4.3. Résultats de simulations du convertisseur de type Boost ………………………………
60
4.4. Résultats de simulations du convertisseur de type Buck-Boost ………………………..
64
4.5. Comparaison entre les trois topologies et le choix du meilleur convertisseur ……………
66
Conclusion générale………………………………………………………………………………iv
Bibliographie
Annexes
Introduction Générale
Introduction Générale
L’une des tendances fortes de ces dernières années c’est le développement de
l’observation de la Terre depuis l’espace et aussi des services spatiaux (navigation,
météorologie, télécommunications et sans doute bientôt du tourisme suborbital).
Les images et plus largement les données obtenues depuis l’espace présentent de nombreux
intérêts : elles sont souvent globales, comparables, continues, répétées, durables et précises.
Elles deviennent un complément indispensable des données recueillies au sol dont on ne
pourra jamais se passer. Le modèle qu’a construit progressivement l’humanité, et qu’ont
enrichies les sciences du XXème siècle nous permet de mieux comprendre notre planète. Les
sciences et technologies spatiales ont un rôle à jouer dans cette édification. Observer la Terre
dans son ensemble, c’est pouvoir corréler des phénomènes distants et prendre des mesures
simultanées sur de grandes étendues. Le recul que nous donnent les satellites sur leurs
perchoirs célestes permet aujourd’hui d’enrichir notre connaissance du fonctionnement de la
Terre déjà nourrie par des années de recherche et de collectes de données sur Terre.
Grâce à cette combinaison du travail sur le terrain et depuis l’espace, les climatologues
peuvent étudier les changements globaux, les météorologues déterminer l’origine des
ouragans, les océanologues comprendre les grands courants marins et leur influence, les
géologues étudier la déformation des sols suite à l’activité humaine … Chacun de ces sujets
nous entraîne vers des préoccupations plus larges, celles du devenir de notre planète.
Comment notre planète va-t-elle évoluer, quels risques court-elle ? Quel impact notre mode
de vie a-t- il sur cette terre qui semble être la seule à pouvoir aujourd’hui nous accueillir ?
Nous le saurons grâce à une meilleure connaissance de ce système.
Aux scientifiques, l’espace apporte sa pierre à la compréhension de la circulation des vents, du
changement du climat, du comportement des océans, de l’évolution des calottes glaciaires, des
grandes migrations… Aux organismes internationaux, aux gouvernements, l’espace permet
aujourd’hui de mieux gérer et peut-être un jour d’anticiper les catastrophes naturelles, les
épidémies, de gérer les situations de crises, circonscrire des incendies, gérer la déforestation,
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
i
Introduction Générale
suivre la désertification… Aux acteurs des transports, de contrôler le trafic aérien, le dégazage
des bateaux… A nous tous enfin, avec une révolution technologique qui s’est déjà amorcée,
l’espace offre des services pour trouver son chemin, communiquer sans frontière, sécuriser ses
loisirs, organiser ses vacances … A L’ensemble de ces communautés d’utilisateurs directs ou
indirects, l’espace offre aujourd’hui un véritable ensemble d’outils pour voir, anticiper et
comprendre.
Le travail présenté dans ce mémoire s’insère dans le cadre des recherches menées dans
le domaine de l’instrumentation spatiale. Dans ce large domaine, nous nous sommes plus
particulièrement intéressés au sous système énergie de bord d’un microsatellite qui est le
système le plus critique dans un vaisseau spatial dont donné que tous les autres sous systèmes
nécessitent de l’énergie.
Ce sous système consiste à assurer l'alimentation du satellite en énergie. Dans la plupart des
applications, on utilise des cellules photovoltaïques qui convertissent l'énergie de la lumière du
Soleil en électricité.
Les cellules solaires sont regroupées soit sur la « peau » du satellite pour les satellites spinnés,
soit sur des panneaux, en général déployables.
L'énergie produite par les cellules solaires est stockée dans des batteries d'accumulateurs de
différentes technologies, la plus récente dite lithium ion offrant un bon rapport
poids/performances.
L'énergie électrique, qu'elle provienne directement des panneaux solaires ou des batteries, est
distribuée aux équipements du bord via un système de régulation qui fournit en général du
courant continu sous une tension constante.
Ce mémoire est devisé en quatre chapitres :
Le premier chapitre de ce mémoire est consacré à une description générale sur
les satellites avec une présentation du projet Algérien " ALSAT-1 ".
Le deuxième chapitre concerne l’architecture de sous système énergie de bord
d’un satellite : Le générateur solaire, l’unité de stockage d’énergie (batterie),
module de charge de la batterie avec une étude des trois topologies du
convertisseur continu – continu (Buck, Boost et Buck-Boost) , module de
conditionnement et le module de distribution et de protection.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
ii
Introduction Générale
Le troisième chapitre concerne le dimensionnement de sous système
d’énergie de bord d’ALSAT-1.
Le quatrième chapitre est consacré la conception des régulateurs de charge de
batterie.
Enfin, une conclusion générale couronne ce mémoire pour récapituler nos analyses, remarques
et suggestions.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
iii
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
I-1. Introduction
Apparus pour des motifs politiques, les satellites artificiels sont devenus de nos jours des
outils indispensables pour la science, la défense, les télécommunications et pour des applications
aussi variées que la prévision du temps, la lutte contre la pollution ou le sauvetage de navigateurs
en détresse. Le premier satellite, Spoutnik 1, lancé par l'U.R.S.S. le 4 octobre 1957, dépourvu
d'appareillage scientifique, avait pour principal objet de tester sa fusée porteuse et de démontrer
la capacité des Soviétiques à placer des charges utiles en orbite autour de la Terre. Un mois plus
tard, le 3 novembre 1957, l'U.R.S.S. récidivait avec Spoutnik 2, une mission beaucoup plus
ambitieuse. Les Américains réagissent rapidement : le 31 janvier 1958, en plaçant à leur tour sur
orbite leur premier satellite, Explorer 1. La compétition entre les deux grandes puissances était
désormais engagée et le rythme des lancements allait vite s'accélérer : 8 satellites lancés en 1958,
14 l'année suivante, plus d'une centaine par an à partir de 1962. Depuis, le club des puissances
spatiales s'est élargi : successivement, la France (1965), le Japon et la Chine (1970), la GrandeBretagne (1971), l'Inde (1980), Israël (1988) et l'Iran (2009) ont tous réussi à mettre des satellites
en orbite autour de la Terre au moyen de leurs propres lanceurs.
I-2. L'anatomie des satellites
Un satellite est un système très complexe qui doit remplir des fonctions spécifiques dans un
environnement spatial. Son architecture résulte des objectifs définis par la mission et des
contraintes particulières liées à son évolution dans l'Espace.
Tout satellite comporte donc essentiellement une charge utile désigne les équipements qui
remplissent la mission : télescopes, caméras, instruments de mesure de l’environnement, radars,
etc. La plateforme désigne la structure dans laquelle cette charge utile est située. Elle assure
des fonctions de base. [1]
Protection
L’environnement spatial est extrêmement hostile. Sur Terre, nous en sommes protégés par
l’atmosphère. Les satellites évoluent dans le vide, soit sans pression atmosphérique. Un certain
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
1
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
nombre de matériaux ne sont donc pas stables. Ils s’effritent et émettent un certain nombre de
petites particules, il s’agit du dégazage. Ces particules peuvent avoir des conséquences imprévues
sur le satellite.
Tous les équipements du satellite sont soumis à des fluctuations thermiques très importantes. Il
peut y avoir facilement 200 degrés Celsius de différence entre la face à l’ombre et celle exposée
au Soleil. Les équipements électriques ne sont pas prévus pour fonctionner dans de telles gammes
de température qui occasionnent également des déformations thermoélastiques sur de nombreux
matériaux. Les équipements soumis à des cyclages de température très importants vieillissent
prématurément. Le Soleil « bombarde » l’espace de rayonnements dans toutes les gammes du
visible, infrarouges, ultraviolets... et de nombreuses particules plus ou moins énergétiques et à
plus ou moins grande vitesse. Ces dernières abîment les matériaux et provoquent des
dégradations sur tous les éléments numériques, ceux liés à la mémoire, les semi-conducteurs, etc.
Pour les satellites en orbite basse, l’atmosphère résiduelle est extrêmement riche en oxygène
atomique, qui est très corrosif pour les matériaux. Les micrométéorites, enfin, peuvent provoquer
des perforations. Il s’agit de petits éléments qui se détachent du noyau d’une comète quand elle
passe près du Soleil. Ils augmentent et se disséminent le long de la trajectoire de la comète au fil
du temps. Tous les ans, à certaines périodes, la Terre passe dans les trajectoires de plusieurs
comètes, c’est ce qui donne les pluies d’étoiles filantes du mois d’août ou les pluies de
météorites. Toutes les attaques, rayonnements, protons, électrons, etc. obligent à faire de très
nombreux tests car il n’est pas possible d’effectuer dans l’espace des réparations de matériaux
électroniques standards. Il s’agit donc de matériaux développés spécifiquement pour le spatial.
Régulation thermique
Les équipements à bord du satellite subissent de grandes variations alors qu’ils sont
généralement qualifiés au sol pour fonctionner entre -10 et 50 degrés Celsius. Nous utilisons donc
des revêtements spéciaux pour « carapacer » le satellite. Ses faces sont généralement métalliques,
argentées ou dorées à l’extérieur et un revêtement noir est mis en place à l’intérieur pour limiter
les accumulations et les déperditions de chaleur. Par rapport aux endroits froids, nous installons
des petites résistances chauffantes partout dans le satellite. Le refroidissement est plus difficile.
Des systèmes appelés « caloducs » ou « boucles fluides » fonctionnent avec des fluides
biphasiques, comportant une phase liquide et une phase vapeur. La vaporisation puis la
condensation de ces produits dissipe de l’énergie thermique, la vapeur occupe plus de place et se
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
2
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
déplace vers les points froids où elle se condense. Nous utilisons aussi des radiateurs qui sont des
surfaces très dissipatives pour évacuer la chaleur excédentaire à l’extérieur du corps du satellite.
Énergie électrique
Elle est indispensable car le satellite arrête de fonctionner s’il n’en a plus. Un sous-système
est chargé de la récupérer, la stocker et la distribuer. Il s’agit d’énergie solaire, une énergie á
priori inépuisable. Elle vient de grands panneaux solaires constitués de milliers de petites cellules
qui doivent être orientées vers le Soleil en permanence pour convertir l’énergie solaire en énergie
électrique. Ces panneaux font plusieurs mètres carrés et ne logent pas sous la coiffe du lanceur.
Ils sont souvent pliés le long du satellite lors du lancement puis dépliés pendant les opérations de
mise à poste. Ils sont très sensibles aux perforations provoquées par les micrométéorites et les
divers impacts. Il convient donc de veiller à ce qu’une cellule abîmée ou en court-circuit ne mette
pas en jeu une surface trop importante du panneau solaire.
La Terre passe très souvent entre le Soleil et les satellites : à chaque révolution pour un satellite
d’orbite basse et deux fois par an, autour des équinoxes, pour les satellites géostationnaires (les
éclipses de ces saisons durent entre 1 h et 1 h 30 et surviennent toutes les nuits). Pendant les
éclipses, les rayons du Soleil n’atteignent pas les panneaux solaires. L’énergie électrique est alors
distribuée par des batteries, lesquelles sont reconnectées aux panneaux solaires après les éclipses
afin d’être rechargées. Le fonctionnement des batteries fait l’objet d’une surveillance rapprochée
car un satellite ne peut pas survivre à une éclipse sans batterie.
Mouvement
Ce sous-système est très complexe. Il comporte deux parties : l’orientation (ou attitude) du
satellite et la trajectoire (position et vitesse du satellite), on utilise des senseurs pour mesurer
l’orientation et la trajectoire et des actuateurs pour les modifier. Les senseurs d’attitude sont
essentiellement terrestres, solaires, stellaires ou gyroscopiques. Ils donnent des informations
d’angle par rapport à certains corps. Les actuateurs peuvent être, par exemple, des roues à inertie.
Elles ont un mouvement cinétique important qui permet de donner une rigidité gyroscopique au
satellite et, en faisant varier leur vitesse, d’absorber les perturbations extérieures.
La voile solaire est un procédé relativement récent qui permet de ne pas utiliser de carburant pour
appliquer des couples. Elle utilise la force issue des particules venant des vents solaires : en
orientant différemment les panneaux solaires du satellite, elle crée une dissymétrie de la force du
vent solaire, ce qui permet de créer des couples pour piloter l’orientation du satellite.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
3
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
Les senseurs terrestres et la voile solaire sont utilisés uniquement en phase stabilisée de façon
routinière. Les senseurs solaires sont principalement utilisés pour les autres phases : la mise à
poste et en mode survie.
Les senseurs de trajectoire embarqués sont du type GPS ou Doris. La plupart d’entre eux sont
cependant à terre. Les stations mesurent l’orbite du satellite. Les actuateurs sont des tuyères
consommant du carburant ou de l’ergol pour délivrer des poussées ou forces. On ne peut pas
modifier la vitesse d’un corps en orbite dans le vide sans éjection de matière.
Communication
Le satellite émet de la télémesure. Elle peut être de deux types. La télémesure « servitude »
indique l’état du satellite lors de la mise à poste. La télémesure « charge utile » transmet le coeur
de la mission du satellite. Il peut s’agir d’images, lesquelles sont très volumineuses et nécessitent
de grandes bandes passantes.
Le satellite reçoit des ordres par télécommande. La liaison est souvent cryptée pour éviter les
erreurs de transmission mais également pour que des entités externes ne puissent pas commander
le satellite.
Autonomie
Le logiciel de bord a de plus en plus d’importance. Un satellite en orbite basse n’est pas
toujours visible depuis les stations. Il est donc nécessaire qu’il puisse stocker les images qu’il
prend et de pouvoir lui envoyer des ordres qui seront exécutés plus tard. Le satellite peut mesurer
lui- même l’état de certains de ses équipements et décider des mesures adéquates à prendre. Il
gère ainsi le contrôle de son attitude, une grande partie du contrôle thermique, les batteries par
rapport au passage des éclipses.
À terme, il pourrait également contrôler son orbite. Le satellite gère les pannes au premier niveau.
Il les détecte, procède aux reconfigurations adéquates et passe alors tous ses équipements sur la
branche redondante. Il appartient à l’homme d’analyser ce qui s’est passé, de trouver
l’équipement fautif puis de repasser tous les équipements sur leur branche nominale.
Si les reconfigurations opérées par le satellite ne suffisent pas, il passe en mode survie. Il s’agit
d’un mode minimal qui, généralement, provoque la perte temporaire de la mission. Ce processus
consiste à chercher le Soleil avec les cellules des panneaux solaires. De cette façon le satellite
conserve de l’énergie.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
4
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
Position et trajectoire
Les contraintes sont absolues ou relatives à d’autres satellites. Une même pet ite boîte de
stationnement peut contenir de nombreux satellites. Ce procédé, le « copositionnement », est de
plus en plus utilisé. De même, en orbite basse, des satellites se suivent ou gardent une
configuration géométrique particulière.
Les contrôles d’orbite sont similaires aux actions réalisées lors de la mise à poste : mesure de
l’orbite, calcul, réalisation et suivi de manoeuvre, notamment en termes de consommation de
carburant et d’évaluation de durée de vie. Leur fréquence varie selon les missions. Ils sont
généralement hebdomadaires pour les satellites géostationnaires.
Rôle de l’homme
Les stations sol communiquent avec le satellite. Le centre de mission exploite, gère,
planifie et organise la mission. Le centre de contrôle effectue le maintien à poste. Ce travail est
effectué par des contrôleurs de satellite qui se relaient pour surveiller les écrans, reconfigurer les
équipements sol si nécessaire, observer toutes les télémesures et mettre en oeuvre des procédures
en cas de problème. Il existe également des spécialistes bord, sol, orbite et mission. Ils ont pour
rôle d’intervenir le plus vite possible en cas d’urgence.
Ces personnes surveillent et analysent le comportement en orbite, en temps réel ou différé. Les
tendances sont examinées pour détecter d’éventuels fléchissements de fonctionnement des
équipements. Quand ils vieillissent prématurément et menacent de tomber en panne, des systèmes
ou des modes d’exploitation qui permettent de les économiser sont mis en oeuvre. Ces
spécialistes gèrent également les ressources bord, planifient, préparent et réalisent les très
nombreuses opérations satellite. Elles maintiennent et font évoluer le système sol, les
compétences et la mémoire technique. Ceci est essentiel du fait que les missions durent souvent
plus de 10 ans. Enfin, ces personnes adaptent ou prolongent la mission.
Maladies et défaillances
Les équipements pouvant vieillir ou subir des pannes brutales, des mesures préventives sont
mises en place pour éviter que cela ne provoque la perte de la mission. De nombreux tests sont
effectués avant le lancement. Certains équipements sont redondés. La surveillance est très
intense. Lors des risques de claquage électrostatique liés aux pluies de météorites, les
équipements électriques non indispensables sont éteints, les manoeuvres sont interdites et les
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
5
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
panneaux solaires sont positionnés parallèlement aux flux des micrométéorites pour éviter leurs
impacts.
En cas de panne, l’équipement redondant est utilisé. Seules les fonctions logicielles peuvent être
corrigées par téléchargement de logiciels pour réparer le bug et fournir un nouveau programme. Il
existe également des mesures palliatives : la mission est exploitée en mode dégradé ou avec des
performances moindres.
 Mort d’un satellite
La durée de vie d’un satellite est décidée initialement par la mission. Tout le satellite est
donc construit afin de la respecter. Quand le lancement échoue, le satellite est « mort- né », ce qui
est toujours une grande déception pour tous ceux qui y ont travaillé pendant plusieurs années.
La « mort subite »
Est la perte d’un « organe » essentiel alors qu’il s’agissait déjà de l’équipement redondant.
Il n’est alors plus possible de commander le satellite.
La « mort anticipée »
Survient lorsque le satellite continue à fonctionner mais ne peut plus assurer sa mission. Sa
vie est alors abrégée car il est devenu inutile.
La « mort programmée »
Correspond au cas standard. Le suivi de l’état des ressources du satellite montre qu’elles
vont être épuisées de façon anticipée. Le retrait de service du satellite est alors programmé.
La « mort retardée »
Ou prolongation de la durée de vie du satellite est plus fréquente. Lorsqu’un satellite
fonctionne bien, tous les moyens possibles pour qu’il perdure sont recherchés. Spot 1, par
exemple, devait durer 2 ou 3 ans et il a, en réalité, duré 18 ans. À la fin de vie de tous les
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
6
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
satellites de télécommunication géostationnaires qui fonctionnent bien, le contrôle de
l’inclinaison, qui coûte très cher en carburant, est interrompu pour gagner plusieurs années en
opérant le satellite en orbite inclinée. Il ne s’agit alors plus des mêmes missions.
I-3. Le satellite Algérien ALSAT-1,
I-3-1. Lancement d’ALSAT-1
Le lancement a eu lieu le 28 novembre 2002 par un lanceur Cosmos-3M à partir de la base
de lancement Russe de Plesetsk.
Les autres charges utiles du lanceur étaient : Mozhayets (satellite de navigation et scientifique
Russe) et Rubin-3-SI (OHB Bremen, satellite Allemand).
L'orbite choisie est héliosynchrone, altitude approximative de 700 kilomètres, inclinaison de
l'orbite = 98º, le temps de croisement à l'équateur est 10:00(GMT). [2], [3], [4]
Figure 1.1 Lancement d’ALSAT-1
I-3-2. Mission d’ALSAT-1
Le satellite Algérien AlSAT-1 est le premier d'une série de 05 microsatellites lancés dans le
cadre de la DMC (Disaster Monitoring Constellation).
L'objectif de la mission est de fournir des images multispectrales de résolution moyenne pour la
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
7
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
surveillance des catastrophes naturelles ainsi que pour d'autres applications thématiques de
télédétection.
I-3-3. Caractéristiques d’ALSAT-1
Le satellite Alsat-1 fait partie d'une nouvelle génération de satellites avec de grandes
capacités de commande d'attitude et d'orbite et une liaison descendante à haut débit. La structure
de ce satellite utilise les modules standards de SSTL de tailles différentes (aluminium usiné) pour
contenir l'électronique et les différents sous-systèmes.
Figure 1.2 L’architecture d’ALSAT-1
La plateforme améliorée du microsatellite utilisée pour AlSAT-1 a des dimensions d'environ de
0.6 m × 0.6 m × 0.6 m dans sa configuration de lancement. Les panneaux solaires du satellite
utilisent des cellules de GaAs/Ge et fournissent une puissance totale d'environ 60 W. L'énergie
est stockée dans une batterie rechargeable (NiCd) de 4 a mpères-heure. AlSAT-1 a une
masse totale de 90Kg. Un système de propulsion à butane, plus un resistojet, permet le maintien
d'orbite pendant la durée de vie de la mission.
Communication (Radio Fréquences) : Une mémoire de stockage de type SSDR de 1 Gbit est
utilisée pour stocker les images. Le SSDR peut enregistrer des images de larges régions d'une
étendue de (640km x 560km) ou des sections d'image multiples de 80Km. La bande S est utilisée
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
8
Chapitre 1
Description générale sur les satellites
pour la télémétrie et télécommande. Le téléchargement en liaison descendante est effectué à 8
Mbit/s.
Le satellite utilise des protocoles IP pour son opération. Système d'imagerie ESIS (Extended
Swath Imaging System) : Le système repose sur trois bandes spectrales. ESIS utilise la
technologie de prise d'image dite « pushbroom » en utilisant deux caméras par bande montées de
façon à fournir une large fauché de 600 kilomètres avec une résolution spatiale GSD de 32 m.
Figure 1.3 Imageur d’ALSAT-1
I-4. Classification des satellites
Les satellites sont classés suivant leur masse. On peut les regrouper en 7 catégories, allant
du plus grand au plus petit.
CLASSE DE
SATELLITE
MASSE SUR
ORBITE
COUT DE
REALISATION
Gros satellite
> 3 tonnes
> 150 millions €
Moyen satellite
de 1 à 3 tonnes
> 150 millions €
Petit satellite
de 500 kg à 1 tonne
de 50 à 150 millions €
Mini satellite
de 100 kg à 500 kg
de 10 à 40 millions €
Micro satellite
de 10 kg à 100 kg
de 3 à 8 millions €
Nano satellite
de 1 kg à 10 kg
de 300 000 à 2 millions €
Pico-satellite
< 1 kg
< 300 000 €
Tableau 1.1 Classification des satellites
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
9
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
II-1. Introduction
Le sous-système d’énergie de bord d’un microsatellite est le plus critique dans un
engin spatial puisqu’il fournit de l’énergie pour les autres sous-systèmes pour assurer leurs
fonctionnements ;
Il est constitué généralement des blocs suivants :
Source d’énergie primaire (panneaux solaires) muni d’un système de poursuite de
soleil.
Plusieurs étages de conversion et régulation d’énergie afin de conditionner l’énergie
produite par la source primaire aux exigences en courant/tension des différents sous
systèmes (camera, antennes de transmission, l’ordinateur de bord, système de contrôle
d’attitude…).
Unité de stockage constituée de plusieurs batteries branchées en série et/ ou en
parallèle pour assurer le fonctionnement de notre satellite lors d’un pic ou absence
d’ensoleillement (NiCd, NiH2, NiMh, Li- ion…).
II-2. Panneaux Solaires
Les panneaux solaires, servant à alimenter en énergie électrique les satellites dans
l’espace, sont composés de cellules solaires. Actuellement l’industrie spatiale commence à
utiliser des cellules solaires multijonctions. Ce sont des composants électroniques complexes
utilisant une combinaison de matériaux semi-conducteurs pour capturer plus efficacement une
large gamme d’énergie de photons provenant du spectre solaire. Ces cellules sont exposées à
un environnement de radiations composé essentiellement d’électrons et de protons. Ces
particules dégradent les performances électriques des cellules. La compréhension de la
réponse aux radiations des cellules est extrêmement importante pour des prédictions précises
de la durée de vie attendue. La figure 2.1 représente les différents composants d'un panneau
solaire [5]
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
10
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Figure 2.1 Composants d’un panneau solaire
II-2.1 Cellules Solaires
Les cellules solaires sont composées de matériaux semi-conducteurs différents.
La conception de cellules solaires est évaluée par sa capacité à convertir un certain
pourcentage de l'énergie solaire en énergie électrique.
La conception des cellules est influencée par divers facteurs qui doivent être considérés
comme les caractéristiques (I-V), la dépendance de la température, la distance du soleil,
l'angle d'incidence et de la dégradation des rayonnements.
II-2.1.1 Caractéristiques (I-V) des Cellules Solaires
Les caractéristiques du courant-tension (I-V) de cellules solaires sont d'une importance
dans la conception des panneaux solaires. [6]
Le MPP est calculé lorsque le produit de I et V est à son maximum, qui est
défini par la superficie maximale du rectangle au sein de la courbe. Ce point se s itue au
niveau du genou de la courbe comme le montre la figure 2.2.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
11
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Figure 2.2 Courbe caractéristique (I-V) d'une cellule solaire
Sur la courbe (I-V), on trouve quelques points types de cellules solaires. La tension du circuit
ouvert Voc, le courant de court-circuit Isc, le point de puissance maximale qui est calculée
lorsque le produit de I et V est à son maximum (Vmpp et Impp).
Le facteur de remplissage en tant que rapport de la puissance maximale et le produit de
courant de court-circuit et de la tension de circuit ouvert, est donné par:
Une des caractéristiques les plus importantes sur une cellule solaire est son rendement de
conversion de l'énergie, η:
II-2.1.2 Influence de la température sur les Cellules Solaires
Efficacité des cellules solaires sont habituellement obtenus à 25°C et à 28°C.
Une diminution de la température résulte une augmentation de la tension qui peut être estimée
à 2 mV / °C comme vu dans figure 2.3.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
12
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Il convient de noter qu'avec l'augmentation de la tension, le courant diminue. Cet
effet négatif est au cours de
la sortie d'une éclipse, où les panneaux sont
initialement très froid.
Chaud
Froid
Figure 2.3 L’effet de la température sur les cellules solaires
II-2.1.3 Distance solaire
Comme la distance depuis le soleil augmente, les chutes de courant disponibles avec
une tension restant constante ou peut augmenter en raison de la température décroissante.
C'est illustré sur la figure 2.4. Dans la conception d'un véhicule planétaire, le panneau solaire
devrait être classé au MPP correspondant à la distance du soleil auquel il sera exploré.
Intensité = 1 soleil
Intensité = 0.5 soleil
Figure 2.4 L’effet de l’énergie solaire à distance
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
13
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
II-2.1.4Angle d’incidence
Sous un angle la normale au soleil, le panneau solaire produit la puissance maximale.
En tant que cela l'angle diminue de la normale, les diminutions de courant avec un rapport de
cosinus. Après 60°, le rapport de cosinus décompose et les effets de l'épaisseur de cellules et
la réflexion du verre de couverture doit être prise en considération. Le schéma 2.5 montre
la forme approximative de courbe pour le courant contre l'angle du soleil.
.
Angle du soleil (deg)
Figure 2.5 L’effet de l’angle d’incidence sur les panneaux solaires
II-2.1.5 Dégradation de Rayonnement
Les principaux types de dommages de rayonnement en cellules solaires se produisent
par l'ionisation et le déplacement atomique. Selon l'environnement et la durée de l'espace
dans lesquels le panneau solaire fonctionnera, les dommages dus au rayonnement peut
changer. Pour les satellites géosynchrones, la source principale de dégradation de
rayonnement est dû aux les électrons piégés dans le champ magnétique et quelques
dommages additionnels de la terre est dû aux protons d'éruption chromosphérique. Si le
véhicule fonctionne dans les ceintures de Van Allen pour une longue durée, dégradation sera
plus grave. L'effet de cette dégradation est à réduire la tension de circuit ouvert et le courant
de court circuit des cellules, de ce fait en réduisant le point de puissance maximale pour les
cellules. Au-dessus d'une largeur de cinq ans ces pertes peuvent être approximativement des 6
à 12% de perte courante de court circuit et environ de 2 à 5% de circuit ouvert de perte de
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
14
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
tension. Le schéma 2.6 donne l’effet de la dégradation générale en comparant le début de vie
(BOL) et la fin de vie (EOL) du véhicule.
Par conséquent, le système d'alimentation du vaisseau spatial devrait être conçu a basé sur
l'EOL plutôt que sur le BOL.
Début de vie (BOL)
Fin de vie (EOL)
Figure 2.6 L’effet de la radiation sur les cellules solaires
II-2.1.6 Comparaison entre les cellules Si et GaAs
Il y a deux types principaux de cellules solaires actuellement disponibles pour les
applications spatiales : Des cellules au silicium (Si) et des cellules en arséniure de gallium
(GaAs). D'autres types comme le phosphure d'indium sont en cours de développement. Le
silicium est une technologie assez mûre et a été exploité pendant plusieurs années sur des
centaines d’engins spatiaux. Les cellules au Silicium ont un rendement qui peut atteindre
jusqu'à 16%. Le rendement théorique de conversion du silicium est d’environ 23%. Les
cellules d'arséniure de gallium ont commencées à prendre du large sur les cellules au silicium
du point de vu de leur application au domaine spatial, et ont déjà atteint des rendements de
19%, et on s'attend à ce que d'autres améliorations soient apportées. Le rendement théorique
de conversion des cellules de GaAs est environ 26%. D'autres avantages des cellules au GaAs
sur les cellules au silicium sont : Les cellules de GaAs sont plus tolérantes au rayonnement et
la perte de rendement avec la température est moins significative, et peuvent pour cette raison
travailler à températures élevées.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
15
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
(a)
(b)
Figure 2.7 (a) Influence des radiations sur les cellules solaires
(b) Dépendance de la température et du rendement des cellules solaires
P0 : puissance initiale, P : puissance restante après l’irradiation
Les inconvénients des cellules de GaAs sont :

Le coût des cellules : Les cellules au GaAs sont actuellement 4 à 5 fois plus
chères que des cellules au silicium.

Le poids : Les cellules au GaAs sont plus lourdes que les cellules au silicium.

Les cellules au GaAs sont plus fragiles que les cellules au silicium et pour cette
raison plus difficiles à traiter
Si
GaAs
0.0204 w/cm²
0.0237 w/cm²
Vmp
0.507 V
0.84 V
Imp
0.04 A/cm2
0.028 A/cm2
15%
23%
Voc
0.608 V
0.97 V
Isc
0.043 A/cm2
0.032 A/cm2
Voc / T
-2.2 mV/C°
-2.04 mV/C°
Isc / T
0.018 mA/C°
0.02 mA/C°
78%
76.9%
Pmax (au point de tension max)
Rendement en début de vie
Facteur de forme
Tableau 2.1 Comparaison de cellules en Si et en GaAs
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
16
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Tous ces facteurs déterminent le choix des cellules. Si le poids est une contrainte, alors les
cellules au silicium sont le meilleur choix, bien que peut être 30% de cellules supplémentaires
soient nécessaires pour la même puissance de la sortie de fin de vie que les cellules au GaAs. Le
fait que plus de cellules au silicium sont nécessaires pour fournir la même quantité de puissance
électrique, peut augmenter les coûts mécaniques qui pourraient signifier que les cellules au GaAs
ne sont pas vraiment beaucoup plus chères.[13]
II-3. Unité de stockage
Cet élément fournit l'alimentation électrique aux sous systèmes du satellite en période
d’éclipse quand la sortie des cellules solaires est faible et/ou la demande de la charge utile est
plus importante. Dans ce cas, des batteries rechargeables (alimentation secondaire) sont utilisées.
La plupart des satellites en orbite basse utilisent les cellules nickel cadmium (Ni-Cd) ou Nickel
Hydrure Métallique (Ni-MH).
Une comparaison entre les types habituels de piles est indiquée au tableau 2.2.
Type
Tension nominale [V]
Densité d'énergie [W.h / l]
Densité d'énergie [W.h / kg]
Max. courant de décharge
Décharge de l’inductance [% Par jour]
Temps de charge (le plus rapide)
Gamme de chargement thermique [°C]
Gamme de déchargement thermique [°C]
Résistance contre la surcharge
Matériau de cathode
Anodes en matériel
Nombre maximum de cycles
NiCd
1,2 V
140
39
20C
1%
15 min
0 à 50
-20 à 50
NiMh
1,2 V
180
57
4C
1,5%
30 min
0 à 45
-20 à 50
Li-Ion
3,7 V
200
83
2C
0,5%
1h
5 à + 45
0 à 40
Basse
Basse
Moyenne
NiOOH
Cd
1000
NiOOH
alliage
500
LiCoO2
C
400
Tableau 2.2 Comparaison de différents types de batteries
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
17
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
II-3.1 Performances de la batterie NiCd
En décharge :
Les caractéristiques électrochimiques de ce type induit peu de différences dans les
caractéristiques de décharges (voir figures 2.8.a et 2.8.b cellule NiCd)
Le type de cellules est caractérisé par un profil de décharge en plateau avec une tension de
décharge qui dépend de la quantité de courant (de décharge) et de la température. Généralement
plus le courant est grand ou plus la température est faible, plus la tension de décharge est faible.
La corrélation entre ces deux facteurs est due à l’augmentation de la résistance interne provoquée
par la densité de courant et l’affaiblissement de mobilité des porteurs de charges (ions et
électrons) lorsque la température diminue.
La capacité de l’élément dépend également étroitement de la densité de courant demandé et de la
température de fonctionnement
Sur la figure2.8, le symbole « 1C » indique une quantité de courant de décharge équivalente à la
capacité (en ampère heure) pendant 1 heure. Par exemple une batterie calibrée pour 700 mAH est
déchargée (ou chargée) à un taux de 1C lorsque le courant qui circule vaut 700 mA.
Un Taux 0.1C correspond à 1/10 de la capacité. Une batterie déchargée dans ces conditions
fournirait l’énergie emmagasinée en 10H. [7], [8]
Tension
Tension
Décharge de la capacité (%)
(a)
Décharge de la capacité (%)
(b)
Figure 2.8 Les caractéristiques électrochimiques de la batterie NiCd
(a) Courbes de décharge des cellules cylindriques (NiCd) dans des
différents rapports de décharge à la température ambiante
(b) Courbes de décharge des cellules cylindriques (NiCd) dans des
différentes valeurs de température à un rapport de 1C
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
18
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Inversion de polarité ou polarisation:
Une inversion de polarité peut se produire dans des batteries contenant 3 cellules ou plus
connectées en série. En effet chaque élément en série possède une capacité légèrement différente.
Lors de la décharge de l’ensemble la cellule la moins chargée atteint une capacité nulle en
premier; si la décharge se poursuit la cellule concernée entre dans des conditions de polarisation
inverse. Voir figure 2.9
L’inversion de polarité intervient en plusieurs étapes:

Epuisement (déplétion) de l’électrode positive, qui entraîne la génération
d’hydrogène gaz dans la cellule. Une faible partie de cet hydrogène peut être
absorbée par l’électrode négative.

Augmentation de la pression interne.

L’électrode négative atteint sa décharge complète et commence à produire de
l’oxygène; il s’ensuit une augmentation de la pression interne jusqu’à l’ouverture de
la valve de sécurité.
Ceci entraîne la destruction (la rend inutilisable) de l’élément (et donc de la batterie).
Tension de la batte rie (V)
Tension de l’électrode (V)
Temps de décharge
Figure 2.9 Inversion de polarisation
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
19
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Charge :
Les constructeurs recommandent une charge à courant constant. La réaction à la charge
d’une cellule NiCd est endothermique (une partie des calories est absorbée)
La cellule NiCd ne s’échauffe pas lors de la charge, la température ne s’élève que lorsque la
pleine charge est atteinte et dépassée.
La cellule NiCd stabilise sa température même pendant le régime de surcharge à un taux de C/20;
aucun dommage n’est encouru. Les courbes de charge (figure 2.10) pour ce type de batterie, ne
montrent pas cet effet, car elles sont tracées pour des taux de charge rapide (0.3C à 1C).
Tension
Température
Capacité d’entrée (%)
(a)
Capacité d’entrée (%)
(b)
Figure 2.10 La courbe caractéristique de charge de la batterie NiCd
(a) Courbes de charge de cellules cylindriques (NiCd) dans un rapport
de charge rapide.
(b) Courbes de température de cellules cylindriques (NiCd) dans des
rapports de charge rapide.
Stockage :
Les batteries NiCd peuvent être stockées soit chargées ou déchargées complètement. Ce
type a une mauvaise tenue de la charge dans le temps sans utilisation (voir figure 2.11). Le
mécanisme, entre autres, correspond à une lente décomposition des électrodes. Cet effet est
réversible, en opérant une recharge régulière. De longues périodes de stockage peuvent entraîner
une autodécharge et une augmentation de la résistance interne. Dans ce cas, un cycle de 2 ou 3
charges puis décharges complètes, restaure la capacité initiale.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
20
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Capacité de liaison (%)
Temps (jours)
Figure 2.11 Courbes de décharge de cellule cylindrique (NiCd) dans différentes
températures de stockage
Effet mémoire :
Certaines cellules cylindriques NiCd employant fritté Electrodes du type d'expérience effet
de mémoire. L’effet de mémoire se produit en raison de la possibilité d'alliage réaction entre le
cadmium et de nickel dans le cadmium électrode. Toutefois, l'effet mémoire peut être éliminé
si les cellules sont complètement déchargées. NiCd cellule employant la technologie d'électrodes
collées est beaucoup moins
sensibles à l'effet mémoire, parce que moins de nickel
est présent dans le cadmium à l'électrode.
II-4. Régulateur de charge de batterie (BCR)
La fonction principale d’un BCR (Battery Charge Regulator) est de convertir les
fluctuations de l’énergie solaire en énergie électrique régulée. Ceci doit être fait de la manière la
plus efficace possible. [9]
La puissance d’entrée du BCR est issue, alternativement, des quatre panneaux solaires, comme il
a été expliqué plus loin les panneaux solaires ont un point de puissance maximale qui doit être
détecté en fonction de la variation de la température.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
21
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Le BCR a deux modes de fonctionnement :

Mode courant.

Mode tension.
Le BCR est en mode courant lorsque la batterie est entièrement déchargée. Le BCR détecte le
point de puissance maximale (MPP) du panneau solaire et la totalité de la puissance disponible
est convertie pour charger la batterie et assurer l’alimentation du reste des sous systèmes. Quand
la batterie est entrain de se charger sa tension augmente avec l’augmentation de l’état de charge.
Quand une tension maximale est lue sur le terminal tension, indiquant que l’état de charge est
entièrement atteint, le courant est réduit jusqu’à ce que la tension se stabilise sur un niveau
constant. Ceci continu jusqu’à ce que un état, de charge réduite soit atteint. Le BCR passe à ce
moment en mode tension, ajustant le point de fonctionnement du panneau solaire entre la tension
Vmp et la tension Vco réduisant ainsi la puissance à l’entrée du BCR. La tension maximale de la
batterie dépend considérablement de la température de la batterie.
II-4.1 Topologies du régulateur de charge de batterie
L’étude d’un régulateur de charge de batterie se base sur l’étude d’un convertisseur DC/DC
destiné à l’alimentation d’un satellite d’observation de la terre. On comprend donc aisément les
conséquences d’une panne de ce module : pertes du convertisseur d’énergie principale, décharge
des batteries, perte du satellite. Ce convertisseur est donc identifié comme un SPF (Single Point
Failure) satellite. [10]
II-4.1.1 Convertisseur abaisseur (Buck)
Un convertisseur Buck, ou hacheur série, est une alimentation à découpage qui convertit
une tension continue en une autre tension continue de plus faible valeur.
Figure 2.12 Schéma de base d'un convertisseur Buck
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
22
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Le fonctionnement d'un convertisseur Buck peut être divisé en deux configurations suivant l'état
de l'interrupteur S (voir figure 2.13) :
Dans l'état passant, l'interrupteur S (voir figure 2.13(a)) est fermé, la tension aux bornes de
l'inductance vaut VL = Vi − Vo. Le courant traversant l'inductance augmente linéairement. La
tension aux bornes de la diode étant négative, aucun courant ne la traverse.
Dans l'état bloqué (figure 2.13(b)), l'interrupteur est ouvert. La diode devient passante afin
d'assurer la continuité du courant dans l'inductance. La tension aux bornes de l'inductance vaut
VL = − Vo. Le courant traversant l'inductance décroît.
(a)
(b)
Figure 2.13 Les deux configurations d'un convertisseur Buck suivant l'état de
l'interrupteur S
Quand un convertisseur Buck travaille en mode de conduction continue, le courant I L traversant
l'inductance ne s'annule jamais.
Le taux d'accroissement de IL est donné par :
Avec VL égale Vi − Vo pendant l'état passant et − Vo durant l'état bloqué. Par conséquent,
l'augmentation de IL durant l'état passant est donnée par :
De même, la baisse du courant dans l'inductance durant l'état bloqué est donnée par :
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
23
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Si on considère que le convertisseur est en régime permanent, l'énergie stockée dans chaque
composant est la même au début et à la fin de chaque cycle de commutation. En particulier,
l'énergie stockée dans l'inductance est donnée par :
En conséquence, le courant IL traversant l'inductance est le même au début et à la fin de chaque
cycle de commutation. Ce qui peut s'écrire de la façon suivante :
En remplaçant ΔILon et ΔILoff par leur expression, on obtient :
Ce qui peut se réécrire de la façon suivante :
II-4.1.2 Convertisseur élévateur (Boost)
Un convertisseur Boost, ou hacheur parallèle, est une alimentation à découpage qui
convertit une tension continue en une autre tension continue de plus forte valeur.
Figure 2.14 Schéma de base d'un convertisseur Boost
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
24
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Le fonctionnement d'un convertisseur Boost peut être divisé en deux phases distinctes selon l'état
de l'interrupteur S (voir figure 2.14) :
Une phase d'accumulation d'énergie : lorsque l'interrupteur S (voir figure 2.15) est fermé (état
passant figure 2.15(a)), cela entraîne l'augmentation du courant dans l'inductance donc le
stockage d'une quantité d'énergie sous forme d'énergie magnétique. La diode D est alors bloquée
et la charge est alors déconnectée de l'alimentation.
Lorsque l'interrupteur est ouvert figure 2.15(b), l'inductance se trouve alors en série avec le
générateur et sa f.e.m. s'additionne à celle du générateur (effet survolteur). Le courant traversant
l'inductance traverse ensuite la diode D, le condensateur C et la charge R. Il en résulte un transfert
de l'énergie accumulée dans l'inductance vers la capacité.
(a)
(b)
Figure 2.15 Les deux configurations d'un convertisseur Boost
suivant l'état de l'interrupteur S
Quand un convertisseur Boost travaille en mode de conduction continue, le courant I L traversant
l'inductance ne s'annule jamais.
La tension de sortie est calculée de la façon suivante (en considérant les composants comme
parfaits) :
Durant l'état passant, l'interrupteur S est fermé, entraînant l'augmentation du courant suivant la
relation :
À la fin de l'état passant, le courant IL a augmenté de :
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
25
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
α étant le rapport cyclique. Il représente la durée de la période T pendant laquelle l'interrupteur S
conduit. α est compris entre 0 (S ne conduit jamais) et 1 (S conduit tout le temps).
Pendant l'état bloqué, l'interrupteur S est ouvert, le courant traversant l'inductance circule à
travers la charge. Si on considère une chute de tension nulle aux bornes de la diode et un
condensateur suffisamment grand pour garder sa tension constante, l'évolution de I L est :
Par conséquent, la variation de IL durant l'état bloqué est :
Si on considère que le convertisseur a atteint son régime permanent, la quant ité d'énergie
stockée dans chacun de ces composants est la même au début et à la fin d'un cycle de
fonctionnement. En particulier, l'énergie stockée dans l'inductance est donnée par :
En conséquence, le courant traversant l'inductance est le même au début et à la fin de chaque
cycle de commutation. Ce qui peut s'écrire de la façon suivante :
En remplaçant ΔILon et ΔILoff par leur expression, on obtient :
Ce qui peut se réécrire de la façon suivante :
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
26
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Grâce à cette dernière expression, on peut voir que la tension de sortie est toujours supérieure à
celle d'entrée (le rapport cyclique variant entre 0 et 1), qu'elle augmente avec α, et que
théoriquement elle peut être infinie lorsque α se rapproche de 1. C'est pour cela que l'on parle de
survolteur.
II-4.1.3 Convertisseur abaisseur-élévateur (Buck-Boost)
Un convertisseur Buck-Boost est une alimentation à découpage qui convertit une tension
continue en une autre tension continue de plus faible ou plus grande valeur mais de polarité
inverse. Un inconvénient de ce convertisseur est que son interrupteur ne possède pas de borne
reliée au zéro, compliquant ainsi sa commande.
Figure 2.16 Schéma de base d'un convertisseur Buck-Boost
Le fonctionnement d'un convertisseur Buck-Boost peut être divisé en deux configurations suivant
l'état de l'interrupteur S (voir figure 2.16) :
Dans l'état passant figure 2.17(a), l'interrupteur S (voir figure 2.16) est fermé, conduisant ainsi à
une augmentation de l'énergie stockée dans l'inductance.
Dans l'état bloqué (b), l'interrupteur S est ouvert. L'inductance est reliée à la charge et à la
capacité. Il en résulte un transfert de l'énergie accumulée dans l'inductance vers la capacité et la
charge.
Comparé aux convertisseurs Buck et Boost, les principales différences sont:

La tension de sortie est de polarité inverse de celle d'entrée
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
27
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2

La tension de sortie peut varier de 0 à -∞ (pour un convertisseur idéal).
(a)
(b)
Figure 2.17 Les deux configurations d'un convertisseur Buck-Boost suivant l'état de
l'interrupteur S
Quand un convertisseur Buck-Boost travaille en mode de conduction continue, le courant IL
traversant l'inductance ne s'annule jamais.
La tension de sortie est calculée de la façon suivante (en considérant les composants comme
parfaits):
Durant l'état passant, l'interrupteur S est fermé, entraînant l'augmentation du courant suivant la
relation:
A la fin de l'état passant, le courant IL a augmenté de:
α étant le rapport cyclique. Il représente la durée de la période T pendant laquelle l'interrupteur S
conduit. α est compris entre 0 (S ne conduit jamais) et 1 (S conduit tout le temps).
Pendant l'état bloqué, l'interrupteur S est ouvert, le courant traversant l'inductance circule à
travers la charge. Si on considère une chute de tension nulle aux bornes de la diode et un
condensateur suffisamment grand pour garder sa tension constante, l'évolution de IL est:
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
28
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Par conséquent, la variation de IL durant l'état bloqué est:
Si on considère que le convertisseur est en régime permanent, l'énergie stockée dans chaque
composant est la même au début et à la fin de chaque cycle de commutation. En particulier,
l'énergie stockée dans l'inductance est donnée par :
En conséquence, le courant IL traversant l'inductance est le même au début et à la fin de chaque
cycle de commutation. Ce qui peut s'écrire de la façon suivante :
En remplaçant ΔILon et ΔILoff par leur expression, on obtient :
Ce qui peut se réécrire de la façon suivante :
Grâce à cette dernière expression, on peut voir que la tension de sortie est toujours négative (le
rapport cyclique α variant entre 0 et 1), que sa valeur absolue augmente avec α, théoriquement
jusqu'à l'infini lorsque α approche 1. Si on omet la polarité, ce convertisseur est à la fois dévolteur
(comme le convertisseur Buck) et survolteur (comme le convertisseur Boost). C'est pour cela
qu'on le qualifie de Buck-Boost.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
29
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
II-5. Module de conditionnement de la puissance (PCM)
La fonction principale du module de conditionnement de la puissance (PCM) est de
convertir la tension non régulée issue de la batterie en une tension régulée. Le PCM fournit des
lignes de tension +/- 5V et +/- 15V sans oublier la tension non régulée de 28V, les lignes de
±15V sont à basse puissance. Pratiquement, deux PCM identiques sont utilisés, le premier
comme régulateur principal et le second comme régulateur redondant.
Figure 2.18 Schéma synoptique du PCM d’ALSAT-1
II-6. Module de distribution de puissance (PDM)
La tâche du module de distribution de puissance (PDM) est de distribuer les différentes
tensions à la charge utile ainsi qu'aux différents sous systèmes. Une seconde tâche très importante
est la protection du système d'énergie contre les risques de court-circuit des lignes.
Le PDM utilise trois manières différentes de distribution :
 Câblée.
 Fusibles.
 Commutateurs de puissance
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
30
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
II-6.1 Le câblage
Avec la technique de câblage les sous systèmes sont directement relié au système d'énergie
(c-à-d aucune protection). Pour le sous système de réception radiofréquence, une liaison directe
est la manière la plus fiable. Par contre pour le système d'énergie ceci est le cas le plus
dangereux. Un court-circuit sur l'une des lignes endommagera gravement le système d'énergie, et
donc le satellite. Seul les sous ensembles qui sont également nécessaires pour le vaisseau spatial
et qui n'ont aucune autre manière de réaliser la redondance sont câblés.
II-6.2 Les fusibles
Le câblage peut être remplacé par des fusibles. Le sous-système est relié au système
d'énergie par l'intermédiaire d'un fusible, protégeant de ce fait le système d'énergie contre les
courts-circuits. L'inconvénient des fusibles réside dans le fait que quand se dernier est coupé
(accidentellement ou non), ils ne peut pas être remis à zéro.
La raison de l'usage des fusibles est principalement dictée par les conditions d'espace.
L'encombrement que présentent les cartes est un facteur critique et les fusibles prennent peu
d'espace en comparaison avec les commutateurs.
Les sous-systèmes qui doivent être alimentés tout le temps, et sont en basse puissance sont
actionnés à travers des fusibles. Sur ALSAT-1, les modulateurs et les démodulateurs partagent 14
lignes avec fusibles
II-6.3 Les commutateurs de puissance
La manière la plus flexible de la distribution est par l'intermédiaire d'un commutateur de
puissance. Le commutateur de puissance a deux fonctions principales:
Premièrement, il peut commuter le sous-ensemble en MARCHE/ARRÊT au moyen d'un système
de télécommande. Ceci est très utile lorsqu'il n'est pas nécessaire d’alimenter tout le temps un
sous-système. Il peut être aussi une nécessité de couper l'alimentation à un sous-système quand il
est question de bilan en puissance et que le système d'énergie ne peut pas satisfaire la demande en
puissance.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
31
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
La deuxième fonction du commutateur de puissance est la protection. Le commutateur est
également un fusible électronique qui commute automatiquement à un état OFF quand la valeur
du courant dépasse une certaine valeur prédéfinie.
Il y a deux types de base de commutateurs :
 Le commutateur à transistor bipolaire.
 Le commutateur à transistor FET.
II-6.3.1 Le commutateur à transistor bipolaire
Il y a fondamentalement deux types de commutateurs bipolaires en service; un
commutateur positif et un commutateur négatif. Le commutateur positif peut être subdivisé en:
1. commutateur à basse puissance, courant de déclenchement allant jusqu'à 200mA.
2. commutateur à moyenne puissance, courant de déclenchement allant jusqu'à 1A.
3. commutateur de puissance, courant de déclenchement supérieur à 1A.
Sur ALSAT-1 Le commutateur négatif (voir figure 2.19 (a)) est seulement en version basse
puissance car les lignes -5V et -15V peuvent seulement supporter des puissances basses. La
même chose, pour les commutateurs positifs (voir figure 2.19 (b)) sur la ligne 15V et certaines
ligne 5V qui supportent seulement des commutateurs à basse et moyenne puissances. Pour des
puissances plus élevées et pour la même architecture une résistance supplémentaire (R4) est
ajoutée.
(a)
(b)
Figure 2.19 Commutateur à transistor bipolaire négatif (a) et positif (b)
Le commutateur de puissance positif fonctionne comme suit: Dans l'état OFF, la ligne de
commande est basse. La base du transistor T2 est basse et il n'y a aucun courant appliqué à la
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
32
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
base du transistor T1, ainsi le T1 est en état OFF et la sortie du commutateur est basse. La diode
D2 s'assure que le commutateur reste à l'état OFF
Quand la ligne de commande devient à l'état haut, une impulsion est générée par le condensateur
C1, qui commute le transistor T2 à l'état ON. Ceci fait crée r un courant de la base de T1. Ceci
commute T1, le collecteur va au même niveau que l'émetteur. Quand le commutateur est actif, les
résistances R1 et R2 du diviseur de tension place la base du T2 approximativement à 3.5V. La
valeur de 3.5V est choisie tels qu'il y a 1.5V supplémentaires pour s'assurer que le commutateur
est alimenté. Une valeur plus basse que 3.5V n'est pas recommandée et le commutateur devient
plus susceptible au bruit sur les lignes.
La commutation à l'état OFF suit le même principe que la commutation à l'état ON. Quand la
ligne de télécommande passe à l'état 0, une basse impulsion à partir du condensateur force la base
du transistor T2 à zéro. Coupant de ce fait le commutateur. La diode D3 s'assure que la tension de
la base ne descend pas en dessous de zéro (-0.6V).
La commutation automatique du commutateur est obtenu comme suit:
Quand le commutateur fonctionne nominalement (courant de sortie normale) le transistor T1 est
en saturation. Quand le courant traversant T1 augmente, le transistor à un certain point, sortira de
la saturation. Quand cela se produit la chute de tension à travers l'émetteur et le collecteur de T1
augmentera. Ceci fait attaquer le rendement vers le bas et la tension à la base de T2 à descendre.
A cause de cela, le transistor T2 sera moins saturé ainsi le courant de base de T1 diminue causant
de ce fait T1 se trouve moins saturé etc. jusqu'à ce que le commutateur passe à l’état OFF.
Le commutateur négatif a le même principe de fonctionnement que le commutateur positif, la
seulement différence réside dans le sens des courants.
En outre, le buffer est du type inverseur ainsi la commutation à l'état ON se fait avec une
impulsion négative et la commutation à l'état OFF avec une impulsion positive, alors que la
télécommande se fait de manière identique.
II-6.3.2 Le commutateur à transistor FET
Puisque les commutateurs à transistor bipolaires perdent leur efficacité pour des courants
plus élevés, des commutateurs de puissance à base de transistor FET ont été développé.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
33
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Chapitre 2
Figure 2.20 Commutateur à transistor FET
Le principe est le même que pour le commutateur bipolaire. Le transistor FET à canal P (voir
figure 2.20) est à l'état ON quand la grille est à un niveau bas (zéro volt). Le FET est à l'état OFF
quand la grille est à un niveau haut.
Dans l'état OFF, la sortie est à un niveau bas et l'entrée est à un niveau haut. L'entrée positive du
comparateur est maintenue à ≈ 3.5V par le diviseur de tension R3, R4, et est donc supérieure à
l'entrée négative. Ainsi la sortie est à un niveau haut et le FET à l'état OFF. Quand la ligne de
commande passe à un niveau haut, une impulsion de 5V par l'intermédiaire du condensateur rend
l'entrée négative supérieure à l'entrée positif, la sortie du comparateur passe à un niveau bas et le
commutateur à transistor FET à l'état ON. Le commutateur s'arrange dans le cas de
fonctionnement normal pour que l'entrée négative soit juste au-dessus de l'entrée positive.
II-7. Surveillance et contrôle
L'état de santé du système d'énergie est surveillé par l'intermédiaire du système de
télémétrie. Un exemple de circuit de surveillance du courant est donné par la figure 2.21.
Pour mesurer le courant, la chute de tension à travers une résistance est mesurée avec un amp_op
relié comme amplificateur différentiel. Le gain de l'amp_op est choisi pour être
approximativement 100 fois. Un gain plus élevé donnerait moins de perte (la résistance de
mesure pourrait être plus petite) mais il s’est avéré impraticable parce que les Offset des amp_op
devenaient trop importantes.
Le soin spécial doit être pris en considération en surveillant la ligne de 5V et la ligne de -5V,
parce que les entrées de l'amp_op sont alors pratiquement à la tension d'alimentation de l'amp_op.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
34
Chapitre 2
Architecture de sous système énergie de bord d’un microsatellite
Pour ces systèmes de surveillances des amp_op spéciaux sont choisis, dont les entrées peuvent
aller jusqu'à la tension d'alimentation. Les autres tensions n'ont pas ce problème, parce que la
tension d'alimentation positive (28V) est plus importante que la tension à l'entrée de l'amp_op.
Figure 2.21 Circuit de surveillance du courant
II-8. Conclusion
Dans ce chapitre nous avons présenté l’architecture de sous système énergie de bord d’un
microsatellite. Nous avons décris chaque partie de ce sous système : Panneaux solaires, les
batteries, le régulateur de charge de la batterie, le module de conditionnement de puissance et le
module de distribution et de protection. Au cours de ce chapitre nous avons fait une étude sur les
topologies de régulateur de charge de la batterie.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
35
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
III-1. Introduction
Le sous système énergie de bord du satellite Algérien ALSAT-1 comporte une source
d’énergie primaire (panneaux solaires), un système de stockage d’énergie (batterie
rechargeable NiCd), un régulateur de charge de batterie (BCR), un module de
conditionnement de puissance (PCM) et un module de distribution d’énergie et de contrôle
(PDM) comme est illustré sur la figure 3.1.
Figure 3.1 Schéma synoptique de sous-système énergie de bord d’ALSAT-1
En raison du coût de la fabrication et la complexité élevée, il est nécessaire et important pour
exécuter des études de simulation et la construction des prototypes virtuels pour le système
d’énergie d’un satellite. De tels prototypes aident les ingénieurs à optimiser l'architecture de
système, composants, et l'exécution de système en termes d'efficacité, densité de puissance,
coût et vie. Beaucoup d'outils de simulation ont été proposés d'étudier SEPS comprenant les
paquets circuit orientés comme SPICE , PSpice , MatLab/Simulink , EASY5 et logiciel
spécifique à l'application tel qu’EBLOS.
Chacun de ces environnements de simulation favorise seulement une méthode de
formulation, l'une est le modèle structural
(schémas de circuit), et l’autre le modèle
comportemental (équations mathématiques). L'approche circuit orientée est intuitive et facile
à comprendre, mais dans la pratique, il est souvent difficile, ou même impossible de
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
36
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
modeler un système complexe parce que certaines parties du système ne rapportent pas à
l'expression facile du leur caractéristiques en termes de composants existants de circuit. Par
conséquent, il est avantageux d'exprimer quelques modèles en formulation mathématique.
Le banc d'essai virtuel (VTB) laisse manipuler l'accouplement normal de flux de puissance,
de signal et de données entre les dispositifs de multi-discipline et offre une combinaison des
expressions topologiques et mathématiques pour un processus complet et efficace.
Dans ce chapitre, nous simulons le sous système énergie de bord du microsatellite ALSAT-1
(du soleil jusqu’à la batterie).
III-2. Dimensionnement de sous système d’ALSAT-1
III-2.1 Panneaux Solaires
La source d’énergie primaire d’ALSAT-1 est fournie par les panneaux solaires placés
sur les quatre faces de l’engin spatial (voir figure 4.2). Les cellules utilisées sont a base
d’arséniure de gallium GaAs.
Figure 3.2 Disposition des panneaux solaires sur ALSAT-1
Le panneau est en aluminium de 600 millimètres de longueur et de 600 millimètres de
largeur. La face externe du panneau en aluminium est couverte avec une couche mince de
Kapton pour isoler les cellules du panneau. Celles ci sont collées sur ce dernier et sont
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
37
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
connectées les unes aux autres en série par un fil en métal en reliant le bas de la cellule au
sommet de la cellule suivante. L’ensemble des cellules utilisées sur chaque panneau est de
288 cellules distribuées en série et en parallèle selon un ordre bien défini afin de fournir la
puissance nécessaire au bon fonctionnement de l’engin spatial (voir figure 3.3). Les panneaux
contiennent également les bobines du magnetorquer pour la stabilisation d'attitude ainsi que
les circuits de compensation de la température qui sont fixés à l'arrière du panneau.
Cellule solaire « GaAs »
48 cellules en série
Panneau solaire
6 Branches en parallèle
Figure 3.3 Disposition des cellules sur un panneau
La cellule en GaAs est de dimension de 2cm par 4cm (0.0008 m2 de surface) et de rendement de
conversion approximativement de 19.8% à 25°C au début de vie (BOL).
Chaque panneau regroupe 6branches en parallèle, et chaque branche est constituée de 48 cellules
en série ce qui nous donne au total un nombre de 288 cellules solaires e t une surface de 0.2304m2
par panneau. La puissance moyenne du flux solaire à la surface de la terre est de 1370 wm-2 . Par
conséquent la puissance disponible à la sortie du panneau avec un flux d’illumination
perpendiculaire à la surface du panneau est :
Pnom = 0.2304 * 1370 * 0.198 = 62.5 W
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
(3.1)
38
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
La puissance maximale est obtenue quand deux panneaux solaires sont illuminés à la fois avec un
angle de projection maximal de 45°. Ainsi la surface maximale illuminée est de :
Amax=2.A.cos45° ou A est la surface totale couverte de cellules solaires sur un panneau. Par
conséquent la surface maximale illuminée est de 0.3258m2 . La puissance maximale en début de
vie (BOL) est donc :
Pmax = 0.3258 * 1370 * 0.198 = 88.37W
(3.2)
Toutefois ces puissances sont calculées sans prendre en considération les différents paramètres
affectant le système de conversion d’énergie comme le montre le tableau ci dessous, dont la
structure et l’assemblage du satellite, le phénomène d’ombre et la variation de la température.
Tous ces paramètres représentent donc la dégradation fondamentale, I d .[13]
Les éléments de degradation fondamentale
Nominale
Intervalle
0.85
0.77 – 0.90
Température du panneau
0.85
0.80– 0.98
Phénomène d’ombre
1.00
0.80 – 1.00
Dégradation fondamentale
0.77
0.49 – 0.88
Structure et assemblage
Tableau 3.1 Paramètres affectant le système de conversion d'énergie
En début de vie (BOL), la puissance d’un panneau solaire par unité de surface est :
PBOL = P0 . Id . cosθ
(3.3)
Ou cosθ est désigné comme perte en cosinus, et θ est mesurée entre le vecteur normal à la surface
du panneau solaire et la ligne du flux solaire, et P0 =271.26 Wm-2 représente la densité de
puissance à la sortie du panneau. Donc si les rayons du soleil sont perpondiculaires à la surface
du panneau solaire, nous obtenons une puissance maximale.Les panneaux solaires sont
configurés de façon à minimiser ces pertes en cosinus. Pour un panneau en GaAs et dans le pire
des cas un angle solaire de 23.5° et une valeur nominale de I d, la puissance de sortie en debut de
vie (BOL) sera de 191.55Wm-2 .
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
39
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
Il reste à prendre en considération le facteur de dégradation des performance des panneaux
solaires durant la mission. La dégradation de vie, Ld, se produit à cause des cycles thermique
pendant et en dehors des périodes d’éclipse, l’attaque des microtéorides. En général , pour des
panneaux à base de GaAs en orbite basse (LEO), la puissance produite diminue de 2.75% par an,
dont jusqu’à 1.5% par an est du au rayonnement. La dégradation en fin de vie (EOL) peut etre
estimée par :
Ld = (1-dégradation/an) satellite Life
(3.4)
La performance d’un panneau par unité de surface en fin de vie est :
PEOL = PBOL * Ld
(3.5)
Pour une mission de 5ans, Ld est de 86.98%, pour PBOL=191.55 Wm-2 , PEOL=166.61 Wm-2 , c’est
à partir de cette densité de puissance qu’on dimmensionne les panneaux solaires .
Une cellule solaire a un coefficient de température négatif au tour de -2mV/°C et 0.08mA/°C. A
cause de ce cycle de température un système de compensation de la température a été envisagé.
Dans le cas d’ALSAT-1 , un panneau a un coefficient de température de -2 * 48 = -96mV/°C et
0.08 * 6 = 0.48mA/°C.
III-2.2 Stockage d’énergie (batterie NiCd)
L’énergie électrique durant la période d’éclipse est fournie par des batteries
rechargeables en Nickel Cadmium (NiCd).
La batterie comporte 22 cellules SANYO N-4000 DRL de capacité de 4Ah (voir annexe A).
Les cellules doivent etre bien choisies de sorte que leurs tensions ne différent pas beaucoup
durant les cycles de charge et de décharge.
Les cellules sont regroupées dans un seul boitier. Le boitier mesure 250mm * 180mm * 80mm
Et est fais à partir d’un bloc en aluminium afin d’assurer un contrôle thermique de la batterie. Le
boitier en aliminium est constitué de 4rangés, deux rangés sont constitués de 5 cellules et les deux
autres de 6 cellules interconnectées en série tel que le montre la figure 3.4 .
Figure 3.4 Disposition des cellules dans le pack d’ALSAT-1
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
40
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
Caractéristiques orbitales
La durée d’éclipse dépend du type et des paramètres de l’orbite retenue. Le sous-système
d’énergie d’un satellite est conçu afin de fournir une autonomie ou faire face à des durées
d’éclipse maximales pour l’altitude de 686 Km. La durée d’orbite peut être calculée par la
formule ci dessous :
P = 658669. 10 -4 . R 3/2
(3.6)
Où R est le demi grand axe, donné par le rayon de la terre et l’altitude orbitale. Le rayon de la
terre est approximativement de 6367 Km, pour une altitude de 686 Km, la période orbitale est
donc de 98.24 minutes.
La figure 3.5 ci-dessous montre par un système de projection la façon avec laquelle on peut
déterminer la durée d’éclipse maximale qui peut être calculée par la formule suivante :
Te-max = 2 P sin -1(Rt/a)/360°
(3.7)
Où Rt est le rayon de la terre, a est l'axe semi principal d'orbite du satellite, et P est la période
orbitale. Pour une altitude d’orbite de 686 Km, la durée d’éclipse maximale est de 35.21 minutes.
Figure 3.5 Détermination de la durée d’éclipse
III-2.3 Régulateur de charge de la batterie (BCR)
Le BCR est un convertisseur (abaisseur) Buck de type régulateur en mode commutation et
est conçu autour du circuit intégré UC494A doté d’un contrôleur PWM (voir annexe B). Ce
circuit intégré incorpore un contrôleur de largeur d’impulsion (PWM), des circuits de contrôle, un
oscillateur, deux amplificateurs d’erreurs, un temporisateur de temps mort (dead timer) et une
tension de référence de 5V. Comme transistor de commutation, un IRF9540 est utilisé (voir
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
41
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
annexe C). Le choix d’un tel transistor à effet de champ (FET) à canal P par rapport à un
transistor à canal N en raison de sa bonne caractéristique de rayonnement. Les transistors FET
ont une basse résistance de mise à l’état On .
Le BCR comme le montre la figure 3.6 est constitué par:
1. Circuit Driver.
2. Circuit de compensation de température de la batterie.
3. Circuit de poursuite du point de puissance maximale du panneau solaire.
4. Circuit de compensation de la température d’un panneau.
5. Circuit d’alimentation du circuit intégré.
6. Oscillateur.
7. Circuit de contrôle
8. Circuit de reconditionnement
Figure 3.6 Schéma synoptique du BCR
Circuit driver
Etant donné que la puissance de sortie du UC494A est insuffisante pour exciter le transistor
FET, un circuit driver est donc nécessaire. Le circuit driver utilisé pour exciter un transistor FET
est conçu de manière à ce qu’il fonctionne correctement avec des rayonnements allant jusqu’à 1
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
42
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Mrad. La grille est commandé avec une paire de transistors bipolaires Push-pull comme le montre
la figure 3.7 afin d’augmenter la vitesse et donc l’efficacité. Les transistors ont un gain minimal
et sont donc moins susceptibles pour le rayonnement. L’effet du rayonnement sur les transistors
FET à canal P apparaît sur le seuil du FET qui devient plus négatif.
Figure 3.7 Circuit driver
Circuit de compensation de la température
 Compensation en température de la batterie
Les conditions principales pour initialiser le système de régulation de la charge de la
batterie (BCR) incluent l'implantation de la tension de la fin de la charge EoC (End of Charge) du
BCR (mode de tension) et la poursuite de la tensio n du point de puissance maximale (MPPT) du
panneau solaire par le BCR. La marche à suivre est la même pour le reste des BCR. La tension
maximum de la batterie est dictée à la fois par la température de la batterie, la tension du point de
puissance maximale, et par la température des panneaux solaires. Afin de permettre une
compensation de la température deux thermistances sont incorporées dans le boîtier de la batterie
et quatre thermistances sont collées sur les faces arrière des panneaux (plus précisément au milieu
de chaque panneau). Quand le BCR est en mode courant, le processus de poursuite du point de
puissance maximale du panneau solaire est lancé, l'amplificateur opérationnel 2 contrôle alors le
modulateur de largeur d'impulsion (PWM). Quand le BCR est en mode tension, l'amplificateur
opérationnel 1 d'erreur contrôle le PWM, gardant ainsi la tension de sortie constante (tension de
batterie entièrement chargée). La compensation de la température de batterie réalisée par le
circuit de la figure 3.8 fonctionne de la manière suivante: Les éléments de la batterie ont un
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
43
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
coefficient de température négatif égal à -4mV/C° par cellule (-88mV/C° pour les 22 cellules en
série). Cette tension de la batterie est appliquée à un diviseur de tension R3 et R4. À la tension
maximale de la batterie les puissances d'entrée positive et négative de l'amplificateur opérationnel
d'erreur sont égales.
Figure 3.8 Circuit de compensation en température de la batterie
A 0C°, la tension d’une cellule est d’environ 1.55V. Pour un nombre de 22 cellules en série, la
tension de la batterie à 25C° devient :
VBatterie = (1.55 * 22) – (0.088 * 25) => VBatterie = 31.9V
En supposant que R4 =12KΩ et V1 =2.5V, ainsi tout calcul fait, on obtient R3 =115.66 KΩ, on
prend une valeur normalisée R3 =100 KΩ.
La résistance RT mesurée en ohm peut etre calculer par la formule suivante :
RT = 12175 – 127.096T
(3.8)
Ou T est la température à laquelle la thermistance est exposée, pour une température de 0C°
RT =12175Ω, et à 25C° la résistance RT = 8997.6Ω, et donc :
1. à 0°C la tension V1 =34.1 * 12/(100+12) = 3.65V.
2. à 25°C la tension V1 = 31.9 * 12/(100+12) = 3.42V.
3. à 0°C pour une tension V2 =3.65V on obtient 5.( R2 +12175)/ (R1 + R2 +12175)=3.65V
4. à 25°C pour une tension V2 =3.65V on obtient 5.( R2 +8997.6)/ (R1 + R2 +8997.6)=3.42V
Ce qui nous conduit à :
3.65R1 – 1.35R2 = 16436.25
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
44
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
3.42R1 – 1.58R2 = 14216.21
D’où on déduit :
R1 = 5.9KΩ et R2 = 3.774KΩ
Ces valeurs ne sont qu’une approximation. Les valeurs réelles doivent être expérimentalement
déterminée en mesurant exactement la température de la batterie, la tension maximale est
calculée et les valeurs des résistances sont ajustées jusqu'à ce que la tension correcte soit obtenue.
 Compensation en température des panneaux solaires
Le circuit de la figure 3.9 représente le circuit de compensation en température des
panneaux solaire et fonctionne de la manière suivante :
Les cellules de chaque panneau solaire ont un coefficient de température d’environ -2mV/C°. 48
cellules en série donnent -96mV/C°. Une petite correction est nécessaire pour le coefficient de
température du point de puissance maximal. Ce coefficient de température est app liqué à un
diviseur de tension représenté par les résistances R3 et R4 dont les valeurs sont ajustées afin
d’obtenir une tension égale au coefficient de température des 4 thermistances. R 3 et R4 sont
respectivement de 75k et 5k. Une tension maximale d'alimentation électrique de 35V est prise à
25C°. Ceci donne une valeur de 35V/ (75k + 5k) * 5k = 2.18V à l'entrée négative de
l'amplificateur opérationnel 2. La référence d'entrée positive doit être à la même tension.
De manière identique pour la batterie les mêmes étapes sont suivies pour calculer les résistances
R1 et R2 .
Les valeurs obtenues des résistances sont bien sur approximatives, mais maintenant la vraie chute
de tension à travers les thermistances peut être mesurée ce qui permet de calculer de faç on
précise les valeurs R3 et R4 .
Figure 3.9 Circuit de compensation en température des panneaux solaires
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
45
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
Pour les modèles de système d’énergie à application spatiale le MPPT (tension du point de
puissance maximale) du BCR est réglé autour d’une valeur inférieure de 2V que celle mesurée.
La raison de ceci est qu'il est possible que le satellite entre dans une rotation. Si cela se produit, il
y a une chance que l'un des panneaux soit pointé au soleil, et devient donc très chaud tandis que
les autres panneaux restent relativement froids. Ceci se fait sentir par les thermistances comme
étant une température moyenne froide en comparaison avec le panneau illuminé. Puisque les
coefficients de la température des panneaux solaires sont négatifs, la tension du MPP sera haute.
Tension d’alimentation pour CI
La tension d'alimentation du UC494A présente quelques problèmes. La connexion de la
tension d'alimentation à la sortie du BCR est à l’origine d’un problème quand la batterie est
entièrement déchargée, aucune tension d’alimentation n’arrive au circuit intégré (CI), et le BCR
ne démarre donc jamais la charge de la batterie. Par contre le problème rencontré et dû à la
connexion de l'alimentation aux panneaux solaires. Ceci s’explique par le fait que les panneaux
fournissent une tension autour de 35V alors que le CI se met en marche avec approximativement
une tension de 10V à 15V, ainsi plus que la moitié de l'alimentation électrique est gaspillée. Un
circuit d’initialisation de l’alimentation au démarrage est donc nécessaire. La figure 3.10 cidessous représente ce système.
Figure 3.10 Circuit d’alimentation du UC494A
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
46
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
La tension initiale de démarrage est fournie par le panneau solaire à travers les diodes DZ et D1
et un régulateur ajustable LM117 (voir annexe D). Quand le BCR commence à fournir de
l’énergie électrique, un champ est créé dans l'inductance. Par induction magnétique un
enroulement secondaire dans l'inductance commence à générer une tension électrique. Quand
cette tension produite dans cet enroulement devient supérieure à la fois à la tension Vcc du
UC494A et à la tension fournie par le panneau solaire, elle assurera l'alimentation du UC494A et
bloquera l'alimentation électrique issue du panneau solaire. De cette façon, l’alimentation
électrique de démarrage est fournie avec un minimum de perte. Les tensions, fournie par
l'enroulement secondaire et la valeur de la diode Zener DZ, doivent être choisies tels que le
UC494A démarre toujours, ainsi la diode DZ1 ne peut pas être trop grande ni trop petite non plus,
autrement la tension assurée par l'enroulement secondaire ne sera pas suffisamment gra nde pour
bloquer l'alimentation électrique issue de la diode Zener. Naturellement la tension de
l'enroulement secondaire peut être rendue plus grande, cependant de l’énergie électrique sera
gaspillée. La tension de circuit ouvert des panneaux est supérieur d’environ 5V, au démarrage du
BCR, lorsque le BCR est en fonctionnement et le point maximum de puissance est atteint.
Oscillateur
Les fréquences de fonctionnement du BCR sont séparées par des bandes de 15kHz pour
éviter les interférences avec les systèmes RF. La fréquence nominale de commutation du BCR est
de 200kHz. Cette fréquence est obtenue et peut être ajustée grâce à la valeur de la résistance et du
condensateur à l’entrée de l’oscillateur du UC494 A, et qui fournissent un signal en dent de scie et
dont la fréquence peut être calculée par la formule suivante :
fosc = 1/ R C
(3.9)
Control du temps mort (dead time control)
Des problèmes ont été rencontrés lorsque le BCR passe à l'état ON. Il a été observé de
grandes transitions à l'entrée et à la sortie. Ceci est à l'origine de gros problèmes avec les fusibles
et les relais de sortie. Ces transitions risquent de griller les fusibles, et de souder les contacts du
relais. Le BCR est commuté à l'état ON chaque fois qu'il sort d'une période d'éclipse. Pour
réduire au minimum le phénomène transitoire à chaque démarrage, un contrôle du temps mort du
CI est utilisé. Ce temps mort est un court retard introduit à chaque démarrage de sorte que
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
47
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
l'ensemble du BCR démarre lentement, réduisant ainsi au minimum les transitions. Cela
fonctionne de la manière suivante: L'entrée du contrôleur du temps mort du CI est connectée au
5V tension de référence par l'intermédiaire d'un condensateur et à la masse via une résistance.
Quand la tension de démarrage est appliquée au CI, la tension de référence 5V est grande et ainsi
(à cause du condensateur) l'entrée du temps mort et la sortie sont à l’état OFF. Quand le
condensateur commence à se décharger à travers la résistance, le BCR passe à l'état ON mais
lentement.
Circuit logique de contrôle
Pour pouvoir optimiser le fonctionnement du BCR, une logique de contrôle est utilisée.
Une entrée analogique, contrôlée par un microcontrôleur, peut contrôler directement le
modulateur de largeur d'impulsion (PWM), permettant une maîtrise complète de la sortie du
BCR. Le circuit réalisant cette tache est représenté par la figure 3.11 et est composé de deux
parties:
1. Une entrée analogique à partir du convertisseur N/A (DAC).
2. Contrôle d’activation (enable) de la circuiterie. L'entrée analogique est directement
appliquée à l'entrée du PWM du circuit UC494A par l'intermédiaire de deux amplificateurs
opérationnels inverseurs. Le premier ampl. Op. est destiné seulement à inverser le signe. Le
deuxième ampl. Op. met l’entrée du DAC à l’état positif, et peut être commandé par la mise à
l’état ON et OFF. L’état du DAC de 0 à 5V est converti entre 0,5 à 3V pour être compatible avec
l'entrée du UC494A. Les circuits ‘enable’ activent l'entrée de la logique de contrôle. Quand la
télécommande passe à un état haut, deux choses se produisent:
1. Le passage vers un niveau bas de l’entrée positive des ampl. Op. d'erreur, neutralisant de
ce fait ces dernières.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
48
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
2. Libère l'ampl. Op. de commande du DAC, permettant de ce fait à la tension de contrôle du
DAC de contrôler le PWM.
Figure 3.11 Circuit de contrôle
Circuit de reconditionnement
Si on ne le perturbe pas, le cadmium sur l'anode d'une batterie Ni-Cd se modifie
doucement. De minuscules cristaux de métal se fondent en plus grosses particules, produisant une
augmentation de la résistance de la batterie, ce qui abaisse la tension aux bornes. Cet effet peut se
remarquer lorsque des décharges partielles répétées laissent intactes les couches inférieures du
cadmium. Par contre, une décharge complète occasionnelle convertit toute l'anode au cadmium
en hydroxyde de cadmium, ce qui permet à l'anode de revenir (durant une recharge) à l'état
microcristallin du début. Ainsi, une décharge complète élimine la réduction de tension aux
bornes, que l'on appelle parfois, incorrectement d'ailleurs, effet mémoire. Ce phénomène fut
expérimenté par la NASA lorsque les batteries de leurs satellites en orbite autour de la Terre ont
subies des seuils de décharges (la nuit) et recharges (le jour) toujours identiques et à des cycles
très réguliers furent incapables de restituer une capacité supérieure au seuil où elles avaient
l’habitude d’être déchargées. Ce phénomène est très rare et aucun modé liste ne risque de le
rencontrer. Il s’agit en fait d’un problème de perte de capacité. Heureusement ce phénomène
n’est pas irréversible et il suffit de reconditionner ou de précondionner l’accumulateur (Cycling).
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
49
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Le reconditionnement consiste à décharger le pack à 1V/élément à travers une charge résistif
(figure 3.12) et de procéder ensuite à une recharge lente. Les spécialistes du vol électrique
procèdent même à une décharge profonde à 0V en pontant chaque élément séparément avec une
résistance (1OΩ, 3W pendant 12h). Certains fabricants recommandent ce cycle de décharge
profonde une ou deux fois par an. On comprend maintenant le mythe qui dit qu’il faut toujours
décharger un accu Ni-Cd avant de le recharger.
Figure 3.12 Circuit de reconditionnement
III-3 Résultats et discussions
Une grande variété de systèmes peuvent être facilement configurée et simulée sur la
base des modèles indigènes et importées disponible dans le VTB. Les différents systèmes
peuvent être obtenus en modifiant la topologie de système et des paramètres de composants.
Le système étudié est assemblé dans VTB, comme indiqué dans la Figure 3.13.
Il comprend un modèle de rayonnement solaire pour éclairer les cellules solaires, un panneau
solaire pour convertir l'énergie d’éclairement solaire en énergie électrique, une batterie au
Nickel Cadmium (NiCd), une charge résistive, et une charge de puissance pulsée.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
50
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Figure 3.13 Modèle simplifié de sous système énergie de bord d’ALSAT-1
(Panneau
Batterie)
Les graphes obtenus sont pour une journée du 01/04/2003, le temps est en secondes:
Panneaux Solaires
Figure 3.14 Température du panneau
solaire en fonction du temps
Figure 3.15 Rendement de conversion
du panneau solaire en fonction du temps.
On remarque bien que la température est à 6°C ce qui signifie que le panneau
rentre en période d’éclipse. Ce qu’on peut dire sur le rendement de conversion est
le même que la valeur théorique
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
51
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Chapitre 3
Figure 3.16 Courant de sortie du panneau
Solaire en fonction du temps
Figure3.17 Tension de sortie du panneau
Solaire en fonction du temps
Le courant a une valeur de 5A, la tension est supérieure à une valeur de 30V or le
panneau délivre une tension continue de 35V à 25°C.
Batterie (NiCd)
Figure 3.18 Température de la batterie
NiCd en fonction du temps.
Figure 3.19 Courant de la batterie
NiCd en fonction du temps.
Ce qui est remarquable pour la température de la batterie est de 23.6°C alors qu’elle
s’approche de la valeur réelle de 23.5°C, La valeur de courant atteinte est presque
de 3A.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
52
Chapitre 3
Dimensionnement de sous système d’énergie de bord d’ALSAT-1
Figure 3.20 Etat de charge de la batterie NiCd en
fonction du temps
Figure 3.21 Tension de la batterie NiCd en
fonction du temps
L’état de la charge de la batterie commence par un état initial de 0.6 et ne dépasse
pas la valeur « 1 » cela induit à une variation de la tension selon cet état jusqu’à une
valeur constante égale à 25.5V.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
53
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
VI-1. Introduction
L'utilisation des convertisseurs DC/DC devient de plus en plus importante dans les
plateformes mobiles à mesure que les systèmes gagnent en complexité. La nécessité de
maintenir la durée de vie de la batterie et d'assurer la fonctionnalité des blocs sensibles plaide
en leur faveur. La miniaturisation des convertisseurs passe par une maîtrise des difficultés
liées au fonctionnement à haute fréquence de découpage ainsi qu'à l'intégration d'inductance
et de capacité de qualité sur silicium.
Les convertisseurs DC/DC peuvent être élévateur ou abaisseur de tension, fonctionnant par
découpage d’une tension pour conserver un bon rendement.
Dans ce chapitre, nous allons faire des simulations des trois types de convertisseurs
DC/DC (Buck, Boost et Buck-Boost) comme nous essayons de faire une comparaison entre
eux.
VI-2. Résultats de simulations du convertisseur de type Buck
Pour mettre en valeur l’étude du régulateur de charge de batterie et mieux comprendre
le fonctionnement de l’ensemble de système, une étude expérimentale a été réalisée.
Le circuit électronique représentant le convertisseur Buck est donne par la figure 4.1 simulé
par le logiciel CASPOC :
Vo  .Vi
Figure 4.1 Convertisseur Buck sous CASPOC
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
54
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Influence de la fréquence de commutation
L a fréquence de commutation utilisée pour Alsat-1 tel que le montre la figure (5.10) est
de 200Khz. Cette fréquence est conseille par le fabricant du circuit UC494A, la figure 4.2
montre l’influence de la valeur de la fréquence sur la stabilité du système
Vout=29.618V
Vout=30.718V
Tr=23.5μs
Tr=17.5μs
F=100Khz
F=150Khz
Vout=28.101V
Vout=29.134V
Tr=25μs
Tr=30μs
F=200Khz
F=250Khz
Vout=29.024V
Vout=29.228V
Tr=27.5μs
Tr=30μs
F=300Khz
F=350Khz
Vout=29.302V
Tr=35μs
F=400Khz
Figure 4.2 Variation de la fréquence de commutation en fonction du temps
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
55
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
On remarque bien qu’avec une fréquence autour de 200Khz on obtient une meilleure
stabilité et un bon rendement ainsi qu’à une valeur de F=400Khz le système devient instable.
Influence de la charge
Vout=28.305V
Vout=28.407V
Tr=100μs
Tr=65μs
R=6Ω
R=3Ω
Vout=28.445V
Vout=28.654V
Tr=50μs
Tr=40μs
R=9Ω
Vout=28.101V
Tr=25μs
R=15Ω
R=12Ω
Vout=41.355V
Tr=18μs
R=50Ω
Figure 4.3 Variation de la charge en fonction du temps
Pour différentes valeurs de la charge et pour une même fréquence de commutation de
200Khz. Les résultats obtenus dans la figure 4.3 montrent qu’à l’augmentation de la charge le
rendement du système diminue, il faut dans ce cas choisir la valeur de la charge de sorte qu’on
obtient la valeur de tension de sortie désirée.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
56
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Influence de la capacité
Vout=28.899V
Vout=28.101V
Tr=26μs
Tr=25μs
C=200nF
C=250nF
Vout=29.841V
Tr=26μs
Vout=30.391V
Tr=28μs
C=300nF
C=350nF
Vout=31.029V
Vout=31.647V
Tr=30.5μs
Tr=31μs
C=400nF
C=450nF
Vout=32.208V
Tr=31.5μs
C=500nF
Figure 4.4 Variation de la capacité en fonction du temps
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
57
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
A la même fréquence de commutation F=200Khz,On remarque bien au-delà d’une certaine valeur
de capacité la tension commence à augmenter avec une introduction d’un pic qui signifie la
charge rapide du condensateur C.
Influence de l’inductance
Vout=33.488V
Vout=30.103V
Tr=12.5μs
Tr=21μs
L=50uH
L=100uH
Vout=28.101V
Vout=28.833V
Tr=25μs
Tr=30.5μs
L=125uH
L=150uH
Vout=28.353V
Vout=28.256V
Tr=50μs
Tr=55μs
L=200uH
L=225uH
Vout=28.230V
Vout=28.209V
Tr=60μs
Tr=65μs
L=250uH
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
L=275uH
58
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Vout=28.191V
Vout=28.176V
Tr=70μs
Tr=75μs
L=300uH
L=325uH
Figure 4.5 Variation de l’inductance en fonction du temps
D’après ces graphes et à une fréquence de commutation égale à 200Khzon remarque qu’à partir
de 100uH on s’approche de la valeur de tension désirée mais le temps de réponse augmente.
Ondulation résiduelle
Par ondulation résiduelle, on entend la variation périodique de la composante
alternative superposée à la tension de sortie. L'ondulation résiduelle est due aux opérations
internes de couplage lors de la génération de la tension. L'onde fondamentale de cette tension
perturbatrice correspond à la fréquence de commutation. Viennent s'y ajouter ses
composantes harmoniques, qui sont des multiples entiers de l'onde fondamentale. La
composante fréquentielle due à la durée d'impulsion variable, ainsi qu'une composante haute
fréquence due aux flancs d'impulsion des commutations, viennent également s'y ajouter. C'est
généralement la différence entre les valeurs de crête maximale et minimale ou la moyenne
quadratique qui est indiquée. La valeur la plus fiable est la valeur de crête, parce qu'elle
indique la variation maximale générée par la variation de charge. Ceci est par exemple
intéressant si on se livre à des considérations relatives à l'effet de l'alimentation électrique sur
les composants. La moyenne quadratique a tendance à quelque peu enjoliver les choses à ce
sujet, parce qu'elle est déterminée sur une période. Lors de la détermination de l'ondulation
résiduelle, tension d'entrée et charge sont maintenues constantes afin d'éviter de mesurer en
même temps le spectre de fréquences de la réponse indicielle de la variation du courant de
sortie et celui de la tension d'entrée.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
59
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Le tableau ci-dessous montre la variation d'ondulation en fonction de la tension d’entrée V IN
et le rapport cyclique " α"
VIN (V)
Rapport cyclique " α" (%)
VOUT idéal (V)
Ondulation (V)
40
70
28
1
30
50
15
0.5-0.7
15
30
5
0.1-0.3
Tableau 4.1 Variation d’ondulation en fonction de la tension d’entrée et le rapport cyclique
VI-3. Résultats de simulations du convertisseur de type Boost
Vo 
1
Vi
1
Figure 4.6 Convertisseur Boost sous CASPOC
Influence de la fréquence de commutation
Vout=133.233V
Vout=133.193V
Tr=50ms
Tr=40ms
F=100Khz
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
F=150Khz
60
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Vout=133.171V
Vout=133.159V
Tr=35ms
Tr=37ms
F=200Khz
F=250Khz
Vout=133.151V
Vout=133.147V
Tr=40ms
Tr=40ms
F=300Khz
F=350Khz
Vout=141.584V
Tr=35ms
F=400Khz
Figure 4.7 Variation de la charge en fonction du temps
A une fréquence de commutation F=400Khz le système devient instable donc ce changement
influe sur le fonctionnement normal du convertisseur
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
61
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Influence de la charge
Vout=131.419V
Vout=133.188V
Tr=200ms
Tr=100ms
R=3Ω
R=6Ω
Vout=133.170V
Vout=133.278V
Tr=75ms
Tr=50ms
R=9Ω
R=12Ω
Vout=133.171V
Vout=177.200V
Tr=35ms
Tr=27ms
R=15Ω
R=50Ω
Figure 4.8 Variation de la charge en fonction du temps
Avec la variation de la charge et á la même fréquence de commutation de 200Khz , on peut voir
qu’à R=15Ω, on obtient la valeur de la tension désirée en un minimum de temps par rapport aux
autres valeurs de la charge. Au delà de 15Ω la tension de sortie commence á augmenter
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
62
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Variation d’Ondulation
(1)
(2)
(3)
Le graphe (1) : Vin=40V, α=0.7, Vout=133.171V et le ΔV=1.056V
Le graphe (2) : Vin=30V, α=0.5, Vout=63.616 V et le ΔV=1.046V
Le graphe (3) : Vin=15V, α=0.3, Vout=25.333 V et le ΔV=1.018V
Concernant la valeur de
ΔV (ondulation) diminue avec la variation de la tension d'entree
ainsi la valeur de α mais elle reste toujours á 1.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
63
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
VI-4. Résultats de simulations du convertisseur de type Buck-Boost
Vo   
Vi
1
Figure 4.9 Convertisseur Buck-Boost sous CASPOC
Influence de la fréquence de commutation
Vout=-93.515V
Vout=-93.427V
Tr=31ms
Tr=32ms
F=100Khz
F=150Khz
Vout=-93.380V
Vout=-93.352V
Tr=30ms
Tr=35ms
F=200Khz
F=250Khz
Vout=-93.325V
Vout=-93.327V
Tr=37ms
Tr=40ms
F=300Khz
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
F=350Khz
64
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Vout=-102.703V
Tr=20ms
F=400Khz
Figure 4.10 Variation de la fréquence de commutation en fonction du temps
Les graphes obtenus montrent qu 'á une fréquence de commutation égale a 400Khz le système
perd sa stabilité
Influence de la charge
Vout=-93.176V
Vout=-91.039V
Tr=200ms
Tr=90ms
R=6Ω
R=3Ω
Vout=-93.069V
Vout=-93.354V
Tr=60ms
Tr=40ms
R=9Ω
R=12Ω
Vout=-93.380V
Vout=-111.190V
Tr=30ms
Tr=15ms
R=15Ω
R=50Ω
Figure 4.11 Variation de la charge en fonction du temps
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
65
Chapitre 4
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Avec la variation de la charge et á la même fréquence de commutation de 200Khz , on peut voir
qu’à R=15Ω, on obtient la valeur de la tension désirée en un minimum de temps par rapport aux
autres valeurs de la charge. Au delà de 15Ω la tension de sortie commence á augmenter.
Variation d’Ondulation
(1)
(2)
(3)
D’après ces trois graphes, malgré la
variation de la tension de sortie en fonction
de la tension d’entrée et le rapport cyclique et l’ondulation est toujours a 1V.
VI-5. Comparaison entre les trois topologies et le choix du meilleur
Convertisseur
Les convertisseurs peuvent être classifiés suivant plusieurs critères : topologie du circuit,
isolation, composants utilisés, comme le montre le tableau ci-dessous :
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
66
Chapitre 4
Type
Conception des régulateurs de charge de batterie (BCR)
Puissance
Rendement
(W)
typique
Buck
0-1000
Boost
0-150
Buck
Boost
0-150
75%-95%
Coût
moyen
1.0
Tension
d'entrée
(V)
Isola
-tion
5-1000
N
Stockage
d'éne rgie
Niveau
de sortie
-ques
Simple
Vout<Vin
inductance
78%
1.0
5-600
N
Simple
Vout>Vin
inductance
78%
1.0
5-600
Caractéristi
N
Simple
inductance
Up ou
Down
Tension
continue
positive
Tension
continue
positive
Tension de
sortie inversée
Tableau 4.2 Classification des convertisseurs
D’après le tableau et les résultats obtenus, on remarque bien la différence entre les trois
topologies concernant le rendement, Puissance et la tension d’entrée et de sortie. Une autre
remarque lors des simulations est le temps de réponse (la base de temps a une large gamme pour
les convertisseurs Boost et Buck-Boost or le Buck répond rapidement) ainsi la valeur de ΔV elle
est meilleure ≈ de 100mV.
 Pour quoi le choix de la topologie Buck dans ALSAT-1 ?
Le convertisseur Buck est le plus simple à utiliser, il permet la conversion de la tension d’entrée
continue en une autre tension continue de faible valeur et un courant de sortie de valeur
supérieure à celle d’entrée donc ce convertisseur est un système abaisseur de tension élévateur de
courant. Il possède un fort rendement (jusqu’ à 95%) ainsi qu’il est meilleur qu’un diviseur de
tension car ce dernier dissipe sous forme de chaleur l'excès de tension et possédant un faible
rendement.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
67
Conclusion Générale
Conclusion Générale
ALSAT-1 est un microsatellite technologiquement basé sur des
composants très intégrés et avancés. Il est agile et amélioré par rapport aux
microsatellites développés par le partenaire. En raison du nombre de sous
systèmes, de charge utile et de fonctionnalistes exigés par la mission, la
conception du système d’énergie était critique. Les limitations sur la production
d’énergie, ont menées à plusieurs analyses qui ont abouties à des modifications
et des améliorations sur la plateforme du microsatellite, pour augmenter la
production d’énergie. Plusieurs analyses ont été effectuées sur le scénario de
fonctionnement, pour faciliter l’utilisation maximale des sous systèmes et des
charges utiles sans dépasser les restrictions du taux de décharge des batteries.
Le travail présenté dans ce mémoire constitue une première étude de
compréhension et d’analyse du sous système d’énergie d’ALSAT-1. L’objectif
était de donner une description générale de sous système, le reste du travail a été
consacre aux différentes simulations concernant le dimensionnement de tel
système et la conception du régulateur de charge de la batterie pour le mettre en
valeur.
Comme perspective nous éspérons continuer à travailler sur ce même
système afin d’atteindre un niveau de maîtrise qui nous donnera le pouvoir
d’adapter le système aux exigences de n’importe quelle mission et pour quoi pas
réaliser un satellite uniquement algérien.
Sous Système Energie De Bord D’un Microsatellite
iv
LISTE DES FIGURES
1.1
1.2
1.3
2.1
2.2
2.3
2.4
2.5
2.6
2.7
2.8
2.9
2.10
2.11
2.12
2.13
2.14
2.15
2.16
2.17
2.18
2.19
2.20
2.21
3.1
3.2
3.3
3.4
3.5
3.6
3.7
Lancement d’ALSAT-1…………………………………………………………...
Structure d’ALSAT-1…….………………………………………………………..
Imageur d’ALSAT-1…………………………………………………………
Composants d’un panneau solaires……………………………………………
Courbe caractéristique (I-V) d'une cellule solaire …………………………………
L’effet de la température sur les cellules solaires…………………………………..
L’effet de l’énergie solaire à distance………………………………………………
L’effet de l’angle d’incidence sur les panneaux solaires……………………………
L’effet de la radiation sur les cellules solaires………………………………………
(a) Influence des radiations sur les cellules solaires
(b) Dépendance de la température et du rendement des cellules solaires…………..
Les caractéristiques électrochimiques de la batterie NiCd………………………..
(a) Courbes de décharge des cellules cylindriques (NiCd) dans des différents
rapports de décharge à la température ambiante
(b) Courbes de décharge des cellules cylindriques (NiCd) dans des différentes
valeurs de température à un rapport de 1C
Inversion de polarisation …………………………………………………………..
La courbe caractéristique de charge de la batterie NiCd…………………………….
(a) Courbes de charge de cellules cylindriques (NiCd) dans un rapport de charge
rapide.
(b) Courbes de température de cellules cylindriques (NiCd) dans des rapports de
charge rapide.
Courbes de décharge de cellule cylindrique (NiCd) dans différentes températures
de stockage ………………………………………………………………………….
Schéma de base d'un convertisseur Buck……………………………………………
Les deux configurations d'un convertisseur Buck suivant l'état de l'interrupteur S…
Schéma de base d'un convertisseur Boost…………………………………………...
Les deux configurations d'un convertisseur Boost suivant l'état de l'interrupteur S...
Schéma de base d'un convertisseur Buck-Boost……………………………………
Les deux configurations d'un convertisseur Boost suivant l'état de l'interrupteur S...
Schéma synoptique du PCM d’ALSAT-1………………………………………….
Commutateur à transistor bipolaire négatif (a) et positif (b)……………………….
Commutateur à transistor FET ……………………………………………………...
Circuit de surveillance du courant…………………………………………………...
Schéma synoptique de sous-système énergie de bord d’ALSAT-1…………………
Disposition des panneaux solaires sur ALSAT-1……………………………………
Disposition des cellules sur un panneau…………………………………………….
Disposition des cellules dans le pack d’ALSAT-1………………………………….
Détermination de la durée d’éclipse…………………………………………………
Schéma synoptique du BCR…………………………………………………………
Circuit driver…………………………………………………………………………
7
8
9
11
12
13
13
14
15
16
18
19
20
21
22
23
24
25
27
28
30
32
34
35
36
37
38
40
41
42
43
3.8
3.9
3.10
3.11
3.12
3.13
3.14
3.15
3.16
3.17
3.18
3.19
3.20
3.21
4.1
4.2
4.3
4.4
4.5
4.6
4.7
4.8
4.9
4.10
4.11
Circuit de compensation en température de la batterie……………………………….
Circuit de compensation en température des panneaux solaires…………………….
Circuit d’alimentation du UC494A………………………………………………….
Circuit de contrôle…………………………………………………………………….
Circuit de reconditionnement………………………………………………………..
Modèle simplifié de sous système énergie de bord d’ALSAT-1 (Panneau
Batterie)……………………………………………………………………….
Température du panneau solaire en fonction du temps …………………………..
Rendement de conversion du panneau solaire en fonction du temps………………..
Courant de sortie du panneau solaire en fonction du temps ………………………
Tension de sortie du panneau solaire en fonction du temps ………………………
Température de la batterie NiCd en fonction du temps…………………………..….
Courant de la batterie NiCd en fonction du temps…………………………………
Etat de charge de la batterie NiCd en fonction du temps…………………………...
Tension de la batterie NiCd en fonction du temps…………………………………
Convertisseur Buck sous caspoc…………………………………………….
Variation de la fréquence de commutation en fonction du temps …………………..
Variation de la charge en fonction du temps ……………………………………….
Influence de la capacité………………………………………………………………
Influence de l’inductance……………………………………………………………..
Convertisseur Boost sous caspoc………………………………………………..
Variation de la fréquence de commutation en fonction du temps …………………...
Variation de la charge en fonction du temps …………………………………
Convertisseur Buck-Boost sous caspoc………………………………………………
Variation de la fréquence de commutation en fonction du temps…………………...
Variation de la charge en fonction du temps………………………………………...
44
45
46
49
50
51
51
51
52
52
52
52
53
53
54
55
56
57
59
60
61
62
64
65
65
LISTE DES TABLEAUX
1.1
Classification des satellites………………………………………………………….
9
2.1
Comparaison de cellules en Si et en GaAs ………………………………………….
16
2.2
Comparaison de différents types de batteries ………………………………………
17
3.1
Paramètres affectant le système de conversion d'énergie……………………………
39
4.1
Variation d’ondulation en fonction de la tension d’entrée et le rapport cyclique…...
60
4.2
Classification des convertisseurs ……………………………………………………
67
Liste des acronymes
GPS : Global Positinning System
DMC : Disaster Monitoring Constellation
SSTL : Surrey Satellite Technology
ESIS : Extended Swatch Imaging System
MPP : Maximum Power Point
BOL : Biginning Of Life
EOL : End Of Life
BCR : Battery Charge Regulator
SPF : Single Point Failure
PCM : Power Conditionning Module
PDM : Power Distribution Module
VTB :Virtual Test Bed
PWM : Pulse With Modulation
EoC : End of Charge
MPPT: Tension de Point de Puissance Maximale
SSDR : Solide State Data Recorder
FF ; Facteur de Forme
η : Rendement de conversion de puissance
Bibliographie
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Résumé
Le sujet présenté dans ce mémoire consiste à étudier et concevoir le sous sys tème énergie de
bord d’un microsatellite. Ce sous système est le plus critique dans un engin spatial car il
assure le bon fonctionnement des autres sous systèmes du satellite. Il est constitué d’une
source primaire (panneau solaire), source d’énergie secondaire (batterie), un régulateur de
charge de batterie, un module de conditionnement de puissance et un module de distribution
et de contrôle.
Donc il sert à alimenter le satellite en énergie a l’aide des panneaux solaires qui travaillent en
période d’ensoleillement et la batterie en période d’éclipse.
En se basant sur le satellite algérien ALSAT-1 comme exemple puisqu’il est la première
expérience de l’Algérie dans l’espace, nous avons essayé de dimensionner ce sous système
donc le simuler dans le banc d’essai VTB d u « soleil » jusqu'à « la batterie ». Ainsi, nous
avons fait la conception des régulateurs de charge de la batterie des trois topologies (Buck,
Boost et Buck-Boost), comme nous avons arrivé à justifier le choix de convertisseur Buck
pour ALSAT-1.
Abstract
The subject presented in this memory consists to study and conceive the subsystem of energy
of a microsatellite. This subsystem is most critical in a spacecraft because it ensures the
correct operation of the others subsystems of the satellite. It consists of a primary source
(solar panel), secondary source of energy (battery), battery charge regulator (BCR), power
conditioning module (PCM) and power distribution module (PDM).
Thus it is used to supply the satellite in energy using the solar panels which work in period of
sunning and the battery in period of eclipse.
While basing itself on the Algerian satellite Alsat-1 as example since it is the first experiment
of Algeria in space, we tried to dimension it subsystem thus to simulate it in the test bench
VTB of the "sun" to "the battery". Thus, we made the design the battery charge regulators of
three topologies (Buck, Boost and Buck-Boost), as we managed to justify the choice of Buck
converter for Alsat-1.
‫ملخص‬
‫تطشقنا فٍ هزا انبحج إنً دساست وتصًُى نظاو انطاقت انفشعٍ فٍ األقًاس انصناعُت‬
‫انصغُشة‪ .‬هزا اننظاو انفشعٍ هى األكخش حسًا فٍ يشكبت فضائُت‪ ،‬إر َضًن حسن سُش عًم‬
‫نظى فشعُت أخشي فٍ األقًاس انصناعُت‪ .‬وهى َتأنف ين انًصذس انشئُسٍ (األنىاح‬
‫انشًسُت)‪ ،‬يصذس حانىٌ نهطاقت (بطاسَت) ‪ ،‬وحذة تحكى انبطاسَت‪ ،‬وحذة تكُُف انطاقت ‪،‬‬
‫ووحذة وتىصَع األجهضة اإلنكتشونُت وانحًاَت‪.‬‬
‫حُج انه َغزٌ األقًاس انصناعُت باستخذاو األنىاح انشًسُت انتٍ تعًم فٍ أوقاث ششوق‬
‫انشًس وبطاسَت فٍ فتشة انكسىف‪.‬‬
‫استنادا إنً انساتم انجضائشٌ أنساث ‪ 1‬كًخال عهً رنك ألنها أول تجشبت انجضائش فٍ يجال‬
‫انفضاء ‪.‬‬
‫أسدنا تقُُى هزا اننظاو انفشعٍ بتجشَبه فٍ ال( ‪ ) VTB‬ين انشًس حتً انبطاسَت ‪ ،‬كًا‬
‫قًنا بىضع تصًُى نطىبىنىجُاث انخالث انًخفض ‪ ،‬انشافع ‪ ،‬وانًخفض انشافع نىحذة تحكى‬
‫شحن انبطاسَت وتىصهنا إنً تبشَش استعًال طىبىنىجُت انًخفض فٍ ساتم انجضائشٌ أنساث‬
‫‪.1‬‬