Effets de l`Environnement Spatial sur les Panneaux Solaire d`un

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 MAGISTERE
Thème
Effets de l’Environnement Spatial sur les
Panneaux Solaire d’un Satellite
Présenté par
Melle AMMAR Yamina
SOUTENUE Le :
SOUTENU DEVANT LE JURY COMPOSÉ DE :
Monsieur Boudghène Stambouli Amine
Professeur, USTO
Président
Monsieur Belghoraf Abderrahmene
Professeur, USTO
Examinateur
Monsieur Boughanmi Nabil
MC, USTO
Examinateur
Monsieur Bekhti Mohamme d
MR, CTS
Promoteur
Monsieur Boudje mai Abdelmadjid
MR, CTS
Membre invité
Année universitaire : 2009/20010
Table des Figures
Liste des Tableaux
Liste des Acronymes
Introduction générale
Chapitre I :
l’Environnement Spatial
I.1. Introduction.………………….……………..…..……………………….…..
1
I.2. Contraintes dues à l’environnement spatial énergétique………………….
I.2.1. Les rayonnements électromagnétiques……………………………...
I.2.2. Les rayonnements ionisants………………………………………….
I.2.2.1. Le rayonnement cosmique…………………………………….
I.2.2.2. Le Vent Solaire………………………………………………...
I.2.2.3. Les éruptions solaires………………………………………...
I.2.2.4. L’environnement Spatial proche de la Terre……………….
I.2.2.4.1. La magnétosphère……………………………………...
I.2.2.4.2. Les Ceintures de radiation…………………………….
I.2. 2.5. Les différentes orbites suivies par les satellites……………...
I.2. 2. 5.1. Les orbites basses…………………………………….
I.2. 2. 5.2. Les orbites très elliptiques…………………………..
I.2. 2. 5.3. Les orbites géostationnaires ………………………..
I.2. 2. 5.4. Les orbites planétaires et interplanétaires ………….
I .2.3. Les débris spatiaux…………………………………………………
1
1
2
2
3
4
5
6
6
8
8
8
8
9
10
I .3. Contraintes dues à l’environnement thermique ………………………....
I.3.1. Le flux solaire direct…………………………………….….…...….
I.3.2. Le Flux Solaire Réfléchi ou Albédo Flux.………………...……...
I.3.3. Le Flux Terrestre Direct.………………………………………......
I.3 .4. Chauffage Par Molécules Libre.……………….……...….….........
I .3. 5. Chauffage Par Particules Chargées……………………………....
I. 3. 6. La Transmission de la chaleur..…………………………………..
11
12
14
15
16
17
17
I.4. Contraintes mécaniques..…………………………………………….………
17
I.4.1. Découplage fréquentiel………………………………………………
I.4.2. Charges statiques et quasi -statiques………………………………..
I.4.3. Environnement vibratoire.……………………………………….....
I.4.3.1. Vibrations sinus.………………………………………………
I.4.3.2. Vibrations aléatoires …………………………………………
I.4.3.3. Chocs ……………………………………………………….....
19
20
21
22
22
22
I.5. Pollution, dégazage et propreté…………………………………………….. 22
I.6. Environnement atmosphérique ……………………………………... 23
I.6.1. Les particules de l’atmosphère..………………………………… ...
I.6.2. Les neutrons…………………………………………..……………..
I.6.2.1. Réactions nucléaires neutroniques…………………………..
I.6.2.2. Les neutrons thermiques ……………………………………
I.7. Environnement de Gravitation ………………………………………...
I.7.1. La loi de la Gravitation ……………………………………………
I.7.2. La force de Pesanteur..……………………………..……………...
I.7.3. La force centrale de gravitation …………………………………..
I.7.4. Le Potentiel de Gravitation ……………………………………….
I.7.4.1. Le Potentiel Terrestre ………………………………………
I.7.4.2. Le Potentiel Luni – Solaire …………………………………
I.7.5. Le Couple du Gradient de Gravité ……………………………….
24
24
25
25
25
26
27
I.8. Contraintes économiques et impératifs techniques ...................................
27
23
23
23
23
23
I.9. Contraintes de Transports par rapport à l’environnement……………. 28
I.9.1. Les impacts des trans ports : multiples et complexes..….……....... 28
I.10. Conclusion ………………………………………………………………... 29
Chapitre II :
Architecture du système d’énergie d’un Satellite
II.1. Introduction…………………………………………………………..........
30
II.2. Description d’un Satellite… ……………………………………...............
II.2.1. La Plateforme …………........……………………………………...
II.2.1.1. Structure ……………………………………………………
II.2.1.2. Contrôle thermique ………………………………………...
II.2.1.3. Système de contrôle d’attitude et d’orbite ……………......
II.2.1.4. Energie de Bord ……………………………………………
II.2.1.5. Poursuite, Télémesure et Télécommande…………………
II.2.1.6. Communication…………………………………………….
II.2.2. Charge utile de la mission.…………………………………..……
30
30
30
31
31
31
32
32
32
II.3. Architecture du système d’énergie de bord d’un satellite ……….……
II.3.1. Systèmes d'Alimentation.…………………………….…………...
II.3.1.1. Panneaux Solaires ………………..…………….………....
II.3.1.2. Les convertisseurs photovoltaïques .…………..………….
II.3.1.3. Types de cellules solaires.…………………………….…...
III.3.1.4. Schéma électrique équivalent.………………………..….
II.3.1.5. Caractéristiques des cellules solaires.………………….....
II.3.1.5. 1. Le rendement ………………………………..…..
II.3.1.5. 2. La température ……………………………..…..
33
35
35
36
36
37
39
39
40
II.3.1.5. 3. Les dommages causés par la radiation…….…...
II.3.1.5. 4. Illumination ………………………………….…
II.3.1.5. 5. Facteur de forme …………………………….…
II.3.1.5.6. Phénomène d’ombre …………………………....
II.3.1.5.7.Verre de protection ………………………….…..
II.3.1.5.8. Angle d'incidence …………………...……….….
II.3.1.6. Structure d’une cellule solaire …………………….…….
II.3.1.7. Les générateurs photovoltaïques ………………….…….
II.3.1.7. 1. Association de cellules photovoltaïque en série..
II.3.1.7. 2. Association de cellules photovoltaïque en
parallèle …………………………………….…...
II.3.2. Stockage D’énergie ………………………………………….…...
II.3.2.1. Les Batteries..……………………………………….….…
40
41
43
43
44
44
44
45
46
46
47
47
II.4. Conclusion………………………………………...…………….…….….
Chapitre III :
50
caractéristiques du sous système d’énergie d’ALSAT- 1
III.1. Introduction……………………………………………………...……..
51
III.2. Description de la structure d’Alsat-1..…..………………...………….
52
III.3. Sous système d’énergie d’Alsat1 …..………………...……………....
III.3.1. Conception du panneau solaire Alsat-1………………..……...
III.3.1.1. Sous-ensemble D'Énergie Électrique (EPS)………..….
III.3.1.2. Panneau solaire Alsat-1 ………………………………..
III.3.1.3. Panneaux Sandwich …………………………………….
III.3.1.4. Nid d’abeille ……………………………………………..
III.3.1.4.1. Caractéristiques …………………..………….....
III.3.2. Protecteur solaire de panneau ………………………………..
III.3.3. Les cellules solaires d’Alsat1……………………………….…..
III.3.3.1. Compensation en température des panneaux solaires...
53
54
54
55
58
59
59
59
60
62
III.3.4. La batterie ……………………………………………………..
63
III.3.4.1. Caractéristiques orbitales ……………………………..
III.3.4.2. Compensation en température de la batterie ………..
III.3.5. Le régulateur de charge de batterie (BCR) ………………….
III.3.6. Module de conditionnement de la puissance (PCM)………...
III.3.7. Module de distribution de puissance (PDM)………………......
64
65
66
67
67
III.4. Etude Modèle de Panneau solaire d’Alsat1 …………………………… 67
III.4.1. Représentation imagée de modèle ….…………………………. 67
III.4.2. Courte description de modèle …………………………………. 68
III.4.3. Chaîne et limitations modèles de validité …...………………... 68
III.4.3.1. Liste de bornes modèles avec l'information de
connectivité………………………………………..……….………………… 69
III.4.3.2. Liste des paramètres modèles…………………………
III.4.3.3. Liste des variables de sortie ……………………………
III.4.4. Prétentions dans la dérivation modèle………………………….
III.4.5. Description mathématique de modèle …………………………
III.4.5.1. Caractéristiques électriques …………………………...
III.4.5.2. modélisation de courant ascendant ……………………
III.4.5.3. économies d'énergie et efficacité de conversion ….……
III.4.6. Modèle de validation et d'application ………………………….
III.4.6.1. Caractéristiques statiques ………………………….…..
III.4.6.2. Simulation de panneau solaire …………………………
69
69
69
70
70
71
71
72
72
74
III.5.Conclusion …………………………………………………………........
77
Chapitre IV
:
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
IV.1. Introduction ……………………………………………………………..
78
IV.2. Effets de radiation ………………………………………………….... 78
IV.2. 1.Théories de dommages dus aux radiations …………………... 79
IV. 2.1.1. Collisions non élastique avec les électrons atomiques . 80
IV. 2.1.2. Collisions élastique avec les noyaux atomiques …….. 80
IV. 2.1.3. Collisions non élastique avec les noyaux atomiques .. 80
IV.2.2. Interaction particule-Semi-conducteur ……………………….. 80
IV.2.2.1. Processus d’ionisation dans les semiconducteurs……. 81
IV.2.2.2. Déplacement atomi que dans les semiconducteurs …. 82
IV.2.3. Le concept de dommage de radiation ………………………… 82
IV.2.4. L’hypothèse de NIEL et la dose absorbée des dommages de
déplacement ……………………………………………………………..………... 83
IV.2.5. Objectifs de l’analyse des radiations …………………………... 83
IV.2.6. mesure des dommages sur le comportement électrique global des
cellules solaires …………………………………………………………………... 83
IV.2.7. Effet d’une couche de protection sur le spectre des particules
irradiantes ………………………………………………………………………..
84
IV.2.8. méthode de calcul des défauts …………………………………
84
IV.2.9. Dégradation d’une cellule solaire ……………………………..
84
IV.2.9.1. Dégradation produite par les Protons ………………
85
IV.2.9.2. Dégradation produite par les Électrons …………….
87
IV.2.10. Conclusion…………………………………………………….
89
IV.3. Contraintes dues au lancement …………………………………..…
IV.3.1. Analyse modale des panneaux solaires d’ALSAT-1………….
IV.3.1.1.Introduction ……………………………………………
IV.3.1.2. Analyse par élément finis …………………………….
IV.3.1.2.1. Définir la géométrie ……………………....
IV.3.1.2.2. Définir les éléments finis ………………….
IV.3.1.2.3. Définir les charges/états de frontière……..
IV.3.1.2.4. Définir les caractéristiques matérielles…...
90
90
90
90
91
92
92
93
IV.3.1.2.5. Définir les propriétés des éléments ……….
IV.3.1.2.6. Choisir les charges appliquées……………
IV.3.1.2.7. Choisir le type d'analyse ………………….
IV.3.1.3. Analyse modale ………………………………………
IV.3.1.3. 1.Géométrie ………………………………….
IV.3.1.3. 2. Maillage……………………………………
IV.3.1.3. 3. Les Modes …………………………………
IV.3.1.3. 4. Résultats …………………………………..
93
94
94
94
94
95
96
101
IV.4. Analyse thermique …………………………………………………
IV.4.1. Analyse thermique d’un panneau d’Alsat-1………………..
101
101
IV.5. Effets de l’environnement atmosphérique ………………………
IV.5.1. La densité ……………………………………………………
IV.5.2.Variation d’atmosphère ……………………………………..
102
102
103
IV.6. Tests d’environnement Spatial ……………………………………
IV.6.1. Tests de vibration d’Alsat-1 ………………………………..
IV.6.1.1. Objectifs…………………………………………….
104
104
104
IV.7. Conclusion ……………………………………………...…….
106
Conclusion générale
Bibliographie
Annexe
INTRODUCTION GENERALE
le milieu dans lequel évoluent les satellites et les sondes spatiales est fortement
différent de notre environnement terrestre par les facteurs suivants :


Absence de gravité (le vaiseau est soumis a une micro gravité de l’ordre de
-4
10 g, imperceptible par les systèmes vivants).
Exposition au Rayonnement cosmique primaire, aux radiations et aux
particules.

Absence de rythme circulaire (absence d’alternance des jours et nuits) de 24
heures.

Exposition au vide spatial.
Les satellites dans l’espace se trouvent soumis aux actions de plusieurs facteurs
spécifiques dont l’irradiation électronique et le bombardement par les micrométéorites et les
noyaux lourds,...Le première facteur est responsable d’une accumulation des charges
électroniques dans des matériaux à faible conductivité électriques, etc.…
Il est important de connaitre cet environnement, de connaître son influence sur les
matériaux et les composants, de savoir le simuler en laboratoire et d’être en mesure de le
modéliser afin de définir et dimensionner correctement tous les sous systèmes du satellite.
L’environnement spatial est un environnement complexe et dynamique, il dépend du type de
la mission et il est caractérisé par la nature des particules.
Le système d'alimentation d'un engin spatial est un élément critique dans sa
conception. Les inefficacités dans la conception du système d'alimentation peuvent ajouter la
masse inutile, causer l'exécution moins qu'optimale d’un engin spatial dans l'ensemble.
D'importance additionnelle pour la conception d'un engin spatial, sont les conditions
thermiques et les soucis prévus d'environnement de l'espace. Il est essentiel que le système
thermique d’un engin spatial maintienne les températures dans leurs limites. Les mesures de
contrôle actives et passives de la température existent, et une conception optimale réduira au
minimum la masse et la puissance exigées par les composants de commande de température.
La protection contre l'environnement de l'espace est également nécessaire pour assurer la
fonctionnalité de composants d’un engin spatial pour la durée de la mission. Les risques à un
engin spatial incluent le rayonnement solaire, les événements solaires, les débris orbitaux et
les micrométéorites.
Le travail décrit dans ce mémoire concerne l’effet de l’environnement spatial sur les
panneaux solaires.
Ce mémoire se décompose en quatre chapitres :
Le premier chapitre concerne l’environnement spatial. Nous parlerons sur les
contraintes dues à l’environnement spatial énergétique, thermique, mécaniques, économiques
et impératifs techniques, et les contraintes de transport par rapport à l’environnement.
Le deuxième chapitre décrit l’architecture du système d’énergie d’un satellite. Nous
présenterons la description d’un satellite et définirons les différentes sous-systèmes d’un
satellite, puis nous présenterons le sous système d’énergie
d’un satellite. Nous
commencerons par l’étude des panneaux solaires et les différents types des ce llules solaires
appliquées au spatial, nous énoncerons leur principe de fonctionnement, nous étudions leur
caractéristiques électriques, l’influence de rayonnement et de la température sur son
fonctionnement. Nous analyserons ensuite comment comporte un groupement de cellules en
série et en parallèle pour former des panneaux.
Le troisième chapitre présente les caractéristiques de sous système d’énergie d’Alsat-1.
Le microsatellite ALsat-1 a été utilisé comme un exemple d’application pour notre étude. Ou
présente la description d’un sous système d’énergie d’un satellite Alsat-1. Dans ce chapitre on
a fait des simulations sur les panneaux solaires d’Alsat-1 avec VTB.
Le quatrième chapitre présente influence de l’environnement spatial sur les panneaux
solaires et les résultats obtenus pour l’analyse radiative, thermique et due au lancement. La
première analyse est consacrée à l’étude des dégradations des cellules solaires sous l’effet des
irradiations spatiales. Nous commençons par la définition de différentes interactions entre les
particules irradiantes et les matériaux semiconducteurs. Ou présente le processus de
l’ionisation qui est responsable des principales pertes de l’énergie de la particule irradiante
lorsqu’elle traverse le semiconducteur. Ou décrit ensuite le mécanisme des dommages de
déplacement dans un semiconducteur lors d’une irradiatio n par des électrons, par des protons
et par des neutrons. Les défauts de déplacement sont aussi présentés dans ce chapitre. De
façon générale, dans notre analyse ou s’intéresse aux dégradations de la durée de vie des
porteurs minoritaires des cellules solaires puisque c’est le paramètre qui commande la tenue
des cellules dans l’espace. Ou examinera par la suite la méthode de caractérisation des
cellules solaires irradiées, qui est l’hypothèse de NIEL. A la fin de cette analyse, nous
présenterons des modèles de simulation de l’évolution des performances des cellules solaires
soumise à des irradiations d’électrons et de protons. Pour l’analyse thermique et l’analyse due
au lancement ou utilise l’analyse par éléments finis, ou présente les étapes de cet analyse puis
ou fait une analyse modale. Dans la fin de cette analyse, nous présenterons des modèles de
simulation appliqué sur les panneaux solaires d’Alsat-1. À la fin de ce chapitre ou présente les
différents tests appliqués sur le satellite Alsat-1.
Enfin, ce mémoire se termine par une conclusion générale concernant ce thème, ainsi
des perspectives.
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I.1. Introduction :
L'environnement de l'espace est complexe et dynamique et son interaction avec l’engin
spatial a posé aux concepteurs de satellites des problèmes de conception de puis le
commencement de l'âge de l'espace.
Pratiquement tous les éléments de l'environnement affecteront la conception et
l'opération de systèmes d'alimentation d’engin spatial. Dans cette discussion, les facteurs
environnementaux seront divisés en deux groupes :
 L’environnement orbital qui divisé en cinq groupes : la gravitation, l’atmosphère, les
rayonnements, électromagnétisme et les corps artificiels.
 L’environnement au lancement qui divisé en quatre groupes : dynamique, acoustique,
électromagnétique et thermo-dynamique.
Ces catégories sont quelques peu arbitraires mais sont choisies afin de refléter
l’influencer primaire d'effets de conception de système d'alimentation qui peut être prévu à
diverses altitudes orbitales.
Dans le domaine des technologies spatiales, la masse, l’encombrement, la fiabilité des
équipements, leurs performances et leurs dégradations liées aux ambiances terrestres et
spatiales sont autant de critères déterminants pour le bon déroulement de la mission.
Les contraintes liées aux technologies spatiales sont variées [3] :
I .2. Contraintes dues à l’environnement spatial énergétique :
I .2.1. Les rayonnements électromagnétiques :
Le soleil en est l’origine principale (spectre des X dus aux infra –Rouges) à laquelle
s’ajoute une composante gamma induite par le freinage des électrons dans les structures du
satellite [3].
Les doses ainsi absorbées en surface sont de l’ordre de 10.E6 Rad/Heure pour les
rayonnements U-V et X mous et de quelques 10.E3 Rad/Heure pour les gamma de freinage
(pour un blindage d’environ 1 g/cm2).
Hors atmosphère, le rayonnement solaire a une distribution spectrale qui ne change
pratiquement pas.
On parle couramment de spectre AM0 (Air Mass Zéro), ce qui signifie que la masse
d’air traversée par le rayonnement solaire est nulle.
La notion de masse d’air peut se résumer par la formule :
A.M = (P/1013). (1/sin h)
Avec:
(1.1)
P: pression atmosphérique en mbar
h : hauteur du soleil en degrés.
Dans le domaine spatial, le spectre solaire AM0 est utilisé comme référence. Dans le
domaine des applications terrestres de l’énergie solaire photovoltaïque, le spectre solaire de
référence correspond à une masse d’air de 1,5(spectre AM1,5) [3].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
1
L’Environnement Spatial
Chapitre I
L’éclairement, c’est-à-dire la densité reçue par une surface soumise aux flux lumineux
correspondants à ces différents spectre standards, est de :
- 1373 W /m2 pour le spectre AM0.
- 834 W /m2 pour le spectre AM 1,5 direct.
I .2.2. Les rayonnements ionisants :
Ils sont d’origines diverses : rayonnement cosmique, vent et éruptions solaires,
ceintures de radiations, atmosphère terrestre résiduelle.
Dans tous les cas, le rayonnement cosmique constitué de protons, de particules alpha et
de noyaux lourds de très haute énergie, peut être négligé, car son flux est très faible.
Pour des missions circum-terrestres, y compris les orbites géostationnaires (36000 Km), les
émissions solaires de protons et d’électrons de quelques KeV, provoquent des dégradations
dans les matériaux directement exposés. D’un flux de l’ordre de 10.E8 particules/cm2 /sec, les
doses absorbées sont voisines de 10.E6 Rad/Heure [3].
Les satellites de ce type de mission peuvent également être soumis à des éruptions
solaires formées de protons, d’électrons, de rayonnement alpha et de photons.
Néanmoins, ces éruptions solaires peuvent être négligées pour des missions de longue durée
dans la magnétosphère.
Pour des missions à distances inférieures à 6 rayons terrestres, la composante
énergétique la plus importante réside dans les ceintures de radiations.
Celles- ci sont constituées :
- de protons de flux voisin de 10.E4 particules/cm2 /sec et d’énergie comprise
entre 0,5 et 100 MeV.
- Et d’électrons d’énergie allant jusqu’à 10 MeV avec un flux variant de 10.E7 à
10.E9 particules/cm2 /sec.
Enfin, pour des missions à des distances inférieures à 300 Km, on peut négliger les
ceintures de radiations. Par contre, on peut être confronté à des phénomènes d’érosion rapide
des surfaces exposées à l’atmosphère terrestre résiduelle constituée d’atomes d’hydrogène et
d’hélium à des concentrations voisines de 10.E6 atomes/cm3 .
I.2.2.1. Le rayonnement cosmique :
Découvert par Hess en 1912. Les rayons cosmiques sont des particules chargées très
énergétiques provenant de l’extérieur du système solaire. Ils sont principalement constitués de
protons, de particules α et de tous les éléments ayant un numéro atomique compris entre 1 et
92. Le flux est très faible mais étant constitués de particules hautement énergétiques
(plusieurs centaines GeV).Ils ont des parcours importants dans la matière, ils peuvent
traverser les blindages et même les satellites de part en part. Malgré leur petit nombre, ils
constituent donc en danger pour les composants électroniques [1].
L’intensité des rayons cosmiques change avec le cycle solaire. Elle est à son niveau
maximal pendant le minimum solaire et à son niveau le plus bas pendant le maximum solaire.
Le champ magnétique terrestre fournit une certaine protection aux engins spatiaux en fonction
de l’inclinaison et de l’altitude de leurs orbites. Les rayons cosmiques ont un accès libre à
certaines régions polaires ou les lignes du champ magnétiques terrestres sont ouvertes [1].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
2
Chapitre I
L’Environnement Spatial
Plusieurs modèles de l’environnement cosmique ont été élaborés. Le plus utilisé est
celui de CREME. Bien que le modèle CHIME ait été conçu à partir de données plus récentes
issues du satellite CRRES. Une nouvelle version de CREME, nommée CREME96, vient
d’être conçue. Ces deux modèles tiennent compte des variations du cycle solaire et de la
protection de la magnétosphère.
Figure I.1 : Abondance relative des ions provenant des rayons cosmiques dans l’espace
interplanétaire.
La Figure I.1 présente l’abondance des particules cosmiques en fonction de leur masse
atomique. L’hydrogène et l’hélium sont les éléments des plus abondants de l’univers (87% et
12% de la matière). L’abondance relative des ions chute rapidement pour les éléments plus
lourds que le Fe. L’ion Fe est considéré comme l’un des ions le plus significatif parmi les ions
lourds du rayonnement cosmique de par son flux et sa stabilité.
I.2.2.2. Le Vent Solaire :
C’est un Plasma résultant de l’évaporation de la couronne solaire, le vent solaire est
essentiellement constitué d’électrons, de protons et d’hélium (7 à 8%). Il remplit l’ensemble
du système solaire et interagit avec les champs magnétiques planétaires (Mercure, Terre,
Jupiter, Saturne) créant des cavités magnéto-sphériques. Les photographies du soleil comme
celle de la Figure I.2 font apparaître d’immenses flammèches qui s’étendent sur plus de 10
millions de Km [2].
Nous pouvons remarquer que la vitesse du vent solaire n’est pas uniforme sur la surface
solaire. La vitesse du vent solaire est en moyen de ~800 Km/s sur les pôles et de ~350 Km/s
sur la zone équatorial. La densité de ce plasma, de 10 12 cm-3 au niveau du soleil, tombe à 10
cm-3 au niveau de la terre [2][16].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
3
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Figure I.2 : Représentation des mesures de vitesse du vent solaire provenant de la
sonde Ulysse [IMAGINOVA- 2005]
I.2.2.3. Les éruptions solaires :
Observée depuis Galilée (1610), l’activité du soleil est cyclique d’une période
moyenne de 11ans (± 2 ans). Chaque cycle est composé d’une période « d’activité
maximum » de 7 ans suivie d’une période « d’activité minimum » de 4 ans. Ces activités sont
liées à l’apparition de taches sur la surface du soleil. Ces taches solaires sont l’image de
centres d’activités dues à l’émergence de boucles magnétiques. Nous pouvons remarquer sur
la Figure I.3 les variations cycliques du nombre de taches solaires. Les éruptions solaires les
plus significatives apparaissent pendant les périodes d’activité maximum (Figure I.4). Ces
événements sont imprévisibles dans leur apparition, amplitude, durée et composition. Deux
types d’éruption sont distingués : les éruptions à protons et les éruptions à ions lourds [2]
[16].
Figure I.3 : Nombre de taches solaires moyenné sur un mois en fonction de temps. [NASA2005]
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
4
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Les éruptions solaires à protons sont constitués de protons d’énergies élevée (jusqu’à de
Mev). Nous distinguons des événements ordinaires (~10 par an, ou la fluence n’excède pas
quelques 109 protons/cm2 ) et de événements anormalement grands (~1 par an, la fluence d’un
événement anormalement grand est grande devant celle de l’ensemble des fluences des
événements ordinaires d’un cycle). La référence est l’éruption à protons de l’été 1972 ou la
fluence de protons énergétiques (> 30 Mev) a été multipliée par 10 000 en quelques heures.
Les ions des éruptions solaires à ions lourds (~3 par an) proviennent de la couronne
solaire. La composition de ces éruptions varie d’une éruption à l’autre et correspond à la
composition de la couronne solaire modulée par la configuration et l’intensité de champs
magnétiques perçue lors de ces événements. L’énergie des ions lourds varie de quelques
dizaines de Mev par nucléon, à quelques centaines de Mev par nucléon. Le spectre des ions
des éruptions solaires à ions lourds est moins étendu que celui des ions lourds cosmiques.
Cependant le flux des ions lourds est moins étendu que celui des ions lourds cosmiques.
Cependant le flux d’ions lourds pendant une éruption peut être 1000 fois supérieure au flux
continu cosmique [2] [16].
Figure I.4 : Eruption solaire du 4 janvier 2002. Cette image provient de données de la sonde
SOHO. Nous pouvons remarquer l’éjection de masse coronale. Cette éruption est la plus
grande des éruptions observées par une sonde. [IMAGINOVA-2005]
I.2.2.4. L’environnement Spatial proche de la Terre :
La Terre, de par sa nature, induit un champ magnétique qui forme une zone protectrice
appelée magnétosphère. Ce champ magnétique crée également des pièges à particules formant
ainsi des ceintures de radiation.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
5
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I.2.2.4.1. La magnétosphère :
La magnétosphère est une région de l’espace entourant la Terre dominée par
l’interaction entre le vent solaire et le champ géomagnétique. Elle forme une cavité au milieu
de l’espace interplanétaire protégeant en partie la Terre des phénomènes extérieurs (Figure
I.5).La Terre, de par sa composition, crée un champ magnétique assimilable à un dipôle à
l’intérieur d’une sphère de 4 à 5 rayons terrestres. Au-delà et jusqu’à 10 à 12 rayons terrestres,
le vent solaire comprime les lignes de champ magnétique coté Soleil. Coté nuit, le vent solaire
étire les lignes de champ magnétique formant ainsi une queue magnétosphérique dont la
longueur est estimée à ~1 000 rayons terrestres [2].
Figure I. 5 : La magnétosphère Terrestre.
La magnétosphère fait office de filtre à particules « filtre magnétosphérique ».
Lorsqu’une particule chargée tente de traverser la magnétosphère, elle est déviée par le champ
magnétique. Cette déviation se caractérisé par la rigidité magnétique de l’ion ainsi que son
rayon de courbure. La rigidité de l’ion est proportionnelle à sa vitesse et à l’inverse de masse.
La déviation de la particule augmente avec sa rigidité. Ainsi au-delà d’une limite (appelée
« rigidité de coupure »). Une particule ne pourra jamais avoir les conditions nécessaires pour
atteindre une altitude donnée. C’est pourquoi, 99,9% des particules provenant des vents
solaires passent à coté de la magnétosphère [2].
I.2.2.4.2. Les Ceintures de radiation :
Le champ géomagnétique terrestre piégé des particules, créant ainsi des ceintures de
radiations, appelées également ceintures de Van Allen (Figure I.6). La distribution et le type
de particules varient avec la position géographique et l’altitude. La perturbation la plus
importante dans leurs distributions est l’anomalie de l’Atlantique Sud ou les ceintures
s’approchent très prés de la Terre (moins de 500 Km) [1].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
6
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Figure I. 6 : Vue d’artiste des Ceintures de radiation.
Les particules piégées dans les ceintures de radiation suivent des trajectoires
hélicoïdales le long des lignes de champs magnétiques. Le gradient du champ magnétique
couplé avec la charge de la particule induit sur celle-ci une force qui oblige la particule à
rebrousser chemin. Ainsi, les particules sont contraintes à faire des allers-retours le long d’un
tore suivant un mouvement de dérive. La Figure I.7 présente une trajectoire type d’une
particule piégée [2].
Figure I.7 : Trajectoire d’une particule piégée dans une ceinture de radiation.
La particule effectue des allers-retours entre deux points miroirs le long d’une ligne de
champ magnétique. A ce mouvement s’ajoute une dérive qui suit à peu prés la ligne
équatoriale. Les dérives des électrons et des protons sont de sens opposés. Il existe
principalement deux ceintures de radiation composées d’électrons et une de protons. La
première ceinture de radiation d’électrons est centrée de 1,4 rayons terrestres d’altitude et
s’étend jusqu’à 2,8 rayons terrestres. L’énergie des électrons y est inférieure à 5 Mev. La
deuxième ceinture de radiation d’électrons est centrée de 5 rayons terrestres d’altitude et
s’étend jusqu’à ~ 10 rayons terrestres. La ceinture de protons contient des particules
d’énergies allant jusqu’à quelques centaines de Mev. La position du centre de la ceinture
dépend de l’énergie : 3 rayons terrestres pour 1 Mev et 1,4 pour 100 Mev (Figure I.8) [2].
Des modèles de flux et de distribution énergétique de ces ceintures ont été établis. Les
plus connus sont AP8 pour les protons et AE8 pour les électrons [1].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
7
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Figure I. 8 : Iso flux (cm-2 .s-1 ) des ceintures de radiation des électrons et de protons en
coordonnées cylindriques par rapport à l’axe d dipôle magnétique terrestre en unité de rayon
terrestre d’après les travaux de E.J. Daly.
I.2. 2.5. Les différentes orbites suivies par les satellites :
Il existe de très grandes variations dans les taux induits par les particules selon la
trajectoire suivie par engin spatial au travers des différentes sources de radiation. Les orbites
sont divisées en quatre grands types :
I.2. 2. 5.1. Les orbites basses:
La principale caractéristique des engins spatiaux suivant une LEO (Low Earth Orbit)
est leur passage dans les ceintures de Van Allen plusieurs fois par jour. Les flux de particules
reçues au cours de ces passages varient de façon importante suivant l’inclinaison et l’altitude
de l’orbite. Les plus grandes variations ont lieu pour de faibles inclinaisons (entre 0 et 30
degrés) et de faibles altitudes (entre 200 et 600 Kms). Dans des conditions magnétiques
normales, les satellites ayant une inclinaison inférieure à 45 degrés sont complètement
protégés des protons issus des éruptions solaires.
I.2. 2. 5.2. Les orbites très elliptiques:
Comme pour les LEOs,les engins spatiaux décrivant une HEO (Highly Elliptical Orbit)
peuvent passer plusieurs fois par jour au travers des ceintures de radiations. De plus, à cause
leurs altitudes élevées à l’apogée (> 30 000 Kms). Ils sont très exposés aux rayons cosmiques
et aux éruptions solaires.
I.2. 2. .5.3. Les orbites géostationnaires :
Les satellites placés en GEO (Geostationary Orbit), à 35 860 Kms d’altitude, sont
principalement des satellites de télécommunication. Les protons, piégés dans les ceintures de
Van Allen situées à cette altitude, ne sont pas assez énergétiques pour provoque de s SEEs.
Mais, les électrons de la zone extérieure, les plus énergétiques, contribuent à la dose cumulée
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
8
L’Environnement Spatial
Chapitre I
reçue par les satellites. De même, étant non protégés par la magnétosphère, ils sont très
exposés aux rayons cosmiques et aux éruptions solaires.
I.2. 2. 5.4. Les orbites planétaires et interplanétaires :
L’évaluation de l’environnement radiatif de ce type de mission est extrêmement
complexe. Plusieurs facteurs doivent être pris en compte : le nombre de passages au travers
des ceintures de radiations, la distance par rapport au soleil et le degré de connaissance de
l’environnement de la planète de destination. Pour les vols passant prés du soleil et en cas
d’activité solaire maximale, une étude très soignée doit être menée afin d’essayer de
modéliser au mieux l’environnement radiatif que va rencontrer l’engin.
Il est résumé dans le tableau I.1 les principales sources de radiations, l’influence du
cycle solaire sur celles-ci ainsi les modèles utilisés pour les représenter et les types d’orbites
affectées.
Sources de
radiation
Protons de la
ceinture de Van
Allen
Modèles
AP8
Influence du
cycle solaire
L’énergie varie
à l’inverse du
cycle solaire
Electrons de la
ceinture de Van
Allen
AE8
L’énergie varie
suivant le cycle
solaire
Ions cosmiques
CREME,
CHIME.
Protons des
éruptions
solaires
SOLPRO,
JPL92.
Ions lourds des
éruptions
solaires.
CREME,
PL92
CHIME.
L’énergie varie
à l’inverse du
cycle solaire
En grands
nombres durant
la phase
d’activité
solaire
maximale.
En grands
nombres durant
la phase
d’activité
solaire
Variations
Champs
géomagnétiques.
Eruptions
solaires.
Tempêtes
géomagnétiques
Champs
géomagnétiques.
Eruptions
solaires.
Tempêtes
géomagnétiques
Niveau
d’ionisation
Selon la distance
au soleil, position
de l’éruption
solaire.
Selon la distance
au soleil, position
de l’éruption
solaire.
Type des
orbites affectées
LEO, HEO,
orbites de
transfert
LEO, HEO,
GEO, orbites de
transfert
LEO, HEO,
GEO,
interplanétaires.
LEO (inclinaison
>45°), HEO,
GEO,
interplanétaires
LEO, HEO,
GEO,
interplanétaires
maximale.
Tableau I.1 : Les différentes sources de radiations et leurs influences.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
9
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I .2.3. Les débris spatiaux :
Un autre élément est à prendre en compte depuis peu en ce qui concerne
l’environnement opérationnel des satellites : les débris spatiaux.
On nomme débris spatial tout corps, artificiel ou naturel, en orbite terrestre et n’assurant
pas un rôle fonctionnel. Il peut s’agir de météorites, de satellites hors d’usage entiers ou
disloqués, d’étages de fusées, de déchets de lancement, de rejets de combustibles solides ou
encore de particules minuscules à l’exemple de gouttelettes issues de réacteurs nucléaires.
Sur plus de 20000 tonnes d’objets mis en orbite depuis le début de la conquête spatiale, il en
reste aujourd’hui 4500 tonnes dont seulement 5 % correspond à des satellites encore en
fonction. La Figure I.9 représente la répartition en LEO des objets parmi les plus importants.
Heureusement, les objets les plus gros, et donc les plus massifs, sont aussi es moins
nombreux : s’il y a plus de 10000 objets d’une taille supérieure à 10cm, valant environ 99,5%
de la masse totale en orbite, ils ne représentent que 0.5% du nombre total des débris. Par
contre, on estime à 35 millions le nombre de déchets spatiaux dont la taille est comprise entre
1mm et 1cm de diamètre. Sans parler des déchets dont la taille est encore inférieure [4].
Figure I.9 : répartition en LEO des débris spatiaux.
La densité des débris spatiaux est naturellement plus élevée au voisinage des orbites les
plus populaires (LEO, MEO, GEO, Figure I.10) et est maximal à environ 1000 Km
d’altitude.
Figure I.10 : Densité des débris catalogués.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
10
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Si le nombre d’objets au kilomètre cube reste encore très faible, le danger provient
principalement de leur énergie cinétique élevée en LEO et de la répartition de leur trajectoire
qui est totalement aléatoire.
Les risques dus aux météorites sont peu élevés car leur densité de flux est faible. Par
contre, les micro- météorites, particules de masse inférieure à 10.E6 grammes et de vitesse
comprise entre 10 et 75 Km/sec, peuvent endommager les parois d’un satellite ou provoquer
une érosion superficielle des cellules solaires [17].
I .3. Contraintes dues à l’environnement thermique :
Les nombreux instruments de mesures, équipements, sources de puissance qui se
trouvent à bord d’un véhicule spatial ne peuvent fonctionner sans risque de destruction, et
avec un rendement optimum, quand dans certaines conditions de température [6].
Un satellite contient beaucoup de composants qui fonctionnent correctement seulement
s’ils sont maintenus dans les températures indiquées. Les limites de la température pour
l’équipement typique dans un satellite sont données dans le Tab leau I.2 [5].
SousSystème
Equipement
Télécommunication
Récepteur
IMPUT Multiplexeur
OUTPUT
Multiplexeur
T.O.P
Antenne
Energie de bord
Panneaux solaires
Batteries
Régulateur
Contrôle d’attitude
Senseurs terrestres
Soleil
Moment Angulaire
Roue
/ Non Opérationnel
Opérationnel
-30 / +55°C
-30 / +55
-30 / +55
+10 / +45
-10 / +30
+10 / +50
-30 / +55
-170 / +55
+10 / +55
-170 / +90
-160 / +80
-10 / +25
-45 / +65
-160 / +80
0 / +25
-45 / +65
/ -30 / +55
-30 / +55
-30 / +55
-15 / +55
+1 / +55
+1 / +45
+5 / +35
+10 / +120
+10 / +120
+10 / +50
+10 /+120
-170 / +55
-115 / +55
-40 / +55
-15 / +40
Propulsion
Moteur d’apogée
Réservoir (Ergols)
Propulseurs (tuyères)
Structure
Mécanique
pyrotechnique
Interface de séparation
Tableau I.2 : Intervalles types pour les composants de véhicules spatiaux.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
11
Chapitre I
L’Environnement Spatial
Les températures de ces composants sont influencées par l’échange thermique net
d’énergie avec l’environnement thermique du satellite, lequel dépend des conditions
suivantes :
- le vide : dans l’espace la pression est inférieure à 10 -6 tors dès que l’altitude
dépasse 200 Km et on considère généralement que les échanges convectifs
sont négligeables si la pression est inférieure à 10 -4 tors ;
- la pesanteur : l’absence de gravité empêche la convection naturelle ;
- les rayonnements électromagnétiques : sont les facteurs essentiels
intervenant dans le bilan thermique d’un satellite ; ils sont dus à des
rayonnements solaires direct (albédo) et des émissions infrarouges de la
terre ;
- le flux de particules élémentaires et micrométéorites : sont la source de
dégradation de surface.
Les températures des composantes sont établies par la chaleur rayonnée par les surfaces
externes vers l’espace, et la dissipation thermique de l’équipement interne, ainsi que les
caractéristiques des trajets de la conduction et du rayonnement entre ces « sources».
L’objectif de la conception du contrôle thermique est de fournir un échange thermique
approprié entre tous les éléments du vaisseau de façon à garantir que les températures des
composantes sensibles demeurent dans leurs limites spécifiés de température pendant toutes
les conditions environnementales de mission, y compris le pré-lancement, lancement, transfert
orbital, et phases d’orbite synchrone.
Il faut souligner que le problème thermique en orbite est complètement différent du
problème au sol, pour les raisons suivantes :


tandis qu’au sol les échanges thermiques sont essentiellement réalisés par convection
et conduction, dans l’espace les échanges par convection sont pratiquement
négligeables puisque au fur et à mesure de l’élévation de l’altitude, la pression de l’air
décroît. La température varie également de façon considérable. Par contre les échanges
par rayonnement deviennent rapidement prépondérants. Donc, pour un satellite en
orbite le bilan thermique est régulé par conduction et par rayonnement ;
au sol l’énergie est « bon marché », alors que dans l’espace son coût est fondamental.
Il faut disposer des moyens pour la capter, la transformer et la stocker.
Un véhicule spatial échange constamment de l’énergie avec le milieu ambiant. Il reçoit
de l’énergie sous forme de rayonnement du soleil, de la terre sous forme directe ou réfléchie.
Il perd de l’énergie sous forme de rayonnement propre. Il échange dans certain cas de
l’énergie par convection avec l’air ambiant.
I. 3. 1. Le flux solaire direct :
Les paramètres du rayonnement solaire qui sont importants dans l’analyse thermique
d’un véhicule spatial sont sa distribution spectrale et son intensité.
Le spectre et l’intensité du spectre solaire au niveau du sol est très différent de ceux
hors atmosphère (oxygène, ozone, vapeur d’eau, azote, gaz carbonique,…). L’intensité du
rayonnement solaire en un point donné de l’atmosphère dépend essentiellement de la masse
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
12
L’Environnement Spatial
Chapitre I
d’air traversée donc non seulement de l’altitude du point considéré mais aussi de l’angle
zénithal du soleil [5].
On estime qu’au sol le flux solaire représente 70% du flux solaire hors atmosphère.
La répartition spectrale du rayonnement solaire hors atmosphère est très proche de celle du
corps noir à 5800°K. La répartition spectrale la plus généralement admise est celle du spectre
de JOHNSON.
La valeur moyenne du flux solaire en dehors de l’atmosphère de la terre est
approximativement 1353W/m2 . Cette valeur nommée constante solaire est définie comme le
flux qui existe à la distance 1 UA du soleil et c’est inversement proportionnelle au carré de la
distance du soleil ; c’est pour ça que, en rappelant que l’orbite de la Terre autour du soleil
n’est pas rigoureusement circulaire, la constante fluctue pendant l’année de 3% [6].
Pour l’estimation du flux solaire dans la plupart des cas de mission spatiale, on fait les
deux hypothèses suivantes :
- rayonnement parallèle ;
- flux indépendant de l’altitude.
De cette façon on arrive à déterminer l’intensité du flux solaire incidente sur une
surface non illuminé par d’autres sources, donné par :
Φs = Cs . µ . A
(1.2)
Ou :
Cs est la constante solaire (W/m2 ) ;
360.J 
C (J )  C 1  0,033. cos(
)
370 

S
(1.3)
Sm
J : le nombre de jours comptés à partir du 1 Janvier
CSm : La constante solaire moyenne 1360 W/m
A est l’air total de la surface (m2 ) ;
µ est le coefficient d’aspect solaire (angle entre la direction du soleil et la normale à la surface
Figure I.11 : Variation saisonnière de C S
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
13
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Figure I.12: Spectre de Johnson
I.3. 2. Le Flux Solaire Réfléchi ou Albédo Flux :
Le flux d’albédo est la partie du rayonnement solaire totale incident de la Terre et qui
est réfléchi dans l’espace, par la demi-sphère terrestre éclairée.
L’albédo varie énormément localement à l’altitude très basse, suivant la nature de la
surface réfléchissante : la réflexivité est généralement plus grande sur les régions
continentales que sur celles océaniques ; elle augmente avec la couverture de nuages et avec
la diminution de l’angle solaire local. L’albédo terrestre est tout particulièrement très proche
du rayonnement solaire et n’en diffère que pour le fait que l’atmosphère de la Terre présente
des bandes d’absorption, de l’eau et du CO2 en particulier (Figure I.13) [5].
Figure I.13 : Spectre du flux albédo
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
14
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Globalement on estime le coefficient d’albédo terrestre à 35%. Cette valeur est une
valeur moyenne qui localement peut varier de façon très importante. Il est très difficile de
mesurer cet albédo mais néanmoins on dispose de valeurs approximatives mesurées à l’aide
de radiomètres à bord de satellites ou de sondes ou encore déduites par le calcul des
températures d’un satellite en vol. Le tableau I.3 donne quelques ordres de grandeurs d’albédo
[6].
Neige fraîche
Nuages
Déserts
Forets
Océans
0,8 à 0,9
0,4 à 0,8
0,25 à 0,30
0,05 à 0,10
0,04
Tableau I.3 : Quelques ordres de grandeur d’albédo
On voit que pour un satellite qui « voit » une surface très importante de la Terre on peut
utiliser une valeur moyenne de l’ordre de 0,35.
On définit le coefficient d’albédo (a) comme rapport de l’énergie réémise à l’énergie
solaire incidente.
Le flux d’albédo sur un satellite dépend de l’angle β les directions Terre -Soleil et de
la distance Terre -véhicule. Donc on peut l’exprimer comme fonction d’un facteur de
visibilité FA = FA (β, altitude) par cette relation :
ΦA = α . CS . F A
(1.4)
Où CS est la constante solaire et α . CS = CA.
Pour le calcul du flux incident sur un véhicule spatiale, on assume communément le
coefficient d’albédo constant sur la surface terrestre (la valeur moyenne annuelle recommandé
est α= 0.30 ± 0.02) et que cette surface réfléchit suivant la loi de Lambert. Malgré ça, tel
calcul est encore complexe pour déterminer la valeur de F A.
I.3.3. Le Flux Terrestre Direct :
La Terre et son atmosphère émettent un rayonnement énergétiquement comparable à
celui du corps noir à 250°K [6].
La Terre réalise son équilibre thermique entre l’énergie reçue (absorbée) du soleil et
l’énergie émise en rayonnement infrarouge. Son atmosphère émet un rayonnement I.R.
énergiquement comparable à celui d’un corps noir à 155K, mais spectralement ce
rayonnement est très différent de celui du corps noir à cette température pour cause de
phénomènes d’émission, d’absorption et de réémission par les différents composants de
l’atmosphère. Le spectre terrestre peut être considéré comme celui d’un cops noir de
température allant de 218 à 288 k, comme montré dans Figure I.14 [5].
La valeur moyenne annuelle du rayonnement thermique proche de la surface terrestre est :
C r= 237 ±7W/ m2
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
15
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Mais l’énergie reçue par une surface, dont la normale est géocentrique, est fonction
de l’altitude et elle peut varier de 210 w / m2 (à 200 Km) à 5 w / m2 à 36000 Km). D’une
façon plus générale, on définira un facteur de vue terrestre (F T ) pour une surface, plane ou
non, qui dépendra de la forme géométrique, de l’orientation vis -à -vis de la géocentrique
et de l’altitude. Ce facteur permettra de calculer le flux terrestre incident sur une surface
d’aire A, à partir de la puissance émise à la surface de la Terre C r :
ΦT = A. C r. FT
(1.5)
Figure I.14 : Spectre Terrestre
I.3 .4. Chauffage Par Molécules Libres :
Une autre forme considérable de chauffage due à l’environnement, provient du
bombardement du véhicule par des molécules, quand il arrive dans l’atmosphère extérieure.
Beaucoup des satellites rencontrent et échauffement seulement pendant la montée, juste après
la séparation de la capsule qui contient de satellite. Par contre, il est désirable de les séparer
le plus tôt possible pour minimiser le poids qui doit être amené en orbite. Donc le point
auquel doit avoir lieu la séparation est déterminée comme compromis entre le problème du
poids et l’important chauffage atmosphérique [5].
Un tel chauffage est modélisé comme collision entre le corps et les molécules, et le
taux de chauffage est donné par :
Q = ½. α . ρ .v3
(1.6)
Avec :
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
16
L’Environnement Spatial
Chapitre I
P la densité atmosphérique, paramètre très variable pour l’activité électromagnétique du
soleil, la latitude, la longitude, le jour de l’an ;
V la vitesse du véhicule
α un coefficient variable entre 0.6 et 0.8 mais qu’on prend égale à 1 pour sécurité.
Il existe aussi, des orbites avec altitude du périgée très basses, pour lesquelles le
chauffage par molécules libres n’est pas négligeable ; il doit être évalué dès que l’altitude du
périgée est en dessous 200 Km.
I .3. 5. Chauffage Par Particules Chargées :
Ce chauffage est généralement insignifiant pour le projet thermique. De toute façon,
aux températures cryogéniques, le chauffage du aux particules chargées devient significatif
car tels systèmes sont très sensibles aux charges environnantes. Des particules chargées sont
piégées dans les ceintures de Van Allen.
I. 3. 6. La Transmission de la chaleur :
La différence de la température à l’intérieur d’un corps sans entrées de la chaleur et
avec des frontières externes adiabatiques, se réduit au cours du temps à cause de la chaleur
découlant des régions ayant la température la plus élevée vers ceux ayant la température la
plus basse. Il y a trois modes de la transmission de la chaleur : conduction, convection et
rayonnement. Les corps solides, aussi bien que liquide et les gaz, sont capables de ra yonner et
d’absorber l’énergie thermique sous forme d’ondes électromagnétiques. La conduction et la
convection se fondent sur la présence d’un milieu de transmission, tandis que le rayonnement
peut se produire dans un vide. Dans un satellite, pour la plupart, la chaleur est transférée par la
conduction parmi les parties solides et rayonnée à travers les volumes intérieures et dans
l’espace à partir des surfaces externes.
I .4. Contraintes mécaniques :
L’origine des sollicitations mécaniques résulte de trois phases consécutives :
 la phase de lancement au cours de laquelle les sollicitations sont essentiellement liées
à la technologie et aux performances du lanceur [7] ;
Figure I.15 : La phase de lancement.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
17
L’Environnement Spatial
Chapitre I

la phase de mise à poste du satellite sur son orbite au cours de laquelle les
sollicitations sont essentiellement liées à la technologie et aux performances du
satellite [7];
Figure I.16 : La phase de mise à poste du satellite sur son orbite

la phase de vie en orbite (phase pendant laquelle le satellite effectue sa mission) au
cours de laquelle les sollicitations sont essentiellement liées à la technologie du
satellite mais aussi à la nature de l’orbite (orbite géostationnaire, à défilement...), donc
à celle de la mission [7].
Figure I.17 : La phase de vie en orbite
Les différents environnements mécaniques induits peuvent se résumer de la façon suivante :
 des accélérations dites « statiques » ou très basse fréquence : Il s’agit d’accélérations
induites par la poussée au décollage ;
 des vibrations dites « sinus » basse fréquence (f < 100 Hz) : ce sont des oscillations de
poussée entretenues par un couplage mécanique fluide-structure. Il s’agit de
vibrations au niveau des pompes et des écoulements de propergol, couplées
éventuellement avec les fréquences longitudinales du lanceur : c’est l’effet pogo ;
 des vibrations transitoires basse fréquence : ce sont des phénomènes vibratoires liés
aux rafales de vent (effet gust ) et aux extinctions de poussée (effet chugging) ;
 des vibrations acoustiques (f < 10 kHz) : ce sont des phénomènes vibratoires liés au
bruit des moteurs (decollage) et au bruit aérodynamique (effet buffeting ) ;
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
18
Chapitre I





L’Environnement Spatial
des vibrations aléatoires (f < 2 000 Hz) : il s’agit de phénomènes vibratoires qui sont
la conséquence de l’excitation acoustique au niveau du satellite. En effet, cet
environnement vibratoire mécanique et acoustique est transmis au satellite ;
des chocs hautes fréquences : il s’agit essentiellement de phénomènes liés aux
opérations de séparation des lanceurs, séparation de la coiffe du satellite, dessanglage
des panneaux solaires et des antennes satellite, déploiement des appendices ;
des microvibrations (de 0 à quelques hertz) : ces phénomènes sont provoqués par les
oscillations des grands appendices dédiés aux opérations de contrôle d’attitude du
satellite sur son orbite ;
des cycles thermoélastiques : les contraintes mécaniques au niveau des composants
électroniques et des différents sous-ensembles fonctionnels constituant les
équipements sont consécutifs aux variations de température sur l’orbite et aux
différents modes de fonctionnement spécifiés par la mission (mode on/off par
exemple) ;
les chocs : pour des raisons de commodité et de disponibilité des moyens de test, un
signal temporel de type demi-sinus est très souvent défini à partir de la SRS (spectre
de réponse au choc). Ce test prend la forme d’une demi-sinusoïde dont on maîtrise
l’amplitude et la durée.
L’analyse mécanique a pour but de vérifier l’aptitude de l’équipement à supporter sans aucune
dégradation des environnements mécaniques et thermomécaniques qu’il subira, donc de :
 garantir le respect de la spécification de raideur visant à assurer le découplage
dynamique vis-à-vis de la structure porteuse, en vérifiant que les premières fréquences
propres sont supérieures à la spécification ;
 garantir l’intégrité fonctionnelle des composants électroniques et de leur mode de
report, en s’assurant que les niveaux restitués au droit des composants sont inférieurs
aux niveaux pour lesquels ils ont été qualifiés expérimentalement ;
 garantir l’intégrité structurale en s’assurant que les contraintes dans les différentes
parties sont inférieures aux critères de résistance des matériaux considérés.
Les performances du satellite en orbite, la précision et la stabilité de sa position,
peuvent être importantes mais les environnements rencontrés sur la Terre et pendant le
lancement conditionnent la conception de la plupart des structures. Les matériaux ne doivent
pas trop se dégrader avant et pendant la mission. Il est donc important de connaître les cas de
chargements successifs ou simultanés auxquels le satellite est soumis durant toute sa vie, de la
manutention en passant par le lancement jusqu’au désorbitage du satellite. Il est important de
bien connaître ces sollicitations pour concevoir un mécanisme de qualité et robuste, il est donc
fortement conseillé d’utiliser des marges [8].
Les charges mécaniques peuvent être statiques ou dynamiques. Les charges statiques
sont constantes dans le temps alors que les charges dynamiques varie nt avec le temps.
I. 4.1. Découplage fréquentiel :
Pour éviter le couplage entre le lanceur et le satellite, la rigidité structurale doit assurer
que les fréquences propres de la structure restent dans une zone donnée. Pour COSMOS 3 :
 la première fréquence propre dans la direction longitudinale doit être > 25 Hz
 la première fréquence propre dans les axes latéraux doit être > 10 Hz
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
19
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Il s’agit ici des fréquences propres de la structure complète. Les panneaux solaires et le
mécanisme étant des éléments de masse non négligeable, il est important de s’assurer qu’ils
n’amènent pas une fréquence inférieure aux limites données. Ils pourraient en effet participer
à un mode global dont l’énergie est non négligeable.
I. 4.2. Charges statiques et quasi -statiques :
Les charges statiques et quasi-statiques sont issues des différentes accélérations subies
par le satellite, que ça soit au sol où lors du lancement. Au sol elles sont rencontrées par
l’intermédiaire du poids des composants sur la structure pendant l’intégration, le transport, la
manutention, etc. C’est la gravité qui entre en compte et éventuellement les accélérations
supplémentaires subies par le satellite. Elles ne sont pas dimensionnantes dans notre cas
n’étant pas les charges les plus élevées qui seront vues par le satellite.
Comme les charges dues à la gravité, les charges quasi-statiques sont des chargements
volumiques uniformes. Elles s’appliquent donc au centre de gravité de la structure.
Le lanceur subit différentes accélérations tout au long du lancement, les charges quasistatiques correspondent à la combinaison des accélérations statiques et dynamiques lors des
différentes phases de vol.
Les effets dynamiques considérés proviennent de différentes sources comme :
 L’allumage du moteur
 L’augmentation de pression dans les conduits d’échappement du pas de lancement
crée une surpression qui agit sur le lanceur
 Les rafales de vent
 Le passage en transsonique et autres chocs aérodynamiques.
Les valeurs n’incluent pas les vibrations acoustiques et aléatoires mais uniquement les
accélérations continues et les effets transitoires à basse fréquence.
Elles dépendent du lanceur utilisé et de la position du satellite dans ce lanceur.
Figure I.18 : Satellites fixés sur un plateau.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
20
L’Environnement Spatial
Chapitre I
Les charges quasi-statiques sont souvent celles utilisées pour le pré-dimensionnement
des structures primaires. Cependant elles contiennent des chargements dynamiques qui ont été
considérés comme statiques et il faudra donc faire des analyses plus poussées pour vérifier
que les structures résistent aux vibrations.
I. 4.3. Environnement vibratoire :
Les cas de vibrations sinus, vibrations aléatoires et chocs font tous trois l’objet de tests
obligatoires préalablement au lancement. On y retrouve les niveaux de qualification et
d’acceptante, les premiers étant plus contraignants.
Pour montrer qu’une conception est satisfaisante, il faut réussir les tests avec les
niveaux de qualification. Les tests doivent être effectués sur des éléments dont la qualité de
fabrication est irréprochable.
De cette façon on peut être confiant que, lors de fabrications ultérieures, les niveaux
d’acceptante seront rencontrés. Dans le dimensionnement du mécanisme, nous nous fierons
donc aux niveaux de qualification.
Figure I.19 : Interface mécanique avec le lanceur
Les valeurs d’excitation qui sont données sont toutes à appliquer à l’interface entre le
satellite et le lanceur, soit à la base du satellite. Le satellite est boulonné sur l’anneau de
séparation en points disposés selon un cercle.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
21
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I.4.3.1. Vibrations sinus :
Lors des tests, le signal appliqué est sinusoïdal et sa fréquence varie selon une certaine
vitesse sur une plage donnée. L’intensité du signal est ici donnée en amplitude de
déplacement ou en amplitude d’accélération, les deux grandeurs pouvant être reliées
facilement puisque l’accélération est la dérivée seconde du déplacement qui est un sinus.
L’accélération maximale (quand le sinus vaut 1 ou -1) est donc proportionnelle au carré de la
fréquence fois le déplacement maximal
𝒅² 𝐬𝐢𝐧 𝒘𝒕
= −𝒘² 𝐬𝐢𝐧 𝒘𝒕
𝒅𝒕²
(𝟏. 𝟕)
A basse fréquence l’amplitude du déplacement appliqué est constante mais l’amplitude
en accélération augmente comme le carré de la fréquence. A plus haute fréquence,
l’accélération est constante et dès lors l’amplitude diminue comme le carré de la fréquence.
I.4.3.2. Vibrations aléatoires :
Comme leur nom l’indique, elles ne peuvent pas être déterminées précisément dans le
temps. Leur définition est donc statistique. Ce sont les vibrations d’origine acoustique
contenant des ondes à de nombreuses fréquences qui causent les vibrations aléatoires.
Les niveaux sont donnés en DSP d’accélératio n (densité spectrale de puissance), c’est-à-dire
la répartition fréquentielle de la puissance du signal d’accélération. Pour un signal f(t) de
transformée de Fourier FT (w), la DSP Sf (w) s’écrit :
𝑺𝒇 𝒘 = 𝐥𝐢𝐦𝐓→∞
𝐅𝐓 𝐰 𝟐
𝐓
(𝟏. 𝟖)
La durée des tests est de deux minutes pour chaque axe pour les niveaux de
qualification et une seule minute pour l’acceptante.
Les structures les plus sujettes à ce type d’excitation sont les plus légères et de surface les plus
élevées, comme les panneaux solaires. Les structures lourdes sont en général peu affectées.
I.4.3.3. Chocs :
Les chocs apparaissent lors de la séparation des différents étages du lanceur, du largage
de la coiffe et de la séparation du lanceur du satellite même. Le satellite et en particulier les
équipements doivent démontrer leur résistance aux chocs.
I. 5. Pollution, dégazage et propreté :
Le dégazage des matériaux sous vide ne doit pas altérer les propriétés optiques ou
électriques des équipements. La technologie spatiale est donc dans la nécessite d’utiliser des
matériaux présentant le plus faible pourcentage possible de matière volatile condensable. On
admet généralement des matériaux présentant une perte de poids inférieure à 1% et des
condensables inférieures à 0,1% [3] [17].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
22
Chapitre I
L’Environnement Spatial
I.6. Environnement atmosphérique :
I.6.1. Les particules de l’atmosphère :
Les particules cosmiques ayant réussi à traverser la magnétosphère interagissent avec
les atomes de l’atmosphère. Hautement énergétiques, elles perdent leur énergie par ionisation
ou interaction nucléaires. Une particule primaire énergétique peut générer un grand nombre de
particules secondaires. Une particule ayant une énergie comprise entre 10 14 et 1017 eV peut
produire de 104 à 107 particules secondaires. Ces particules secondaires sont principalement
des neutrons, des protons, des électrons, des muons, des points et quelques ions [2].
Les points ont une durée de vie courte (≈ 26 ns), ils se désintègrent en un muon et un
neutrino ou deux gammas qui produisent à leur tour des électrons par interaction avec les
atomes de l’atmosphère. Les muons ont aussi de durée de vie courte (≈ 2 ns), ils se
désintègrent en un électron et deux neutrinos [16].
I.6.2. Les neutrons :
I.6.2.1. Réactions nucléaires neutroniques :
Ces neutrons atmosphériques peuvent être produits par deux types de réactions
nucléaires :
 Choc direct entre les particules cosmique de hautes énergies et les atomes de
l’atmosphère (« fast neutrons » ou « knock-on neutrons », 5 MeV< En <1
GeV).
 Désexcitation, par émission de neutrons, des atomes de l’atmosphère excités
par les rayons cosmiques (processus d’évaporation, 0.1MeV < En < 10MeV).
Certains de ces neutrons produits sont émis hors de l’atmosphère (17%) tandis que d’autres
sont capturés par absorption. La réaction d’absorption prédominante (64% du nombre total de
neutrons) est la réaction 14 N(n,p) 14 C.
I.6.2.2. Les neutrons thermiques :
Les neutrons thermiques ont une énergie comprise entre 25 et 500MeV. Ces neutrons
de basse énergie sont les produits des multiples réactions nucléaires induits par les particules
des rayonnements cosmiques. Ils sont l’image d’un produit de fond radiatif environnemental.
Leur durée de vie est faible : ~100 ms. Malgré leur faible énergie, ces neutrons peuvent induit
des perturbations dans les composantes électroniques.
I.7. Environnement de Gravitation :
Dans son remarquable petit traite sur La Gravitation, Pascoli (1995) explique très
clairement la genèse de la loi d'Attraction Universelle :
« Les forces appliquées a un corps quelconque peuvent être très diverses ». Mais on peut
distinguer deux grandes catégories [9]:

Les forces d'action de contact : Si ces forces prennent naissance, par exemple, lors
d'un choc, elles sont généralement brèves et très intenses ; on les appelle alors des
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
23
L’Environnement Spatial
Chapitre I
percussions. Mais les actions de contact peuvent également s'exercer de façon
continue, telles les forces de pression : pression atmosphérique, au sein d'un liquide,
pression acoustique, etc.

Les forces d'action à distance : On peut en trouver des exemples simples et très
nombreux parmi les phénomènes électromagnétiques qui nous entourent : action d'un
courant sur une pièce d'acier (électro-aimant) ou une boussole, phénomènes
électrostatiques divers, etc.
.
I.7.1. La loi de la Gravitation :
La loi de la gravitation de Newton peut s'énoncer comme suit.
« Deux particules quelconques s'attirent mutuellement avec une force proportionnelle au
produit de leurs masses et inversement proportionnelle au carré de la distance qui les sépare ».
De prime abord, cette loi est facile à comprendre. On imagine deux masses ponctuelles
(particules) m1 et m2 séparé par une distance R. Figure. I.20 [10].
Figure. I.20 : La loi de Gravitation
Où G est la constante de la gravitation universelle (G = 6; 67 10−11 Newton m2 kg−2 ).
En général, dans la plupart des problèmes de mécanique céleste, on peut ramener les
forces de gravitation à celles qu'exercent des masses ponctuelles, les corps célestes étant de
fait quasi-sphériques et par ailleurs séparés par des distances beaucoup plus grandes que leurs
dimensions. Dans le cas du mouvement des satellites artificiels au voisinage de la Terre, la
non-sphéricité parfaite de celle-ci peut produire des perturbations.
Cependant, l'approximation qui consiste à étudier le mouvement en supposant la Terre
parfaitement sphérique est tout à fait raisonnable en première approche, tant du point de vue
qualitatif que quantitatif [9].
I.7.2. La force de Pesanteur :
Lorsqu'on étudie le déplacement d'une masse m au voisinage d'un point de la Terre, on
peut considérer qu'elle est soumise à une force attractive dirigée vers le centre de la
Terre et égale à [11]:
𝑚
𝐹 = 𝐺 𝑀t R 2
Où M t est la masse de la Terre, R t le rayon de la Terre, h l'altitude du mobile.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
24
L’Environnement Spatial
Chapitre I
𝑭 = 𝑮 𝑴t
𝒎
(1.9)
(𝐑𝐭+𝐡)𝟐
Terre: µ = GMt = 398600.64 Km3 s-2 .
𝒈𝐨 =
𝑮 𝑴𝐭
𝐑𝐭 𝟐
𝒈=
(𝟏. 𝟏𝟎)
𝑮 𝑴𝐭
(𝐑𝐭+𝐡) 𝟐
=
µ
(𝐑𝐭+𝐡)𝟐
= 𝒈𝐨
𝐑𝐭 𝟐
(𝐑𝐭+𝐡)𝟐
(1.11)
I.7.3. La force centrale de gravitation :
Dans de nombreux cas, les forces de gravitation peuvent se représenter comme des
forces d'attraction mutuelle exercées par des masses ponctuelles (aux centres d'inerties des
corps) [9].
Lorsqu'un des corps en présence a une masse beaucoup plus grande que les autres, sa
position n'est guère perturbée par les objets de petite taille gravitant autour de lui et on peut
ramener le problème à un mouvement de masses ponctuelles soumises de la part d'un point
fixe (ou de mouvement connu par ailleurs) à une force centrale (e.g. Delhez et Nihoul, 1996)
c'est-à-dire une force dirigée vers le centre d'inertie de l'objet de grande masse et qui est, dans
le cas de la gravitation universelle, inversement proportionnelle au carré de la distance de la
masse mobile à ce centre de force.
De façon générale, on peut montrer que l'on peut ramener l'étude du mouvement relatif de
deux corps de masses m1 et m2 à celui du mouvement d'un point matériel dont la masse,
appelée masse réduite, est donnée par :
𝒎=
𝒎𝟏 𝒎𝟐
𝐦𝟏+𝐦𝟐
(1.12)
Et qui est soumis à une force d'attraction universelle de la part d'un point fixe (ou en
translation à vitesse constante).
I.7.4. Le Potentiel de Gravitation :
Le satellite subit des couples gravitationnels externes (dus à la Lune, au Soleil, aux
planètes) qui entraînent un mouvement de son moment cinétique (donc de son axe de rotation
instantané).
I.7.4.1. Le Potentiel Terrestre :
La non sphéricité de la Terre est un facteur perturbateur car comme celle-ci n'est pas
ronde mais ovale (plus large à l'équateur qu'aux pôles), l'attraction terrestre n'est pas dirigée
exactement vers le centre de la Terre, Cela a comme conséquence que la longitude du nœud
ascendant n'est pas constante mais variable. Ce mouvement est dirigé vers l'Ouest pour les
orbites directes, et vers l'Est pour les orbites rétrogrades.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
25
L’Environnement Spatial
Chapitre I
On peut décrire le potentiel terrestre sous forme d’un développement en harmoniques
sphériques [12] :
 R


T n


1

(
)
J
P
sin


C nm cosm  Snm sin m Pnm sin   
 


n n
r  n 2 r 
m1

r : distance géocentrique,
R T : rayon équatorial terrestre 6378 km,
λ : longitude du satellite ;
φ: latitude du satellite,
J2 : l’aplatissement de la terre 1,0827.10-3 ;
Jn : coefficient du nème terme zonal,
Pn , Pnm : désignent les polynômes et les fonctions de Legendre,
μ : constante d’attraction de la terre 398603 km3 /s2 ,
Jnm, λ nm : coefficients du nème terme tesseral.
U( r ,  ,  ) 



(1.13)
I.7.4.2 Le Potentiel Luni – Solaire :
Ce sont principalement le Soleil et la Lune qui génèrent des effets perturbateurs sur la
trajectoire des satellites. Leurs conséquences sur l'orbite du satellite sont les suivantes :
Pour chacun des deux astres, on observe un mouvement de précession du plan de rotation du
satellite qui se met à tourner autour d'un axe perpendiculaire au plan de rotation de l'astre en
question.
Les effets de la Lune au niveau de cette vitesse de précession sont environ 2,2 fois supérieurs
à ceux du Soleil.
 LS  .m' (
1 xx ' yy ' zz '
1 xx ' ' yy ' ' zz ' '

)  .m' ' ( 
)
3
'
r'
' '
r ' '3
(1.14)
XYZ : coordonnées du satellite,
X ’Y ’Z ’ ou X ’ ’Y ’ ’Z ’ ’ : coordonnées du corps perturbateur,
r ’ ou r ’ ’ : distance entre la terre et le corps perturbateur,
 ’ ou  ’ ’ : distance entre le satellite et le corps perturbateur,
r : distance entre la terre et le satellite.
’
soleil

r(t)
r'(t)
terre
Figure. I.21 : Le potentiel Luni-solaire.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
26
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I.7.5. Le Couple du Gradient de Gravité :
Un objet non symétrique est toujours le sujet d'un couple due à la variation de la
force de gravité agissant sur l'objet. Cette variation de la force s'appelle le gradient de
gravité. Ceci est expliqué sur la Figure .I.22 pour un satellite se composant de deux
éléments de masse équivale nts m1 et m2 qui sont reliés par un faisceau sans masse
[13], [14].
Figure .I.22 : Couple de gradient de gravité
m1 est plus proche d u ce ntre de la terre, la force de
gravité lui appliqué est plus grande que sur l'élément de masse m2 . Puisque le centre de
Puisque l'élément de masse
masse du satellite est au milieu du faisceau, les deux forces ont la même distance du centre.
Ainsi, le gradient de gravité sur le satellite a comme conséquence un couple autour du centre
de masse du satellite et aligne l'axe du satellite le long du vecteur radial.
Le couple agissant sur le satellite est :
 I zz  I yy sin  . cos . cos2  
3 

M G  e  I xx  I zz sin  . cos . cos 
R03   I  I sin  . cos . sin  
yy
xx


W0 
2
e
R0
3
(1.15)
R : distance au centre de la terre.
µ: constante de la pesanteur terrestre.
I : matrice d’inertie.
I. 8. Contraintes économiques et impératifs technique :
Le prix de revient d’un lancement est directement lié au poids du satellite. Il y a donc
nécessité de minimiser la masse de l’expérience, des structures, des composantes, etc…., tout
en conservant la robustesse et les performances nécessaires à la mission.
La technologie, la qualité du générateur solaire, et par conséquent des cellules
photovoltaïques qui le composent, doivent répondre à l’ensemble de ces contraintes [3].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
27
L’Environnement Spatial
Chapitre I
I. 9. Contraintes de transports par rapport à l’environnement :
I. 9 .1. Les impacts des transports : multiples et complexes :
Les impacts environnementaux des transports sont caractérisés principalement par leur
multiplicité, mais aussi leur complexité : échelles spatiale et temporelle différentes selon
l’impact, chaîne de causalité spécifique, cumuls des impacts, interactions entre impacts... La
diversité des milieux touchés ou cibles est vaste, leur disparité géographique mais aussi
sociale (inégalité d’exposition) sont grandes, enfin les coûts qu’ils font supporter à la
collectivité, sont loin d’être négligeables [15].
Figure .I.23 : Les moyens de transports.
La synthèse, quant aux enjeux des différents impacts par les transports, peut se déduire
en première approximation à partir de deux points : l’importance pour la société et la
responsabilité des transports pour chacun des impacts. La prise en compte de ces critères et
leur synthèse, forcément subjective, amène à considérer trois groupes d’impacts et d’enjeux,
respectivement fort, moyen, faible :
• Enjeu fort : la consommation de matières premières non renouvelables, dont les énergies
fossiles, ainsi que les changements climatiques.
• Enjeu moyen : la perte de biodiversité, les nuisances sonores et vibratoires, la qualité locale
de l’air, la qualité régionale de l’air, les usages et régime des eaux, les sites, les paysages et le
patrimoine bâti, la consommation d’espace, la sécurité.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
28
Chapitre I
L’Environnement Spatial
• Enjeu faible : la production de déchets, la pollution lumineuse, les risques naturels et
technologiques, le respect des secteurs protégés, le trou d’ozone.
I.10. Conclusion :
L’environnement spatial est un milieu hostile pour les diverses composantes d’un engin
spatial et on le sait bien aussi, la réparation orbitale n’existe pas. Il nous faut donc obtenir
l’assurance de réussir du premier coup et faire en sorte que la mission démarrée soit
accomplie jusqu’au bout.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
29
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite
II.1. Introduction :
L'investissement exigé pour mettre un satellite sur orbite signifie que toute précaution
est prise en considération pour s'assurer de ne pas échouer une fois dans l'espace.
Les systèmes d'alimentation de satellites se fondent généralement sur une combinaison de
panneaux solaires et batteries. Les panneaux solaires alimentent le satellite tandis qu'il est au
soleil, alors que les derniers succèdent quand il est en éclipse. La recharge des batteries doit
résister à un grand nombre des cycles de charge/décharge.
II.2. Description d’un satellite :
Un satellite est un système divisé en deux sous systèmes, la charge utile et la plate
forme. Chaque sous système est subdivisé en équipements. La partie plate forme comporte
[18] [19] :
123456-
La structure.
Le contrôle thermique.
L’énergie de bord.
Le contrôle d’attitude et orbite.
La gestion bord (télémesure et télécommande).
Le câblage et pyrotechnique.
II.2.1. La plateforme :
II.2.1.1. Structure :
C’est elle être constitue le « châssis » du satellite et qui porte tous les équipements, elle
doit à la fois résistante car pendant son lancement le satellite est soumis à des contraintes
sévères. La structure se compose souvent de tubes ou de treilles, très rigides, qui doivent
supporter les accélérations, et les vibrations et de plateaux, sur lesquels sont fixés les
équipements.
Les fonctions essentielles de la structure sont :
1234-
Assurer l’interface avec lanceur.
Servir de support aux divers équipements.
Servir d’écran de protection pour les équipements.
Servir d’écran de protection pour les équipements vis-à-vis des rayonnements
rencontrés dans l’espace.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
30
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
Figure. II.1 : Anatomie d’un Satellite.
II.2.1.2. Contrôle thermique:
Il a pour mission de garantir aux divers équipements logés à l’intérieur ou à l’extérieur
de la structure, un environnement thermique défini, et ceci pendant touts les phases de l’orbite
et tout la duré de vie du satellite.
Pour Alsat1, le contrôle thermique est basé sur l’utilisation de moyens entièrement passifs tels
que la peinture, super isolation, réflecteurs solaires (O.S.R : Optical Solar Reflector ) qui ont
la propriété de laisser sortir une partie de la chaleur interne par rayonnements dans
l’infrarouge, et d’empêcher l’énergie venant de l’extérieure (énergie solaire) de pénétrer grâce
à une faible absorptance et le kapton.
II.2.1.3. Système de contrôle d’attitude et d’orbite :
A pour fonction maintenir pendant toute la vie orbitale du satellite l’attitude et les
vitesses angulaires dans les fourhttes autour des valeurs désirés (consignes). Ces consignes
sont évidement fonction de la durée de vie de la mission.
La nature et l’ampleur des perturbations sont essentiellement liées à :
1234-
La traînée atmosphérique.
La non sphéricité de la terre.
L’influence de la terre.
La pression du rayonnement du soleil.
II.2.1.4. Energie de bord :
Ce sous système chargé de fournir l’énergie nécessaire au fonctionnement du véhicule
spatial dans toutes les conditions rencontrées durant la mission, et ceci jusqu'à la fin de la
durée de vie prévue. Constitution du sous système énergie de bord :
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
31
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
12345-
Le générateur solaire.
La charge de la batterie.
Les batteries.
L’électronique de conditionnement.
L’électronique de distribution et de protection.
II.2.1.5. Poursuite, Télémesure et Télécommande :
Il s’agit d’un ordinateur à bord du satellite qui contrôle toute les fonctions de poursuite,
de télémesure et de télécommande de l’engin spatial. Il enregistre chaque activité du satellite,
reçoit de l’information à partir de la station terrienne et s’occupe de tout élément de
maintenance générale que le satellite doit effectuer.
II.2.1.6. Communication :
Le système de communication est composé d’un transmetteur, d’un récepteur et de
plusieurs antennes pour transmettre des messages entre le satellite et la terre.
Les antennes Télémétrie permettent la localisation précise du satellite afin de le repositionner
si nécessaire [20].
II.2.2. Charge utile de la mission :
La charge utile désigne la partie du satellite qui lui permet de remplir la mission pour
laquelle il a été conçu. Servant à l’observation, à la communication ou à toute autre fonction
utile. Par exemple la Charge utile Alsat1 :
Alsat1 est réalisé par SSTL dans un sens q u’il porte un nouveau type de capteur à balayage.
Alsat1 est conçue pour observer la surface de la terre avec une résolution de 32 m dans trois
bandes spectrales(R, V et PIR) et fauché de 600 km. Le système de formation image
comporte deux caméras pour chaque bande spectrale et deux capteurs CCD linéaires de 10200
pixels chacun [12].
Figure. II.2 : Imageur d’Alsat-1.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
32
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
II.3. Architecture du système d’énergie de bord d’un satellite :
La fonction d’un système d’énergie est de convertir l’alimentation électrique de la
source d’énergie primaire en courant électrique pour les sous système.
Chaque sou système est composé de cinq éléments fondamentaux [21] :
1- La source d’énergie primaire : dans la plupart des cas c’est alignement de cellules
solaires, parfois un générateur radiosotopique. Des générateurs radiosotopiques sont
habituellement utilisés dans les sondes de l’espace profond ou l’énergie solaire doivent
trop faible.
2- Stockage d’énergie (source d’énergie secondaire) : quand les panneaux solaires sont
utilisés comme système d’alimentation électrique, une source d’énergie secondaires
doit être utilisé pendant les périodes d’éclipse, généralement cette énergie est fournie
par des batteries rechargeables principalement Cadmium Nickel ou Nickel Hydrogène.
3- Régulateur primaire (régulateur de charge de batterie) : le régulateur primaire convertit
l’énergie solaire en énergie électrique pour charger les batteries et pour alimenter le
reste de sous systèmes.
4- Régulateur secondaire (conditionnement de puissance) : ce régulateur alimente les
sous systèmes en tension autres que celle du bus principal.
5- Distribution d’énergie et protection : la distribution d’énergie prend soin de
distribution de différentes tensions aux différentes sous système et charges utiles. Une
autre tache consiste à protéger le système d’alimentation contre des défauts dans les
sous systèmes.
Il s’agit très généralement d’une structure ou dominent les associations en parallèle.
Ceci conduit à privilégier la ligne électrique qui effectue le branchement. On l’appelle la barre
ou bus en anglais.
On trouve dans la littérature spécialisée des noms d’architectures qui se rapportent au
type de tension que délivre cette barre :
 Architecture à barre régulée (tension stabilisée)
 Architecture à barre non régulée (tension variable)
Il ya naturellement pour chacun de ces deux cas de nombreuses variante. Notons tout de
suite quelle choix d’une architecture dépend de nombreux paramètres ; nous citons :






Le type d’orbite,
La puissance consommée en fonction du temps,
La masse totale du sous –système,
Le cout,
La fiabilité,
La sécurité.
1. Bus non régulé :
Le bus non régulé représenté par la Figure II.3 signifie que le sous système obtient
l'alimentation électrique directement des panneaux solaires. Le sous système doit lui même
prendre soin de réguler les fluctuations de la puissance d'entrée [22].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
33
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Figure II.3 : Bus non régulé.
Les avantages sont :
1. Les sous systèmes d'alimentation ont des degrés de liberté d'exécution et ne dépendent
pas de leurs puissances d'entrée.
2. Un système d'alimentation plus simple et moins volumineux.
Les inconvénients sont :
1. Plus de petits régulateurs de conditionnement de puissance accompagnant chaque sous
système ce qui conduit à une contrainte de poids (surcharge)
2. Plus de problèmes de compatibilité électromagnétiques (EMC).
2. Bus régulé :
Dans ce cas l'alimentation électrique comme le montre la Figure II.4 est directement
régulée et distribuée sous forme de tensions et d’alimentations électriques fixes.
Figure II.4: Bus régulé.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
34
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Les avantages sont :
1. une standardisation du matériel.
2. une interface d’utilisation simple.
3. une optimisation des panneaux solaires et la structure de la batterie.
4. un contrôle plus facile de l'EMC.
Les inconvénients sont :
1. l'utilisateur doit travailler avec ce qu'il obtient.
2. un point de panne unique (quand la redondance dans le système d'alimentation n'est pas
prise en considération).
Souvent une combinaison est utilisée : un bus réglé pour des tensions standards et un
bus non réglé pour la batterie. Le bus régulé est de nouveau subdivisé en plusieurs
architectures.
Dans le premier système, un régulateur shunt prend soin de convertir l'énergie solaire dans
un bus régulé. Un régulateur de charge de batterie prend soin de charger la batterie en
convertissant la tension du bus en tension de batterie. Un régulateur de décharge de batterie
convertit la tension de batterie en tension de bus régulée pendant les périodes d'éclipse.
Le deuxième système représente la configuration utilisée dans la conception du système
énergétique d'Alsat-1 qui sera discutée plus tard.
Le premier système tend à être plus efficace pour un engin spatial avec relativement des
durées d'éclipse courtes. Le deuxième système est plus efficace pour un engin spatial avec de
grandes durées d'éclipse et orbite basse (LEO).
II.3.1. Systèmes D'Alimentation :
II.3.1.1. Panneaux Solaires:
La production d'électricité d’engin spatial vient habituellement d'une source
renouvelable d'énergie, telle que le soleil. La plupart des satellites et même sondes d'espace
profond emploient les panneaux solaires qui arment l'énergie du soleil, la convertissant en
puissance qu'ils exigent pour des fonctions internes. Ces panneaux solaires sont
habituellement composées des matériaux posés tels que le gallium et l'arséniure, dont chacun
absorbe différentes longueurs d'onde du rayonnement du soleil pour fournir la puissance.
Chaque panneau se compose typiquement de beaucoup des cellules, dont les constituants sont
encore de plus petites piles solaires. Individuellement, les cellules solaires développent
seulement quelques watts, mais quand de grandes quantités sont placées dans les rangées,
kilowatts de puissance peuvent être produites, assez pour maintenir beaucoup à bord des
processus. Pour l'efficacité maximum, cependant, les panneaux doivent être perpendiculaires
à la direction que le rayonnement du soleil voyage, et en tant que tels les panneaux solaires
sont généralement mobiles [22].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
35
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
II.3.1.2. Les convertisseurs photovoltaïques :
Une cellule solaire (ou une cellule photovoltaïque ou dite photopile) est un
transformateur d’énergie convertissant un rayonnement électromagnétique en courant
électrique, c’est l’élément de basse des générateurs photovoltaïques. La conversion s’effectue
en deux phases :


Absorption des photons et création des pairs électrons – trous,
Séparation de ces charges (négatives et positives) par le champ électrique
interne, puis collecte des porteurs minoritaires par les électrodes de sortie.
La puissance délivrée par une cellule solaire dépend du flux et de la répartition
spectrale du rayonnement solaire, ainsi que la nature de la cellule et des conditions de
fonctionnement. La densité du flux du rayonnement solaire au-dessus de l'atmosphère
terrestre (exosphère) est approximativement 1370 w/m2 . Les cellules peuvent convertir
approximativement 14% à 18% de ce flux solaire en énergie électrique.
II.3.1.3. Types de cellules solaires :
Deux des types les plus communs de piles solaires dans la production sont aujourd'hui
les cellules cristallines d'arséniure de silicium et de gallium. Bien que les cellules d'galliumarséniure soient approximativement deux fois plus efficaces que des cellules de silicium, elles
doivent également être fabriquées particulièrement pour l'usage photovoltaïque, et sont donc
beaucoup plus chères. 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 travaille r à températures
élevées.
Figure II.5 : Influence des radiations et de la température sur les cellules solaires.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
36
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
Les inconvénients des cellules de GaAs sont :
1. Le coût des cellules : Les cellules au GaAs sont actuellement 4 à 5 fois plus chères que
des cellules au silicium.
2. Le poids : Les cellules au GaAs sont plus lourdes que les cellules au silicium.
3. Les cellules au GaAs sont plus fragiles que les ce llules au silicium et pour cette raison
plus difficiles à traiter.
Si
P
(au point de tension
GaAS
2
2
0.0204 w/cm
0.0237 w/cm
V
0.507 V
0.84 V
I
0.04 A/cm
0.028 A/cm
15%
19%
V
0.608 V
0.97 V
I
0.043 A/cm
0.032 A/cm
V /T
-2.2 mV/C°
-2.04 mV/C°
I /T
0.018 mA/C°
0.02 mA/C°
78%
76.9%
max
max)
mp
2
mp
Rendement en début de vie
oc
2
2
sc
oc
sc
Facteur de forme
2
Tableau II.1 : Les caractéristiques de choix des cellules solaires.
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.
III.3.1.4. Schéma électrique équivalent :
La cellule solaire est présenté sur la Figure II.6 par un générateur de courant shunté par
une diode pour modéliser respectivement l’éclairement et la jonction, les effets résistifs
parasites dus a la fabrication sont présentés par deux résistances [23] ;

Une résistance série Rs, varie de 1 à 3 Ω et qui présente les diverses
résistances de contact et de connexion.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
37
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II

Une résistance en parallèle Rsh, varie de 1000 à 10000 Ω et qui caractérise
les diverses contacts de fuite.
I
Iph
Ish
ID
Rs
Rsh
V
RL
Figure II.6 : Modèle électrique de la cellule solaire
Le schéma électrique équivalent de la cellule solaire permet décrire :
I = Iph – ID – Ish
Le courant de la diode :
ID = I0 {exp [q [(V+R s I)/αKT]] -1}
Le courant de court-circuit : Ish = (V-Rs I)/R sh
(2.1)
(2.2)
En pratique Rsh >>Rs , donc on peut négliger Ish et par conséquence :
I = Iph – ID = I0 {exp [q [(V+R s I)/αKT]] -1}
(2.3)
I0 : courant de saturation de la diode [Ampère].
q : charge de l’électron (1,602 10-19 C ) [Coulomb].
R s : résistance série [Ohm].
R sh : résistance parallèle [Ohm].
T : température absolue [°K].
K : constante de Boltzmann [1,38 10-28 ].
α : Facteur de dualité.
En générale la puissance fournie par une cellule individuelle étant très petite, nous
sommes donc appelés a réaliser des groupement séries ou parallèles des cellules afin de
recueillir la tension et le courant nécessaires.

Le branchement en série augmente la tension du circuit ouvert pour un
courant constant.

Le branchement en parallèle accroît le courant pour une même tension.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
38
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
II.3.1.5. Caractéristiques des cellules solaires :
La courbe des caractéristiques électriques d'une cellule (Figure II.7) photovoltaïque
représente la variation du courant électrique qu'elle produit en fonction de la tension aux
bornes de la cellule depuis le court circuit jusqu'au circuit ouvert. Le point de fonctionnement
de la cellule est déterminé par la valeur de la charge. La courbe des caractéristiques dépend
essentiellement des conditions d’ensoleillement et de température à la surface de la cellule.
Ainsi, chaque courbe courant tension correspond à des conditions de fonctionnement
spécifiques [23] [24].
La courbe a trois régions fondamentales :
1. la zone (a) où la cellule se comporte comme un générateur de courant proportionnel à
l’éclairement et la surface active d’absorption pour une distribution spectrale donnée.
Icc.
2. la zone (b) où la cellule solaire se comporte comme un générateur de tensionVco.
3. la zone (c) qui correspond au point de fonctionnement maximal (sous forme de coude).
Figure II.7: La courbe I/V d’une cellule solaire
Il y a différents paramètres qui déterminent le fonctionnement d`une cellule solaire.
Isc : le courant de court-circuit.
V0c : la tension de circuit ouvert.
Pm : point maximum de la puissance électrique,il correspond au point (Vm , Im ) ou la
puissance est maximale. Cette puissance dépend fortement de la température et du flux
solaire.
II.3.1.5. 1. Le rendement :
C’est le rapport de la puissance électrique maximum disponible à la puissance
lumineuse du rayonnement solaire incident. Il dépend de plusieurs facteurs :
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
39
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II

construction des cellules solaires et ces dimensions, plus cellule est petit le
rendement augment.

Niveau d’illumination.

La température.

Les dommages causés par la radiation.

Facteur de forme.
II.3.1.5. 2. La température :
L’augmentation de la température entraîne l’augmentation du photocourant en même
qu’une augmentation notable du courant directe de la diode cela se traduit par une diminution
de la tension du circuit ouvert et au total une baisse relative de la puissance disponible.
Figure II.8 : Influence de température sur les cellules.
II.3.1.5. 3. Les dommages causés par la radiation :
L’irradiation des cellules solaires avec des électrons, des protons, des neutrons et
d’autres particules les endommagent en permanence. Ces dommages affectent pratiquement
tous les paramètres de la cellule [25]:

le court – circuit de sortie.

La tension de circuit ouvert.

La puissance maximum.

Le rendement.

Le coefficient de température.

Forme de courbe.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
40
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II

La réponse spectrale à de longueurs d’onde.

La résistance série.
La dégradation et son amplitude dépendant.

Du processus de fabrication de cellule.

Du type particules (masse et change)

De la Température des cellules tout en étant irradié.

De l’historique d’exposition.

Du niveau d’illumination pendant et après l’irradiation.
Généralement, les protons et les neutrons produisent des dommages plus importants que
les électrons (bien qu'il y ait un flux faible de neutron dans l'espace). Les cellules de GaAs
sont plus tolérantes au rayonnement que les cellules de silicium.
Pour le confort d'utilisation, le concept des dommages d'équivalence ou une fluence de
1MeV est introduite. Ceci Signifie que des dommages réels produits sur des cellules solaires
par des électrons de diverses énergies peuvent être traduits en dommages produits par des
électrons de 1Mev. De la même manière des dommages produits par d'autres particules
peuvent être traduits en dommages d'électron de 1Mev ou des dommages de proton de 1Mev.
Le schéma ci dessous donne une vue générale de cette dégradation en comparant la puissance
en début de vie BOL (Beginning of Life) et la puissance en fin de vie EOL (End of Life) du
satellite. Par conséquent, le système d'énergie de l’engin spatial devrait être conçu en se
basant sur l'EOL plutôt que sur la BOL.
Figure .II.9 : Influence de dégradation sur la caractéristique.
II.3.1.5. 4. Illumination :
L'intensité d'illumination des cellules solaires dépend des paramètres suivants :

l’angle d'incidence du soleil.

la distance solaire.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
41
Chapitre II

le verre de protection.

le phénomène d’ombre.
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Les cellules solaires peuvent être fabriquées pour différentes intensités d'illumination.
Des cellules solaires pour les satellites à faible altitude de la terre (LEO) sont conçues pour
une densité de flux solaire de 1370 w/m2 à 1 unité astronomique (AU). L'augmentation de
l'intensité (qui ne se produira jamais pour un satellite orbital de la terre) est à l’origine d’une
variation de la caractéristique Intensité/tension (I/V) ; le coude devient plus rond ou même
disparaît complètement.
Figure II.10 : Influence du taux d’illumination sur la caractéristique.
Une basse intensité d'illumination fait que le courant diminue, et la tension maximale
augmente légèrement, bien que la tension de circuit ouvert diminue. Ce décalage de la tension
est dû à la résistance interne de la cellule. Comme la résistance peut varier pour différentes
cellules, le décalage de la tension peut varier pour différentes cellules aussi.
Figure II.11 : Influence de la température sur les paramètres V et I .
co
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
cc
42
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
II.3.1.5. 5. Facteur de forme :
Le facteur de forme indique la tendance de la courbe d’une cellule solaire vers une
surface d’un carré. Quand la courbe est à angle droit le facteur de forme est 100%. Une valeur
normale du facteur de forme est autour de 75%, et peut être calculée par la formule suivante :
𝑽𝒎𝒑 .𝑰𝒎𝒑
𝑭𝑭 =
(2.4)
𝑽𝟎𝒄.𝑰𝒄𝒄
II.3.1.5.6. Phénomène d’ombre :
Une cellule solaire unique dans un panneau peut devenir inversement polarisé quand
elle est cachée par d'autres panneaux, antennes ou d'autres objets saillants.
Les effets de la polarisation inverse sur les cellules solaires sont les suivants :

le chauffage des cellules.

la perte de puissance.

la panne possible de court-circuit.
Pour cette raison il est nécessaire que les cellules et les branches cachées par l’ombre
soient protégées contre l’inversion de la polarisation. Cette protection est assurée par des
diodes placées en série ou en shunt (Figure II.12). Des diodes en série également appelées
diodes de blocage protègent les branches couvertes par l’ombre ou les panneaux non
illuminés. C'est particulièrement nécessaire pour les satellites à défilement avec des panneaux
qui ne sont pas dotés d’un système de poursuite du soleil où seulement certains des panneaux
sont illuminés à n'importe quelle heure. Une cellule appartenant à une branche peut être
protégée en utilisant des diodes en parallèle à la cellule solaire.
Figure II.12 : Diodes de protection.
Si la cellule est cachée par l’ombre, le courant traversera la diode en shunt. Quand la cellule
est illuminée la diode est inversement polarisée.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
43
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
II.3.1.5.7.Verre de protection :
Dans la plupart des cas, un module est constitué d’une face supérieure en verre renforcé
parfaitement transparent et d’une face inférieure recouverte d’un film spécial (feuille de
Tedlar). Entre ces deux faces, les cellules solaires sont insérées dans un environnement
étanche transparent et résistant aux ultra violets.
II.3.1.5.8. Angle d'incidence :
Quand l'angle d'incidence avec le soleil n’est pas de 90° (orthogonal) la puissance de
sortie sera réduite. Le courant de court circuit de la cellule solaire tombera approximativement
avec le cosinus de l’angle. Ceci s'appelle la loi du cosinus. Cette dernière donnera une bonne
approximation de la puissance qu'un panneau fournira. C'est particulièrement important pour
les satellites de rotation où l'angle d'incidence change continuellement. Il y a des écarts de la
loi du cosinus. Ces écarts deviennent plus apparents pour de plus petits angles (plus parallèle)
avec le soleil en raison de la réfraction et de la dispersion par les deux verres. En outre la
lumière a une plus longue voie d'accès à travers le verre [25].
Figure II.13 : Influence de l’angle du soleil.
II.3.1.6. Structure d’une cellule solaire :
La cellule solaire est constituée d’un matériau absorbant et d’une structure de collecte.
Sa structure doit assurer ces performances, qui sont caractérisées généralement par les cinq
processus suivants [24] :
 La capacité à absorber les photons de différentes énergies du spectre solaire.
 La transformation de l’énergie absorbée en énergie potentielle sous forme de charges
électriques libres.
 La diffusion des charges dans le matériau, sans disparaître sous l’effet des processus
de recombinaison, ce que constitue le photocourant.
 La traversée d’une barrière de potentiel générant ainsi une fore électromotrice, ce qui
constitue la tension.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
44
Chapitre II

Architecture du système d’énergie d’un satellite
La collecte des charges libérées fournissant de la puissance électrique dans un circuit
extérieur.
Rien n’impose que ces cinq processus aient lieu dans le même matériau et si on veut
optimiser la structure d’une cellule, il est avantageux de séparer les fonctions entre différents
matériaux, chacun étant optimisé pour sa propre fonction. Mais pour des raisons de simplicité
technologique dans la mise en œuvre industrielle, il peut être au contraire plus avantageux de
réduire au minimum le nombre de couches et la complexité du dispositif.
Une cellule solaire type, comme la montre la Figure II.14, est constituée
essentiellement par l’empilage des couches suivantes :
 Une couche antireflet pour accroitre la quantité de lumière absorbée.
 Une couche avec porteurs de charges négatives.
 Une jonction PN.
 Une couche avec porteurs de charges positives.
 Une couche de contact, qui joue le rôle de l’anode.
Figure II.14 : Structure d'une cellule photovoltaïque
II.3.1.7. Les générateurs photovoltaïques :
Une cellule solaire élémentaire de quelque dizaine de centimètre carré délivré au
maximum une puissance de quelque watts, très faible au regard des besoins des différentes
applications, sous une tension limité à la valeur du gap du matériau duquel elle est issue. Les
cellules solaires sont commercialisées sous la forme de module assoc iant en série un certain
nombre de cellule élémentaire .pour obtenir la tension et le courant désirés il est nécessaire
d’associer en réseau série – parallèle plusieurs modules de façon à construire des panneaux et
ranger ces derniers afin d’obtenir un générateur photovoltaïque.
Les générateurs photovoltaïques sont par conséquent réalisés par l’association sérieparallèle d’un grand nombre de cellule élémentaire, choisies identique, regroupés par
panneaux pour avoir des puissances de quelques kw à quelques MW, sous des tensions
convenables. Malgré un tri soigneux des cellules et des modules, il arrive de trouver quelques
disparités intrinsèques dans les caractéristiques électriques dues d’une part des dispersions de
construction inévitable et d’autre part des conditions fonctionnements non uniforme sur
l’ensemble du réseau.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
45
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite
En effet, les disparités des cellules solaires peuvent transformer un élément en récepteur qui
au lieu de générer de l’énergie va en recevoir de la part des éléments, ces effets de
déséquilibre indésirable nécessitent la mise en place d’un dispositif de protection.
II.3.1.7. 1. Association de cellules photovoltaïque en série :
Le courant généré par un groupement de ns cellules élémentaires en série est le même
dans toute la branche. La caractéristique résultante est obtenue en multipliant point par point,
pour un courant donné, la tension individuelle par N s (Figure II.15). Le groupement en série
permet donc d’élever la tension disponible, le courant maximum débité (I cc) étant inchangé.
L’impédance optimale du groupement sera N s fois plus grande que celle de la cellule de base.
Les résistances séries s’ajoutent et les résistances en parallèles s’ajoutent également. Comme
l’augmentation de la résistance série est synonyme de perte de puissance, on se souciera onc
en priorité de la résistance d’interconnexion des cellules dans un assemblage série [24].
Pour éviter la détérioration des cellules par claquage en cas d’un déséquilibre, il suffit
de disposer une diode de protection aux bordes de chaque module. Si un déséquilibre se
produit, la diode de protection isole le module qu’elle protège et laisse passer le courant des
autres modules qui se trouvent dans la branche. En fonctionnement normal la diode de
protection doit pouvoir être polarisée avec une tension inverse égale à la tension de travail du
module.
Figure II.15: Association en série de N s cellules solaires
II.3.1.7. 2. Association de cellules photovoltaïque en parallèle :
Dans un groupement de N p cellules ou N p modules en parallèle, chaque élément es
soumis à la même tension. La caractéristique résultante est obtenue en multipliant point par
point, pour une tension donnée, le courant élémentaire par N p (Figure II.16).Le groupement
parallèle permet d’élever le courant débité tout en gardant la tension de circuit ouvert (Vco )
inchangée. L’impédance optimale du groupement sera sera N p fois plus faible que celle de
l’élément de base et ce sont les inverses des résistances séries qui s’ajoutent, ainsi que les
conductances shunts. Pour éviter qu’une branche d’un groupement de cellules reçoive
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
46
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
l’énergie des autres branches connectées en parallèle, il faut installer dans chaque branche une
diode de protection en série pour interdit le passage des courants inverses [23].
Figure II.16 : Association en parallèle de N p cellules solaires
II.3.2. Stockage D’énergie:
Les trois manières principales de stocker l'énergie sur un satellite sont en employant
des batteries, le stockage d'énergie de volant, et le stockage thermique d'énergie. Les objectifs
et les contraintes du satellite déterminent lesquelles de ces méthodes sont employées. Ils
peuvent être employés séparément ou en même temps qu'un un autre.
Le système de stockage d'énergie le plus commun est des batteries. Les batteries
emploient une réaction chimique pour produire un écoulement des électrons entre les
électrodes négatives et positives. Quand le dispositif étant actionné est relié à ces électrodes
que la réaction commence et débrancher les électrodes finit la réaction. Les batteries primaires
sont des dispositifs de stockage en lesquels la réaction se produit seulement une fois. Ces
batteries sont bonnes pour les opérations à utiliser une seule fois. Cependant, pour des
satellites avec de plus longues vies et condition de fonctionner dans l'éclipse, les batteries
secondaires sont nécessaires. Ces batteries sont semblables aux batteries primaires, passant
cependant l'électricité en arrière par les batteries peuvent les recharger. Ce processus permet à
ces dispositifs d'être utilisés à plusieurs reprises. Des batteries sont appelées pour leur
composition chimique. Les batteries le plus largement espace- utilisées sont Argent- Zinc,
Nickel-Cadmium, Nickel- Hydrogène, et lithium. Toutes ces batteries fonctionnent de la même
manière générale, mais emploient une réaction chimique différente [22].
II.3.2.1. Les Batteries :
La batterie sert à stocker l’énergie produite par le champ de modules PV. Il y a
nécessité de stockage chaque fois que la demande énergétique est décalée dans le temps vis-àvis de l’apport énergétique solaire. En effet [26]:
 la demande énergétique est fonction de la charge à alimenter, les appareils utilisés
fonctionnent soit en continu, soit à la demande ;
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
47
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite

l’apport énergétique solaire est périodique (alternance jour/nuit,été/hiver) et aléatoire
(conditions météorologiques).
Ce décalage entre la demande et l’apport énergétique nécessite un stockage
d’électricité. Le système tampon utilisé le plus couramment pour les systèmes
photovoltaïques est la batterie d’accumulateurs électrochimiques.
Dans un système photovoltaïque, la batterie remplit trois fonctions importantes :
 Autonomie. Une batterie permet de répondre aux besoins de la charge en tout temps,
même la nuit ou par temps nuageux.
 Courant de surcharge. Une batterie permet de fournir un courant de surcharge
pendant quelques instants, c’est-à-dire un courant plus élevé que celui que peut fournir
le champ PV. Ceci est nécessaire pour faire démarrer les moteurs et les autres
appareils requérant un courant de démarrage de 3 à 5 fois supérieur au courant
d’utilisation.
 Stabilisation de la tension. Une batterie permet de fournir une tension constante, en
éliminant les écarts de tension du champ PV et en permettant aux appareils un
fonctionnement à une tension optimisée.
Les deux types de batteries utilisés le plus couramment dans les systèmes
photovoltaïques sont les batteries avec accumulateurs au plomb-acide (Pbacide) et les
batteries avec accumulateurs au nickel-cadmium (Ni-Cd).
Chacune a ses propres particularités et, selo n les méthodes de construction, elles auront des
caractéristiques de fonctionnement très différentes. La batterie au plomb-acide est la plus
connue, étant utilisée depuis plus de 150 ans pour fournir le courant de démarrage des
voitures, l’électricité des systèmes d’urgence et la force de traction des véhicules électriques.
Nous allons voir plus loin qu’il existe plusieurs types de batteries au plomb-acide.
La batterie au nickel-cadmium a été conçue pour répondre à un besoin prolongé de stockage
d’énergie dans des conditions de fonctionnement extrême et de maintenance minimale. Il
existe également quelques types de batteries au nickel-cadmium. Néanmoins, une des
différences les plus importantes entre les batteries au plomb-acide et celles au nickelcadmium se trouve au niveau de leur tension de fonctionnement. Alors qu’ une cellule au
plomb-acide fournit une tension nominale de 2,0 volts, la cellule au nickel-cadmium fournit
une tension nominale de 1,2 volt.
La plupart des satellites en orbite basse utilisent les cellules nickel cadmium (Ni-Cd) ou
Nickel Hydrure Métallique (Ni-MH).
L'équation ci-dessous est vraie pour une charge et décharge aussi longue que le
matériau convertible est procurable. Si par exemple la charge en fonction l'hydroxyde du
nickel (II) dans l'électrode positive est complètement converti en hydroxyde de nickel (III), la
plaque positive devient surchargée et de l'oxygène est dégagée. Si la même chose est
appliquée à la plaque négative, du gaz d'hydrogène sera dégagée.
Si sur la décharge une des électrodes devient épuisée mais le courant de décharge est
maintenu par la tension des autres cellules en série, alors la plaque positive dégage de
l'hydrogène et la plaque négative dégage de l'oxygène. Dans cet état la polarité de la cellule
peut être inversée. La réaction chimique apparaît comme suit :
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
48
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Chapitre II
La plupart des batteries NiCd sont modifiées pour protéger la batterie contre la
surcharge et la décharge excessive. La protection contre la surcharge est obtenue en mettant
un surplus d'hydroxyde de cadmium sur la plaque négative. Ceci assure la plaque né gative
d’être partiellement chargée quand la plaque positive est entièrement chargée. De ce fait,
l'oxygène produit sur la plaque positive se recombine sur la plaque négative. Ce processus est
à l’origine d’un phénomène de production de chaleur dans la batterie. Le courant maximal de
surcharge permis est le courant qui garde la batterie sous la température maximale permise,
65°C.
Il existe deux processus de fabrication des batteries:
1. les cellules avec des électrodes de masse.
2. les cellules avec des électrodes agglomérées.
Les cellules agglomérées ont une meilleure température ambiante que les cellules de
masse et une cadence plus élevée de décharge. Le rendement des cellules agglomérées est
approximativement 84% (facteur de charge de 1.2). Les cellules de masse ont une bonne
retenue de charge, et là le rendement est approximativement de 72% (facteur de charge de
1.4). En raison d’une meilleure température ambiante et d’un rendement plus élevé, les
cellules agglomérées sont utilisées davantage dans des applications spatiales.
Il y a trois configurations principales dans les batteries Ni-Cd :
1. les cellules en bouton
2. les cellules cylindriques
3. les cellules prismatiques rectangulaires
Figure II.17 : Type de cellules de batterie.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
49
Chapitre II
Architecture du système d’énergie d’un satellite
Les cellules prismatiques sont qualifiées pour les applications spatiales, et ont été utilisées
sur divers types d’engins spatiaux. Des cellules cylindriques commerciales ont été utilisées sur les
satellites UoSAT. Les cellules prismatiques ont l'avantage d’être faciles à empiler et pour cette
raison elles occupent moins d'espace. Les cellules en bouton ont une petite capacité à être utiles
dans des applications spatiales.
II.4. Conclusion :
Dans ce chapitre nous avons présenté l’architecture du système d’énergie de bord d’un
satellite, nous avons vus les différentes architectures qui peuvent être embarqué sur un
satellite. Nous avons vus aussi les différentes technologies spatiales utilisées, en particulier le
choix des cellules solaires et des batteries.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
50
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
III.1. Introduction :
Le 28 novembre 2002, le premier satellite Algérien a été lancé sur une orbite basse de
686 Kilomètres depuis la base de lancement russe de Plesetsk (à 800 km de Moscou), Alsat-1
(voir Figure III.1). Il est aujourd'hui entièrement sous le contrôle de la station au sol du Centre
National des Techniques Spatiales d'Arzew (CNTS).
Alsat-1 est réalisé par SSTL dans un sens qu’il possède un nouveau type de capteur à
balayage. Alsat-1 est un satellite d’observation de la terre de 90 Kg de 632x632x600 mm3 de
dimension, il est placé à une altitude moyenne de 686 Km, sur une orbite circulaire rétrograde
inclinée de 98.2° par rapport à l’équateur. Conçu pour faire partie d’une constellation de 5
satellites pour la gestion quotidienne des catastrophes et faire Communication avec 5 stations
au sol. Alsat1 couvre la terre en 24H. Ayant trois bandes spectrales : le Vert, le Rouge, et le
Proche Infra Rouge, sa résolution spatiale est de 32 m et sa fauchée maximale est de 600 Km
(2 x 300 Km), il a donc une possibilité de faire un fenêtrage (prendre des images de
différentes taille par exemple : 80 x 80, 80 x 150km).
Alsat-1 repasse à la verticale d’un même point de la terre tous les 13 jours, compte tenu
de sa large fauchée et il offre un pseudo-temps de revisite de 05 jours.
Alsat-1 a une stabilisation de trois axes dans le mode prise d’image. Le sous-ensemble
de détermination et de commande d'attitude donne une bonne attitude tangage/roulis/lacet,
stabilisée pendant la prise d’image.
Figure III.1: Premier microsatellite Algérien Alsat-1.
La station au sol d’Arzew est équipée de matériels informatiques pour le traitement des
données comprenant quatre antennes dans la bande S, le GPS, VHF et UHF. Capacité de
stockage de données de 1 Gbytes Téléchargement des images vers la station au sol à 8.1408
Mbps. Liaisons montante et descendante opèrent dans la bande S à 8.1408 Mbps (mode
normal), et pour la phase de mise à poste à 38.4 kbps (liaison montante) et à 9.6 kbps
(liaison descendante).
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
51
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Figure III.2: Stations de travail de la station sol d’Arzew.
III.2. Description de la structure d’Alsat-1 :
Les caractéristiques du système Alsat-1 ont été choisies afin d’optimiser les
performances de qualité d’image (résolution, éclairement solaire…) et la capacité du système
à répondre rapidement aux demandes des utilisateurs.
Les matériaux les plus utilisés dans la structure d'Alsat-1 sont donnés par le Tableau III.1
Matériau
Module de Young (MPa)
Coefficient de Poisson
Densité (tonne/mm3 )
CTE (/o K)
Acier inoxydable 304
193000
0.30
1.77 x 10-8
1.66 x 10-5
Aluminium
70000
0.33
2.8 x 10-9
2.4 x 10-5
Titanium (Ti6Al4V)
113800
0.342
4.43 x 10-9
8.6 x 10-6
Tableau III. 1: Les différents matériaux utilisés dans Alsat-1.
Les principales composantes de la structure d'Alsat-1 sont montrées sur la figure III.3
15
14
2
1
5
3
8
17
2
16
13
11
6
9
7
4
12
10
Figure III.3: Structure d'Alsat-1.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
52
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Avec:
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
(6)
(7)
(8)
(9)
(10)
(11)
(12)
(13)
(14)
(15)
(16)
(17)
Antenne en bande S pour l’émission
Antenne en bande S pour la réception
Antenne monopole
Batterie
Imageur (6 cameras)
Roue à réaction suivant l'axe z
Roue à moment cinétique suivant l'axe y
Structure en V porteuse de l'imageur
Réservoirs de butane pour le sous système de propulsion
Senseurs solaires
Mât de stabilisation par gradient de gravité en configuration non deployable
Panneau en structure nid d'abeille opposé à la Terre
Les différents modules électroniques
Panneau en structure nid d'abeille face à la Terre
Senseurs magnétiques
Structure en isogrid
Nano-Modules de radio- fréquence
Les modules électroniques principaux constituant Alsat-1 est illustré par la Figure III.4
Ca me ra interface
SSDR
OBC 386
Strongarm/ GPS
OBC 186
BCR
PCM/PDM
ADCS
Interface/Boo m firing
Figure.III. 4: Modules électroniques d'Alsat-1.
III.3. Sous système d’énergie d’Alsat1 :
Quatre régulateurs de charge de la batterie identique (BCR) sont utilisés. Chacun est
relié à un panneau solaire et est capable de transférer la puissance issue de ce dernier vers la
batterie et au reste des sous systèmes [27].
Deux modules de conditionnement de puissance identiques sont utilisés. Le premier
pris comme module principal et assure une tension régulée toujours disponible aux sous
ensembles et l’autre secondaire ou redondant. A la moindre erreur ou disfonct ionnement du
circuit de conditionnement principal, un système logique provoque le basculement sur le
circuit secondaire [28].
Le matériel doit être aussi en mesure de s'adapter aux changements de l’environnement,
en particulier vis-à-vis de la température. Le BCR a été conçu de manière à travailler autour
du point de fonctionnement maximal des panneaux solaires en utilisant la température comme
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
53
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
paramètre. Ainsi le taux de charge de la batterie est contrôlé, le BCR détecte quand la batterie
est entièrement chargée et passe au courant de charge réduit (100 mA)
Le système d'énergie d'ALSAT-1 représenté par la Figure III.5 est composé de : [29]
1. Régulateur de charge de batterie (BCR).
• Panneaux solaires.
• Batterie.
1. Module de conditionnement (PCM).
2. Module de distribution d'énergie (PDM).
3. logique de contrôle.
4. Contrôle de tension et de courant.
Figure III.5 : Schéma synoptique du système d’énergie d’ALSAT-1
III.3.1. Conception du panneau solaire Alsat-1 :
III.3.1.1. Sous-ensemble D'Énergie Électrique (EPS) :
L'objectif du sous-ensemble d'énergie électrique (EPS) est de fournir la puissance
fiable pour tous les sous-ensembles et expériences satellites. L'EPS règle et commande la
distribution de la puissance pour le satellite. L'EPS est divisé en quatre divisions modulaires :
cellules solaires corps- montées d'arséniure de gallium ; batteries de cadmium Nickel ;
l'électronique pour le règlement de puissance, la protection de latch-up de rayonnement, la
commutation numérique de puissance.
Le satellite développe la puissance du soleil en utilisant les cellules solaires
photovoltaïques, qui convertissent le rayonnement solaire directement en énergie électrique.
Alsat-1 (voir le Figure III. 6) se sert des cellules solaires d'arséniure de gallium, qui
compostent les 4 panneaux solaires. Chaque panneau solaire est considéré avec des 12
branches comme représenté sur la Figure III. 7. La puissance développée par les panneaux
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
54
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
solaires est envoyée au tableau de commande de puissance pour charger des batteries de
stockage de NiCd et actionner les sous-ensembles d'Alsat-1.
Figure III.6 : Modèle Alsat-1.
Chaque branche arrive au tableau de commande de puissance individuellement et est
passée directement par une sonde de courant de maxime. Il y a une diode placée entre la corde
entrée et la sonde courante afin de s'assurer que le courant ne découle pas des batteries dans
les panneaux solaires pendant l'éclipse.
Figure III.7 : configuration du panneau solaire d’Alsat-1.
III.3.1.2. Panneau solaire Alsat-1 :
Les panneaux solaires d'Alsat-1 sont collés sur la structure comme montre la Figure
III.7. La source d’énergie primaire d’ALSAT-1 est fournie par les panneaux solaires placés
sur les quatre faces de l’engin spatial (voire figure III.8). Les cellules utilisées sont a base
d’arséniure de gallium GaAs [29].
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
connectées les uns aux autres en série par un fil en métal en reliant le bas de la cellule au
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
55
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
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.
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.
Solar panels
Fig. III. 8: Les panneaux solaires d’Alsat-1
Les différentes caractéristiques du panneau Alsat-1 solaire sont :





Epaisseur0.5mm d'aluminium profondément avant et arrière
Épaisseur 20mm de nid d'abeilles d'aluminium
Substrat partie antérieure de 600mm x de 600mm couverte de Kapton de 75 µm
Etalement des cellules (24 cellules) reliées aux barres omnibus pour donner un total de
6 branches par panneau (48 cellules par branche)
Opération de panneau à AM0, incidence normale, EOL 5 ans :



55W @ 40V à 28°C
63W @ 46V - à 40°C (la température minimum)
50W @ 36V à +80°C (température maximale)
La Figure III. 9 récapituler les composants principaux du panneau solaire [30].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
56
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Panneau
solaire
Circuits
électriques
Module de
cellules
Isolateur
(électrique)
Adhésif
Substrat de
panneau (ou
couverture)
Composants
thermi ques
Câblage
Verre de
couverture
Peinture
Blocage
des diodes
Pile solaire
Etc.
Diodes de
déviation
Adhésif
Connecteurs
de panneau
Enduits
La cellule
relie
ensemble
Figure III.9 : Composants solaires de force de panneau .
Les composants principaux de la pile solaire dans l'application de l'espace comme représenté
sur la Figure III.10 sont :





Verre de couverture pour protéger la pile solaire ;
Adhésif pour monter le verre de couverture dessus à la pile solaire et à la pile solaire
dessus au isolateur, etc.. ;
Élém. élect. se relie qui relient les cellules et guident le courant ;
Isolation ;
Enduits qui filtrent le rayonnement de h (par exemple UV-RAYONNEMENT) et le
rayonnement thermique non utilisé pour la production énergétique.
Dans la conception du mécanisme de déploiement, la structure des panneaux occupe
une place très importante. En effet leur masse et leur raideur ont des impacts directs sur la
conception, le choix des matériaux, des composants, etc.
Des données matériaux pour la structure des panneaux sont présentées.
Il s’agit d’une structure sandwich composée de peaux en aluminium de 0.5 mm d’épaisseur et
d’un cœur en nid d’abeille aluminium de 4 mm d’épaisseur [31].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
57
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
interconnect
coverglass (100 m)
coverglass
adhesive (50 m)
adhesive
solar cell (175 m)
solar cell
adhesive
adhesive (50 m)
Kapton foil (50 m)
Carbon fibre (60 m)
aluminium honeycomb
(22 mm)
Carbon fibre (60 m)
(a)
(b)
Figure III. 10: Composants principaux de pile solaire de l'espace
a- Configuration d'interconnexion
b- Pile solaire au nid d'abeilles d'aluminium
III.3.1.3. Panneaux Sandwich :
Les panneaux dits " sandwich " sont utilisés dans les applications où le facteur poids est
important, tout en désirant conserver une raideur suffisante. On les retrouve dans :
 Les structures des planchers d’avion, de train
 Les nacelles dans les applications aéronautiques (nacelle de turboréacteur)
 Les panneaux dans les structures de satellite dont les panneaux solaires
 Les bennes de camion
 Différents types de structures secondaires
Ils consistent en une superposition de différents matériaux. Dans notre cas, il s’agit d’un
matériau en nid d’abeille (cellules hexagonales) sur lequel des peaux ont été collées. Pour les
peaux sont choisis principalement des matériaux métalliques (le plus souvent l’aluminium) et
des matériaux composites (fibres de verre, de carbone et résines époxy, phénoliques, etc.). Les
nids d’abeilles sont de plusieurs types également, on peut citer l’aluminium, le Nomex,
l’aramide, etc. Les peaux sont " collées " sur le nid d’abeille à l’a ide d’adhésif dépendant des
matériaux constitutifs du panneau et de l’application [8].
Cependant, les panneaux sont presque toujours vendus assemblés. Le nid d’abeille permet,
sans augmentation importante de la masse, d’accroître la rigidité en flexion. En effet, la
rigidité de deux peaux seules est sensiblement augmentée en les éloignant de la fibre neutre et
donc en augmentant l’inertie en flexion.
Figure III. 11: Les panneaux sandwich.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
58
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
III.3.1.4. Nid d’abeille :
Dans les calculs de dimensionnement le nid d’abeille est considéré comme étant
homogène. Il en résulte qu’il peut être défini comme un matériau orthotrope. C’est-à-dire
qu’il possède en tout point deux comportements mécaniques symétriques chacun par rapport à
un plan, les deux plans étant orthogonaux [8].
Il possède donc trois axes d’orthotropie. Ils sont :



L’axe 1 dans le plan des hexagones (voir figure ci-dessous)
L’axe 2, toujours dans le même plan perpendiculaire à l’axe 1
L’axe 3 perpendiculaire aux sections hexagonales
Figure III. 12: nid d’abeille.
III.3.1.4.1. Caractéristiques :
Un nid d’abeille est presque toujours utilisé avec des peaux dans les applications
structurales.
Le rôle du nid d’abeille dans le panneau est d’éloigner les peaux du plan neutre et de donner
de la rigidité en cisaillement.
III.3.2. Protecteur solaire de panneau :
Le protecteur solaire de panneau comme représenté sur la Figure III.13 est employés
pour protéger les piles solaires pour n'importe quels dommages et également contre aux
différentes opérations par exemple : pendant le transport, opération mécanique autour du
satellite.
Les protecteurs solaires de panneau sont considérés pendant que non l'article et lui de vol
devraient être enlevés avant le lancement.
(a)
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
59
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
(b)
(c)
Figure III.13 : Protecteurs solaires du panneau Alsat-1
a. panneau solaire.
b. protecteur de panneau solaire.
c. Protecteur de panneau solaire assemblée.
III.3.3. Les cellules solaires d’Alsat1 :
Les cellules solaires d’Alsat1 en GaAs, La cellule solaire en GaAs est de dimension
2cm par 4cm (0.0008m2 de surface) et de rendement de conversion approximativement de
19.8% à 25°C au début de vie (BOL). Chaque panneau regroupe 6 branches en parallèle, et
chaque branche est constituée de 48 cellules en série ce qui nous donne au total un nombre de
288 cellules solaires et une surface de 0.2304m2 par panneau. La puissance moyenne du flux
solaire à la surface de la terre est de 1370wm-2 . Par conséquent la puissance disponible à la
sortie du panneau avec un flux d’illumination perpendiculaire à la surface du panneau est :
Pnorm = 0.2304 * 1370 * 0.198 = 62.5w
(3.1)
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.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
60
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Nominale
Inte rvalle
Structure et assemblage
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
Les éléments de
dégradation fondamentale
Tableau III.2 : Les éléments de dégradation fondamentale
En début de vie (BOL), la puissance d’un panneau solaire par unité de surface est :
PBO L = P0 . Id . cosθ
(3.3)
Où cosθ est désigné comme perte en cosinus, et θ est mesuré entre le vecteur normal à
la surface du panneau solaire et la ligne du flux solaire, et P 0 = 271.26 wm-2 représente la
densité de puissance à la sortie du panneau. Donc si les rayons du soleil sont perpendiculaires
à la surface du panneau solaire, nous obtenons une puissance maximale. Les panneaux
solaires sont configurés de manière à minimiser ces pertes en cosinus. Pour un panneau en
GaAs et dans le pire des cas un angle solaire de θ = 23.5° et une valeur nominale de Id, la
puissance de sortie en début de vie (BOL) sera de 191.55 wm-2 .
Il reste à prendre en considération le facteur de dégradation des performances des
panneaux solaires durant la mission. La dégradation de vie, L d, se produit a cause des cycles
thermiques pendant et en dehors des périodes d’éclipse, l’attaque des micrometeoroids. En
général, pour des panneaux à base de GaAs en orbite basse (LEO), la puissance produite
diminue de 2.75% par ans, dont jusqu’à 1.5% par an est dû au rayonnement. La dégradation
en fin de vie peut être estimée par :
Ld = (1 – dégradation / an)satellite life
(3.4)
La performance d’un panneau par unité de surface à la fin de vie est :
PEO L = PBO L . Ld
(3.5)
Pour une mission de 5 ans, Ld est de 86.98%, pour PBOL= 191.55 wm-2 , PEOL est donc
égale à 166.61 wm-2 , c’est à partir de cette densité de puissance qu’on dimensionne les
panneaux solaires. On peut voir sur la Figure III.14 l’influence de cette dégradation sur la
caractéristique (V/I).
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
61
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Figure III.14 : Caractéristique (V/I) en début en fin de vie.
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 = -96 mV/C° et 0.08*6 = 0.48mA/C°.
III.3.3.1. Compensation en température des panneaux solaires :
Le circuit de la Figure III.15 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
appliqué 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. R3
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 l'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
façon précise les valeurs R3 et R4.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
62
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Figure III.15 : Circuit de compensation en température des panneaux solaires.
Pour les modèles de système d’énergie à application spatiale le MPPT (tension du point
de puissance maximal) 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. Comme on peut le voir sur la Figue III.15 ceci peut causer une réduction
énorme de la puissance de sortie, affectant ainsi le rendement du système.
III.3.4. La batterie :
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-4000DRL disponibles dans le commerce
chez SANYO de capacité 4Ah (voir Annexe A). Les cellules doivent être bien choisies de
sorte que leurs tensions ne diffèrent pas beaucoup durant les cycles de charge et décharge.
Ceci est très important autrement il se peut que certaines cellules auront une capacité plus
basse et seront donc surchargées ou épuisées [32].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
63
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Les cellules sont regroupées dans un seul boîtier. Le boîtier mesure 250mm * 180mm *
80mm et est fait à partir d’un bloc d’aluminium afin d’assurer un contrôle thermique de la
batterie. Le boîtier en aluminium est constitué de 4 rangées, deux rangées sont constitués de 5
cellules et les deux autres sont constituées de 6 cellules interconnectées en série tel que le
montre la Figure III.16. Afin de permettre une compensation de la température, 2
thermistances sont colées sur le boîtier en aluminium.
Figure III.16 : Disposition des cellules dans le pack d’Alsat-1.
III.3.4.1. Caractéristiques orbitales :
La durée d’éclipse dépend du type et des paramètres de l’orbite retenue. Le soussystème 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 = 1.658669 x 10-4 R3/2
(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.
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.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
64
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
III.3.4.2. 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 tension du point de puissance
maximal (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 (TR) 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 III.17
fonctionne de la manière suivante:
Les éléments de la batterie ont un 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'errer sont égales.
Figure III.17 : Circuit de compensation en température de la batterie.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
65
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
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 tous calcul fait on obtient R3 = 115.6KΩ,
on prend une valeur normalisée R3 = 100KΩ.
La résistance RT mesurée en ohm peut être calculer par la formule suivante :
RT = 12175 – 127.096 T (3.8)
Ou T est la température à laquelle la thermistance est exposée, pour une tempér ature de
0C° RT =12175Ω, et à 25C° la résistance RT = 8997.6Ω, et donc :
1. à 0C° la tension
12
𝑉1 = 34.1 100 +12 = 3.65 V
12
2. à 25C° la tension 𝑉2 = 31.9 100 +12 = 3.42 V
3. à 0C° pour une tension V2 = 3.65V on obtient
4. à 25C° pour une tension V2 = 3.42 on obtient
5. R 2 +12175
R 1 +R 2 + 12175
= 3.65V.
5. R 2+8997 .6
R1+R 2+ 8997 .6
= 3.42V.
Ce qui nous conduit à :
3.65R1 – 1.35R2 = 16436.25
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 déterminées 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.
III.3.5. Le 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.
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 maximal qui
doit être détecté en fonction de la variation de la température.

Le BCR a deux modes de fonctionnement:

Le mode Courant.

Le mode Tension.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
66
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
III.3.6. 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.
Deux PCM qui sont utilisés dans ALSAT-1:
 Le Premier: Régulateur Principal.

Le deuxième: Régulateur Redondant.
III.3.7. 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 techniques différentes de distribution:
 Câblée.
 Fusible.
 Commutateurs de puissance
ALSAT-1 est un microsatellite basé sur des composants très intégrés et avancés.
Dans notre travail, nous avons fait une étude de compréhension et d’analyse du sous système
d’énergie d’ALSAT-1. L’objectif était de donner une description générale du sous système
d’énergie.
III.4. Etude Modèle de Panneau solaire d’Alsat1 :
III.4.1. Représentation imagée de modèle :
Figure III.18 : rangée de cellules solaires.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
67
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
III.4.2. Courte description de modèle :
Le modèle est établi a basé sur les équations couplées de multi-physique, y compris
photovoltaïque transformer cette lumière de convertis en électricité, le processus
électrothermique qui tourne une partie d'élément électrique énergie dans la chaleur (due aux
pertes résistives de chauffage et de diffusion), chauffage direct dû à l'infrarouge absorption et
perte de recombinaison, et refroidissement dû à la conduction, à la convection et au
rayonnement. Figure.III.19 montre à son RC le circuit équivalent.
Figure III.19 : Circuit équivalent de RC pour une cellule solaire simple.
III.4.3. Chaîne et limitations modèles de validité :
Le modèle peut être employé dans les systèmes terrestres et de l'espace d'alimentation
pour la température ambiante. Le coefficient de réflexion de la lumière, le coefficient de
transmission de la lumière, le rendement quantique photovoltaïque, par conséquent la
responsivité courant lumière-produit sont tout valeurs spectral- faites la moyenne, qui peuvent
être calibrées à ceux dans l'état AM0 pour application spatial, et ceux dans l'état AM1 pour
l'application terrestre. Le modèle est transféré sur une cellule solaire de GaAs avec une
jonction simple de PN. Pour différentes cellules solaires, les utilisateurs peuvent modifier les
paramètres de la cellule telle que bande de gap, le courant de saturation renversé, le facteur
d'idéalité et les résistances internes pour leurs applications particulières.
III.4.3.1. Liste de bornes modèles avec l'information de connectivité :
désignation terminale
Borne +
Borne Borne T
Borne P
description
rangée d’anode
rangée de cathode
borne thermique
borne de signal d'irradiante
Tableau III.3 : Liste de bornes modèles avec l'information de connectivité.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
68
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
III.4.3.2. Liste des paramètres modèles :
nom de paramètre
NS
NP
N
ρ
τ
Eg
γ
Jsat0
R
A
RS
Rsh
C
Ta
m
Cp
description
Nombre des cellules en série
Nombre des cellules en parallèle
concentration légère
coefficient de réflexion de la lumière
coefficient de transmission de la
lumière
Energie de gap
coefficient d'émission
Densité de courant de saturation a 300K
Responsivité (0.379pour AM0 et 0.305
pour AM1)
secteur sensible à la lumière par cellule
série de résistance équivalente d'une
cellule
résistance de shunt équivalente d'une
cellule
coefficient de température de photon
courant
Température ambiante
la masse d'une cellule
la chaleur spécifique
valeur par défaut
48
6
1.0
0.0
0.0
unité
1.106
1.0
1.35.10-7
0.305
eV
0.11
0.01
m²
Ω
5K
Ω
A/m²
A/W
0.0017
A/K
300
0.1165
712
Kg
j/(KgK)
Tableau III.4 : Liste des paramètres modèles.
III.4.3.3. Liste des variables de sortie :
Nom de variable
Tension de sortie du panneau
Courant de sortie du panneau
efficacité de conversion
Température de cellules
Radiation local
Description
Potentiel d’anode relative à cathode
sortir courant de l'anode
efficacité de conversion d'énergie
la température en bloc de cellules
incident d'irradiante sur la cellule
unités
V
A
K
W/m²
Tableau III.5 : Liste des variables de sortie
III.4.4. Prétentions dans la dérivation modèle :
Puisqu'un panneau solaire est généralement actionné en mode quasi- DC, la capacité de
jonction et l'inductance parasite sont ignorées. La perte ohmique distribuée et la perte de
contact sont modelées par des résistances Rs et Rsh pour lequel la conductivité électrique est
température- indépendante assumé. Mis en bloc le modèle thermique avec une acceptation
d'une chaleur spécifique constante est employé. La responsivité du le courant provoqué par la
lumière aux photons d'empiétement est spectralement ramené à une moyenne.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
69
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
III.4.5. Description mathématique de modèle :
III.4.5.1. Caractéristiques électriques :
Selon le modèle de circuit dans le Figure III.19, la tension terminale et le courant d'une
cellule solaire peut être décrit par l'équation (3.8) :
𝑽(𝒕)
𝑰𝒑 𝒕 + 𝒊 𝒕 −
𝟏
𝑹𝒔𝒉
𝑖 𝒕 =
𝑽 𝒕 − 𝜸𝑽𝒕𝒉 𝒕 𝒍𝒏
+𝟏
𝑹𝒔
𝑰𝒔𝒂𝒕 𝒕
+
𝑽(𝒕)
𝑹𝒔𝒉
(𝟑. 𝟖)
Là où t est la variable de temps indépendante, le vth , l'Isat , et IP sont, respectivement, le
potentiel thermique de jonction, le courant de saturation et le courant provoqué par la lumière.
La diode idéale dans le circuit suit :
𝒊𝒅 𝒕 = 𝑰𝒔𝒂𝒕 𝒕 𝒆𝒙𝒑
𝑽𝒅 (𝒕)
𝜸𝑽𝒕𝒉 𝒕
−𝟏
(𝟑. 𝟗)
Id et vd sont le courant et la tension de la diode. Le potentiel thermique et le courant de
saturation sont donnés par (3.10) et (3.11) respectivement.
𝑽𝒕𝒉 𝒕 =
𝑲𝑻(𝒕)
𝒆
𝑰𝒔𝒂𝒕 𝒕 = 𝑰𝒔𝒂𝒕𝟎
𝑻 𝒕
𝑻𝟎
(𝟑. 𝟏𝟎)
𝟑
𝒆𝒙𝒑
𝑬𝒈 𝑻 𝒕
𝒆 𝑬 𝒈 𝑻𝟎
−
𝜸. 𝑲
𝑻𝟎
𝑻(𝒕)
(𝟑. 𝟏𝟏)
Là où e et k sont la charge électronique et la constante de Boltzmann respectivement, T
est la température des cellules, T0 est la température de référence, Isat0 est le courant de
saturation à la température de référence, et t est le temps de variable indépendante. Le reste de
notations sont expliqués dans la table de paramètre. Le courant provoqué par la lumière est
directement proportionnel à l'irradiance, il est donné comme suit :
𝑰𝒑 𝒕 = 𝕽 𝑨𝑷 𝒕 + 𝑪 𝑻 𝒕 − 𝑻𝟎
𝑷 𝒕
𝑷𝟎
(𝟑. 𝟏𝟐)
Là où A est le secteur actif de cellules, C est le coefficient de température du courant
provoqué par la lumière dû à changement de température, P (t) est l'irradiance, P0 est
l'irradiance à la température T0 . ℜ est responsivité ramené à une moyenne spectrale du courant
provoqué par la lumière à l'irradiance. Il peut être obtenu selon :
𝕽 =
𝝀(𝑬𝒈)
𝕽
𝟎
∞
𝑬
𝟎
𝝀 𝑬 𝝀 𝒅𝝀
𝝀 𝒅𝝀
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
(𝟑. 𝟏𝟑)
70
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Chapitre III
Là où E (λ) est la fonction de répartition spectrale d'irradiance, le ℜ (λ) est la
responsivité au λ de longueur d'onde, λ (par exemple) est la longueur d'onde correspondant à
la bande d gap.
De l'équation (3.10) - (3.12), il peut voir que l'effet de température sur les propriétés de
jonction est principalement dû au changement de génération de porteur intrinsèque et bande
de gap, on assume qui a un taux linéaire de décalage. L'effet de température sur les résultats
actuels provoqués par la lumière des variations thermique- induites de la densité de porteur, de
la vie et de la longueur de diffusion.
III.4.5.2. modélisation de courant ascendant :
La modélisation thermique est basée sur l'équation de bilan énergétique donnée cidessous,
𝒎𝒄𝒑
𝒅𝑻(𝒕)
𝑽 𝒕 − 𝑽𝒅 (𝒕) 𝟐
𝑽(𝒕) 𝟐
=
+
+ 𝒊𝒅 𝒕 𝑽𝒅 𝒕 + 𝟏 − 𝝆 − 𝝉 − 𝜼 𝑨𝑷 𝒕
𝒅𝒕
𝑹𝒔
𝑹𝒔𝒉
−
𝒉𝒄 (𝒕)𝑨 𝑻 𝒕 − 𝑻𝒂
(𝟑. 𝟏𝟒)
Là où le η est le rendement quantique du processus photovoltaïque. Les trois premières
limites dans le côté droit de l'équation (3.14) sont la génération de chaleur due aux pertes
internes de cellules (perte résistive et perte de diffusion). La 4ème limite est le chauffage
direct, et la dernière période représente la perte de refroidissement due à la conduction, à la
convection et au rayonnement. Le hc est le coefficient de refroidissement qui est spécifique à
chaque mécanisme de refroidissement.
III.4.5.3. économies d'énergie et efficacité de conversion :
Dans le modèle, la borne légère est traitée comme port de signal (avec l'impédance
élevée d'entrée). La borne thermique est établie tels que la borne peut être utilisée pour
l'accouplement thermique normal. Pour faire cela, le courant ascendant par la variable est
défini comme :
𝑰𝑻 𝒕 =
𝑸(𝒕)
𝑻(𝒕)
(𝟑. 𝟏𝟓)
Là où T (t) est le courant ascendant à travers la variable (la température), Q (t) est la
puissance de la chaleur fournie à la borne.
Avec la définition en (3.15), on peut déclarer les économies d'énergie de système de
cellules qui l'interne le changement d'énergie de la cellule est dû à l'absorption de puissance
de la borne légère (première limite), borne électrique (2ème limite) et la borne thermique
(3ème limite). Elle est :
𝒅𝑻
𝑪𝒑 𝒎 𝒅𝒕 = 𝟏 − 𝝆 − 𝝉 𝑨𝑷 + 𝒊𝑽 + 𝒊𝑻 𝑻
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
(3.16)
71
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
L'efficacité de conversion d'énergie de système, définie comme rapport du de puissance
de sortie électrique au la puissance totale du soleil empiétant sur la surface de s cellules, est :
𝜼𝒆 =
−𝒊𝑽
𝑨𝑷
(𝟑. 𝟏𝟕)
Le rendement quantique pour le processus photovoltaïque, résolvant de l'équation
(3.14) et (3.16), peut être connexe à la tension provoquée par la lumière courante et de diode
comme,
𝜼=
𝑰𝑷 𝑽𝒅
𝑨𝑷
(𝟑. 𝟏𝟖)
L'équation (3.18) est employée dans l'équation (3.14) pour la modélisation thermique.
Les équations (3.8) à (3.18) constituent un modèle fondamental de multi-physique de la
panneau solaire. RC des équations pour construire un modèle indigène de VTB peuvent être
dérivées après les procédures décrites ailleurs.
III.4.6. Modèle de validation et d'application :
III.4.6.1. Caractéristiques statiques :
Le circuit montré dans Figure III. 20 permet des caractéristiques statiques se
produisantes (la température constante) puisque la tension de charge de condensateur est
chargée de 0 (équivalent à un court-circuit de panneau) à la tension à circuit ouvert de
panneau dans 0.3 s (le changement de température de la rangée pendant ce remplissage le
processus est moins de 0.1 K). Dans ce circuit, le panneau est 48*6 des cellules, valeurs par
défaut sont employées pour chaque cellule.
Figure.III. 20 : Le circuit pour produire des caractéristiques statiques.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
72
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Le courant de sortie de panneau et les de puissance de sortie en fonction de la tension
sont montrés dans Figure.III. 21 et III.22 respectivement pour différentes températures de
cellules et différents niveaux d'insolation. On lui montre cela la température de la cellule
affecte fortement l'exécution de rangée. La puissance maximum disponible et l'efficacité de
conversion d'énergie sont plus hautes pour de plus basses températures. Pour la même cellule
les températures, un courant électrique de rendement plus élevé est correspondant à un niveau
plus élevé d'insolation.
L'efficacité de conversion d'énergie prévue par le modèle dans Figure.III. 23.
Fig.III. 21 : Le courant de panneau solaire contre sa tension pour les températures de (de la
droit vers la gauche) 273 K, 300K, 325 K lignes continues de, 350 K de375 K, et de 400 K.
pour AM0 conditionner, et les lignes pointillées pour l'état AM1.
Fig.III. 22 : La rangée de puissance de sortie contre sa tension pour les températures de
(De droite à gauche) 273 K, 300 K, 325 K, 350 K, 375 K et 400 K. Les lignes continues
pour AM0 conditionnent, les lignes pointillées pour l'état AM1.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
73
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
Fig.III. 23 : Comparaison de l'efficacité de conversion d'énergie prévue par VTB
modeler (des lignes pour AM0 et AM1 sont recouvertes) aux données (cercles pour
AM0 et diamants pour AM1 sont recouverts).
III.4.6.2. Simulation de panneau solaire :
Application du modèle de panneau solaire de VTB dans une puissance photovoltaïque
intégrante le système est montré dans Figure.III. 20.
Pendant la majeure partie d’énergie de radiation, environ 14 à 18 % de l'énergie solaire
irradiée est convertie en courant électrique, alors que le reste de l'énergie solaire est
transformé en chaleur et par la suite absorbé à l'environnement par le rayonnement et
convection. Noter que le matin, la somme de produire la chaleur et le courant électrique de la
rangée est moins que la puissance irradiée. La différence résulte de l'absorption de la chaleur
qui est stockée en tant qu'énergie interne par rangée (augmentation de la température).
L'après- midi, la somme de la chaleur de rendement et électrique la puissance de la rangée est
plus haute que la puissance irradiée. C'est parce que le panneau libère une partie de son
énergie interne stockée précédemment (diminution de la température). À quels instant, la
différence de la puissance irradiée et de la somme de la chaleur de rendement et électrique la
puissance est égale au taux du changement d'énergie interne de rangée.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
74
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
(a)
(b)
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
75
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
(c)
(d)
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
76
Chapitre III
caractéristiques de sous système d’énergie d’ALSAT 1
(e)
Figure.III. 24 : (a) radiation Solaire (b) Tension de sortie du panneau solaire
(c) Courant de sortie du panneau solaire
(d) efficacité de conversion (e) Température des cellules solaires.
Figure III. 20 montres le courant de sortie de panneau, la tension, la température et
l'efficacité de conversion pour la même opération. Noter que le cheminement maximum de
point de puissance est employé dans système, de sorte que l'efficacité de conversion d'énergie
réalise son maximum (de 14% à 18%) tout au long de la journée. À l'instant, à la tension et au
courant pour la puissance maximum le point peut être trouvé des graphiques à ce moment.
L'effet de la température sur l'efficacité peut éga lement être vue du graphique. Au note, la
température est la plus haute, ainsi ayant pour résultat la plus basse efficacité de conversion
maximum. Tandis qu'au début de la matinée et tard après- midi, l'efficacité est plus haute
puisque la température de cellules est basse.
On remarque bien que la température est à 30°C ce qui signifie que le panneau est
pendant l’enseuillement solaire, le courant a une valeur de 5A, la tension est à une valeur de
50V or le panneau délivre une tension continue de 40V .Ce qu’on peut dire sur le rendement
de conversion est le même que la valeur théorique.
III.5.Conclusion :
Dans ce chapitre nous avons présenté l’architecture du système d’énergie de bord
d’ALSAT-1. Nous avons décris chaque partie du système d’énergie, essentiellement les
panneaux solaires, les batteries. Au court de ce chapitre nous avons aussi fait des études sur
les panneaux Solaires d’ALSAT-1 et des simulations.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
77
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
IV.1. Introduction :
Les interactions entre les particules rencontrées dans l’espace et les matériaux
constituant les cellules solaires utilisées pour alimenter en énergie les satellites, produisent des
dégradations dans les performances en fin de vie des cellules en question. L’étude des effets
de l’environnement spatial sur les cellules solaires à donc pour enjeu de garantir un certain
niveau de fiabilité de celles-ci.
Quels que soient les types d’orbites GEO, MEO ou LEO, les satellites sont protégés
contre les effets de l’environnement naturel et des perturbations électromagnétiques émises
par les émetteurs de bord.
Les effets de l’environnement naturel ont pour origine l’environnement nucléaire des
ceintures de radiation, des éruptions solaires et l’environnement galactique. Ils se composent
d’électrons de basse énergie et d’ions lourds.
L’interaction des rayonnements se traduit par différents effets :



Décharges électrostatiques (DES-ESD : Electrostatic Discharge)
Dose cumulée de rayonnement dans les composants électroniques.
Evènements singuliers (SEE : Single Event Effects ) exprimés en taux d’événement
par unité de temps et par unité d’élément sensible. Les SEE comprennent les SEU
Single Event Upset, SEL Single Event Latch-up, SEB Single Event Burn-Out, SEGR
Single Event Gate Rupture
Les protections mises en place s’appuient sur des techniques de blindage, de filtrage et
d’équipotentialité de la plate-forme en ce qui concerne les ESD et l’EMC et des blindages
« électrons » des équipements pour se prémunir des effets de dose et des ESD induits par les
électrons de haute énergie des ceintures de Van–Allen.
IV.2. Effets de radiation :
Un sommaire des effets le rayonnement peut produire dans les matériaux d’engin est
montré sur la Figure IV.1
Tandis que tous ces effets sont importants pour la conception d’engin spatial, ceux liés
aux composants électriques sont de plus grand intérêt ici [33].
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
78
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Problème thermique
Changes dans les
propriétés thermo
optiques
Changements structurels
et chimiques
Augmenter dans le
dégazage
Diminution
d'exécution optique
Contamination
Perte d'intégrité
Changements des
propriétés
mécan iques
Fissuration
Radiation
Changements des
propriétés
électriques
Charge électrique
Distribution de
l'environnement de
rayonnement
Panne
Diminution
d'exécution
mécan ique
d'exécution de
mechanicall
diminution
Problèmes sur le
d'exécution
de
engin spatial
mechanicall
scientifique
diminution
d'exécution de
Dégradation des
mechanicall
matériau x
EMI
Figure IV.1 : Effets de radiation sur des matériaux de vaisseau spatial.
IV.2. 1.Théorie de dommages dus aux radiations :
Etant donné qu’elles ont une masse, de l’énergie et une charge, les particules
irradiantes ou d’autres particules générées par elles peuvent interagir de plusieurs manières
avec la matière. Les types des perturbations crées dans cette dernière sont associés aux
différentes formes d’interaction particule/matière. Les particules interagissent essentiellement
avec les atomes réguliers de façon élastique ou non élastique. Au cours d’une interaction
élastique, la somme des énergies des particules qui entrent en collision est conservée. De
telles collisions sont principalement responsables des déplacements des atomes et des ions
dans le réseau. Alors qu’au cours d’une interaction non élastique une partie de l’énergie
cinétique sert à l’excitation soit d’une seule particule, soit de la collectivité. Les processus non
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
79
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
élastique provoquent également des transformations nucléaires [34]. Les effets de radiation
observés sont avant tout des conséquences de ces perturbations. Et parmi les nombreuses
interactions qui apparaissent les plus essentielles sont les suivantes :
IV. 2.1.1. Collisions non élastiques avec les électrons atomiques :
Les collisions inélastiques avec les électrons liés aux atomes sont habituellement les
mécanismes principaux par lesquels une particule énergétique chargée perd de l’énergie
cinétique dans un milieu absorbeur. Lors de telles collisions, les électrons du matériau cible
subissent une transition à un état excité (excitation) ou à un état non lié (ionisation) [35].
IV. 2.1.2. Collisions élastiques avec les noyaux atomiques :
Deux phénomènes entrent dans cette catégorie. Tout d’abord des réactions de Coulomb
entre les particules énergétiques chargées et les charges positives des noyaux atomiques. Si
l’énergie transmise au noyau lors de ce phénomène est suffisante, l’atome sera déplacé depuis
sa position initiale dans le réseau cristallin et l’atome en question pourra ensuite subir des
collisions similaires avec d’autres atomes du matériau. Le deuxième phénomène est d’une
probabilité moins grande, excepté pour des particules de haute énergie, il est lié au fait que
ces particules peuvent interagir directement avec le noyau (interaction du type des sphères
dures) et déplacer l’atome hors de son site de réseau. Suit à ce déplacement, l’atome sera
généralement suffisamment énergétique pour provoquer beaucoup d’autres déplacements
secondaires.
IV. 2.1.3. Collisions non élastiques avec les noyaux atomiques :
Cette catégorie d’interaction, inclut différents procédés dans les études de résistance
aux radiations. Les particules hautement énergétiques subissent des collisions inélastiques
avec les noyaux atomiques et les laissent dans un état excité. Le noyau excité émet des
nucléons énergétiques et le noyau reculant est déplacé de son site du réseau est cause à son
tour d’autres déplacements [35]. Suite à ces réactions nucléaires, des impuretés chimiques
peuvent apparier dans le solide [34].
IV.2.2. Interaction particule-Semi-conducteur :
De part leur haute énergie, les particules irradiantes, rencontrés dans l’espace,
pénètrent dans les matériaux constituant les vaisseaux spatiaux, notamment les semiconducteur. Elles peuvent causer des effets transitoires ou des dommages permanant dans les
matériaux qu’elles traversent, qui doivent être pris en considération lors de la conception d’un
satellite, en déposant tout ou une partie de leur énergie selon des mécanismes qui dépendent
de leurs type et de leurs énergies. Une particule interagit essentiellement de deux manières
avec le matériau semiconducteur, elle peut exciter le nuage électronique des atomes ciblés et
également produire des déplacements atomiques par transfert de mouvement.
L’excitation électronique produit des paires électron-trou, il n’y a, à priori, aucun
défaut du réseau sauf dans le cas des isolants [36]. Alors que les déplacements des atomes
brisent le réseau et produisent des dommages de volume dans le solide. Ces dommages de
volume sont d’un intérêt prédominant pour les semiconducteurs dont les propriétés électriques
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
80
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
et optiques peuvent être sévèrement affectées [35]. Cela rend l’étude de la résistance aux
radiations des matériaux investiguer avec précautions avant tout usage pour une application
spatiale, en particulier dans les dispositifs semiconducteurs. Pour ces raisons, il est nécessaire
de connaître les processus par lesquels les radiations interagissent avec le semiconducteur,
ainsi que de comprendre les modèles physiques qui décrivent des procédés. La compréhension
d’un modèle physique donne les basses nécessaires afin de pouvoir estimer le comportement
de dispositif dans un environnement plus complexe.
IV.2.2.1. Processus d’ionisation dans les semiconducteurs :
On parle de l’ionisation lorsque lors de processus de dépôt d’énergie sur une structure,
les électrons orbitaux sont enlevés de leurs atomes.
Pour évaluer le degré de dommage d’ionisation dans un matériau, les radiations
ionisantes de nature différentes doivent être réduites des unités de dose absorbée. De cette
manière. Les effets de l’exposition aux flux d’électrons de différentes énergies peuvent être
réduits à une dose absorbée. Ce même concept peut être appliqué aux radiations de rayons γ et
rayons X de toutes énergies. Dans le cas des particules lourdes tel que les protons, quelques
précautions doivent être prise pour qu’il sera possible de convertir leurs fluences en dose
absorbée. D’une part, leurs effets d’ionisation ne doivent pas être confinés au voisinage du
chemin suivi par les particules dans le matériau absorbeur, et d’autre par, l’ionisation produite
par ces particules doivent être homogène. Dans se cas leur dose absorbé peut être additionnée
avec les doses correspondant des autres types de radiations [35].
Le principal mécanisme physique de l’ionisation par le rayonnement est une interaction
coulombienne entre les particules chargés rapides et les électrons des atomes réguliers du
solide. Parfois un électron libéré possède une énergie suffisante pour produire à son tour une
ionisation. Ce phénomène s’appelle une production de rayons delta [37].ces électrons
apportent une contribution majeure puisque leur parcours peut atteindre plusieurs microns
[39]. Dans les interactions des atomes du solide avec neutrons, les processus d’ionisation sont
habituellement secondaires et ils sont précédés de la formation de particules chargées rapides
[34].
Quantitativement, les processus d’ionisation sont caractérisés par les pertes spécifiques
d’énergie ionisante. Cette perte représente la capacité d’un matériau pour diminuer l’énergie
d’une particule irradiante en fonction de l’énergie instantanée de cette particule. Ces collisions
électroniques déterminent la profondeur de pénétration dans le milieu absorbeur [35]. Aux
niveaux élevés d’énergie, ces pertes portent le caractère déterminant. Ce n’est que pour des
énergies relativement basses que les processus d’excitation électronique deviennent peu
effectifs, et que le rôle principal revient aux processus élastiques [34].
Sous l’effet de processus d’ionisation, les variations des propriétés liées aux porteurs
de charge hors d’équilibre provoquent des changements durables dans les semiconducteurs et
les diélectriques, cela dus au piégeage d’électrons et de trous hors d’équilibre dans le volume
ou à la surface du cristal. Les centres efficaces pour le piégeage peuvent être des impuretés ou
des défauts du réseau équilibrés. Les processus de recombinaison sous le rayonnement ne sont
qu’une partie du processus général de disparition des défauts par recuit. Le recuit des
électrons et des trous hors d’équilibre signifie leur recombinaison soit par choc direct, soit sur
un centre de recombinaison. Les temps de relaxation, dans le cas de l’existence de piège et
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
81
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
d’une séparation dans l’espace des électrons et des tro us hors d’équilibre, peuvent atteindre à
température ambiante jusqu’à 103 -104 s ou plus, ce qui entraine différents phénomènes de
mémoire. Dans certains cas le recuit commence pendant l’irradiation et lorsque celle-ci cesse
le cristal l’oublie instantanément [34].
Les radiations ionisantes affectent aussi les verres protecteurs constituants les
panneaux solaires. Un noircissement est causé par la formation des centres de couleur
résultent de la production d’ions et d’électrons libres. Le résultat de ces actions conduit à la
réduction de transmission optique du verre.
IV.2.2.2. Déplacement atomique dans les semiconducteurs :
C’est un autre type de collision qui est à l’origine des dommages qui dégradent de
manière prononcée les performances des semiconducteurs. Il s’agit des interactions élastiques
entre les particules irradiantes et les atomes régulières du réseau cristallin. Le mécanisme de
ces dommages est un déplacement des atomes hors des sites du réseau, produit par les
particules énergétiques irradiantes pénétrantes dans le milieu cristallin absorbeur. L’atome
déplacé de sa position initiale dans le réseau avec le site laissé vacant forme un couple de
Frenkel. On a :



Les dommages de déplacement par les électrons
Les dommages de déplacement par les protons
Les dommages de déplacement par les neutrons
IV.2.3. Le concept de dommage de radiation :
L’environnement spatial est un environnement très complexe, il présente des
irradiations omnidirectionnelles d’électron et de proton d’une large gamme d’énergie.
L’estimation de la dégradation des cellules solaires dans un tel environnement, né cessite
certaine méthode pour décrire les effets des différents types de radiation, selon des conditions
produites dans un laboratoire. Les irradiations omnidirectionnelles de L’environnement
spatial doivent être converties à une fluence unidirectionnelle de dommage équivalente d’une
énergie normalisée et en termes de particule spécifique. Cette fluence équivalente produira les
mêmes dommages produits par l’irradiation omnidirectionnelle de L’environnement
considéré.
Ce concept requiert une analyse méthodique afin d’évaluer l’efficacité des dommages
des particules de différentes énergies. Sur la base des données expérimentales, il possible de
définir l’efficacité de dommage relative pour chaque énergie des particules.
L’efficacité
relative sera une mesure du rapport de la fluence des particules à une énergie donnée sur la
fluence des particules d’une énergie normalisée nécessaire pour obtenir le même état dégradé
de la cellule solaire. Cette efficacité, dite encore rapport de fluence équivalente, dépend de
l’épaisseur du verre de couverture utilisé pour la protection de la cellule [40].
Pour évaluer les dommages des cellules solaires en Silicium et en Arséniure de
Gallium les énergies normalisées sont de 1MeV pour les électrons et de 10MeV pour les
protons. Pour d’autres technologies ces valeurs sont généralement possible mais peuvent avoir
besoin d’une révision [41]. Par exemple si une certaine fluence d’électrons de 10 MeV
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
82
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
dégrade une cellule solaire à un certain point, alors pour obtenir le même état dégradé il sera
nécessaire d’exposer avec des électrons de 1MeV la cellule à 16.5 fois de fluence d’électrons
de 10 MeV [35, 42]. D’un autre côté les dommages d’un proton de 10 MeV sont équivalents à
3000 fois les dommages d’un électron de 1 MeV, dans les cellules solaires en Silicium
cristallin. Dans les cellules solaires en Arséniure de Gallium, l’équivalence en dommages
d’un proton de 10MeV est de 400, 1000, et 1400 fois les dommages d’un électron de 1 MeV
pour le courant de court-circuit, la puissance maximum et la tension de circuit ouvrir
respectivement [41].
Lorsque l’énergie des protons est inférieure à 5 MeV, la distance d’arrêt sera inférieure
à l’épaisseur usuelle des cellules solaires. Dans ce cas une grande partie des dommages est
localisé à la fin de la trajectoire du proton, juste avant leur arrêt complet, lorsque ce dernier
s’arrête dans la cellule. Les dommages ne sont pas répartis uniformément, ce qui entraine une
durée de vie variable. Le concept général d’équivalence ne sera pas applicable [35].
IV.2.4. L’hypothèse de NIEL et la dose absorbée des dommages de
déplacement :
Les dommages qu’ils soient permanent ou transitoires, sont très souvent proportionnel à
la qualité d’énergie perdue par la particule incidente dans la matière qu’elle traverse. La perte
d’énergie associé au dommage de déplacement est appelée perte d’énergie non ionisante (Non
Ionizing Energy Loss, NIEL). L’hypothèse de NIEL suppose que tout dégât induit par une
particule dans un semiconducteur dépend uniquement de l’énergie perdue de manière non
ionisante. Elle ne tient donc compte que du recul des atomes du substrat et la qualité des
défauts induits est évaluée selon l’énergie déposée dans la première collision [43]. L’unité de
NIEL est : MeV/cm ou MeV cm²/g.
IV.2.5. Objectifs de l’analyse des radiations :
Il s’agit essentiellement de :
 garantir que les doses cumulées reçues par les composants actifs sont inférieures ou
égales aux doses maximales admissibles (appelées par la suite doses de conception).
Ces doses de conception sont définies par l’industriel suite à des essais et des analyses
 définir les blindages nécessaires à la tenue de ces environnements, tout en veillant à
réduire le nombre de montages particuliers (objectif de standardisation pour réduire les
coûts de production) et respecter la spécification de masse de l’équipement.
IV.2.6. mesure des dommages sur le comportement électrique global des
cellules solaires :
Les protons de très basse énergie produisent des dommages de déplacements, répartis
non uniformément dans la zone de charge d’espace, qui peuvent sérieusement réduire le V co
des cellules solaires sans pour autant modifier la longueur de diffusion et peuvent entre autre
augmenter le courant de saturation de la diode et le facteur de qualité par des mécanismes qui
ne sont pas apparentés à la diffusion des porteurs minoritaires [35]. A cet égard, une autre
méthode a été développée pour évaluer les effets de l’irradiation sur les cellules solaires en
termes de variation des paramètres expérimentaux utilisés communément. Cette méthode est
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
83
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
basée sur la surveillance des surveille l’évolution des données expérimentales qui sont le
courant de court circuit Icc, la tension de circuit ouvert Vco et la puissance maximale Pmax .
IV.2.7. Effet d’une couche de protection sur le spectre des particules
irradiantes :
Dans l’espace, les panneaux solaires dont partiellement protégés du spectre des
irradiations incidentes par un verre de protection à l’avant et par le substrat du panneau à
l’arrière. Si l’on prend en compte cette protection, il est possible de calculer le spec tre
différentiel réduit qui le spectre réel à la sortie de la protection, le spectre différentiel réduit
est le spectre réel pénétrant directement dans la surface de la cellule solaire.
IV.2.8. méthode de calcul des défauts :
Le comportement des cellules solaires dans l’environnement spatial peut être décrit en
termes de modifications de leurs paramètres de caractérisation électrique. Puisque les
panneaux solaires du futur deviendront de plus en plus élaborés et pourront être constitués de
matériaux qui seront affectés par différents aspectes d’irradiations, il est donc nécessaire, pour
un système et un environnement données, de connaitre les processus par lesquels les
radiations interagissent avec les cellules solaires ainsi que comprendre les modèles physiques
qui décrivent ces procédés afin estimer leur comportement dans un environnement plus
complexe en vue de leur utilisation dans l’espace.
Dans l’étude des dommages subis par les cellules solaires sous l’effet de l’irradiation,
plusieurs méthodes ont été développées pour évaluer ces dommages. Comme c’est déjà vu
dans les paragraphes présidente, il est possible de caractériser ces dommages en termes de
changements de la durée de vie ou de la longueur de diffusion des porteurs minoritaires. Cette
méthode a été largement utilisée, car la mesure de la durée de vie permet de quantifier le
montant des dommages de déplacement dans la cellule solaire. Le but de cette section est de
présenter des modèles analytiques de simulation des effets d’irradiation par des électrons et
des protons sur les cellules solaires.
IV.2.9. Dégradation d’une cellule solaire :
Le rendement de puissance des piles solaires est sévèrement réduit par des dommages
causés par les radiations. Les panneaux solaires d'un satellite typique dans la basse orbite
terrestre perdent 15% de sa puissance produisant des possibilités en 5 ans. La prévision de la
dégradation des cellules solaires au cours d'une mission peut être cruciale à déterminer la
longueur de la mission. Des sous-systèmes alimentation d’engin spatial sont conçus pour
répondre à des exigences de l'extrémité-de-vie, et en soi, il est nécessaire de prévoir la perte
de puissance des cellules solaires au cours de la vie de mission. Il y a des données
expérimentales existantes limitées de dégradation de cellule solaire en fonction de fluence
d'électron et de proton. Par conséquent, une méthode pour la prédiction de dégradation qui se
fonde sur des données expérimentales limitées est souhaitable.
Une approche à la perte de puissance de corrélation au rayonnement se compose
multiplier l'énergie non ionisante calculée (NIEL) et la fluence. Les pertes de puissance liées à
l'irradiation de proton est une caisse spéciale en raison de la dépendance linéaire du
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
84
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
coefficient de dommages de proton à l'égard le NIEL pour toutes les cellules solaires.
L'irradiation d'électron, cependant, ne varie pas linéairement avec NIEL et une approche plus
générale est exigée. Cette méthode de caractériser les effets du rayonnement sur les cellules
solaires en termes de dose absorbée de dommages de déplacement permet la prévision des
pertes de puissance dans l'environnement de l'espace avec des données expérimentales
limitées.
Dans les sections suivantes, nous démontante la méthode mentionnée ci-dessus pour les
celliles solaires d'arséniure de gallium. Cependant, nos modules peuvent également être
appliqués à cellules solaires pour lesquels les données expérimentales de la fluence de proton
et d'électron existent.
IV.2.9.1. Dégradation produite par les Protons :
La Figure IV.2 montre les courbes expérimentalement mesurées de la dégradation
normale de puissance pour les cellules solaires de GaAs. Actionner la dégradation pour la
cellule solaire de GaAs après exposition aux protons pour des forces de 0. 5, 1, 3, et 9.5 MeV
sont montrés.
Figure IV.2 : dégradation normale de la puissance des cellules solaires de p/n GaAs pour
différentes énergie de protons.
Suivant les indications de l'équation 4.1, une courbe caractéristique pour des dommages
de proton (la Figure IV.3) peut alors être obtenue en multipliant la fluence de proton, Φ (E),
parle NIEL, S (E), pour une force donnée, E.
𝐃= Ф 𝐄 .𝐒 𝐄
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
(𝟒. 𝟏)
85
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
De cette façon, les données pour toutes les forces peuvent être représentées par une
fonction caractéristique simple.
Figure IV.3 : courbe caractéristique pour des dommages de proton.
La courbe caractéristique est produite pour modeler la perte de puissance due à
l'irradiation de proton. La parcelle de terrain est adaptée aux données expérimentales (produit
de NIEL et de fluence) et est définie par Equation 4.2. Dans l'équation 4.2, Pmax/Po
représente la puissance normale de la commencement-de-vie après exposition à une dose
donnée de protons. D représente la dose dans les unités de MeV/g. C et Dx sont des
constantes adaptées aux données expérimentales, à l'égale à .1295 et au 1.295× 10 9
respectivement.
𝐏𝐦𝐚𝐱
𝐏𝟎
𝐃
= 𝟏 − 𝐂 𝐥𝐧 𝟏 + 𝐃
𝐱
(𝟒. 𝟐)
L'équation 4.2 peut être modifiée pour calculer la dose exigée pour ramener la puissance à
n'importe quel niveau donné :
𝐃 = 𝐃𝐱
𝐞
𝟏−𝐏𝐦𝐚𝐱
𝐏𝟎
𝐂
− 𝟏
(𝟒. 𝟑)
L'avantage primaire de cette méthode est que la dose demeure constante pour n'importe
quel ion positif d'énergie. La parcelle de terrain fournit absorbé fait pour une réduction
donnée de puissance. Divisant la dose par le NIEL pour une valeur d'énergie de notre choix
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
86
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
(non seulement valeurs d'énergie pour lequel les données expérimentales existent), nous
pouvons produire la fluence. Ceci permet à un groupe entier de coefficients de dommages
d'être obtenu à partir d'une courbe caractéristique simple.
IV.2.9.2. Dégradation produite par les électrons :
La Figure IV.4 montre les courbes expérimentalement mesurées de la dégradation
normale de puissance pour les cellules solaires de GaAs. Actionner la dégradation pour la
cellule solaire de GaAs après exposition aux électrons pour des forces de 0.6, 1, 2, et 12 MeV
sont montrés.
Figure IV.4 : Dégradation de puissance pour la cellule solaire de GaAs après exposition aux
électrons, pour différents énergies et fluences.
Comme avant, l'énergie de dommages déposée par des électrons d'une énergie donnée
est calculée avec utilisation d'équation 4.1. Cependant, la caisse d'électron prouve plus
compliqué que la caisse de proton parce que les coefficients de dommages ne varient plus
linéairement avec le NIEL. Au lieu de produire d'une courbe caractéristique telle que celle sur
la Figure IV.3, une gamme des données est produite (La figure IV.5)
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
87
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
Figure IV.5 : Perte de puissance des cellules de GaAs de l'irradiation d'électron tracée contre
la dose absorbée.
Pour compenser la variation non linéaire des coefficients de dommages et de NIEL, il
est nécessaire de définir une dose effective d'énergie d'électrons, Deff. Cette valeur est
typiquement choisie en tant que 1.0 MeV. La valeur de n dans l'équation 4.4 doit être
expérimentalement déterminée.
𝐃𝐞𝐟𝐟
𝐒 𝐄
𝟏.𝟎 = 𝐃
𝐒 𝟏. 𝟎
𝐧−𝟏
(𝟒. 𝟒)
En définissant cette dose absorbée efficace de 1.0 MeV d'énergie d'électrons, une
courbe caractéristique peut être produite.
Pour démontrer l'applicabilité de cette méthode d'utiliser la dose effective de l'énergie
d'électrons, Deff, pour d'autres types de cellule solaire, la courbe caractéristique des cellules
solaires de SI est calculée. Deff est de nouveau placé à 1.0 MeV et n s'avère 2 pour le silicium
des données expérimentales .Utilisation les équations 4.1, 4.2, et 4.4, l'électron dose absorbée
est alors tracé pour différentes énergies d'électrons. Comme prévu, les coverges de données
sur une ligne simple qui peut être définie par Equation 4.1 avec C et Dx comme constantes
adaptées pour tracer, égalent à 0.06593 et à 1.841×108 respectivement (la Figure IV.6).
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
88
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure IV.6 : courbe caractéristique pour des dommages d'électron.
Comme dans la caisse de proton, la courbe caractéristique d'électron permet à la fluence
des électrons de n'importe quelle énergie d'être calculé pour une perte de puissance donnée.
Ceci peut être utile dans le processus de sélection de cellule solaire. Par exemple, la
dégradation de divers types de cellule solaire peut être comparée par le calcul de la fluence
des électrons de 1 MeV.
Effets de proton et d'électron appliqués au modèle de rayonnement :
𝒅Ф 𝑬, 𝒕
𝑺 𝑬, 𝒕 𝒅𝑬𝒅𝒕
𝒅𝑬
𝒅Ф 𝑬, 𝒕
𝟏. 𝟎 = 𝑺 𝟏. 𝟎 −(𝒏−𝟏)
𝑺 𝑬, 𝒕 𝒏 𝒅𝑬𝒅𝒕
𝒅𝑬
𝑫=
𝑫𝒆𝒇𝒇
𝟒. 𝟓
(𝟒. 𝟔)
IV.2.10. Conclusion :
La caractérisation des effets du rayonnement sur les cellules solaires en termes de dose
absorbée de dommages de déplacement par opposition à la fluence de particules réduit les
données expérimentales requises pour prévoir des pertes de puissance dans l'environnement
de l'espace.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
89
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
IV.3. Contraintes dus au lancement :
IV.3.1. Analyse modale des panneaux solaires d’ALSAT-1 :
IV.3.1.1.Introduction :
L’analyse par la méthode des éléments finis va permettre de simuler les chargements au
lancement et d’étudier le comportement de la structure vis-à-vis de ceux-ci. Le logiciel utilisé
est Patron 2000.
La question qui s’est directement posée était de savoir à quel niveau se limiterait le
modèle. En effet, au vu des premiers calculs effectués, il apparaissait que seuls les panneaux
et leur mécanisme avaient été modélisés. C’est ce qui se fait habituellement sur un soussystème de satellite. Il est modélisé seul et sa fréquence propre est calculée en considérant un
encastrement aux points de liaisons avec la structure. On vérifie alors que la fréquence
fondamentale du sous-système est plus élevée que celle de la structure du satellite, d’environ
deux octaves, pour éviter tout couplage fréquentiel. La seule contrainte imposée est que le
mode fondamental global (dans les axes latéraux) soit supérieur à 10Hz. Un calcul sur
l’ensemble structure plus satellite permettrait de le vérifier.
IV.3.1.2. Analyse par élément finis :
Le calcul analytique ne peut permettre d’obtenir, au stade de l’avant-projet de
définition, que des « ordres de grandeur » pouvant confirmer de façon préliminaire des choix
d’architecture pour les équipements. Seule une analyse par éléments finis permet d’estimer
avec suffisamment de fiabilité les fréquences propres d’un panneau et avec un mode de
fixation clairement défini.
Un certain nombre d’informations doivent être collectées ou disponibles en préalable à
l’analyse mécanique :



Les données du sous-ensemble : dimensions, bilan de masse détaillé et caractéristiques
des matériaux utilisés ;
La mission du satellite dont les contraintes d’environnement mécaniques sont
traduites.
Les comportements dynamiques des structures :
Les conditions aux limites (encastrement, appui simple, rotule...)
applicables au modèle par éléments finis. Ces conditions aux limites sont
définies en fonction de l’expérience de l’ingénieur calcul et de données
expérimentales issues de « recalages » effectués entre les mesures réalisées
pendant les tests de vibration et le modèle,
Les coefficients d’amortissement des matériaux. Ces valeurs sont définies
selon la même démarche que pour les déterminations des conditions aux
limites (expérience et essais de caractérisation).
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
90
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
L'analyse d'élément finie (FEA) implique typiquement les étapes suivantes :
1. Construire la géométrie idéalisée avec de la structure qui doit être analysée. La
structure peut être une représentation précise de l'objet ou une représentation
simplifiée pour le but de l'analyse.
2. Diviser la structure en éléments finis.
3. Appliquer les charges de savoir : forces et/ou moments nodaux dans l'analyse d'effort,
flux nodaux de la chaleur dans le transfert thermique.
4. Indiquer comment la structure est soutenue, c.-à-d. placent des déplacements et des
températures aux valeurs connues.
5. L'ordinateur peut maintenant être utilisé pour résoudre pour des champs de résultats
comme des efforts et des contraintes dans la structure ou le continuum.
IV.3.1.2.1. Définir la géométrie :
Construire la géométrie idéalisée avec de la structure qui doit être analysée. La structure
peut être une représentation précise de l'objet ou une représentation simplifiée pour le but de
l'analyse.
Points can be specified
using
[ x y z ] coordinates or by
clicking on the workspace
(the coordinates cannot be
changed once a point is
created)
Curves can be created by:
•Points – creates a straight line between two points
•2D Circle – creates a circle of specified radius about
a point
•Splines – creates a lines that roughly follows
specified points
•Chain – creates a composite curve by tracing
specified curves
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
91
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
IV.3.1.2.2. Définir les éléments finis :
Diviser la structure en éléments finis.
Mesh Seed – specifies the number of nodes or
length
of elements to place along a curve
Mesh Control – specifies geometrical
constraints to
follow in creating elements on either a curve or
surface
Mesh – specifies type of elements (1D w/ two
nodes,
2D w/ 3, 4 or 8 nodes, or 3D) and meshing
technique
(IsoMesh or Paver). Then creates mesh on
curve,
surface or solid.
Element – manually specify the type and end
points of elements (useful for creating truss
elements)
IV.3.1.2.3. Définir les charges/états de frontière :
Appliquer les charges de savoir : forces et/ou moments nodaux dans l'analyse d'effort,
flux nodaux de la chaleur dans le transfert thermique.
Displacements – specify translations
< u,v,w > and rotations < θx,θy,θz > and
their application regions
Forces – specify forces < Fx,Fy,Fz > and
moments < Mx,My,Mz > to be applied to
specific nodes
Distributed Forces – specify distributed
loads < fx,fy,fz > and < mx,my,mz > to be
applied along the edge of a 2D element
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
92
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
IV.3.1.2.4. Définir les caractéristiques matérielles :
Cette étape est de déterminer les propriétés matérielles par exemple pour indiquer le
module de Young et le rapport de Poisson pour créer le matériel.
IV.3.1.2.5. Définir les propriétés des éléments :
Cette étape est d'indiquer le type d'élément (barre ou faisceau pour le 1D, coquille pour
2D) et les propriétés d'élément (barre : matériel et secteur ; faisceau : matériel, secteur et
orientation ; coquille : matériel et épaisseur) pour un régime d'application
1 Dimension
2 Dimension
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
93
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
IV.3.1.2.6. Choisir les charges appliquées :
Cette étape est de créer un cas de charge qui combine les conditions choisis de charge et
de frontière en jeu simple
IV.3.1.2.7. Choisir le type d'analyse :
L'ordinateur peut maintenant être utilisé pour résoudre pour des champs de résultats
comme des efforts et des contraintes dans la structure ou le continuum.
Solution Type– check to ensure Linear
Static analysis
Subcases – specify the results desired
under Global menu
Subcase Select – choose which
subcases to run in the analysis (the
Default case
combines all the loads and BCs into one
load case)
IV.3.1.3. Analyse modale :
C’est l’analyse des différents modes.
IV.3.1.3. 1.Géométrie :
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
94
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure .IV.7 : Panneaux solaires d’Alsat-1.
IV.3.1.3. 2. Maillage :
Figure .IV.8 : Maillage des Panneaux solaires d’Alsat-1.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
95
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
IV.3.1.3. 3. Les Modes :
Figure .IV.9 : Mode 1 F1 = 54.065 HZ
Figure .IV.10 : Mode 2 F2 = 55.77 HZ
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
96
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure .IV.11 : Mode 3 F3 = 109.18 HZ
Figure .IV.12 : Mode 4 F4 = 111.95 HZ
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
97
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure .IV.13 : Mode 5 F5 = 112.27 HZ
Figure .IV.14 : Mode 6 F6 = 112.64 HZ
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
98
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure .IV.15 : Mode 7 F7 = 113.35 HZ.
Figure .IV.16: Mode 8 F8 = 127.2 HZ
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
99
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure .IV.17: Mode 9 F9 = 134.03 HZ
Figure .IV.18 : Mode 10 F10 = 150.5 HZ
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
100
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
IV.3.1.3. 4. Résultats :
L’analyse par éléments finis a tout d’abord permis de définir le nombre d’actuateurs
nécessaires et leur positionnement en fonction des spécifications de fréquence propre
imposées par le lanceur. Ensuite la tenue au cas de charge de vibrations sinus a été vérifiée.
Enfin, malgré une limitation sur le nombre de modes calculables, la résistance aux vibrations
aléatoires a été effectuée.
La vérification des panneaux aux charges de lancement est dès lors complète en ce qui
concerne la partie simulation. Les marges obtenues sur les différentes limites sont
relativement élevées.
Les figures suivantes montrent les dix modes de simulation des panneaux solaires
d’Alsat-1, on remarque la première fréquence du mode propre 1 est de l’ordre de 54.065 HZ,
cette fréquence est supérieure à la fréquence du résonnance du lanceur Cos mos3M, ce qui
signifie la rigidité des panneaux solaires, sa résistance au résistance au sollicitations du
lanceur.
IV.4. Analyse thermique :
L’analyse thermique doit s’assurer de la capacité de l’équipement à supporter avec
succès l’environnement thermique spécifié sur la durée de vie de l’engin spatial, donc :
 garantir que les températures des composants sont inférieures ou égales aux limites
fixées par les règles applicables au projet est à la température maximale de
fonctionnement ;
 garantir que les températures des composants sont inférieures aux limites des
fournisseurs quand l’équipement est à la température maximum de qualification ;
 garantir que les températures des matériaux et procédés utilisés sont dans leur gamme
de qualification quand l’équipement est dans sa gamme extrême de température de
qualification ;
 vérifier que les flux à l’interface de l’équipement sur le plan de pose sont conformes
aux valeurs spécifiées ;
 fournir les températures de composants (boîtier, jonction) quand l’équipement est à la
température maximale de fonctionnement.
IV.4.1. Analyse thermique d’un panneau d’Alsat-1 :
C’est la même analyse que l’on a applique pour l’analyse due au lancement (l’analyse
par élément finie FEM).
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
101
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
Figure IV.19 : Analyse thermique d’un panneau solaire d’Alsat-1.
En remarque que la température est au milieu de panneau solaire pour éviter tous
dégradations, il est construit de ne pas maitre des cellules solaires de cette zone.
IV.5. Effets de l’environnement atmosphérique :
Dans les orbites près de la terre, les effets de l'atmosphère doivent être considérés.
L'atmosphère crée la drague sur le vaisseau spatial, qui dégrade l'orbite. Particules dans
l'atmosphère érodent également les surfaces du satellite par des collisions aux vitesses
d'environ 8 km/s. Ce phénomène peuvent affecter les propriétés thermiques et électriques et
dégrader la structure elle- même. Cependant, l'atmosphère peut également offrir une certaine
protection au vaisseau spatial contre la radiation thermique et ionisante dans les altitudes
jusqu'à 200 kilomètres.
IV.5.1. La densité :
On considère généralement que 150 Km représente l’altitude la plus basse à laquelle un
satellite en orbite circulaire peut accomplir au moins une révolution sans propulsion. Au
dessus de cette altitude les frottements atmosphériques sont en effet trop importants.
Pourtant, à encore 1000 Km d’altitude, les satellites en orbite dans l’exosphère sont aussi
soumis à des perturbations causées par les collisions avec les molécules individuelles.
Pour évaluer la durée de vie d’un satellite en orbite basse, il faut connaître la densité
atmosphérique du périgée. Cette dernière, à l’instar de température, varie en fonction de
l’activité solaire.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
102
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure IV.20 : La Densité atmosphérique.
IV.5.2.Variation d’atmosphère :
La densité, la pression, la température, et la composition de l’atmosphère neutre de la
terre tous changent nettement avec l’augmentation de l’altitude.
Figure IV.21 : La variation d’atmosphère avec l’altitude.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
103
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
Comme vu sur la Figure IV.21, la pression atmosphérique du neutre diminue également
rapidement comme augmentation d’altitude. Cette dimunation n’est pas exactement
exponentielle.
Figure IV.22 : La variation d’atmosphère avec l’altitude.
Les effets de solaire cycle en thermosphère de la terre sont tout à fait prononcés, cette
Figure présente un calcule de les profils d’altitude de deux espèces neutres numérotaient des
densités pendant des périodes solaires différentes d’activité.
IV.6. Tests d’environnement Spatial :
Le problème technique majeur dans le développement des technologies spatiales est
l’environnement spatial agressif auquel est exposé le satellite. Les tests d'environnement
spatial sont des essais au sol pour simuler ces conditions, et s’assurer des performances et
vérifier la conception des sous systèmes du satellite avant son lancement
L’équipe algérienne a participé à tous les tests d’environnement (EVT). Ces tests font partis
d’un processus de test du microsatellite déjà intégré durant la phase de l’AIT, dans un
environnement qui simule les conditions de fonctionnement du microsatellite durant la phase
du lancement et la mise à poste en orbite.
IV.6.1. Tests de vibration d’Alsat-1 :
IV.6.1.1. Objectifs :
•
Déterminer les mouvements structuraux et la résistance des satellites
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
104
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Chapitre IV
•
•
Analyser les structures sous environnement sinusoïdal, les caractéristiques
dynamiques (fréquences naturelles, modes de résonance, etc.),
Vérifier qualitativement la résistance des matériaux aux vibrations
induites par la phase de propulsion sous conditions très similaires aux
environnements du lancement
Figure IV.23 : Test de Vibration du modèle de qualification de la structure d’Alsat-1 à
Astrium
Figure IV.24 : Test de Vibration suivant l’axe x-y ( Astrium)
Figure IV.25 : Modèle de chambre de test du vide thermique utilisé pour Alsat-1
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
105
Chapitre IV
influence de l’environnement spatial sur les panneaux solaires
Figure IV.26: Alsat-1 dans la chambre anéchoïde de test de compatibilité électromagnétique
(EMC) à ITS Leatherhead..
Figure IV.27 : Test de choc
IV.7. Conclusion :
Dans ce dernier chapitre nous avons p résenté à la fois une étude des effets de
l’environnement spatial, par la suite nous avons réalisé des simulations sur les panneaux
solaires d’Alsat-1. Nous avons aussi complété Les résultats obtenus, considéré comme étant
satisfaisant par des interprétations.
Effets de l’Environnement Spatial sur les Panneaux Solaires d’un Satellite
106
CONCLUSION GENERALE
Le travail que nous avons mené propose plusieurs approches pour résoudre les
problèmes principaux lies de l’environnement spatial. L’objet de ce travail était l’étude des
effets de l’environnement spatial sur les panneaux solaires d’un satellite. En effet, le travail
s’insérait dans le projet du satellite Alsat-1.
L'environnement normal de l'espace contient beaucoup de soucis qui doivent être
considérés dans la conception d'un engin spatial. Beaucoup de propriétés de l'espace peuvent
être nuisibles aux composants d'un satellite. Il est difficile prévoir la plupart de ces
caractéristiques parce qu'elles changent avec les événements solaires qui changent avec
l'heure, et la rotation du soleil. Les contraintes de l’environnement quand n’a traité dans notre
travaille sont :

Les contraintes énergétiques.

Les contraintes thermiques

Les contraintes dus au lancement

Les contraintes Atmosphériques
Les propriétés de l'environnement de l'espace doivent être considérées en concevant un
engin spatial parce qu'elles peuvent endommager la structure, des ordinateurs, et d'autres
systèmes. Cependant, il est difficile prévoir ces propriétés car elles changent souvent avec des
événements solaires. Les effets des débris orbitaux, par exemple, sont basés en grande partie
sur des probabilités recueillies des observations des missions précédentes.
Le travail présenté dans ce mémoire donne une étude détaillée sur l’environnement
spatial ainsi le sous système énergie de bord d’un microsatellite et on s’est basé sur le
microsatellite et on s’est basé sur le microsatellite Algérien Alsat-1 comme étant le premier
pas vers l’espace, puis nous avons fait des simulations sous logiciel du VTB concernant la
conception du panneau solaire d’Alsat-1 et enfin nous avons simulé les contraintes avec Msc
Patran, Msc Nastran.
Comme perspective, nous souhaitons continuer de travailler sur ce sous système et nous
espérons le concevoir ainsi l’adapter aux différentes missions.
De futurs efforts seraient bien dépensés sur les technologies de cellule solaire de
perfectionnement. Il est important d'explorer l'utilisation de l'énergie stockée de compléter la
production d'électricité.
La future recherche sur des systèmes thermiques aidera à augmenter les possibilités des
systèmes d'alimentation.
Afin de sauvegarder mieux un engin spatial des effets sur l'environnement, elle est la
meilleure pour rechercher entièrement les conditions prévues que l’engin spatial sera soumis.
Ceci inclut la recherche sur les modèles de rayonnement, la densité orbitale et de débris et de
micrométéorites, et les éruptions solaires prévus d'événement. Avec cette connaissance, un
cadre peut être développé pour la protection contre la collision et les dommages de
rayonnement.
TABLE DES FIGURES
Figure
Page
Figure. I.1 : Abondance relative des ions provenant des rayons cosmiques dans
l’espace interplanétaire
3
Figure I.2 : Représentation des mesures de vitesse du vent solaire
la sonde Ulysse [IMAGINOVA- 2005]
4
provenant de
Figure I.3 : Nombre de taches solaires moyenné sur un mois en fonction de temps.
[NASA- 2005]
4
Figure I.4 : Eruption solaire du 4 janvier 2002. Cette image provient de données de la
sonde SOHO. Nous pouvons remarquer l’éjection de masse coronale. Cette éruption
est la plus grande des éruptions observées par une sonde. [IMAGINOVA-2005]
5
Figure I. 5 : La magnétosphère Terrestre.
6
Figure I. 6 : Vue d’artiste des Ceintures de radiation.
7
Figure I.7 : Trajectoire d’une particule piégée dans une ceinture de radiation.
7
Figure I. 8 : Iso flux (cm-2 .s-1) des ceintures de radiation des électrons et de protons
en coordonnées cylindriques par rapport à l’axe d dipôle magnétique terrestre en unité
de rayon terrestre d’après les travaux de E.J. Daly.
8
Figure I.9 : répartition en LEO des débris spatiaux.
10
Figure I.10 : Densité des débris catalogués.
10
Figure I.11 : Variation saisonnière de CS
13
Figure I.12: Spectre de Johnson
14
Figure II.13 : Spectre du flux albédo
14
Figure I.14 : Spectre Terrestre
16
Figure I.15 : La phase de Lancement.
17
Figure I.16 : La phase de mise à poste du satellite sur son orbite
18
Figure I.17 : La phase de vie en orbite
18
Figure I.18 : Satellites fixés sur un plateau
20
Figure I.19 : Interface mécanique avec lanceur
21
Figure. I.20 : La loi de Gravitation
24
Figure. I.21 : Le potentiel Luni-solaire
26
Figure .I.22 : Couple de gradient de gravité
27
Figure I.23 : Les moyens de transports
28
Figure. II.1 : Anatomie d’un Satellite
31
Figure. II.2 : Imageur d’Alsat-1
32
Figure II.3 : Bus non régulé.
34
Figure II.4 : Bus régulé
Figure II.5 : Influence des radiations et de la température sur les cellules solaires
Figure. II.6 : Modèle électrique de la cellule solaire.
Figure II.7 : La courbe I/V d’une cellule solaire
Figure II.8 : Influence de température sur les cellules.
Figure .II.9 : Influence de dégradation sur la caractéristique.
34
36
38
39
40
41
Figure II.10: Influence du taux d’illumination sur la caractéristique.
Figure II.11 : Influence de la température sur les paramètres Vco et Icc.
42
Figure II.12 : Diodes de protection.
43
Figure II.13 : Influence de l’angle du soleil.
Figure II.14 : Structure d'une cellule photovoltaïque
Figure II.15: Association en série de Ns cellules solaires
Figure II.16 : Association en parallèle de Np cellules solaires
Figure II.17 : Type de cellules de batterie.
Figure III.1: Premier microsatellite Algérien Alsat-1.
42
44
45
46
47
48
50
Figure III.2: Stations de travail de la station sol d’Arzew
52
Figure III.3 : Structure Alsat-1.
52
Figure III.4: Modules électriques d’Alsat-1
53
Figure III.5 : Schéma synoptique du système d’énergie d’ALSAT-1
54
Figure III.6 : Modèle Alsat-1
55
Figure III.7 : configuration du panneau solaire Alsat-1.
Figure III. 8: Les panneaux solaires d’Alsat-1
Figure III.9 : Composants solaires de force de panneau
Figure III. 10: Composants principaux de pile solaire de l'espace
a- Configuration d'interconnexion
b- Pile solaire au nid d'abeilles d'aluminium
Figure III. 11: Les panneaux sandwich.
Figure III. 12: nid d’abeille.
Figure III.13 : Protecteurs solaires du panneau Alsat-1
a. panneau solaire.
55
56
57
58
58
59
60
b. protecteur de panneau solaire.
c. Protecteur de panneau solaire assemblée.
Figure III.14 : Caractéristique (V/I) en début en fin de vie
63
Figure III.15 : Circuit de compensation en température des panneaux solaires
61
Figure III.16 : Disposition des cellules dans le pack d’Alsat-1.
64
Figure III.17 : Circuit de compensation en température de la batterie.
65
Figure III.18 : rangée des cellules solaires
67
Figure III.19 : Circuit équivalent de RC pour une pile solaire simple
68
Figure.III. 20 : Le circuit pour produire des caractéristiques statiques.
72
Figure.III. 21 : Le courant de rangée contre sa tension pour les températures de (de la
droit vers la gauche) 273 K, 300K, 325 K lignes continues de, 350 K de375 K, et de
400 K. pour AM0 conditionner, et les lignes pointillées pour l'état AM1.
73
Figure.III. 22 : La rangée de puissance de sortie contre sa tension po ur les températures
de(De droite à gauche) 273 K, 300 K, 325 K, 350 K, 375 K et 400 K. Les lignes
continues pour AM0 conditionnent, les lignes pointillées pour l'état AM1.
73
Figure.III. 23 : Comparaison de l'efficacité de conversion d'énergie prévue par
VTBmodeler (des lignes pour AM0 et AM1 sont recouvertes) aux données (cercles
pour AM0 et diamants pour AM1 sont recouverts).
74
Figure.III. 24 : (a) radiation Solaire (b) Tension de sortie du panneau (c) Courant de
sortie du panneau (d) efficacité de conversion (e) Température des cellules
77
Figure IV.1 : Effets de radiation sur des matériaux de vaisseau spatial.
79
Figure IV.2 : dégradation normale de la puissance des piles solaires de p/n GaAs pour
différentes énergie de protons.
85
Figure IV.3 : courbe caractéristique pour des dommages de proton.
86
Figure IV.4 : Dégradation de puissance pour la pile solaire de GaAs après exposition
aux électrons, pour différents énergies et fluences.
87
Figure IV.5 : Perte de puissance des cellules de GaAs de l'irradiation d'électron tracée
contre la dose absorbée.
88
Figure IV.6 : courbe caractéristique pour des dommages d'électron.
89
Figure .IV.7 : Panneaux solaires d’Alsat-1.
95
Figure .IV.8 : Maillage des Panneaux solaires d’Alsat-1.
96
Figure .IV.9 : Mode 1
96
Figure .IV.10 : Mode 2
97
Figure .IV.11 : Mode 3
97
Figure .IV.12 : Mode 4
98
Figure .IV.13 : Mode 5
97
Figure .IV.14 : Mode 6
98
Figure .IV.15 : Mode 7
99
Figure .IV.16 : Mode 8
99
Figure .IV.17 : Mode 9
100
Figure .IV.18 : Mode 10
100
Figure IV.19 : Analyse thermique d’un panneau solaire d’Alsat-1.
102
Figure IV.20 : La Densité atmosphérique.
103
Figure IV.21: La variation d’atmosphère avec l’altitude.
103
Figure IV.22 : La variation d’atmosphère avec l’altitude.
104
Figure IV.23 : Test de Vibration du modèle de qualification de la structure d’Alsat-1 à
Astriu
Figure IV.24 : Test de Vibration suivant l’axe x- y ( Astrium)
Figure IV.25 : Modèle de chambre de test du vide thermique utilisé pour Alsat-1
105
105
105
Figure IV.26: Alsat-1 dans la chambre anéchoïde de test de compatibilité
électromagnétique (EMC) à ITS Leatherhead..
106
Figure IV.27 : Test de choc
106
LISTE DES TABLEAUX
Tableau
Page
Tableau I.1 : Les différentes sources de radiations et leurs influences
9
Tableau I.2 : Intervalles types pour les composants de véhicules spatiaux.
11
Tableau I.3 : Quelques ordres de grandeur d’albédo
15
Tableau II.1 : Les caractéristiques de choix des cellules solaires.
37
Tableau III. 1: Les différents matériaux utilisés dans Alsat-1.
52
Tableau III.2 : Les éléments de dégradation fondamentale
61
Tableau III.3 : Liste de bornes modèles avec l'information de connectivité
68
Tableau III.4 : Liste des paramètres modèles
69
Tableau III.5 : Liste des variables de sortie
69
Liste Des Acronymes
AM0 : Air Mass Zéro
LEO : Low Earth Orbit
MEO : Mid Earth Orbit
GEO : Geostationary Earth Orbit
OSR : Optical Solar Reflector
SSTL : Surrey Satellite Technology
EMC : Electromagnetic Compatibility
GPS : Global Positinning System
MPP : Maximum Power Point
BOL : Biginning Of Life
EOL : End Of Life
BCR : Battery Charge Regulator
EPS : Electric Power Subsystem
CNTS : Centre National des Techniques Spatiales d'Arzew
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
ESD : Electrostatic Discharge
SEE : Single Event Effects
SEU : Single Event Upset
SEL : Single Event Latch
SEB : Single Event Burn
SEGR : Single Event Gate Rupture
Bibliographie
[1] Philippe CHEYNET, « «Etude de la robustesse du contrôle intelligent face aux fautes
induites par les radiations », thèse de doctorat 1999, Institut National Polytechnique de
Grenoble.
[2] Damien LAMBERT, « Analyse par simulation monte Carlo de la sensibilité aux aléas
logiques des mémoires SRAM soumis à un environnement protonique Spatial ou neutronique
Terrestre », thèse de doctorat 2006, Université Montpellier II.
[3] Michel ROUSSEL, « Influence de l’environnement spatial sur générateur solaire d’un
Satellite artificiel», Centre National d’études Spatiales.
[4] Thomas ESTIER, « Nanosatellite», Février 1999, Ecole Polytechnique Fédérale de
Lausanne.
[5] Pierre BESSEMOULIN et Jean OLIVIERI, « LE RAYONNEMENT SOLAIRE
ET SA COMPOSANTE ULTRAVIOLETTE», La Météorologie 8e série - n° 31 - septembre
2000.
[6] P. MAURAY, « Introduction au Problème de contrôle thermique des Véhicules
Spatiaux », Centre National d’études Spatiales.
[7] Claude DREVON et José ALDEGUER, « Conception de cartes pour équipements
spatialisables », Techniques de l’Ingénieur.
[8] Xavier VANDENPLAS, « Vérification de l’intégrité structurale des panneaux solaires
du satellite ESEO lors du lancement», 2006, UNIVERSITÉ DE LIÈGE.
[9] Eric DELHEZ, Claude JAMAR, Géraldine MARTIN, Jacques NIHOUL, Pierre
ROCHUS et François RONDAY, « La gravitation et la mécanique des corps célestes»,
Février 2000, UNIVERSITÉ DE LIÈGE.
[10] M.VIEILLEFOSSE, « Systèmes Spatiaux», 1993, Ecole National Supérieure de
l’Aéronautique et de l’Espace.
[11]
« L’Environnement Spatial », Février 1994.
[12] A. RACHEDI, N. HADJ-SAHRAOUI, A.BREWER, «Alsat-1: First Results of
Multispectral Imager Small Satellite for Earth Observation», Centre National des Techniques
Spatiales, Arzew, Algeria.
[13] Florian RENK, «Attitude Control for a Micro-Satellite using only Magnetic Coils and
Target Pointing for Multiple Satellites». Diploma thesis, Austarlian Centre for Field Robotics,
The University of Sydney 2005.
[14] Daniel René PEDERSON, Jacob DELEURAN GRUNNET, Jesper ABILDGAARD
LARSEN, Ewa KOLAKOWSKA, Isaac PINEDA AMO, «Attitude Control System for
AAUST-II». Institute of Electronics Systems. Aalborg University, IAS8, February 2 nd –June
2nd 2004.
[15]
« Une typologie des problèmes de transports par rapport à l’environnement», Les
Fiches D’Actualité Scientifique de L’Inrets, Fiche N°12, 2007.
[16]
Douglas KIRKPATRICK, « UNdertanding Space», 2 éme edition, 2000.
[17] Douglas KIRKPATRICK, « Les matériaux en Environnement Spatial», édition
Toulouse, septembre 1991, Centre National d’Etudes Spatiales.
[18] Allouche Benjamin, Chabal Silvère, La communication de données par satellites,
Laboratoire d’informatique de robotique et de Microélectronique de Montpellier.
[19]
Foleyl, Aperçu technique des satellites,NSI, Août 2004.
[20]
Jean-Michel Dos Santos, Thibaut Hardy, Marc Pierson, Systèmes de communication
avec les mobiles par satellite ; E.P.I.T.A. PROMO 97.
[21]
Willey. J. Larson and James. R. Wertz (editor), « Space Mission Analys and Design».
[22] Microphone Belcher , Joe Bidwell, Chris Campbell, Miriam Scheidt, Chris
Zuchowski , « Puissance, courant ascendant, et conception environnementale », thèse
16Novembre 2001.
[23]
A. Ricaud, « Convertisseurs Photovoltaïques », Technique de l’ingénieur, D3 360
[24]
L. Portin, S. Astier, « Photopiles Solaires », Press Polytechnique et Universitaires
romandes, Lausanne, 1997.
[25]
Spacecraft Power Generation.pdf
[26]
Technical Hand Book, Nickel cadmium
[27]
C.S. Clark, Alsat-1 Power System TV T Test Procedure, Surrey Satellite Technology
Limited, 2002, November, pp. 1–17.
[28]
C.S. Clark, Alsat-1 AIT Power System Test Report, Surrey Satellite Technology
Limited, 2002, November, pp. 1–11.
[29] Mohammed Bekhti, M.N. Sweeting, “Power system design and in orbit performance
of Algeria’s first micro satellite Alsat-1”, Electric Power Systems Research 78 (2008) 1175–
1180.
[30]
C. Zandbergen, “ solar-Generateur”, 3 October 2000.
[31] C.HARDINGGHAM, MA, Ph.D. and S.P.WOOD, B.SC, DMS, “High efficiency
GaAs solar array in space”, GEC Review, Vol,13, No 3,1998.
[32] C.S. Clark, A.D. Hill, M. Day, Commercial nickel cadmium batteries for space use: a
proven alternative for LEO satellite power storage, in: Proceedings of the Fifth European
Space Power Conference, Tarragona, Spain,
[33] A.k , Hyder, R.L.Wiley, G.Halpert,D.J.Flood & S.Sabripour, Spacecraft Power
Technologies,Vol 1,2000
[34] V. Barou, T. H. Wolkenstein, « Effet de l’irradiation sur les propriétés des semiconducteurs », éditions Mir. Moscou, 1978.
[35]
J. Künding, « Cellules solaires en couche minces de silicium : résistance aux
radiations et application spatiales », thèse de doctorat 2003, Ecole Polytechnique Fédérale de
Lausanne.
[36]
K. N’Guy- Maréchal, “Tenue sous irradiation de supermiroirs pour guides de
neutrons », thèse de doctorat 1997, Université de Parix XI.
[37]
F. Faure, « injection de fautes stimulant les effets de basculement de bits induits par
radiation », thèse de doctorat 2005, Institut National Polytechnique de Grenoble.
[38] E. Forton, « Les Senseurs Silicuim par CMS : caractérisation et mise en œuvre des
mesures de résistance aux rayonnements », Rapport d’activité Juin 2001, Université
Catholique de Louvain, Institut de Physique Nucléaire.
[39] V. Pouget, « Simulation exprémentale par impulsion laser ultracourtes des effets des
radiations ionisantes sur les circuits intégrés » , thèse de doctorat 2000, Université Bordeaux1.
[40] J. W. Wilson and L. V. Stock, “ Equivalent electron fluence for space qualification of
shallow junction, heteroface GaAS solar cells”, IEEE Transactions on Electron Devics,
Vol.ED-31, NO.5, May 1984.
[41]
« Energetic particule radiation»
http: //space_env.esa.int/standards/ecss/10-04a/ch09_d3.pdf
[42]
“Background Radiation domage to solar cells”
http: //www.spenvis.oma.be /spenvis/help/background/soldam/soldam.html
[43]
G.Gasset, “ Effets des irradiations par electrons et protons et des irradiations
combinés particules-photons », Thèse de doctorat 1980, Université Paul Sabatier de Toulouse.
Résumé
Le sous système énergie de bord à bord d’un satellite doit comporter les éléments suivants :
-
Le générateur solaire.
-
Le régulateur de charge de la batterie
-
Les batteries
-
L’électronique de conditionnement
-
L’électronique de distribution et de protection
Le sujet que nous avons traité est l’effet de l’environnement spatial sur les panneaux solaires,
nous aidera à faire un choix judicieux de type de la cellule solaire par rapport à une autre
connaissance d’attitude et donc le niveau d’agressivité de l’environnement spatial.
Le travail présenté dans ce mémoire commençant bien évidemment par donner quelques
généralités de base sur l’environnement spatial ensuite nous avons traité les contraintes de
l’environnement (contraintes mécaniques, thermiques, atmosphériques, énergétiques…).
Nous avons fait la conception du panneau solaire avec logiciel VTB et les contraintes
mécaniques et thermiques avec le MSC Patran et MSC Nastran et les effets de radiation avec
Matlab. Comme exemple d’application, nous avons pris le satellite Algérien ALSAT-1.
Abstract
The sub-board power system aboard a satellite must include the following elements:
 The solar generator
 The controller battery
 Batteries
 Electronics Packaging
 The electronics distribution and protection
The subject that we have treated is the effected a space environment on the solar panels, we
need to wise choosing the type of the solar cell by compared to another attitude knowledge
thus the result aggressiveness level of the space environment.
‫‪On the memory, my research begins by giving some basic general on the spare environment‬‬
‫‪then we treated the constraints of the environment (contraints mechanical, thermal,‬‬
‫‪atmospheric, energy…).‬‬
‫‪We concepted the solar panel with VTB software and the constraints mechanical and thermal‬‬
‫‪with MSC Patran and MSC Nastran and the radiation effected with Matlab. As example of‬‬
‫‪application, we took Algerian satellite ALSAT-1.‬‬
‫ملخص‬
‫َظبو انطبقت ػهً يتٍ انقًش انصُبػٍ َجب أٌ ٌشثيم ػهً يب َهٍ ‪:‬‬
‫ يىنذ نهطبقت انشًسُت‬‫ وحذة تحكى انبطبسَت‬‫ بطبسَبث‬‫ تغهُف إنكتشوَُبث‬‫ تىصَغ األجهضة اإلنكتشوَُت وانحًبَت‬‫انًىظىع انزٌ َبقشُبِ هى تأثُش بُئت انفعبء ػهً األنىاح انشًسُت ‪ ،‬وسىف َسبػذَب ػهً اتخبر خُبس يٍ َىع آخش يٍ‬
‫انخالَب انشًسُت نًؼشفت يىقف وببنتبنٍ ػهً يستىي ػذواَُت انبُئت انفعبئُت‪.‬‬
‫انؼًم انًؼشوض فٍ هزِ ا نًزكشة إػطبء بؼط انًؼهىيبث األسبسُت ػٍ انبُئت انفعبء األسبسُت ثى َبقشُب انقُىد انبُئُت‬
‫(انًُكبَُكُت وانحشاسَت‪ ،‬واألشؼت انعىئُت‪ ،‬وانطبقت‪ )...،‬ثى قًُب بذساست َظبو انطبقت نقًش صُبػٍ و سكضَب ػهً األنىاح‬
‫انشًسُت’ أخزَب كسبُم يثبل تطبُق انسبتم انجضائشٌ أنسبث ‪ . 1‬و استؼًهُب انبشيجُبث ‪:‬‬
‫‪VTB, Matlab, MSC Patran, MSC Nastran‬‬