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 1 7 7 7 8 9 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……………………………………………………………………………… 10 10 11 11 12 13 14 14 15 17 18 21 22 22 24 27 30 30 31 31 31 32 33 34 35 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 36 37 37 40 41 50 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 [1] [2] [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] [10] [11] [12] [13] Claire Fremeaux, Vie et mort d’un satellite, espace_education_fremeaux, Cnes, Toulouse.2001 M.Bekhti,M.N.Sweeting,Power system design and in orbit performance of Algeria’s first microsatellite,Electric Power Systems Research,78(2008)1175-1180 Rachedi A., 2002, Utilisation de l’Outil Spatial pour le Suivi des Catastrophes Naturelles Cas de la DMC, 3e Forum des Assurances, El Aurassi – Algiers. M.Bekhti,A.Oussedik,M.N.Sweeting,W.Sun,Alsat-1microsatellite:First step into space for Algeria,in:IAF Conférence,Houston,USA,October 10-19th,2002 G.Colombo,U.Grasseli,A.De Luca,A.Spizzinchino and S.Falzini,Satellite Power System Simulation,PII:S0094-5765(97)00022-2 Mr. FitzGerald, Solar cell characterization, rev. February 19, 2001 Power Supply Unit for the AAU-Cubesat,01GR590,December 20,2001 D.Linden, Handbook of Batteries, 2end edition, MacGraw-Hill Edition, (1995). A.k. Hyder, R.L.Wiley, G.Halpert, D.J.Flood & S.Sabripour, Spacecraft Power Technologies,Vol 1,2000 Willey.J.Larson and James.R.Wertz, Space Mission Analysis and Design,Vol2,2002 Keng Wu, Switch-Mode Power Converters design and analysis Elsevier Academic Press Edition (2006). Zhenhua Jiang, Roger A. Dougal, Shengyi Liu, Application of VTB in design and testing of satellite electrical power systems, Journal of Power Sources 122 (2003) 95–108 A.Luque, S.Hegedus, Handbook of Photovoltaic Science and Engineering, John Wiley & Sons Edition (2003). 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