Tecnologia Dei Satelliti (Spacecraft Technology)

SPACE ENVIRONMENT:

Ostilità

• NEL VUOTO TOTALE NON C'È CONVEZIONE, PER CUI AMPIEZZA TEMPERATURE ESTREME.
• FORTI RADIAZIONI ELETTROMAGNETICHE PROVENIENTI DAL SOLE.
• PRESENZA DI SPECIE CHIMICHE AGGRESSIVE (IN PROSSIMITÀ DELLA TERRA L'OSSIGENO ATOMICO).
• PICCOLI DETRITI DI METEORITE.
• ZONE DI ALTA RADIAZIONE (FASCE DI VAN ALLEN).

Vantaggi

• NON C'È VAPORE ACQUEO.
• NON C'È VENTO (INTESO COME QUELLO TERRESTRE).
• È POSSIBILE FARE STRUTTURE ALLUNGATE, INPENSABILI SULLA TERRA, GRAZIE ALLA NON GRAVITÀ.
• LO SPAZIO È UN AMBIENTE MOLTO PULITO.

PROBLEMI DEL VUOTO:

Sulla terra siamo protetti dai raggi solari grazie allo strato di Ozono che assorbe gran parte delle radiazioni con lunghezza d'onda minore di 0,3/μm (UV).

⇒ DEGRADAZIONE DA RAGGI UV: L'energia di questi raggi (mae/a bocolata- nello spazio però essere supito e di quella di legame chimico) provoare, quindi un materiali (come un polimero) può decomperci.

Altro problema è ligato alla non presenza di pressione:

⇒ "OUTGASSING": Il materiale intrappolate all'interno del materiale o residui superficiali di qualunque tipo lasciano il materiale e possono depositori sulle stratture di ottica (1º fenomeno riguardo sopratutto i polimeri).

Il Sole:

Diametro: 1,39 x 10⁶ Km (~100 volte quello della terra)

Massa: 1,989 x 10³⁰ Kg

Massa persa per fusione nucleare: ~4 x 10⁹ kg/s

Massa persa per vento solare: ~2 x 10⁹ kg/s

Flusso continuo di particelle cariche (soprattutto protoni)

Velocità media: 400 km/s

Densità media: 5 cm^-3 (alla distanza di 1 AU)

Nel nucleo avviene la reazione nucleare, innescata dall'altissima temperatura (15 000 000 K) in cui l'Elio aumenta di peso all'Idrogeno, e l'ampio prodotto di inesaurire lo staio a staio, secondo radiazione e convezione più.

La superficie della fotosfera non è liscia ma "granulata" a causa di piccoli bolle. Inoltre con una certa periodicità (11 anni) presenta delle macchie solari, punti relativamente freddi della fotosfera (ϑ 4300 K). Oltre la fotosfera abbiamo l'atmosfera solare, dove nella parte più esterna (corona) le particelle innescate hanno velocità sufficienti per sfuggire all'attrazione gravitazionale e si disperdono nello spazio come vento solare.

Attività "normale" del sole: vento solare e "radiazione elettromagnetica"

Energia irradiata a causa della sola temperatura

Effetto della resistenza aerodinamica:

Un satellite posto su un'orbita LEO (orbita bassa con h ∈ [160 - 2000] km) presenta una traiettoria diversa da quella ideale (moto di Keplero) a causa della resistenza aerodinamica (perturbazione). È molto complicato modellare la resistenza (drag) d'interazione satellite - atmosfera poiché oltre a dipendere dalla forma del satellite occorre conoscere le caratteristiche dell'atmosfera ma che dipendono dell'attività solare e del campo magnetico terrestre, inoltre l'aria si comporta a queste quote come un mezzo non continuo (gas rarefatto) che oltretutto può essere ionizzato.

Per questi motivi facciamo riferimento al "coefficiente balistico":

C_B = ^M_sc/_AscCD ← Indice di rilevanza fra inerzia e resistenza

M_sc = massa spacecraft A_sc = area del satellite perpendicolare alla velocità C_D = coefficiente di resistenza = ^D/_{1/2 ρ A V²}

La stazione spaziale internazionale (ISS) sperimenta una decadenza media dell'orbita ideale di circa 0.6 km/day. Per garantire il corretto funzionamento del sistema essa deve orbitare ad altitudini maggiori di h_min = 278 km. Per questo si cerca di mantenere una quota operativa di 350 km e per questo si solleva l'orbita periodicamente h ∈ [km] fino a un'altitudine di 460 km così da mantenere la stazione in un range di altezza di 330 - 460 km.

(I) Rendezvous e rifornimento (I) Reinserimento dell'attività dell'orbita (II) Decadenza dell'attività

LUNGA ESPOSIZIONE

• DEGRADAZIONE DELLE CELLE SOLARI
• DEGRADAZIONE DELL'ELETTRONICA
• EFFETTO SUI LOTO (sulla riproduzione delle cellule)

PICCOLE DOSI

• SEU ("single event upset"): anomalia funzionamento temporanea di un dispositivo rispetto alle condizioni nominali.
• SEL ("single event latchup"): perdita di funzionamento temporanea di un dispositivo. Necessita di riavvio.
• SEB ("single event burnout"): perdita permanente di un dispositivo dovuto a una anomalia temporanea.

"DOSE" (assoluta): quantità di energia di radiazione che si deposita su una unità di massa (qualunque sia il tipo di assorbente o materiale).

UNITÀ DI MISURA:

• Gray (Gy) 1 J / kg (SI)
• Radiation absorbed dose (Rad) 0,01 Gy 0,01 J/kg

Per far fronte ai problemi dell’esposizione ci sono delle linee guida di progetto:

• RIDONDANZE E SOVRADIMENSIONAMENTI (per celle solari soprattutto)
• SCELTA OPPORTUNA DEI MATERIALI
• PROTEZIONE DEGLI ELEMENTI ELETTRONICI PIÙ SENSIBILI ALL'AMBIENTE CIRCOSTANTE
• ALGORITMI DI RECUPERO (Software capaci di risanare dispositivi affetti da SEU e SEL)

SPACECRAFT CHARGING:

Fenomeno definito come l'intrusione di una carica sulla superficie esterna o su parti interne del satellite. Esso causa una variazione di potential elettrostatico rispetto al plasma e fra differenti zone del satellite. Un satellite immerso in un orbito LEO incontrano un plasma ad alta densità e basse energie. Questo perché la velocità

Silicio (Si)

• Vantaggi: materiale conosciuto, comune, conveniente e innocuo
• Svantaggi: bassa efficienza (15% bol), riduzione di efficienza dovuta alla temperatura, vulnerabile alle radiazioni

Arsenurio di Gallio (GaAs)

• Vantaggi: maggiore efficienza (~20% bol), tollerante alle radiazioni con un vetro di protezione, maggior voltaggio per cella
• Svantaggi: materiale pericoloso, costoso, fragile e con maggiore coefficiente di espansione th.

Assemblaggio di un pannello e configurazioni tipiche:

Vetro protettivo:

• Minimizza i danni delle radiazioni e i danni fisici, protegge da polveri e riduce gli UV (ricche molto degradanti - non convertiti in energia elettrica). Inoltre riduce la perdita d'energia dovuta alla riflessione.

Nel assemblare un pannello dobbiamo trovare il giusto compromesso fra costo e efficienza. Per aumentare il voltaggio possiamo connettere più celle in serie: ciascuna stringa una serie di celle (~ipotetico: 60 celle).

Più stringhe possono essere connesse in parallelo per produrre la corrente desiderata e per la necessità di maggior affidabilità (ridondanza).

N.B.: Poiché ogni stringa ha un voltaggio che dipende dall'efficienza delle celle messe in serie, e per evitare che la corrente fluisca da una stringa all'altra, dobbiamo utilizzare diodi.

Una cella (galvanica) di una batteria è composta

da un anodo (elettrodo negativo), da un

elettrolita (che può essere liquido, solido o pastoso),

spesso viene utilizzato l' Idrossido di Potassio KOH, e

da un catodo (elettrodo positivo).

N.B. Anche se non vengono utilizzate, si consumano

lentamente, per questo sono dotate di data di scadenza.

Batteria primaria :

• Sono per lo più "usa e getta" ^{(non ricaricabili, se non per pochi cicli)}
• Usate per lo più nella fase di lancio ^{(quindi relativamente leggere) e nella prima} fase di vita del satellite.
• Lunga data di scadenza ^{( lenta auto-scarica )}
• Grande capacità di carica
• Grande densità d'energia ^{( E _bat = energia immagazzinata per unità di massa )}
• Grande affidabilità e compattezza.

Tutte le celle delle batterie primarie sono a base di litio,

LiSOCl₂ è quella che produce maggior densità di potenza,

ma è molto costosa, mentre

la cella di LiSO₂ è un buon compromesso fra costo e performance.

LiSOCl₂ → E_bat = 375 ÷ 440 Wh/kg ^{( vita operativa moderata < 24 h )}

LiSO₂ → E_bat = 230 ÷ 350 Wh/kg ^{( vita medio lunga, giorni )}

Li(CF)_n → E_bat = 230 ÷ 350 Wh/kg ^{( vita lunga, mesi )}

N.B. problemi :

• rischio di esalazione di gas tossici
• rischio di esplosioni e incendi
• smaltimento