Space Missions and Systems ......................................................................................................... 3
Generalità e space economy ....................................................................................................... 3
How to get to space ..................................................................................................................... 4
SPACE ENVIRONMENT AND ITS EFFECTS ON SPACECRAFT AND HUMANS .......................... 7
Radiazione .................................................................................................................................. 7
Plasma ...................................................................................................................................... 10
neutral enviroment..................................................................................................................... 10
Vacuum ..................................................................................................................................... 11
gravity ....................................................................................................................................... 11
Effetti sull’uomo ......................................................................................................................... 11
PAYLOADS ................................................................................................................................... 13
Observation payloads ................................................................................................................ 13
Satelliti attivi ........................................................................................................................... 16
Fondamenti di ottica............................................................................................................... 17
THERMAL CONTROL SYSTEM (TCS) ......................................................................................... 21
Progetto TCS............................................................................................................................. 21
Architettura TCS ........................................................................................................................ 25
ENVIRONMENTAL CONTROL AND LIFE SUPPORT SYSTEM (ECLSS) .................................... 28
Controllo ambientale ................................................................................................................. 28
Gestione dell’acqua ................................................................................................................... 29
Gestione del cibo....................................................................................................................... 29
THERMAL PROTECTION SYSTEM (TPS) ................................................................................... 30
ATTITUDE AND ORBIT CONTROL SYSTEM (AOCS) .................................................................. 31
requisiti per controllo assetto ..................................................................................................... 32
Modi operativi per controllo assetto ........................................................................................... 32
Disturbi ...................................................................................................................................... 33
ADCS ........................................................................................................................................ 34
sistemi passivi........................................................................................................................ 34
sistemi attivi ........................................................................................................................... 35
AOCS II ..................................................................................................................................... 35
Sensori ...................................................................................................................................... 36
Star sensor ............................................................................................................................ 36
Sun sensor ............................................................................................................................ 37
Infrared earth seensor (IRES) ................................................................................................ 38
Magnetometro........................................................................................................................ 40
Giroscopi ............................................................................................................................... 40
Attitude determination................................................................................................................ 41
Attitude actuators ...................................................................................................................... 41
Wheels................................................................................................................................... 41
Magnetorquer and rods .......................................................................................................... 43
thrusters – jet ......................................................................................................................... 43
Orbit sensors and determination overview ................................................................................. 43
COMMUNICATION SYSTEM........................................................................................................ 45
Communications architectures defined by geometry ................................................................. 45
Communications architectures defined by functions .................................................................. 48
Main Factors affecting comms architecture ............................................................................... 48
Features of a communications architecture ............................................................................... 49
Communication System architecture ......................................................................................... 50
Link design ................................................................................................................................ 51
modulazione .......................................................................................................................... 52
antenna.................................................................................................................................. 54
Effective Isotropic Radiation Power (EIRP) ............................................................................ 54
Perdite durante la trasmissione .............................................................................................. 55
Gr / Ts .................................................................................................................................... 56
dimensionamento .................................................................................................................. 56
ELECTRICAL POWER SYSTEM .................................................................................................. 57
Architettura ................................................................................................................................ 58
generazione di potenza ............................................................................................................. 58
celle fotovoltaiche .................................................................................................................. 59
Dynamic solar system ............................................................................................................ 62
batterie................................................................................................................................... 62
Fuel cells ............................................................................................................................... 62
Nucleare ................................................................................................................................ 63
Esercitazioni ................................................................................................................................. 63
Riscaldamento/pannelli ............................................................................................................. 64
Assetto ...................................................................................................................................... 64
Comunicazioni: .......................................................................................................................... 64
Ottica:........................................................................................................................................ 65
Space Missions and Systems
Generalità e space economy
Andare nello spazio è un’attività molto complessa e costosa che però l’uomo persegue per diversi
motivi:
-
-
Cazzate filosofiche
Ricerca: in quanto l’ambiente spazio unico e permette di effettuare esperimenti/ricerche
non riproducibili sulla terra; inoltre, anche il fatto di porsi un tale obiettivo di per se spinge la
ricerca e lo sviluppo di tecnologie necessarie a perseguirlo che, in futuro potrebbero
diventare di uso comune (vedi circuiti integrati)
Scopi militari e strategici: essere in alto permette di vedere tutto quello che si vuole
Soldi: altro evergreen
Sistemi di navigazione, per scandire lo scorrere del tempo e per previsioni meteo
Trovare nuovi pianeti
La maggior parte delle operazioni spaziali può essere suddivisa in 5 categorie:





Esplorative/scientifiche: missioni uniche caratterizzate da elevata innovazione tecnologica;
generalmente con fondi pubblici
Servizi pubblici: missioni con prototipazioni iniziali che nel tempo evolvono in produzioni
‘seriali’
Commerciali: produzione in serie e riutilizzo di tecnologie già provate
Militari
Umane: caratterizzate dalla difficoltà aggiunta di garantire la safety della crew
evoluzione
Storicamente il settore spaziale è stato governato da agenzie statali o comunque pubbliche, solo
ultimamente, e solo in America ci si sta spostando verso una maggiore privatizzazione. Questo
permette un nuovo approccio al soggetto con l’idea di fast prototiping e missioni dall’orizzonte
temporale relativamente breve il cui obiettivo principale è l’aumento dei ricavi
Ultimamente si stanno rendendo sempre più importanti satelliti di piccole dimensioni rispetto al
passato con l’introduzione del mercato di cube-sat e simili che permettono di fare molte cose a
prezzi contenuti grazie ai passi avanti nella miniaturizzazione dei pezzi
Il processo di creazione di un progetto può essere suddiviso in diverse fasi
-
0, A, B: dedicati allo studio di fattibilità della missione e del sistema
-
C, D: progettazione di dettaglio, produzione e qualifica del sistema
-
E: operazioni di lancio e in orbita
-
F: dismissione dei sistemi coinvolti nella missione
Space economy
A guadagnare di più è indubbiamente il settore privato
Il fatturato del mercato spaziale globale si aggira attorno ai 500 miliardi annui ed è in continua
crescita trainato soprattutto da servizi di navigazione e telecomunicazioni. Di questi ricavi il 90%
sono legati ad operazioni di downstream (navigazione e telecomunicazioni…) mentre solo il 10%
all’upstream (costruzione ed utilizzo di lanciatori…).
E’ interessante notare come il settore upstream sia suddiviso tra pochi paesi/zone (USA, UE, Cina,
Russia…) influenza in quanto, per costruire lanciatori è necessario avere un’eredità tecnologica
importante oltre ad elevati investimenti iniziali; mentre il settore downstream è principalmente figlio
della popolazione locale e quindi più equamente distribuito
How to get to space
Per poter arrivare nello spazio è necessario progettare costruire ed eseguire missioni spaziali
adatte. Con il termine missione spaziale si intende l’unione di una data architettura:









subject: soggetto con cui dobbiamo
interfacciarci per portare a termine la missione
(es. antenne con cui comunicare/ fuochi da
controllare)
payload: strumentazione necessaria ad
interfacciarsi con il soggetto della missione
spacecraft bus: strumentazione necessaria per
far funzionare il payload
launch system: tutto ciò che permette di
arrivare nello spazio: lanciatore + infrastruttura
geometria di missione (orbital constellation):
altri elementi con cui interfacciarsi/utilizzare
per portare al termine la missione
ground segment: infrastrutture di terra che
aiutano il completamento della missione una
volta spedito nello spazio il paylolad ma anche
durante il lancio in quanto rende possibile le
comunicazioni e lo smistamento dei dati in
modo da permetterne l'analisi (anche utenti che in generale utilizzano i dati ottenuti dalla
missione)
mission operators: le persone che interagiscono/rendono possibile la missione (astronauti,
controllori ...)
command control and communications: segmento che mette in comunicazione tutti gli altri
segmenti
orbit: è la traittoria percorsa
con corrispondente Concept of Operations necessario a descrivere il funzionamento
dell’architettura stessa dal punto di vista operazionale
lanciatori
I Lanciatori possono essere suddivisi per dimensioni:
-
sounding rocket: can only do suborbital flights
extra small lift launch vehicle: up to 500 kg in LEO
small lift launch vehicle: up to 2000 kg in LEO
medium lift launch vehicle: up to 20000 kg in LEO
heavy lift launch vehicle: up to 50000 kg in LEO
super heavy lift launch vehicle: more than 50000 kg in LEO
NOTA: per portare piccoli satelliti generalmente, o si portano su riempendo spazi vuoti di lanciatore
(medium lift) con grande satellite (piggie back), o, tramite raid share in cui si portano tanti piccoli
satelliti tutti assieme (questa procedura causa problemi per via del rilascio di tutti i satelliti in un
unico punto, ciò può causare complicazioni in quanto in generale ogni minisatellite potrebbe volere
essere in orbita particolare differente). Ultimamente stanno utilizzando anche extra small lift
In base alla tipologia:

expendables: sono utilizzabili per una singola missione; essi sono generalmente multistadio
e sono a loro volta suddivisi in:
 serial staging: in cui gli stadi vengono azionati, svuotati e rilasciati in serie
 parallel staging: in cui gli stadi sono azionati e rilasciati in contemporanea in
parallelo

reusable: parti dei quali possono essere utilizzati per più missioni; attualmente però non
esiste nessun lanciatore fully reusable
Inoltre, sono suddivisibili in base al paese produttore in quanto la possibilità di inviare oggetti nello
spazio in autonomia è un vantaggio strategico non da poco; i paesi che a diversi livelli possono
fare ciò sono:
-
brasile
Cina
UE
USA
India
Giappone
Russia
Ucraina
israele
Il lanciatore per eccellenza è lo Space shuttle un reusable multistadio con staging in parallelo
costruito con tecnologia incredibile per il tempo ed utilizzato per costruire la ISS ma molto costoso.
Stazioni spaziali
Attualmente ne abbiamo due:
-
-
ISS: la stazione spaziale internazionale è esempio incredibile di collaborazione globale. E’
in sostanza un enorme laboratorio comune che orbita un orbita quasi circolare attorno sulla
terra; ogni tanto va spinta in alto in quanto l’attrito la fa lentamente cadere. E’ divisa in una
sezione russa ed una americana che però viene condivisa con tutti Probabilmente verrà
dimessa/ privatizzata dal 2030
Tiangong cinese
Le stazioni spaziali necessitano di veicoli di rifornimenti e buttare i rifiuti sia unmanned che
manned; a seconda dei modelli le capsule possono attraccare alla ISS tramite docking diretto o
berting (si agganciano con braccio robotico e poi si spostano alla porta di docking).
Nello specifico la soyouz è l’unico modello per il trasporto umano al momento ed attracca tramite
docking in maniera automatica anche se presenta la possibilità di controllo manuale da parte degli
astronauti a bordo
satelliti e sonde
Si definisce satellite (artificiale) un oggetto messo in orbita attorno ad un pianete; attualmente ce
ne sono migliaia attorno alla terra e vengono utilizzati per scopi scientifici, metereologici, di
navigazione… alcuni satelliti famosi sono: GPS, GALILEO …
Si definisce sonda un oggetto che lascia la Terra per esplorare lo spazio; alcune sonde famose
sono Voyager…
lander e rover
Si definisce lander un veicolo spaziale capace di atterrare su corpi celesti
Si definisce rover un veicolo spaziale capace di muoversi sulla superficie di altri corpi celesti;
alcuni esempi sono: curiosity, perseverence.
Stazioni di terra
Stazioni a terra sono utilizzate per comunicare con veicoli durante il lancio seguendone la salita,
ma anche con quelli già fuori dal campo gravitazionale terrestre; ne esistono di diversi tipi
suddivisibili in base alla complessità a partire dai radioamatori fino a sistemi dislocati in tutto il
globo
Deep Space Network di NASA è composto da tre grandi antenne paraboliche (26-70 m di
diametro) poste a 1200 l’una dall’altra sulla Terra (in modo da coprire tutto lo spazio celeste) e
viene utilizzato per comunicare con veicoli al di fuori della Low Earth Orbit ovvero nel cosiddetto
deep space. È il sistema più grande e sensibile presente sulla terra. L’analogo europeo è detto
Deep Space Antenna
Siti di lancio
I siti di lancio sono posizionati in luoghi strategici per diversi motivi:


Si ricercano luoghi a bassa latitudine in quanto:
- per astrodinamica possiamo lanciare direttamente su tutte le inclinazioni a latitudine
superiore rispetto a quella della stazione di lancio ma non quelli inferiori;
- più siamo vicini all’equatore più diventa significativo l’effetto che la rotazione
terrestre può avere
ad influenzare la possibilità di utilizzo dei diversi piani orbitali è anche l’angolo di azimut,
ovvero quello che si ha tra il nord e la proiezione del piano dell’orbita sul sito di lancio
NOTA: cos(𝑖𝑛𝑐𝑙𝑖𝑛𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒) = cos(𝑙𝑎𝑡𝑖𝑡𝑢𝑑𝑖𝑛𝑒) ⋅ sin⁡(𝑎𝑧𝑖𝑚𝑢𝑡ℎ)
NOTA: la posizione del sito di lancio deve è scelta anche in base a fattori legati ad altri elementi:
-
devono essere situati in luoghi remoti in modo da avere maggior flessibilità
sull'organizzazione del lancio stesso;
la vicinanza al mare può far si che la salsedine attacchi il lanciatore
SPACE ENVIRONMENT AND ITS EFFECTS ON
SPACECRAFT AND HUMANS
Generalmente si considera spazio oltre i 100 Km (linea
Karman); tradizionalmente per orbitare in autonomia attorno
alla terra devo però essere almeno a 130 Km, altrimenti
necessito di sistemi di pulsione per non decadere a causa
dell’attrito.
Negli ultimi anni è però cresciuto l’interesse per i satelliti in
Very Low Eerh Orbit in quanto per applicazioni di certo tipo è
comodo essere più vicini (vedere cose), inoltre, essendo più
vicini possiamo miniaturizzare i componenti e risparmiare
carburante per via del peso e del percorso minori; d’altra
parte, rimane vero che essendoci maggior attrito devo
aggiungere sistemi per il mantenimento dell'orbita.
In ogni caso è facile capire come le missioni spaziali
avvengono in un ambiente completamente diverso da quello
terrestre e che può variare molto in base alla vicinanza ad
altri corpi celesti, ma generalmente caratterizzato da:




Radiazioni elettromagnetiche
Particelle cariche
Particelle neutre
Particelle di dimensioni nell’ordine dei 𝜇𝑚
Nel progettare un sistema/missione spaziale è necessario tener conto della magnitudo di tutte
queste variabili ambientali considerandone anche l’interazione.
Nello specifco possiamo considerare 6 tipologie di caratteristiche ambientali:
-
Radiazone
Plasma
Neurtale
Vuoto
Gravità
Micro Meteoroid Orbital Debries
Radiazione
Il sole
Il Sole è indubbiamente il principale protagonista della radiazione nel nostro sistema solare; nello
specifico le emissioni solari sono del tipo:



coronal mass ejection: espulsione di fasci di protoni dalla corona solare; questi fasci di
protoni detti Solar Particle Eventr flare possono causare malfunzionamenti su satelliti
(specie in orbita alta in quanto non protetti dal campo magnetico terrestre)
solar flare: esplosioni nella cromosfera del sole che causano emissioni di raggi x
vento solare: meno rilevante
E’ importante sottolineare che l’attività solare presenta un andamento ciclico caratterizzato da
picchi ogni 11 anni; ad oggi non siamo in grado di prevedere con esattezza la magnitudo ed il
periodo di questi picchi, esistono invece vari modi di misurare l’attività solare in un dato momento:
-
osservando il numero di sun spots visibili: maggiori sono i sun spot maggiore è l'attività
solare;
SRF10.7: misura l'emissione solare nella lunghezza d'onda di 10.7 cm
NOTA: i minimi sono tutti simili mentre i
massimi possono variare molto;
NOTA: il fatto di non poter predire i cicli solari
può causare casini in quanto i vari sistemi
vanno adattati anche in base al tipo di
radiazione che pensano di incontrare (anche
se probabilmente dato che il ciclo solare dura
solo 11 anni probabilmente incontreranno sia
massimi che minimi).
Ovviamente il sole emette in generale radiazione elettromagnetica in senso generale; sapendo che
il sole si trova ad una temperatura superficiale attorno ai 6000⁡𝑘 seguendo la legge di
displacement di Wein:
𝜆𝑚 [𝜇𝑚] =
2898[𝑘]
𝑇[𝑘]
Si ricava che la maggior parte della radiazione elettromagnetica ricade nello spettro del visibile e
dell’infrarosso.
Gli effetti della radiazione dipendono dalla lunghezza d’onda caratteristica, in genere la luce visibile
viene utilizzata come fonte energetica tramite pannelli solari, mentre allo stesso tempo riscalda le
superfici esposte; il resto delle radiazioni è però più problematico in quanto:





può danneggiare sensori e pannelli solari stessi
Può riscaldare il satellite in maniera non voluta
Danneggiare il coating del satellite
causare disturbi dei segnali
modificare l’assetto del satellite per via della pressione elettromagnetica
Onde radio e luce visibile sono onde passanti rispetto all'atmosfera che invece blocca i raggi
gamma, x, ultravioletti; infine, infrarosso e microonde sono solo parzialmente passanti. Queste
condizioni schermanti sono molto comode per garantire la vita, ed in contemporanea spiegano
come mai è necessario mettere in orbita telescopi spaziali che osservano onde a cui l'atmosfera
non è permeabili
Charged particles
La presenza di particelle cariche (elettroni e protoni) è sicuramente l’aspetto più challenging
dell’ambiente radiativo; i principali produttori di particelle cariche sono:



Solar Particle Events: durante coronal mass ejection vengono emessi fasci di protoni che
causano interferenze con i sistemi e generano rumore di fondo in maniera imprevedibile ed
irregolare rendendo impossibile l'isolamento dal segnale utile; inoltre degradano molto
pannelli solari.
Galactic Cosmic Rays: fasci di protoni che arrivano da fuori il sistema solare. È un
fenomeno molto più energetico del precedente e può causare problemi significativi
all’elettronica in quanto riguarda particelle di dimensioni maggiori (ma sempre
subatomiche) che possono interagire con le schede elettroniche ionizzandosi vicino a loro
dando origine a single events fenomena, ovvero:
o bitflip: non danneggia l'elettronica ma causa un momentaneo scambio di bit in un
processore
o sigle event latchup: un po' più grave causa problemi fino a che non si spegne e
riaccende l'elettronica; può essere evitato utilizzando circuiti anti latchup che
assorbono il danno proteggendo il componente (come fa un fusibile)
o Single event burnout: causa rottura del sistema
Van Allen radiation belts: due fasci (700 − 100𝐾𝑚; ⁡13000 − 65000𝐾𝑚)di forma toroidale
attorno alla terra che contengono numerosi protoni ed elettroni; queste particelle sono
meno energetiche delle precedenti ma vanno comunque tenute in considerazione
NOTA: generalmente sono più comuni gli eventi più leggeri di quelli gravi, ma l'elettronica
va protetta da tutto; quindi, a volte è necessario inserire veri e propri schermi fisici per
proteggere l'elettronica; è meglio collocare elementi sensibili alle radiazioni all'interno del
satellite in modo da avere anche gli strati strutturali a difendere il sistema
NOTA: generalmente si utilizzano sistemi elettronici appositi per poter resistere a queste
radiazioni, ma ultimamente, specie per i satelliti in LEO si sta utilizzando anche elettronica
terrestre modificata in quanto si è ancora protetti dalle fasce di van Hallen
Plasma
Il plasma è un ambiente caratterizzato da particelle cariche a bassa intensità che quindi non
risultano critiche che però danno altri tipi di problemi:
-
-
charging: il lato investito dalle particelle tende a caricarsi generando così differenze di
potenziale all'interno del stalliate che possono anche arrivare a generare un campo
elettrico
sputtering: sebbene meno critici, continui urti con queste particelle possono danneggiare i
sensori ed il thermal coting del satellite
neutral enviroment
Per questo tipo di ambiente consideriamo ciò che succede per orbite basse e protette
dall'atmosfera terrestre caratterizzati quindi delle interazioni con molecole non cariche
elettricamente (queste considerazioni potrebbero essere adattare per altri pianeti tenendo in conto
che però avranno diverse atmosfere); qui ci sono altri problemi:
-
attrito che causa dispersione di energia
corrosione dovuto all'interazione con ossigeno atomico
necessità di generare lift e controllare il calore, specie per lanciatori/rientro
Anche questo ambiente è molto influenzato dal ciclo solare (oltre i 100Km di quota), in quanto a
seconda dell’attività solare, la densità dell’atmosfera oltre i 100 Km può variare molto.
Ad alta quota è facile incontrare ossigeno in forma monoatomica, esso è molto più reattivo di
quello classico e deve essere gestito con trattamenti superficiali per evitare ossidazione delle
strutture del satellite; inoltre, l'interazione con ossigeno atomico possono anche causare reazioni
che generano forti emissioni e scintillio che possono causare alcuni problemi a sensori ottici.
Vita del satellite
Quando si è in orbita LEO si deve considerare l’effetto dell’attrito sul satellite, di conseguenza
bisogna introdurre concetti come la resistenza:
1
𝐶 𝐴
-
𝐷
𝑎𝐷 = − 2 𝜌 𝑚
𝑉 2 con 𝐴 =superfice bagnata del satellite
-
𝐶𝑏 = 𝐶 𝐴 = coeff balistico del satellite; 𝐶𝐷 = 𝑓(𝐴) → 𝐶𝐷 se e solo se geometria sferica,
𝑚
𝐷
altrimenti varia in funzione dell’orientamento
NOTA: minore è 𝐶𝑏 , minore è il tempo di permanenza nell'orbita (ci sta in quanto significa
resistenza maggiore)
NOTA: maggiore è l'attività solare al lancio minore è il tempo di permanenza
NOTA: generalmente il decadimento orbitale va a step e ogni step è più significativo del
precedente
È importante conoscere il lifetime del satellite per poter sapere se è necessario aggiungere sistemi
di spinta aggiuntivi e gestire in maniera efficace il satellite stesso una volta non operativo.
Generalmente la gestione dei satelliti è un tema molto importante ma preso seriamente solo in
Europa, dove, è necessario che, terminata la missione, entro 5 anni essi scompaiano
(decadimento per satelliti in LEO o spostandosi in un’orbita cimitero molto distante per satelliti
geostazionari o in orbita media).
Micrometeoriti
Le orbite sono piene di micrometeoriti che possono causare gravi danni ai nostri satelliti, per
proteggerci da possibili collisioni si utilizzano generalmente degli scudi.
I whipple shield sono degli scudi utili a proteggere la struttura del satellite da micrometoriti (< 1cm),
all’impatto con i whipple shield il detrito si frammenta in parti più piccole di modo che raggiunga
comunque la superficie ma a velocità minori e spargendosi su una superficie più ampia
Vacuum
Ovviamente nello spazio siamo in un ambiente con pressioni pari a zero, questo causa problemi
unici:

outgassing: durante la produzione di alcuni materiali può succedere che rimangano
inglobate alcune bolle d’aria, una volta raggiunto lo spazio esse tenderanno a fuggire
andando a sporcare le superfici di sensori e pannelli solari degradandone le prestazioni;
per evitare questo problema si possono scegliere materiali che non soffrono di outgassing
o effettuare un processo di baking per farlo avvenire sulla terra e non nello spazio.
NOTA: di per sé potrebbe causare anche problemi strutturali, ma, se c'è tanto
outgassing il pezzo faceva già schifo prima

cold weding: quando due parti separate hanno poco gioco, il passaggio ad un ambiente
come quello spaziale può portare ad una saldatura spontanea; per impedire questo
fenomeno si può:
o fare trattamenti come anodizzazione dura
o inserire lubrificante (ma so cazzi gestire fluidi nello spazio);
Inoltre, per effettuare ritornare alla condizione con due pezzi separati si può cercare di
esporre una delle due parti al sole lasciando l'altra in ombra in modo da staccarli per
dilatazione termica


heat transfer: non essendoci nessun mezzo tramite cui disperdere calore, l’unico modo per
gestire carichi termici è tramite l’irraggiamento
pressione: i satelliti presentano dei venting holes per rilasciare l’aria intrappolata al lpro
interno durante la risalita
gravity
Essere in free fall permette di ottenere un ambiente caratterizzato da microgravità; ciò è molto
interessante da un punto di vista industriale in quanto permette di risolvere numerose limitazioni
caratteristiche di lavorazioni a terra; allo stesso tempo però rende la gestione di fluidi molto
complessa e per missioni manned rende necessaria l’introduzione di sistemi per facilitare
l’adattamento del corpo a questa condizione
Effetti sull’uomo
Gli uomini aggiungono molte possibilità alle missioni spaziali ma necessitano di particolari
attenzioni per permetterne la sopravvivenza in un ambiente ostile. Alcune necessità sono:


creazione atmosfera abitabile
protezione da radiazione


considerazione degli effetti della microgravità
creazione di un ambiente confortevole ad punto di vista delle vibrazioni e del rumore...
effetti microgravità
La condizione di microgravità causa alcune difficoltà al corpo umano:
-
-
-
l’assenza di gradiente idrostatico (↔ cambio distribuzione fluidi) causa diversi effetti, in
particolare i più critici sono sui reni (che percepiscono un aumento fittizio dei fluidi corporei)
e sul cuore (che lavorando più facilmente perde massa magra)
l’assenza di gravità causa un malfunzionamento del sistema vestibolare che essendo tarato
per il funzionamento in condizioni 1G causa una sensazione temporanea di nausea agli
astronauti
l’assenza di microgravità sgrava in generale muscoli ed ossa dai carichi classici e ne
escono quindi indeboliti
In generale per diminuire gli effetti negativi su ossa e muscoli vengono utilizzate palestre spaziali
radiazione
Trovandoci nello spazio al di fuori delle cinture di Van Allen non siamo più protetti dal campo
magnetico terrestre dalle radiazioni dello spazio; proteggersi in maniera efficacie è quindi difficile
ma fondamentale per evitare di sviluppare condizioni potenzialmente mortali.
L'esposizione alle particelle cariche viene misurata in
𝑆𝐼𝐸𝑉𝐸𝑅𝑇/𝑅𝐸𝑀⁡ = 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔𝑖𝑎⁡𝑑𝑒𝑙𝑙𝑎⁡𝑟𝑎𝑑𝑖𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒⁡ ∗ ⁡𝑝𝑜𝑡𝑒𝑛𝑧𝑎⁡𝑑𝑖𝑠𝑡𝑟𝑢𝑡𝑡𝑖𝑣𝑎⁡𝑑𝑒𝑙𝑙𝑎⁡𝑟𝑎𝑑𝑖𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒⁡𝑠𝑢⁡𝑡𝑒𝑠𝑠𝑢𝑡𝑖⁡𝑣𝑖𝑣𝑒𝑛𝑡𝑖⁡(𝑅𝐵𝐸); durante
la vita lavorativa si misura un dosaggio pari alla somma di tuta l'esposizione nel tempo, essa deve
stare sotto certi valori anche per gli stronauti
PAYLOADS
Per payload si intende tutto ciò che interagisce con il soggetto della missione; generalmente il
payload è unico e taylor made per la missione in questione, di conseguenza rappresenta un
elemento che definisce dimensioni e costo della missione oltre ad essere motivo di rischio di
fallimento.
Esistono vari tipi di payload che si possono suddividere in:
-
observation payloads: il cui scopo è osservare a distanza il soggetto che sia terrestre o
celeste;
communication payloads: il cui scopo è trasferire informazioni generalmente tramite
costellazioni di satelliti;
Navigation payloads: il cui scopo è la determinazione di posizione, velocità e tempo di
avvenimenti/oggetti;
In situ payloads: utilizzati in missioni interplanetarie sono casi unici generalmente con
sistemi di misurazione/ recupero materiale
People (human space flight): per esperimenti spaziali/ turismo
Observation payloads
Questa tipologia di payload si occupa di rilevare raw data su oggetti remoti tramite sensori, in
modo da poter poi processare questi dati e ricavare le informazioni ricercate.
Generalmente, indipendentemente dalla tipologia di observation payload, tutti funzionano in
maniera simile:
A. Una fonte energetica genere onde
elettromagnetiche
B. Queste onde penetrano
nell’atmosfera/arrivano ad
illuminare il soggetto
C. L’onda elettromagnetica
interagendo con il soggetto viene in
parte riflessa sulla superficie
D. L’onda arriva al payload che ne
registra le caratteristiche
E. Il payload invia i dati a chi di dovere
in modo che vengano elaborati
A. A seconda del tipo di informazione richiesta e del subject su cui si vuole indagare è
necessario saper fare uso di sensori in grado di gestire ognuno un tipo di onda; attualmente
abbiamo tanti payload per emissioni infrarosso e visibile, molti meno per le altre frequenze.
E’ importante sottolineare che per payload di osservazione passivi la fonte energetica è
esterna al sistema (es. sole) ma può anche essere interna per payload attivi.
B. Per osservare la radiazione di subject sulla terra, devo considerare che l'atmosfera può
distorcere il segnale per via di:
- assorbimento: specie per raggi UV, gamma;
- scattering: quanto onda elettromagnetica incontra ostacoli di dimensioni molto
maggiore rispetto alla lunghezza d'onda che vede quindi bloccata parte della sua
energia per diffusione
NOTA: esistono finestra atmosferica: sono dette così le lunghezze d'onda per cui la
trasmissione avviene in maniera efficace attraverso l'atmosfera
C. un’onda elettromagnetica può interagire con il soggetto in 3 modi:
- assorbimento
- trasmissione
- riflessione
A noi interessa principalmente la
riflessione in quanto ogni materiale
presenta una particolare riflessione per i
vari tipi di onde elettromagnetica detta
firma spettrale, nota cui si può quindi
risalire al soggetto con cui l’onda ha
interagito
NOTA: in realtà anche misurare l’emissività del subject è un metodo perseguibile per
ricavare informazioni sullo stesso.
Ogni corpo oltre i 0⁡𝑘 infatti emette radiazioni elettromagnetiche secondo la legge del corpo
nero; individuato lo spettro di emissione, si può ricavare la T della sorgente
2.989
𝜆𝑚 =
= [𝑚𝑚]
𝑇
Quindi ora misurata la radianza in maniera sperimentale, possiamo ricavare l’emissività
della sorgente(= 1⁡𝑠𝑒⁡𝑐𝑜𝑟𝑝𝑜⁡𝑛𝑒𝑟𝑜)
𝐸 = 𝜀𝜎𝑇 4 = [
𝑊
]⁡⁡
𝑚2
Orbite
I satelliti per osservazione terrestre stanno di solito in LEO con orbite molto
inclinate (come in figura), questo perché in questo modo, essi si muovono a
grandi velocità in direzione “nord-sud” percorrendo svariate orbite al giorno
mentre la terra ruota sotto di essi permettendo quindi di mappare in un
giorno tutto il globo.
Per descrivere questa tipologia di satellite è necessario introdurre alcuni
concetti:
-
-
swath: essendo in orbita bassa non prendono tutto il globo ma solo una porzione
di subject
revisit period: quando non voglio mappare ma ho un subject preciso è utile sapere
dopo quanto tempo ripasso sulla zona d'interesse, per satelliti in orbita LEO il
revisit period è grande mentre il tempo di osservazione è basso; per missioni con
questo tipo di subject è meglio stare in orbita alta GEO
coverage: copertura del pianeta che si ha considerando un ciclo di orbite (tutto il
percorso per tornare al punto di partenza
NOTA: per migliorare il revisit period di satelliti in orbita LEO è sufficiente passare da un
singolo satellite ad una costellazione di satelliti uno in coda all’altro
NOTA: spesso i satelliti in LEO per l’osservazione sono in orbite sun-synchronous in
modo da passare sul subject ogni volta alla stessa ora e poter paragonare l’evoluzione
a parità di illuminazione (ma il revisit period non è detto sia di un giorno); inoltre questi
compion 15 orbite al giorno con 35 min eclissi e 65 di sole
Categorie
I vari satelliti per l’osservazione possono essere divisi:




in base alla tecnologia a bordo (ottici, a microonde, telescopi per raggi x e gamma)
in base al funzionamento:
- attivi: producono in situ la fonte di energia con cui illuminare il soggetto
- passivi: sfruttano l’energia che viene riflessa/irradiata dagli oggetti naturalmente
se hanno come output un’immagine
in base allo spettro di emissioni che misurano
satelliti passivi
I satelliti passivi necessitano di diversi sistemi:
-


radiation collector: per ricevere il segnale
detector: trasforma l’immagine/segnale ricevuto in impulsi elettrici; è formato da
milioni di elementi fotosensibili compatti e collegati a circuiti integrati per estrarre
un segnale elettrico dalla loro sollecitazione. Questo componente, per essere
preciso deve lavorare a temperature contenute in da evitare di avere “rumore di
ondo”
transciever per inviare i segnali
sistemi di puntamento/ scanning
VISUAL SYSTEM: caratterizzati da ottima risoluzione spaziale in modo da raccogliere bene
il dettaglio del soggetto; possono ricevere e gestire immagini sia a colori che in bianco e
nero nel caso di camere pancromatiche. Questa tipologia di sistemi è molto flessibile e può
arrivare a distinguere tra numerose bande d’emissione, ovviamente al costo di una
complessità crescente. Il problema di questi sistemi è che funzionano solo in condizione
illuminata dal sole.
NOTA: Questo particolare tipo di sistema presenta problematiche tipiche dell’ottica
come astigmatismo, distorsioni… che possono essere però superate tramite l’uso di
sistemi multilente/multispecchio; in genere essi cercano di allungare la distanza tra
fuoco e lente in modo da correggere aberrazioni e migliorare il dettaglio
INFRARED: permettono di effettuare osservazioni anche la notte in quanto misurano
l'emissività del subject ma, hanno risoluzioni spaziali peggiori rispetto a sensori ottici nel
visibile. Un’altra complessità aggiuntiva è la necessità di un sistema di raffreddamento dei
sensori per evitare di contaminare la radiazione termica d’interesse con quella del sistema
stesso. Anche qui posso lavorare con una o più bande di emissioni

Payload a microonde: sono sistemi funzionanti sia il giorno che la notte ed
indipendentemente dalle condizioni meteo (pioggia/nuvole) ma hanno una pessima
risoluzione spaziale (Km); inoltre utilizzano antenne che ruotano formando un inviluppo
conico, la presenta di un elemento mobile rappresenta un possibile punto di failure. Infine,
presentano forte sensibilità alle interferenze in quanto in questo range di lunghezza d’onda
la radiazione solare è limitata e quindi lo sarà rifrazione

Payload a raggi gamma/x: sono complessi in quanto
necessitano l'utilizzo di materiali particolarmente resistenti a
tali radiazioni; inoltre è necessario un complesso sistema di
lenti in quanto lavorando ad altissime frequenze è
impossibile curvare in maniera istantanea l'onda ma è
necessario effettuare tante piccole deflessioni successive in
modo da poter raccordare il segnale nel fuoco; per raggi X
wolter telescope; per raggi gamma Fermi gamma ray
telescope
Satelliti attivi
La risoluzione di un segnale in generale è pari a:
𝑟𝑖𝑠 =
Con:
ottici .
𝜆𝑜𝑛𝑑𝑎 ⋅ ℎ
⁡
𝐷
-
𝐷 = grandezza caratteristica del sistema di trasmissione/ricezione; per sensori
equivale a mentre per radar all’apertura dell'antenna.
-
𝜆𝑜𝑛𝑑𝑎 = lunghezza d’onda del segnale
ℎ = distanza dalla sorgente
.
Le principali tipologie sono:

LIDAR: sono satelliti in cui vengono inseriti sensori con illuminazione attiva che inviano
laser (onde nello spettro del visibile) al subject e ne osservano la riflessione tenendo conto
sia l'intensità che il tempo necessario per il ritorno. Questo tipo di satellite permette di
misurare l'altezza degli oggetti sulla superficie (minimo alcuni metri) comparando il tempo
necessario per il ritorno del segnale con valore teorico in base alla quota nota; allo stesso
tempo permettono di capire cosa c'è sotto studiando come è fatto il segnale di ritorno.


ACTIVE RF: i radar possono lavorare sia di giorno che la notte; essendo noi ad illuminare
la scena non abbiamo problemi con l'intensità del segnale, infine, permettono di misurare
anche sotto la superficie. Hanno però una risoluzione spaziale molto bassa (Km)
SAR: per migliorare la risoluzione è possibile sfruttare il fatto che i sensori si trovano in un
sistema in moto a grande velocità in orbita, quindi, se inviamo segnali in maniera continua
per un breve periodo di tempo, stiamo sostanzialmente utilizzando una superficie di
invio/ricezione molto molto più grande
Fondamenti di ottica
Definiamo i parametri del problema:









f = focal length [m]
h= altitude [m]
rd=radius detector array [m]
R=Target radius = Scene radius
[m]
dL=lens diameter [m]
Ds= scene diameter ≅ L= swath
[m]
Di= image diameter
FOV= Field of View [deg]
NA = numerical aperture
Tra queste variabili esistono relazioni
geometriche note:
𝜃𝐹𝑂𝑉 = 2 tan−1
𝑟𝑑
𝑓
𝜃 2
𝐴 = 𝜋𝑅 2 = 𝜋 (ℎ tan ) ⁡
2
NOTA: al crescere di Di posso aumentare la distanza focale o il FOV
NOTA: a parità di Di, se allungo la focale devo necessariamente diminuire il mio FOV
NOTA:in sostanza in un sistema ottico faccio passare la
luce attraverso un piccolo foro; quindi, entra in gioco la
natura particellare-ondulatoria della luce, per cui il fascio di
luce arriverà sul detector in parte in maniera puntuale, ma in
parte su cerchi concentrici allo stesso, generando dischi di
Airy; questo per via della diffrazione. questa cosa non ci
piace in quanto causa rumore di fondo
Esistono poi delle variabili sul settaggio dello strumento di cattura dell’immagine:

𝑓
𝑟
𝑚 = ℎ = 𝑅𝑑 = magnification, indica il rapporto tra dimensioni di oggetto sulla scena e
dimensioni oggetto sull'immagine; per le nostre applicazioni è un valore molto basso

𝑓
1
𝐹#⁡ = 𝐷 = 2𝑁𝐴 = Fstop, da informazioni relative
𝐿
1
alla 𝑙𝑢𝑚𝑖𝑛𝑜𝑠𝑖𝑡à⁡𝑑𝑒𝑙𝑙′𝑖𝑚𝑚𝑎𝑔𝑖𝑛𝑒⁡ ∝ (𝐹#)2

𝑠ℎ𝑢𝑡𝑡𝑒𝑟 = 𝑡𝑒𝑚𝑝𝑜⁡𝑑𝑖⁡𝑒𝑠𝑝𝑜𝑠𝑖𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒: per quanto
tempo faccio entrare la radiazione; maggiore è il
tempo di esposizione maggiori sono i dettagli
catturati, ma, se ci sono oggetti in movimento
rimane un casino

𝐼𝑆𝑂: indica la sensibilità alla luce
Durante il progetto di un sistema di questo tipo si devono garantire l’osservazione di una data
scena con una data qualità dell’immagine.
Essendo nota (per via di richieste iniziali) la swath durante le prime
fasi del progetto si ipotizza di avere una scena quadrata (non tonda
come in realtà sarà) (circoscritto al cerchio) in modo da considerare
un'area maggiore e rimanere inizialmente più conservativi riguardo la
qualità dell'immagine.
Definiamo ora le varie risoluzioni che descrivono un sistema ottico:


λ
θ = 1.22 d = risoluzione angolare = angolo minimo tra due
L
oggetti (individuato in base al range, distanza di lente da
scena, e distanza tra due oggetti) per cui, a partire dalla mia
scena riesco a generare due elementi distinti nell'immagine
GSD = θ ⋅ h = spatial/ geometric resolution, è la minima
distanza tra due oggetti nella scena per far si che siano
distinti
Mentre per il detector si utilizzano:
𝐴
 𝐴𝑝 = 𝑛.𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙 = 𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑑⁡𝑎𝑒𝑟𝑒𝑎⁡𝑝𝑒𝑟⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙
area che ogni pixel del coso copre sulla
scena
 𝐿𝑝 = √𝐴𝑝 = 𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑔⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙⁡𝑠𝑖𝑧𝑒 =
lunghezza lato del quadrato che ogni pixel
copre sulla scena
A legare il tutto abbiamo il quality factor che indica la qualità dell’ottica rispetto a quella del detector
𝑄=
𝐺𝑆𝐷
𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑑⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙⁡𝑠𝑖𝑧𝑒
Infine per i sensori/managing dati:


𝑅𝑎𝑑𝑖𝑜𝑚𝑒𝑡𝑟𝑖𝑐⁡𝑟𝑒𝑠𝑜𝑙𝑢𝑡𝑖𝑜𝑛 = minima
differenza di energia della radiazione che
il nostro detector riesce a rilevare; è
proporzionale al numero di bit
𝑆𝑝𝑒𝑐𝑡𝑟𝑎𝑙⁡𝑟𝑒𝑠𝑜𝑙𝑢𝑡𝑖𝑜𝑛 = riguarda
principalmente le camere multispettrali,
descrive la capacità del sensore di definire
il più piccolo intervallo di lunghezza
d'onda, fino a che livello riesco a
distinguere tra tipologie d'onda (quanti
colori ho a disposizione?)
Image acquisition and managing
Conversione analogico digitale = processo di passare da energia del fotone a segnale elettrico con
dati 0-1; questa conversione o, meglio, la sua 'risoluzione' migliora all'aumentare del numero di bit;
infatti, permette di ottenere un 𝑛. 𝑠𝑒𝑔𝑛𝑎𝑙𝑖⁡𝑝𝑜𝑠𝑠𝑖𝑏𝑖𝑙𝑖⁡ = ⁡ 2𝑛.𝑏𝑖𝑡 permettendo quindi di 'sfumare' e avere
un risultato meno sfocato e con meno hard lines.
Multispectral image is constituted by a number of matrices equal to number of bands.
𝑑𝑎𝑡𝑎⁡𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒 = ⁡ 𝑁𝑏𝑎𝑛𝑑𝑠 ⋅ 𝑁𝑏𝑖𝑡 ⋅ 𝑝 ⋅ 𝑞
NOTA: se il pixel non è colpito da fotone allora la conversione segnala 0, se è massimo
segnala un numero con tutti 1
NOTA: ovviamente per avere migliore qualità devo utilizzare molta più memoria e trasferire dati
di grand dimensioni
Strategie di scanning
Esistono diversi metodi di scanning dello swath:


Push-broom scanning: il satellite vede l'intera porzione di terra legata alla swath
(𝐼𝐹𝑂𝑉 = 𝐹𝑂𝑉)⁡ed avanza
Scanning whiskbroom: non osservo tutta la swath istantaneamente ma 'scannerizzo' across
track (perpendicolarmente alla direzione del moto del satellite)⁡(𝐼𝐹𝑂𝑉 < 𝐹𝑂𝑉).⁡Il vantaggio
della whiskbroom è che concentrandosi su una piccola porzione di scena alla volta, a parità
di detector/ottica, riesco ad ottenere una qualità migliore.
D’altro canto, essendoci un sistema meccanico in movimento ho affidabilità minore ed
inoltre devo tenere conto del fatto che per evitare di perdere parti della scena devo
calibrare in maniera corretta l'IFOV e la velocità di scansione.
NOTA: per via della scansione, la camera non punterà
sempre perpendicolarmente alla superficie terrestre ma,
in alcuni momenti sarà anche inclinata, di conseguenza,
si avrà un'immagine stretchata e con risoluzione peggiore
verso le parti esterne; quindi, quando calcolo la qualità
dell’immagine devo tener conto di questa condizione.
𝑅𝛼
𝜌𝑛
𝜌𝑛 = 𝛼𝐻,⁡⁡⁡⁡⁡𝜌𝜃 =
=
⁡⁡
cos(𝜃) cos 2 (𝜃)
THERMAL CONTROL SYSTEM (TCS)
I sistemi/sensori del payload hanno una finestra di temperature operative al di fuori delle quali non
ne è garantito il funzionamento; inoltre, in un sistema spaziale coesistono materiali diversi, di
conseguenza, se avessimo grandi differenze di temperatura tra lato in ombra ed in luce avrei coeff
di dilatazione differenti che potrebbero influenzare il posizionamento/ puntamento di sensori.
Per questi motivi è necessaria la presenza di un sistema TCS che agisce effettuando bilanci di
potenza termica in modo da cercare un equilibrio tale da mantenere tutto entro un certo range di T.
NOTA: Nello specifico si definiscono:
-
-
operational limits = range di T in cui mantenere il sistema/componente/.... nel
momento in cui esso sta operando; trovarsi al di fuori di questo range
comporterebbe un degrado delle prestazioni
survival limits = range di T in cui rimanere sempre, in caso ciò non sia garantito il
sistema/sensori/... verrebbero danneggiati permanentemente
Progetto TCS
1. noti i sistemi/sensori presenti si individuano dei range i T di funzionamento e di
sopravvivenza; unendo queste informazioni alla necessità di avere gradienti di T contenuti
per motivi illustrati precedenti si hanno i requisiti del sistema
2. vanno individuate le condizioni dall'ambiente spaziale considerate a partire dalla
missione/orbita del satellite in questione
3. si sottolineano i casi critici in cui le condizioni ambiente non permettono di raggiungere T
funzionamento/sopravvivenza
4. noto quindi tutto si può effettuare l'analisi termica individuando le variazioni di temperatura
che sia avranno in funzione del tempo e dello spazio; ora, se ricadiamo in un range
accettabile bene, altrimenti inizio ad inserire sistemi di controllo di T
5. scelgo ora i componenti del sistema di controllo termico tentando prima con sistemi passivi
e poi passando a quelli attivi
6. detemrino radiatori e scaldatori necessari
7. power and mass budget
NOTA: è importante conoscere la missione in quanto in funzione della stessa possono
variare molto le condizioni ambientali, ecco alcuni esempi per satelliti in orbita terrestre:
- orbita dawn to dusk: è un’orbita eliosincrona che segue
il terminatore (linea divisione notte-giorno), in questo caso
una parte del satellite sarà sempre esposta al sole e l’altra
all’ombra, generando così una condizione quasi
stazionaria ma con elevati gradienti di temperatura tra le
due facce.
- Orbita noon to midnight: è un’orbita perpendicolare al
terminatore e che passa quindi da condizione in ombra a
condizione illuminata con rapidità, di conseguenza
presenta condizioni ambientali molto variabili
NOTA:si deve considerare anche l’ambiente terrestre in quanto durante la costruzione/
trasporto/assemblaggio/lancio sarà influenzato da quello
La figura dell’ingegnere termico è quella che si occupa di:
-
calcolare tramite programmi di simulazione le temperature che si avrebbero
senza intervenire sul satellite,
confrontarle con quelle del sistema ed individuare soluzioni di design necessarie a
soddisfare le richieste termiche dei sensori
effettuare verifiche pratiche, che in questo caso sono in primis molto utili in quanto
è difficile fare predizioni esatte, e poi necessarie comunque per poter essere
lanciati in orbita.
Validazione progettuale
Ovviamente una volta effettuato il progetto basandosi su analisi e simulazioni numeriche è
necessario effettuare dei test reali sul satellite in modo da poter individuare e risolvere problemi
prima che sia troppo tardi. Esistono due filosofie di testing diverse:


Qualifica ed accettazione: è la filosofia tradizionale in cui i controlli sono divisi in due fasi:
- test di qualifica: effettuati sui ‘prototipi’ per validare l'efficacia del progetto/design;
generalmente sono test con grandi margini/poco severe in quanto vengono fatti
su un sistema rappresentativo di quello che verrà inviato nello spazio ma non sul
prodotto effettivo.
- Test di accettazione: effettuati su quella che è l’effettiva unità di volo, sono molto
più severi e con margini minori, in quanto, lo scopo di questi test è evidenziare la
possibile presenza di problemi nella filiera di produzione del pezzo
Protoflight: è una filosofia moderna caratteristica di satelliti di piccole dimensioni per i quali
si utilizza un'unica unità per effettuare i test di qualifica ed accettazione in contemporanea;
generalmente questa tipologia di test utilizza i carichi di qualifica considerando però i tempi
di applicazione della validazione in modo da avere un test significativo ma che non
distrugga la struttura
Test termici
Descriviamo ora i principali test che vengono effettuati sulla struttura:



termovuoto: si verifica che il satellite sopravviva a carichi termici ciclici in condizioni di
vuoto; per normativa richiedono almeno 3 cicli che devono durare un dato periodo di tempo
sufficiente a effettuare test su tutti gli elementi presenti, ordine delle settimane. A volte
vanno fatte durante i transitori di T in modo da simulare condizioni di salita/discesa. costa
un tot fra
thermal balance: test in cui, per validare il modello termico utilizzato per le analisi, il satellite
viene portato nelle peggiori condizioni termiche possibili per poi misurare effettivamente le
temperature raggiunte dello stesso; è necessario per progetti unici o di modelli molto
semplici
bakeout: l'obiettivo non è legato al controllo termico ma serve per eliminare il problema
dell'outgassing
Ambiente termico
Considerando payloads con funzionamento limitato al
sistema solare si possono facilmente individuare quelli che
sono i principali player nella definizione dell’ambiente termico
di missione:

radiazione solare diretta:
il sole è chiaramente la principale sorgente di calore per quasi tutti i satelliti; la radiazione
solare percepita è detta costante solare(𝑞𝑆0 ), essa varia in base alla posizione
𝐸
𝑊
considerata(𝑞𝑆0 = 4𝜋𝑅2 ), ma la costante solare media annua terrestre è di 1367 𝑚2 ;⁡⁡

In generale si ricava che:
𝑓𝑙𝑢𝑠𝑠𝑜⁡𝑑𝑖⁡𝑐𝑎𝑙𝑜𝑟𝑒⁡𝑠𝑜𝑙𝑎𝑟𝑒 = 𝑄̇𝑆 = 𝛼⁡𝐴𝑓𝑟𝑜𝑛𝑡 ⁡𝑞̇ 𝑆0 𝐹𝑒
Con:
- 𝛼⁡ = assorbività, indica la percentuale di onde elettromagnetiche assorbite
- 𝐴⁡ = sezione del satellite illuminata
- 𝑞𝑆0 =costante solare
𝐹 = 1⁡𝑎𝑙⁡𝑠𝑜𝑙𝑒⁡⁡⁡⁡⁡
- 𝐹𝑒 = { 𝑒
fattore per tener conto di esposizione al sole durante
𝐹𝑒 = 0⁡𝑎𝑙𝑙′𝑜𝑚𝑏𝑟𝑎
l'orbita
Albedo (radiazione solare indiretta):
parte della radiazione solare che incide sul pianeta che orbitiamo e viene riflessa verso lo
spazio; questa percentuale varia in funzione della superficie del pianeta interessato e dalle
condizioni atmosferiche oltre che dall’incidenza della radiazione
NOTA: a seconda dell'orbita seguita dal satellite l'albedo può essere più o meno
variabile (orbita poco inclinata sorvola mare satelliti e foreste vicino ad equatore,
quindi, riflettono tutte relativamente poco; orbita polare passa da mari a calotte

polari quindi diversissimo), inoltre si deve tenere in considerazione il fattore di vista
tra i due corpi (se sono su parte in ombra avrò albedo nullo o quasi)
In generale si ricava che:
𝑓𝑙𝑢𝑠𝑠𝑜⁡𝑑𝑖⁡𝑐𝑎𝑙𝑜𝑟𝑒⁡𝑑𝑎⁡𝑎𝑙𝑏𝑒𝑑𝑜 = 𝑄̇𝐴 = 𝑞̇ 𝑆0 ⁡𝛼⁡𝐴𝑏 ⁡𝐹𝑏−𝑃 ⁡𝑎𝑝 ⁡
- 𝐴𝑏 = area del satellite esposta alla terra
- 𝑞𝑆0 =⁡radiazione solare
- 𝑎𝑝 = percentuale di radiazione riflessa (albedo), generalmente viene considerato
come fattore costante in quanto tanto il satellite ha una certa inerzia termica
quindi la variazione di T è lenta e funzione della riflessione media
- 𝛼 = assorbività = proprietà ottica del satellite
- 𝐹𝑑−𝑃 = fattore di vista = funzione dalla quota e dall'orientamento del satellite
IR del pianets:
il pianeta emette in modo diverso a seconda della T locale detta superficie terrestre, di
conseguenza in sostanza l'emissione varia in maniera simile ma opposta all'albedo ; le
variazioni sono però di entità minore quindi si è portati ancora una volta a considerare la T
come costante sulla superficie
in generale si ricava che:
4
𝑓𝑙𝑢𝑠𝑠𝑜⁡𝑑𝑖⁡𝑐𝑎𝑙𝑜𝑟𝑒⁡𝑑𝑎⁡𝐼𝑅⁡𝑝𝑖𝑎𝑛𝑒𝑡𝑎 = ⁡ 𝑄̇𝐼𝑅 = 𝜎⁡𝜀⁡𝑇𝑝𝑙𝑎𝑛𝑒𝑡
⁡𝐴𝑏 ⁡𝐹𝑏−𝑃
NOTA: a orbite GEO il contributo di albedo ed IR sono molto basse (siamo troppo distanti), ma, in
orbite LEO so importanti
NOTA: effetto beta

Free molecular heating:
una volta aperta l'ogiva del lanciatore e rilasciato il
payload esso è solo contro l'ambiente quindi, sebbene
prima lo rilasciamo meno dobbiamo portare su massa e
più risparmiamo carburante, allo stesso tempo prima
rilasciamo i fairing (cono protettivo) maggiore è la
densità dell'aria e quindi il payload può essere
riscaldato troppo per attrito con molecole d'aria presenti
in atmosfera. Per evitare di dover dimensionare
ulteriormente i payloads si è deciso che si rilascia il
fairing quando il flusso di calore dovuto al
riscaldamento per attrito è pari a quello che si ha per
radiazione diretta in orbita

Calore interno al satellite:
i sistemi propulsivi generano necessariamente una quantità di calore facilmente calcolabile,
mentre il calore generato per effetto joule dall’elettronica è più difficile da calcolare e quindi
gestire. In genere esso viene ricavato a partire da ragionamenti sul power budget in cui in
prima analisi per il caso caldo mi metto in condizione conservativa e considero tutta
l'energia elettrica come dissipata e diventata calore
È importante sottolineare che, sebbene esista un’infinità di combinazioni possibili vengono tenute
in considerazione solo i casi dimensionanti estremi ovvero:


Caso caldo: ovvero il caso con flussi di calore massimi (tra quelli che potremmo
effettivamente incontrare nella vita operativa)
Caso freddo: l’opposto
Architettura TCS
Generalmente l’architettura del TCS può essere suddivisa in:
-
circuito esterno: ha obiettivo di smaltire calore verso lo spazio
circuito interno: ha il compito di trasferire i flussi di calore interni al nostro sistema
NOTA: specie per piccoli satelliti non è detto siano effettivamente circuiti distinti
I vari componenti del TCS possono poi essere divisi in componenti passivi (che non richiedono
alimentazione) o attivi, ma spesso effettuare una suddivisione generale risulta sbagliato in quanto
uno stesso componente può esistere con una configurazione attiva che passiva.
Nota: l’esempio più semplice di un metodo passivo è il posizionamento di sistemi che
necessitano di raffreddamento vicino a sistemi che necessitano di riscaldamento
In ogni caso i principali componenti sono:

coperte termiche:
isolano il componente diminuendo la trasmissione per irraggiamento; sono composte da
diversi strati di materiali riflettenti a bassa emissività che allo stesso tempo presentano
bassa conducibilità termica grazie alla presenza di multistrati di materiali adatti
NOTA: oltre un certo numero di strati (30-40) il beneficio di aggiungerne è infimo e
causa solo problemi

Finiture superficiali e rivestimenti:
in un satellite è importante saper gestire EMW a diverse lunghezze d’onda, e, l’utilizzo di
diverse e particolari finiture superficiali ci aiuta a fare proprio questo; generalmente a
seconda delle caratteristiche di emissione/ assorbimento alle varie lunghezze d’onda si
definiscono:
- Solar reflectos ⁡(𝛼 ↓, 𝜀 ↑): finiture come
vernici bianche o specchi riflettono
molto bene la radiazione IR a bassa
lunghezza d’onda caratteristiche del
sole (𝛼 ↓) ma fanno filtrare quelle a
grande lunghezza d’onda
caratteristiche del satellite stesso e
della terra (𝜀 ↑)
- Flat reflectors (𝛼 ↓, 𝜀 ↓): riflettono tutto
- Flat absorber (𝛼 ↑, 𝜀 ↑): assorbono
tutto es. vernice nera
- Solar absorber (𝛼 ↑, 𝜀 ↓): assorbono le
emissioni solari e sono impermeabili a
quelle della terra/satellite
NOTA: dato che la lunghezza d'onda delle nostre emissioni è pari a quella terrestre non
possiamo semplicemente isolarci da quelle frequenze in quanto ciò renderebbe impossibile
la dispersione del calore proprio del satellite (lunghezza d'onda terrestre = lunghezza
d'onda emissione satellite → 𝜀 = 𝛼); di conseguenza è difficile proteggerci dall'IR terrestre
NOTA: Invece è possibile proteggerci da emissioni solari in quanto esse sono a lunghezze
d'onda differenti quindi possiamo avere finitura con 𝛼 piccolo a lughezze d'onda piccole
solari e⁡𝜀 grande a lunghezze d'onda grandi (IR nostro) in modo da emettere tanto e
assorbire poco dal sole

Radiatori:
sono elementi utilizzati per disperdere calore nello
spazio tramite irraggiamento; i radiatori possono
essere semplicemente superfici del satellite o
strutture apposite, ma, in generale, sono costruiti
per avere emissività grandi ed assorbività piccole.
Il flusso di calore da loro gestito è descritto dalla
equazione di Stephan-Boltzmann:
𝑄⁡ = 𝜀⁡𝜎⁡𝐴⁡𝑇 4
→ maggiore è la superficie maggiore è la
radiazione, e, allo stesso tempo irraggio meglio se
sono molto più caldo dell'ambiente in cui sto
espellendo il calore

Louvers:
Dato che possiamo incontrare condizioni più disparate
durante la missione devo essere in grado di adattare il
radiatore alle possibili condizioni; per far ciò inserisco
nei radiatori dei Louvers ovvero alette/ veneziane che
possono essere aperte o chiuse singolarmente (o a
gruppi) (per avere maggiore sicurezza, se si rompe un
attuatore non succede niente) con una 𝜀 diversa da
quella del radiatore su cui sono montate.
NOTA: l'azionamento dei louvers può avvenire sia in modo passivo (es utilizzando molle
sensibili a variazioni di T come attuatori) o attivo (con attuatori elettromeccanici)

heat pipes:
sono particolari scambiatori di calore utilizzati per trasportare flussi di calore da una zona
all'altra del satellite sfruttando il flusso di un liquido refrigerante movimentato in maniera
passiva da una forza capillare interna alla heat pipe. Sono in grado di trasportare calore
molto velocemente; di solito il working fluid è di ammoniaca.
NOTA: esistono anche heat pipe più complesse dette capillay pumped in cui il ricircolo del
fluido viene aiutato in maniera attiva con una pompa

scambiatori di calore:
uno scambiatore di calore è uno strumento tramite cui estraggo
calore dall’elettronica; un esempio può essere il cold plate. Il cold
plate è uno scambiatore di calore molto efficiente utilizzato per
raffreddare a liquido l'elettronica; essi raccolgono il calore
dell'elettronica e poi ci penseranno i radiatori ed espellerlo
NOTA: a volte l'elettronica varia T troppo velocemente per essere
messa a contatto con la cold plate, in questo caso viene introdotto un
elemento intermedio detto phase change device che agisce come un
condensatore rilasciando/ assorbendo il calore latente del passaggio
di fase quando necessario

Heater:
sono strumenti necessari per poter gestire i cold case che servono a riscaldare in maniera
mirata i sensori che lo necessitano; la tipologia più semplice è detta patch heater, mentre in
ambienti dove essi non possono essere utilizzati si passa alla cartdrige heater
ENVIRONMENTAL CONTROL AND LIFE SUPPORT
SYSTEM (ECLSS)
L’ECLSS è il sistema atto a garantire la sopravvivenza della crew durante la missione, oltre a
garantire le condizioni necessarie alla sopravvivenza esso non si limita a ciò creando un ambiente
‘comodo e vivibile’ per gli astronauti.
Esistono diverse filosofie di progettazione di ECLSS:
-
-
Open loop sysyem: è la filosofia più utilizzata in missioni di breve durate in cui è
possibile portare a bordo tutte le risorse necessarie; secondo questa filosofia le
risorse devono essere portate da terra e una volta utilizzate semplicemente
scartate basandosi quindi su una continua stream di risorse.
Closed loop systems: negli ultimi anni, soprattutto per missioni di lunga durata ci
si sta spostando sempre più in questa direzione; in questi casi i sistemi sono
caratterizzati da una maggiore complessità in modo da permettere però il riciclo di
tutte le risorse imbarcate e permettendo di ottenere un sistema totalmente
indipendente dall’invio di risorse esterne
Come detto in precedenza il secondo approccio risulta indubbiamente più complesso e costoso
oltre ad essere al momento di impossibile applicazione riguardo alcuni ambiti, ma è l’unico
approccio possibile per missioni di lunga durata
A sua volta l’ESCC è composto da numerosi sottosistemi che si occupano ognuno di funzioni
specifiche; le principali sono:
-
Controllo ambientale
Gestione dell’acqua
Gestione dei rifiuti
Gestione del cibo
Controllo ambientale
Per permettere la vita nello spazio è necessario ricreare le condizioni ambientali che si hanno sulla
terra, per quanto possibile, a partire dalla creazione ed il mantenimento di un’atmosfera respirabile;
il controllo ambientale nello specifico si deve occupare di:




Gestione della pressione ‘atmosferica’ e delle pressioni parziali dei gas che la
compongono:
- Si sceglie di rimanere a pressioni simili a quelle a livello del mare in quanto,
diminuirle significherebbe diminuire i carichi strutturali e le perdite di gas, ma
anche un’eccessiva diminuzione della pressione parziale dell’ossigeno nella
miscela incompatibile con la respirazione umana ed aumento della possibilità di
outgassing;
- Si sceglie di utilizzare una miscela di azoto ed ossigeno in quanto una miscela di
ossigeno puro sebbene compatibile con la respirazione sarebbe troppo reattiva
Gestione di pressione e temperature:
- Avere temperature troppo elevate o basse causerebbe ovvi problemi alla vita;
inoltre è necessario anche il controllo delle temperature degli oggetti con cui la
crew deve interagire
- È necessario controllare i livelli di umidità per evitare di avere condensazione
vicino ad apparati elettronici
Ventilazione
Rimozione contaminanti:
-
Il principale contaminante è la 𝐶𝑂2 prodotta dalla crew, ma ingenerale possono
esserci anche particolati derivati dei vestiti, cibo, pelle…
Inoltre, è utile notare che in generale è bene mantenere condizioni ambientali simili a quelle
terrestri in quanto per alcuni esperimenti è cruciale riuscire ad avere come unica variabile la
microgravità in modo da capirne meglio gli effetti
Gestione dell’acqua
In media un essere umano utilizza sui 20 litri d’acqua al giorno, di conseguenza è facile capire
l’importanza di un sistema di controllo e gestione delle risorse d’acqua; nello specifico tale sistema
si deve occupare di:



Monitorare e mantenere la qualità dell’acqua potabile
Contenere in serbatoi e distribuire ad utilizzatori l’acqua: particolarmente critica è
l’individuazione di perdite
Processare l’acqua di scarto
NOTA: chiaramente è importante avere acqua potabile, ma non si butta via niente e anche quella
non potabile ha i suoi utilizzi
Gestione del cibo
A seconda della filosofia della missione il cibo può essere sia inviato da terra che coltivato nello
spazio; ma, in generale tutti i prodotti alimentari possono essere diffusi in base alla necessità di
preparazione:
-
Little to no processing: pret a manger
Primary processing: tipo noci, vanno rotte o tipo pasta, va cotta
Secondary processing: chimica alimentare spaziale
Atmosfera
Si mantiene una pressione pari quella a livello del mare (101⁡𝐾𝑃𝑎) in quanto:


Pressioni troppo basse aumentano il rischio di outgassing, difficoltà nelle comunicazioni
Pressioni troppo alte: aumentano i carichi sulla struttura, maggiori leak e procedure più
lunghe per EVA (si deve eliminare tutto tranne ossigeno nel corpo per evitare embolie)
SI deve fare però attenzione anche alle pressioni parziali, considerando che si crea un’atmosfera
complessa simile a quella terrestre; per l’ossigeno, infatti, se è troppo bassa si va in ipossia e si
muore, se è troppo alta iperossia e si muore
Per le operazioni extraveicolari, si utilizza invece un’atmosfera di ossigeno puro a 30𝐾𝑃𝑎
I valori nominali a bordo della ISS, come già detto, sono di una ventina di gradi in temperatura e tra
il 30 e il 70% di umidità.
THERMAL PROTECTION SYSTEM (TPS)
Il TPS rappresenta la prima linea di difesa da fonti di calore estreme che si possono incontrare/
incontrano durante una missione spaziale; esso entra in gioco principalmente durante il rientro
atmosferico.
A seconda del periodo di esposizione a questi flussi di calore intensi e alla velocità di rientro
(proporzionale alla severità dei flussi di calore), e alla tipologia di rientro(balistico, planato)che
variano in base alla missione, si sceglie la tipologia di TPS più adatta:



Heat sink
Radiative cooling: questi sistemi assorbono calore per poi dissiparlo tramite irraggiamento;
sono sistemi passivi che funzionano bene solo entro certi limiti di T; sono utilizzati
principalmente per rientro di veicoli
Ablative cooling: questi sistemi assorbono calore e lo 'dissipano' consumandosi con un
passaggio di fase; sono utilizzati per flussi di calore enormi; usati principalmente per
capsule o altri oggetti in cui l’aerodinamica non gioca un ruolo centrale, in quanto, se il TPS
si consuma esso modificherà leggermente l’aerodinamica di tutto il velivolo
ATTITUDE AND ORBIT CONTROL SYSTEM (AOCS)
Per descrivere in maniera soddisfacente il moto di un satellite è necessario conoscere posizione e
velocità di traslazione, assetto e velocità di rotazione; generalmente però siamo noi a voler imporre
al satellite un certo percorso, di conseguenza esistono diversi sistemi che si occupano di ciò:

GNC, sistema controllo di traiettoria:
il satellite viene considerato come un punto 0D di cui deve
essere controllato il movimento; il controllo della posizione e
del moto traslazionale non viene effettuato in maniera
continuativa, anzi su satelliti di piccole dimensioni è
assente.
Un sistema di controllo dell’orbita è infatti necessario solo in
alcuni casi:
- Per spostarsi in orbita cimitero a fine vita;
- Per riequilibrare le perturbazioni nel lungo periodo
- Per mantenere la posizione all’interno di una costellazione

ADCS, sistema controllo dell'assetto:
in cui si considera il satellite con la sua geometria cercando di orientarlo nelle direzioni
preposte; Il controllo dell'assetto è fatto in maniera continuativa in quanto è necessario
avere sempre sotto controllo l’orientamento e la velocità di rotazione in modo da:
- evitare problemi termici (𝑇, ∆𝑇 troppo elevati),
- non perdere la capacità di comunicare (per esempio avendo l'antenna sul lato
sbagliato)
- riequilibrare perturbazioni
Storicamente questi due sistemi sono sempre stati concepiti come separati, in quanto
l’astrodinamica necessaria al controllo del movimento, essendo la stessa di quella dei corpi celesti,
era già ben nota durante le prime missioni spaziali; il controllo dell'assetto è nato invece in quel
periodo. Inoltre, il controllo dell'assetto viene fatto esclusivamente a bordo del satellite per via di
una dinamica molto veloce, a differenza della dinamica del moto traslazionale che è abbastanza
lenta da premettere di effettuarne un controllo da terra.
È importante sottolineare però che i due moti di traslazione/rotazione
sono tra di loro interdipendenti, per via dell’inevitabile generazione di
coppie di disturbo quando attivo i thrusters per modificare, l'orbita di
conseguenza negli ultimi anni ci si è spostati verso l’integrazione di un
unico sistema detto 𝐴𝑂𝐶𝑆, preposto a sostituire i due predecessori.
Il progetto di ogni sistema di controllo spaziale è ovviamente fortemente influenzato da missione,
ambiente ed architettura del satellite stesso, ma, in generale un qualsiasi sistema di controllo deve
necessariamente essere in grado di:
1. ricavare dati sul sistema: tramite l'uso di sensori dobbiamo infatti essere in grado di
determinare posizione ed orientamento
2. scegliere cosa fare: tramite algoritmi
3. mettere in pratica la manovra: tramite attuatori
requisiti per controllo assetto
I requisiti inerenti all’assetto del satellite riguardano sia la capacità di determinazione che controllo
dello stesso; in entrambi gli ambiti dobbiamo riuscire infatti ad ottenere risultati con una certa
precisione per poter garantire l’operazionalità del satellite.
Per quanto riguarda la determinazione dell’assetto vogliamo saper ricavare l’assetto con certe
prestazioni riguardo:


accuratezza: quanto bene è orientato il veicolo in un sistema di riferimento assoluto.
Range: intervallo/ tratto dell’orbita durante cui mi interessa essere puntato all’accuratezza
voluta
Per quanto riguarda il controllo è necessario saper agire sull’assetto rimanendo entro certi
parametri prestazionali riguardanti:





Accuratezza: il satellite deve essere controllabile in maniera da portare l’assetto dalla
condizione iniziale a quella voluta
Range: intervallo/tratto di orbita all’interno del quale bisogna garantire l’accuratezza del
controllo
Jitter: limite di oscillazione angolare ad alta frequenza accettabile nel corto periodo.
Drift: limite di oscillazione a bassa frequenza e bassa velocità accettabile
Setting time: tempo entro cui doversi riportare in assetto a seguito di manovre o errori
temporanei
Modi operativi per controllo assetto
È impensabile avere sempre la massima precisione e velocità di esecuzione in tutte le fasi
operative della missione, quindi, vengono individuati diversi modi operativi corrispondenti da
diverse fasi della missione
Alcuni modi sono piuttosto standard e consecutivi, altri sono saltuari, mentre altri sono previsti in
caso di contingenze o di guasti; essi sono





inserimento in orbita:
durante il periodo di tempo in cui lo spacecraft è portato nell’orbita finale le richieste
sono rilassate, di conseguenza è possibile anche avere totale assenza di controllo
se non per semplice stabilizzazione solido per spin ed un controllo completo con
sistemi propulsivi a liquido.
Acquisizione:
è modalità di constrollo utilizzata durante il periodo in cui si ha la determinazione
iniziale dell’assetto e la stabilizzazione del veicolo o per recuperare da errori/guasti
Normal:
modalità nominale, usata nella maggior parte del tempo
Slew:
è usato per orientare verso altra direzione il veicolo (cambio puntamento).
contingency or safe:
si applicano ogni qual volta la modalità normale sia disabilitata o non disponibile;
tipicamente, rilassano i requisiti sul puntamento e si cerca solo di soddisfare quelli
termici e di potenza

specials
Disturbi
Ogni corpo nello spazio è sottoposto in continuazione a disturbi che, sebbene di piccola entità, nel
tempo possono arrivare ad avere effetti importanti; i principali disturbi sono:




resistenza aerodinamica:
- è sicuramente il disturbo più significativo per satelliti in LEO ma perde di
importanza all'aumentare della quota;
- questi disturbi sono dovuti all’interazione con le molecole libere che causa la
nascita di forze e momenti aerodinamici di disturbo. Essi sono difficili da
quantificare in quanto il Drag varia molto in base alle condizioni dell'atmosfera e
con l'assetto del satellite; inoltre, il 𝐶𝐷 è un coeff misurato su base statistica che
per le condizioni d’interesse difficilmente sarà esatto visti i pochi dati per volo a
queste quote
⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗
1 2
⃗⃗⃗⃗𝑎 = ⃗⃗⃗⃗⃗
⃗⃗⃗𝑎 = 𝑟⃗⃗⃗⃗⃗
𝑇
𝑟𝑐𝑝 ⁡ × 𝐹
𝑐𝑝 ⁡ × 𝜌𝑉 𝐶𝐷
2
gradiente gravitazionale:
- l'attrazione gravitazionale è proporzionale alla
distanza dal centro del pianeta, di
conseguenza, per satelliti di grandi dimensioni
la forza esercitata tra diversi punti del satellite
varierà molto generando un significavo
gradiente di torsione nella struttura
[𝐼𝑛𝑒𝑟𝑧𝑖𝑎]
⃗⃗⃗
𝑇𝑔 ∝ 𝑔
𝑅2
NOTA: le coppie di disturbo possono essere gestite sia con metodi attivi che
passivi
NOTA: un corpo in orbita (terrestre) ragionevolmente bassa tende a stabilizzare il
suo asse di minima inerzia in direzione verticale
Pressione radiativa:
- Di per sé è un disturbo di piccola entità, ma diventa il più significativo per i satelliti
in orbita GEO
- Questo disturbo è dovuto alla pressione della radiazione solare e dipende da
diversi fattori quali la geometria del satellite ma anche la riflettività delle sue
superfici
⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗
⃗⃗⃗𝑆 = 𝑟⃗⃗⃗⃗⃗
⃗⃗⃗
𝑇
⃗⃗⃗⃗⃗
𝑠𝑝 ⁡ × 𝐹𝑆 = 𝑟
𝑠𝑝 ⁡ × (1 + 𝐾)𝑝𝑆 𝐴⊥
Con: 𝐾 = 𝑟𝑖𝑓𝑙𝑒𝑡𝑡𝑖𝑣𝑖𝑡à⁡⁡⁡⁡𝑟𝑠𝑝 = 𝑑𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑧𝑎⁡𝑏𝑎𝑟𝑖𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜⁡𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜⁡𝑝𝑟𝑒𝑠𝑠𝑖𝑜𝑛𝑒⁡⁡⁡⁡⁡𝐴⊥ =
⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡𝑎𝑟𝑒𝑎⁡𝑝𝑒𝑟𝑝𝑒𝑛𝑑𝑖𝑐𝑜𝑙𝑎𝑟𝑒⁡𝑎𝑙𝑙𝑎⁡𝑟𝑎𝑑𝑖𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒
Campo magnetico:
- il satellite presenterà ovviamente sistemi elettrici in cui circolano correnti che
vanno a generare un momento di dipolo magnetico che, combinato al campo
magnetico terrestre, genera una coppia di disturbo
⃗⃗⃗⃗⃗
⃗⃗ ⁡⁡ × ⁡ 𝐵
⃗ con: B = [T] = campo magnetico terrestre; M = [Am^2] = dipolo
𝑇𝑚 = 𝑀
satellite
NOTA: 𝑀 = [𝑀1 ⁡𝑀2 ⁡𝑀3 ]; ⁡⁡⁡𝐵 = [𝐵1 ⁡𝐵2 ⁡𝐵3 ]⁡
→ ⁡𝑀 × 𝐵 = [(𝑀2 𝐵3 − 𝑀3 𝐵2 )⁡⁡(𝑀3 𝐵1 − 𝑀1 𝐵3 )⁡⁡⁡(𝑀1 𝐵2 − 𝑀2 𝐵1 )]

disturbi dell’orbita:
-
le orbite kepleriane sono un’approssimazione delle orbite reali, che possono
essere perturbate da:
o forze non gravitazionali viste poco sopra
o Interazioni del "terzo corpo" trascurabile per LEO e invece rilevante per
orbite più alte
o Distribuzione non sferica della massa del corpo centrale ha effetti importanti
in GEO e orbite intermedie
o Meccanica relativistica
ADCS
I sistemi per il controllo dell'asseto possono dividersi in:


sistemi passivi: sono i sistemi più semplici, non necessitano di risorse esterne e
garantiscono durate elevate; essi sfruttano i disturbi citati in precedenza in modo da
stabilizzare il satellite
sistemi attivi necessitano di risorse e hanno vita operativa ‘breve’ ma permettono di
adattarsi al variare delle condizioni ambientali
sistemi passivi
i principali sistemi passivi utilizzati sono


stabilizzazione per spin:
- si sfrutta la rigidezza giroscopica
per mantenere l'orientamento del
satellite (almeno rispetto alle
direzioni perpendicolari all'asse di
rotazione); per poter sfruttare
questo fenomeno è necessario
che il lanciatore quando mette in
orbita il satellite gli doni anche
una certa rotazione;
- il problema principale di questo tipo di soluzione è che non sempre la missione
del satellite è compatibile con questa condizione di rotazione perpetua (es. se
dobbiamo far foto) in certi casi, infatti, è necessario utilizzare dual spin
stabilization e disaccoppiare satellite e fotocamera
stabilizzazione per gradiente di gravità:
- si costruisce un satellite con forma e
distribuzione di massa tale da
enfatizzare il gradiente di gravità in
modo da ottenere una soluzione in cui
l'asse del satellite rimarrà
perpendicolare alla superficie;
- il problema principale di questo tipo di
soluzione è che in realtà non raggiungeremo questa
posizione ma continueremo ad oscillarci attorno
NOTA: Questi due sistemi sono spesso utilizzati assieme
in quanto la stabilizzazione per gradiente di gravità non
dona alcuna stabilità rispetto alla rotazione assiale, per
superare questa limitazione si può aggiungere una massa
in rotazione

stabilizzazione magnetica:
-
si utilizza un magnete permanente posto sul satellite in modo che esso si allinei
parallelamente alle linee del campo magnetico terrestre
questo metodo è interessante ma è utilizzabile solo se non abbiamo necessità
troppo stringenti sull'orientamento in quanto il campo magnetico terrestre è molto
variabile
sistemi attivi
ANCORA DA FARE
AOCS II
I sistemi di controllo attivo possono essere divisi in due categorie in base alla filosofia di
funzionamento:

open loop:
- predetermino in partenza le manovre necessarie e semplicemente quando
necessario le passo al controllore e poi agli attuatori per avere attivare i sistemi di
manovra sullo spacecraft; possono essere ideate anche soluzioni multi-manovra
per cui si segue il percorso open loop, per poi controllare tramite GPS gli effetti,
ed infine riprendere con un'altra manovra
- generalmente utilizzato per il controllo traiettoria (tranne in casi di manovra come
docking)

closed loop:
- minimo una volta al secondo un controllore fa una comparison tra dati recuperati
dai sensori e orientamento desiderato ed invia agli attuatori i comandi necessari a
correggere lo scarto appena calcolato
- viene utilizzato per il controllo dell’assetto
Sensori
Star sensor
In sostanza sono gruppi di fotocamere orientate su
tre assi perpendicolari che scansionano lo spazio;
una volta effettuate le foto esse possono essere
analizzate in modo da individuare le singole stelle e
osservarne la posizione rispetto a ad un catalogo di
mappe stellari; partendo da queste comparison, noto
l’orientamento delle fotocamere rispetto al satellite si
può ricavare l’asseto dello stesso.
Questo metodo di anali dell’assetto è il più preciso (~𝑎𝑟𝑐𝑠𝑒𝑐 =
10
),⁡allo stesso tempo però
60
presenta anche numerosi problemi:
-
è molto costoso ed energivoro,
necessita di stabilizzatori;
non può essere utilizzato se stiamo puntando in direzione del sole, ed in generale
è molto sensibile alle tempeste solari.
Può risultare inutile quanto capita puntare a “zone scure” del cielo
Prima di utilizzare questi sensori è necessario effettuare uno studio di trade-off riguardo la
sensibilità alla luce, in quanto, se ho troppe poche stelle non ho un risultato molto preciso, ma se
ne individuo troppo allungo di molto i tempi di 'calcolo' / 'analisi'
Sun sensor
In generale i sun sensor sfruttano materiale fotosensibile per definire l'orientamento del satellite
relativamente al Sole.
Esistono due tipologie di sun sensor:

Analogico:
-
Si espone un fotodiodo alla
radiazione elettromagnetica solare
che “colpendolo” finisce per generare
un impulso elettrico; la corrente
generata dalla cella è massima
quando il raggio che la colpisce è
normale alla sua superficie, e
diminuisce all'aumentare
dell'inclinazione, di conseguenza, scelto il fotodiodo (conosciamo la corrente
massima che esso emette)
misurando la emesse in un dato
momento posso ricavare l'assetto del
fotodiodo stesso.
- Questo tipo di sensore però perde di
sensibilità all'aumentare
dell'incidenza fino ad arrivare a
condizione in cui non rileva nemmeno
più corrente (𝛼⁡~⁡450 )
NOTA: per migliorare l'accuratezza (⁡~⁡10 )
montiamo le celle su una 'piramide'

Digitale:
- Si utilizzano strisce di materiale
fotosensibile ricoperte da una
scatola con un primo taglio alla
fontana (artista contemporaneo),
attraverso cui passa una striscia di
luce che incontra poi un altro 'filtro'
tavola della verità, la parte che
supera anche questa va a finire sulle
fotocellule; l'insieme del sensore da
un segnale 0-1 digitale
- questi sensori hanno FOV molto
maggiore dei precedenti oltre ad
essere più precisi (~0.010 )
Indipendentemente dalla tipologia è facile capire come questa tipologia di sensore non possa
funzionare quando si trovano in ombra
Infrared earth seensor (IRES)
In generale i sistemi IRES sfruttano delle fotocamere infrarosso in grado di distinguere l'emissione
tiepida della terra dall'emissione fredda dello spazio profondo; l'obiettivo di questo sistema è quello
di definire l'orientamento del satellite relativamente alla Terra.
Esistono due modalità/tipologie di IRES:

static IRES:

-
le camere sono puntate su
quattro “mezze semicorde agli
angoli dai due emisferi” e
rilevano le porzioni delle quattro
da cui rilevano emissione IR
tiepida e radiazione fredda; a
seconda delle porzioni delle
quattro semicorde si può
ricavare il posizionamento e
l’orientazione rispetto al globo terrestre.
-
Sono molto precisi (~0.010 ), ma i risultati ottenuti
perdono di significato ogniqualvolta il sole o la luna si
trovano “vicini all terra” in quanto inquinano i dati con la
loro radiazione effettivamente accecando i sensori; una
possibile soluzione è aggiungere dei filtri in grado di
bloccare le radiazioni dei corpi celesti citati in
precedenza
Scanning IRES con scanning horizon sensor:
- ① scansione:⁡si utilizzano camere IR
montate su un meccanismo di scansione
conica (movimento circolare del fuoco che
genera cono con asse tg alla superficie
terrestre) in modo da individuare per parte
della circonferenza emissione fredda (che
corrisponde allo spazio) ed emissione
tiepida (che rappresenta la terra);
- ②⁡angolo di pitch: preso un riferimento
verticale definito a partire dalla geometria
del satellite, effettuando una scansione
come descritta nel punto precedente
posso calcolare l'angolo di pitch a partire
dalla divisione della circonferenza per cui
si misurano i due tipi di emissioni; ad
esempio, se l’energia rilevata è divisa esattamente a
metà da tale riferimento, allora l'angolo di pitch è
nullo.
- ③⁡angolo di roll: ipotizzando di conoscere con
esattezza la quota del nostro satellite esistono
“tabelle” da cui si ricava l’energia E0 che si misurerebbe in una scansione con il
satellite ad angolo di roll nullo, di conseguenza, misurando l'energia con
un’effettiva scansione si possono comparare i risultati attesi e sperimentali e
ricavare il nostro angolo di roll.
NOTA: con un solo sensore, individuo con una precisione: angolo di pitch (~0.10 ),
angolo di roll meno preciso, angolo di yaw non so dire niente
NOTA: All’ aumentare della quota E0 diventa una stima sempre meno precisa
NOTA: per aumentare la precisione del
calcolo dell'angolo di roll basta mettere
due sensori sui lati opposti del satellite,
in questo modo, quando l'angolo di roll è
nullo entrambi i sensori misureranno la
stessa energia; la differenza tra le due
energie sarà l'angolo di roll
Magnetometro
Sono sensori semplici e leggeri che misurano direzione e modulo
del campo magnetico terrestre; queste misure sperimentali
vengono poi comparate con i modelli disponibili dello stesso.
Sono sistemi non molto accurati (~5𝑂 )
Giroscopi
Sono gli unici sensori a non necessitare informazioni esterne per misurare la velocità di rotazione
del satellite, in quanto si basano solo sulla rigidezza giroscopica.
Esistono principalmente due categorie di giroscopi:

giroscopio laser:
- si sparano due laser identici in contemporanea attraverso un percorso in direzione
di un sensore solidale al satellite; se i due fasci raggiungono in contemporanea il
sensore, significa che non c'è stata rotazione del satellite in quanto, se dopo aver
sparato i laser ci fosse stata una rotazione, essi sarebbero dovuti arrivare in
istanti differenti.
- Nel caso ci sia una discrepanza tra i tempi di arrivo, dal ∆𝑡 si può ricavare
direttamente la velocità angolare del satellite.

Giroscopi fisici:
-
Si mette in rotazione attorno un suo asse solidale al satellite un elemento
dall’elevato momento di inerzia e si misura la poccia generata su tale asse.
I giroscopi danno risultati molto precisi, ma certamente non esatti; considerando che essi non
hanno feedback dell'esterno e dato che misurano la rotazione a partire da una data posizione
iniziale gli errori possono facilmente accumularsi nel tempo; per risolvere questa problematica
basta ogni tanto resettare i dati noti al giroscopio tramite osservazioni fatte dall'esterno
Attitude determination
Attualmente esistono due diverse filosofie per l’analisi dei dati ricavati dei sensori al fine della
determinazione dell’assetto:


Deterministic/statistical solutions:
necessitano almeno di due misure in ogni istante per poter individuare
l'orientamento rispetto ai tre assi in quanto per filosofia ci si limita ad analizzare il
dato senza tener conto della dinamica del problema
- non possono essere sempre applicati in quanto, ad esempio, abbiamo visto che
sun sensors e star trackers hanno sempre condizioni di non funzionamento (es
eclissi, presenza sole)
recursive/stochastic estimation algorithms:
- a partire da un record di misure precedenti analizzo la dinamica del problema in
modo da arrivare a riuscire ad effettuare predizioni sulle condizioni future del
sistema, successivamente aggiorno le mie predizioni attraverso i dati ricavati
sperimentalmente dei sensori;
- Il metodo del filtro di kalman indica semplicemente la possibilità di pesare in
maniera differente le misure sperimentali rispetto a quelle predette a seconda
della nostra sensibilità
Attitude actuators
Descritti i metodi principali per la determinazione dell’orientamento definiamo ora quali sono i
principali strumenti per controllarlo.
Wheels
Si può pensare di utilizzare giroscopi massivi per regolare l’orientamento del satellite attorno ai vari
assi d’interesse sfruttando le reazioni inerziali che si hanno accelerandoli/decelerandoli.

Ruote di reazione:
le ruote di reazione sono proprio delle ruote massive messe in rotazione tramite motore
elettrico attorno al proprio asse (parallele ai tre assi perpendicolari) in modo da generare
sul satellite una coppia di rotazione opposta per variarne l'assetto; questa soluzione risulta
tutto sommato abbastanza semplice e non necessita di combustibile, ma presenta delle
grosse limitazioni:
- più gira velocemente più si generano
microvibrazioni dannose
- è un meccanismo che si muove e quindi può
rompersi
- per generare questa coppia per il controllo
dell'orientamento è necessario accelerare in
continuazione le ruote, ma, esse non possono
essere accelerate all'infinito; per continuare a
ruotare il satellite quando le ruote stanno già
girando a grandi velocità è necessario inventarsi
qualcosa.
La soluzione è “desaturare” le ruote (rallentarne la rotazione), ma questo, di per sé
genererebbe una coppia di reazione in direzione opposta a quella che vogliamo e quindi va
accoppiata ad attivazione di thruster/forze esterne per annullarle
NOTA: anche se la desaturazione è necessaria, non vogliamo mai fermare del tutto la ruota
in quanto, poi far ripartire il motore è difficile
NOTA: sono sufficienti tre ruote di reazione su assi perpendicolari per controllare l’assetto,
ma per maggior ridondanza senza appesantire troppo si può utilizzare una configurazione a
quattro ruote di reazione poste terragnolamente, in questo caso tre sono attive e una è di
backup, al costo di logiche di controllo complesse abbiamo ora ridondanza e minore
necessita di utilizzare attuatori esterni per il detumbling. (anche se prima o poi va fatto)
NOTA: hanno bassa autorità di controllo

fixed momentum wheels:
- Ruote che si basano sulla stessa delle precedenti ma
che vengono fatte girare a grande velocità; la loro
velocità che viene poi aumentata o diminuita quando si
necessita di coppie di controllo;
- Questa soluzione offre elevata rigidezza giroscopica
ma proprio pe questo motivo è difficile utilizzarla per
ottenere grandi coppie di controllo

Control Moment Gyro:
montare un giroscopio su un'asse libero di ruotare, permette di
variare la direzione verso cui applichiamo la coppia giroscopica;
questa soluzione permette manovre molto veloci, ma meno
precise di altre architetture
- offer an excellent high-authority attitude control
mechanism without the use of consumables such as
reaction gas
Magnetorquer and rods
Si può pensare di generare coppie di controllo sfruttando l’interazione tra dipoli generati sullo
spacecraft ed il campo magnetico permanente terrestre.
Queste soluzioni non consumano carburante e tramite pulse widht
modulation permettono di modulare le coppie generate, ma d’altra parte
possono generare coppie contenute e solo in orbite LEO e sono poco
precisi


magnetic torquer:
sono bobine arrotolate in forma circolare o quadrata in modo da generare un momento di
dipolo (modulo proporzionale al numero di spire ed intensità di corrente; direzione in
funzione della direzione della corrente) che andando ad interagire con il campo magnetico
terrestre genera una coppia di controllo
magnetic rod:
sono spire avvolte attorno in materiale magnetico (per amplificarne il
campo magnetico) di forma cilindrica in modo, in questo modo ottengo
maggior momento di dipolo a parità di area e posso costruire oggetti
più piccoli; d’altra parte, però significa portarsi un magnete a bordo,
che sarà sempre presente e potrà generare coppie di disturbo
NOTA per un attuatore magnetico si genera un momento di
dipolo pari a:
𝑚, 𝑑𝑖𝑝𝑜𝑙𝑜 = 𝐼⁡𝑁⁡𝑆
con I = corrente; N = n. spire; S =
sezione
thrusters – jet
Per il controllo dell’asseto si possono utilizzare anche thrusters (minimo 8; mentre per il controllo
della traiettoria minimo 6); anche se ciò comporta consumo di combustibile, essi sono necessari
per effettuare manovre significative.
Generalmente essi operano senza controllo proporzionale ma solo con modalità ON/OFF.
Ovviamente sono una soluzione rapida ed efficace, ma causano necessariamente anche variazioni
all’orbita, oltre che consumi ed aggiungere complessità
Orbit sensors and determination overview
I principali metodi per conoscere la posizione del nostro satellite sono:



ground tracking:
- utilizzo segnali radar da terra in modo da traccare oggetti in
orbita;
- poco preciso (ordine dei Km)
TDRSS:
- numerosi stalliti in orbita geostazionaria comunicano
con quelli di cui vogliamo conoscere la posizione;
- funziona solo per satelliti non in GEO ma è accurato
(decine di metri)
GPS:
-





per utilizzarlo in orbita devo correggere l'effetto
doppler in quanto la differenza di velocità tra
satellite GPS e satellite di cui vogliamo conoscere la
posizione è elevata;
- si utilizzano 4 satelliti per volta, in quanto, tre
bastano per triangolare la posizione, ma il quarto ci dà informazioni riguardo alle
tempistiche
- è molto preciso (ordine dei metri)
satellite interlink:
- si sfrutta il fatto che di per sé i satelliti devono
scambiarsi informazioni per comunicare utilizzando
onde elettromagnetiche per misurare i tempi di
risposta tra satellite chaser e target in modo da
individuarne la distanza relativa;
- misurando la variazione di fase tra segnale inviato e
ricevuto si può anche ricavare la velocità relativa tra i due
LIDAR:
- usa un fascio laser per ricavare informazioni riguardo la traiettoria
- molto preciso (~1𝑚) ma con range di sole poche decine di metri; inoltre, non da
informazioni riguardo l’assetto
Differential/relative GPS:
- questa tipologia di sistema è usata principalmente in caso di randezvous e sfrutta
lo scambio di segnali tra target e chaser
- relative GPS: sia su target che su chaser mettiamo un rilevatore GPS, in modo da
conoscerne la posizione in maniera assoluta, ora quando il target invia le proprie
coordinate al chaser, si individua la loro posizione relativa facendo una semplice
sottrazione
- differential GPS: è il caso analogo con un solo oggetto in movimento
optical cameras: in sostanza navigo a vista; faccio foto e in base a geometria del target e
della risoluzione delle camere, in funzione delle dimensioni del target nella foto, ricavo una
distanza stimata. In genere devo seguire i successivi passaggi:
se il target occupa solo alcuni pixel, effettua la "stima del centroide", ovvero
individuo il centro del conglomerato di pixel, in modo da potermi orientare in
quella direzione così da avere un’immagine sempre nel nostro FOV ma sempre
più grande mentre mi avvicino;
feature detection: avvicinandomi sempre tenendo il centroide a centro FOV, inizio
ad identificare le feature notevoli del target e riconoscerne l'orientamento
- stessa cosa ma con marker appositi e più preciso
NOTA: posso navigare a vista anche per atterrare su un pianeta: in primis ottengo
una mappa della superficie, definisco i punti di riferimento e poi determino la mia
posizione comparando la mappa con le fotografie ottenute dalle mie camere
navigation in deep space:
- per misurare la distanza si invia un segnale elettromagnetico alla sonda e misura
il tempo necessario a ottenere risposta
- per misurare la “velocità” si studia la variazione di frequenza del segnale ricevuto
e quindi l’effetto doppler
- per avere misura più precisa si possono utilizzare in contemporanea due sorgenti
di segnale e mezzi di ricezione
In ordine di precisione abbiamo Global Position System (GPS) <10m, Tracking and Data Relay
Satellite (TDRS) 50 m, Ground Tracking Km
A seconda delle condizioni/fasi di missione, la logica di controllo può essere finalizzata e diversi
obiettivi:





Terminal control: si cerca di arrivare al punto target con la maggior precisione possibile.
Minimum time control: si cerca di arrivare al target nel minor tempo possibile.
Minimum energy control: si cerca di arrivare al target con il minor consumo di fuel possibile.
Tracking control: si cerca di seguire più precisamente possibile la traiettoria intera, a
differenza del terminal control, dove conta solo il target.
Disturbance rejecton: si cerca di reagire ai disturbi/incertezze (forze inattese) che cercano
di muovere lo spacecraft via dalla configurazione desiderata.
COMMUNICATION SYSTEM
Per poter descrivere il sistema di comunicazione è necessario introdurre alcune definizioni:
-
Data-relay: metodologia per cui si invia il segnale ad un terzo elemento che fa da
middle man e lo invia a chi necessario
intersatellite link: comunicazione tra due sistemi in orbita
TDNC: tracking() telemetry(raccogliere dati) and control(), le tre funzioni che ogni
sistema di comunicazioni deve possedere
UP/DOWN-link
Inoltre, è bene chiarire che nel nostro corso tratteremo onde radio che sono confinate tra i 12 Giga
e 300Mega Hertz (UHF/VHF per inviare piccole quantità di dati); non possiamo scendere oltre in
quanto siamo assorbiti da atmosfera?
NOTA: ultimamente si stanno sviluppando frequenze ottiche per la comunicazione; esse sono
caratterizzate da:
-
assenza di regolazione e quindi puoi fare quel cazzo che vuoi
sono comunicazioni punto punto, quindi dobbiamo mirare bene
forte condizionamento da condizioni atmosferiche
Communications architectures defined by geometry
Le varie architetture satellitari per la comunicazione di dati possono essere suddivise in base alla
loro geometria:



store and forward:
un satellite raccoglie i dati durante l'orbita e li scarica poi quando passa sopra una stazione
sulla terra; è molto utilizzata per satelliti in LEO; questa architettura presenta basso costi di
per produzione e lancio oltre che copertura globale ma purtroppo ha lunghi tempi di latenza
geostazionario con crosslink:
architettura utilizzata per scopi di relay in cui da terra invio il segnale al satellite e poi, con
solo tre satelliti in orbita posso inviarla dove voglio; questa architettura presenta costi
elevati sia di produzione che di lancio del satellite, non copre le regioni polari e presenta
delay oltre ad essere molto complesso, ma semplifica molto la vista delle stazioni a terra;
link disponibile sempre
geostazionario semplice:
come precedente ma con un solo satellite, quindi invio di segnale limitato nella stessa parte
di superficie terrestre della sorgente; quindi, link disponibile poco


low altitude multiple sats with crosslink
stessa idea dei satelliti geo con crosslink, ma necessito più satelliti; questa architettura
permette di coprire anche i poli a costi di lancio inferiori ma complica la vita delle stazinoi di
terra
molniya orbit:
mettendo il satellite su orbite fortemente ellittiche con apogeo e perigeo con ordini di
grandezza differenti, in questo modo, per via delle leggi di keplero possiamo aumentare il
periodo speso ad osservare un particolare lato del globo; utilizzato da russi per spiare
americani; copre le regioni polari ed ha un basso costo di lancio
Ovviamente inviare un satellite in orbita bassa costerà relativamente poco e permette di avere una
copertura globale, ma, d'altra parte ho una visibilità limitata del satellite e devo tenr conto
dell’effetto doppler oltre che della densità di satelliti in LEO.
Invece mandare i satelliti in orbita GEO è molto più costoso in quanto va fatta più strada ed i
sistemi sono necessariamente più massicci ed energivori, inoltre non coprono i poli ed inizia a
diventare significativo il ritardo di propagazione (tempo tra invio e ricezione segnale)
Esempi:



INMARSAT: 4 satelliti in orbita geo
STARLINK: migliaia di satelliti in orbita LEO
IRIDIUM: decine di satelliti in orbita LEO garantiscono copertura globale
Communications architectures defined by functions
Le architetture di comunicazione possono
essere divise in diverse sottocategorie in
funzione delle loro funzioni:
-
TDNC, come detto prima, tutti ha queste
funzioni
data collection: presente in quei satelliti
che raccolgono dati
data relay: per quei satelliti che fanno da
intermediari
Altre suddivisioni sono in base alla tipologia di
comunicazione:
-
punto-punto: una sorgente ed un
ricevitore
broadcast: una sorgente ed un numero
indefinito di destinazioni non noto a priori
multipoint: una sorgente e più
destinazioni il cui numero è noto a priori
Main Factors affecting comms architecture
Come facciamo a scegliere l'architettura satellitare migliore per le nostre necessità? la scelta è
chiaramente influenzata da:




orbita (intesa per quota ed inclinazione)
ha effetti sul tempo di vista, la copertura e l'effetto doppler (che diventa rilevante per satelliti
LEO che sono molto veloci)
ritardo di propagazione maggiore per satelliti GEO
lifetime
potenza del segnale e rumore di fondo:
a seconda del rapporto tra la potenza del segnale rispetto al rumore di fondo può essere
più o meno facile distinguerli; per rappresentare graficamente questa caratteristica si
possono utilizzare grafici
signal power spectrum: mostrano l’andamento della potenza del segnale
ricevuto in funzione della banda di frequenze; ci si aspetta che per un segnale
chiaro si individuino dei picchi ben visibili per le bade d’interesse
-
Waterfalls: mostrano l’andamento della potenza in funzione del tempo e della
banda del segnale, le zone rosse sono quelle dove, nel tempo, si riceve potenza
maggiore, quelle blu quelle dalla potenza minore nel tempo




Effetto doppler
Quantità di dati:
indicata come la quantità di dati che il satellite deve gestire in un giorno/orbita a seconda
dei casi; è fortemente influenzata dalla tipologia di informazioni che deve trasmettere
Regulations
Minacce
Features of a communications architecture
Per descrivere un satellite ideato per le comunicazioni è necessario definire alcuni parametri

⁡data⁡rate = D =
Con:
R(FTMAX −Tinitiate )
=quantità di dati inviata al secondo
m
R = quantità di bit/byte inviti al secondo;
TMAX = tempo massimo di visibilità che si ha (corrispondente ad orbita in cui ci
passa esattamente sopra);
F = 0.5 − 0.9 = fattore di riduzione utilizzato in quanto l'orbita migliore si ha solo in
un momento preciso, ed F indica fino a che inclinazione dell'orbita ha senso
effettuare la comunicazione con il satellite;
⁡Tiniziate = tempo⁡di⁡tracking = tempo che passa da sorgere del satellite ed inizio a
comunicare (ordine dei secondi);
m = fattore per tener conto che non sempre posso usare la stazione che mi torna
più comoda per comunicare, in quanto magari è occupata o c’è temporale
NOTA: all'esame F = 0.7, m = 2
In uplink generalmente invio solo comandi, quindi non necessito di grandi data rate (1-2
Kbit/s); se voglio fare update del software arrivo anche a Mbit
In downlink necessito di data rate maggiori, se invio telemetria (che indica stato di
funzionamento del satellite, eccetto il payload) Kbit/s, se invio dati di missione presi dal
payload decine Mbit/s; per applicazioni commerciali centinaia di Mbit/s



Copertura= area interessata dal nostro segnale
c’è differenza tra limite di visibilità geometrica ed
effettiva copertura, in quanto semplicemente magari
mi interessa lavorare solo con una porzione della
superficie visibile
NOTA: i satelliti in LEO possono effettivamente
coprire tutto il globo, ma, ripassano su zone utili alla
comunicazione per periodi di tempo molto limitati
Bandwith: la banda di frequenze che riesco a gestire
multiple acces: ovvero la capacità del satellite di
comunicare contemporaneamente con diversi utenti
Esso si basa sui concetti di:
frequancy division: divido in diverse porzioni di range di
frequenza (narrow band) la mia banda e le dedico a diversi
collegamenti; in questo caso quindi la comunicazione tra chi
riceve e invia è continua nel tempo, ma sfrutta banda
inferiore rispetto a quella a mia disposizione
time division: invio ad ogni singolo utente tutta la mia
banda inviando quindi più informazioni rispetto al caso
precedente, ma solo per un breve periodo passando poi a
servire altri utenti; la comunicazione tra chi riceve e chi invia
è quindi non continua ma a tratti; questo metodo richiede
elevata precisione nel passaggio da invio a stacco, in modo
da riprendere ad inviare quando l'utente ha finito di
processare tutti i dati
frequency and time division: se ho bande enormi posso
fare tutte e due le cose in contemporanea
NOTA: un satellite con transponder in grado di effettuare in board processing avrà tempi di latenza
maggiori, ma la trasmissione del segnale sarà più precisa (meno distorsioni) e affidabile
Communication System architecture
Ovviamente per ogni parte del sistema di comunicazioni ci sono richieste e limitazioni ben precise
imposte dalla missione:




ADCS: si richiede di puntare antenne con una certa precisione e stabilità
C&DH: si richiede di saper gestire i comandi in arrivo, ma allo stesso tempo presenterà un
limite ai dati che possono essere mantenuti in memoria prima di essere persi
EPS: si richiede abbastanza energia da tirare avanti la baracca, ma, ovviamente non si
pensare di utilizzare una quantità di energia spropositata solo per il sistema di
comunicazioni, anche perché una parte della potenza verrà necessariamente dissipata
sotto forma di calore, e c'è un limite al calore che posso gestire
S&M: dobbiamo montare bene le antenne
Inoltre, in generale devo adattarmi all'ambiente di lancio, quindi geometrie limitate durante il lancio
e devo attenermi a power e mass budget definiti per il satellite
Dal punto di vista operativo il ground segment del sistema di comunicazioni può essere suddiviso
in:

stazioni di terra:

sono strutture fisiche con tranciever necessari per la comunicazione effettiva con il satellite;
generalmente ogni ground station serve contemporaneamente diverse missioni. Le
antenne sono solitamente posizionate su un sistema elettromeccanico per orientare le
antenne nella direzione necessaria a mantenere contato con il satellite
NOTA: I software utilizzati nelle stazioni di terra preposte a inseguire satelliti in orbita bassa
terrestre devono essere in grado dPropagare l’orbita dei satelliti da seguire a partire dal
costante aggiornamento dei Two Lines Elements (TLE) al fine di stabilire la posizione del
satellite nell’orbita, definire il puntamento desiderato delle antenne in termini di angolo di
azimuth ed elevation e calcolare il comando da inviare ai motori del sistema di
movimentazione delle antenne
centri di controllo:
ovvero il luogo fisico dove vengono stabiliti i comandi e la gestione dei dati ricevuti;
esistono tre tipi di centri di controllo (almeno per missioni importanti):
- spacecraft operation control center (SOCC): si occupano di gestire tutto lo
spacecraft tranne il payload; gestiscono quindi i dati di telemetria e prendono
decisione riguardanti esse
- payload operation control center (POCC): si occupano di gestire il payload nella sua
interezza
- centri di controllo: dove si pianifica effettivamente tutta la missione
NOTA: a livello gerarchico comandano i SOCC sui POCC in quanto tanto se ho problemi al
satellite è inutile ottimizzare il payload; ma i centri di controllo battono tutti
Link design
Per capire il dimensionamento del sistema di comunicazioni facciamo un po’ di chiarezza sul
percorso del segnale:
1. Si generano il segnale modulante (banda base a bassa frequenza e bassa potenza) che
contiene l’informazione da inviare ed il segnale portante (bassa potenza ed alta frequenza)
che agirà come “mezzo di trasporto” del segnale modulante;
2. Nel modulatore i due segnali vengono mixati ottenendo segnale modulato a bassa potenza
alta frequenza che viene inviato al transmitter (High Power Amplifier) che ne aumenta la
potenza e lo passa all’antenna
3. L’antenna trasforma la sinusoide in ingresso in un’onda elettromagnetica corrispondente in
uscita ed invia il segnale
4. Propagandosi nello spazio il segnale si attenua ed arriva ad essere a bassissima potenza
5. Antenna di ricezione fa lavoro opposto della precedente ed invia il segnale al reciever
6. Reciever(Low Noise Amplifier) amplifica il segnale d’interesse ma non il rumore ed invia la
sinusoide ottenuta al demodulatore
7. Il demodulatore estrae l'informazione d’interesse dal segnale in arrivo dal LNA ottenendo
così un segnale in banda base (bassa frequenza e bassa potenza) che si spera sia
l’originale
Dobbiamo però anche descrivere in maniera accurata i singoli componenti/passaggi
modulazione
E’ necessario modulare il segnale modulante in banda base in quanto esso viene generato a
bassa frequenza, modulandolo ed aumentandone la frequenza riusciamo ad amplificare il nostro
segnale e far sì che si propaghi a distanze maggiori.
esistono due tipologie di modulazione del segnale in banda base:

modulazione analogica:
in cui il segnale modulante è una sinusoide; può ancora essere suddiviso in:
- modulazione di ampiezza: in cui si mantengono fase e frequenza del segnale
portante, ma l'ampiezza del segnale modulante
- modulazione in frequenza: in cui il segnale modulato ha a stessa fase e ampiezza
dell'onda portante ma frequenza dell'onda modulante
- modulazione di fase: in cui si mantengono ampiezza e frequenza del segnale
modulante, ma la fase è quella dell’onda portante

modulazione digitale:
in cui la modulante è una sequenza di zero (assenza di segnale) ed uno (segnale
effettivamente presente); la modulazione digitale permette di prendere più bit alla volta ed
ancora una volta può essere suddivisa in:
- modulazione di ampiezza:
sostanzialmente si invia un segnale con tutte le caratteristiche dell’onda portante a
cui si modifica l’ampiezza del segnale modulato in base alla serie di 0-1 in ingresso
da banda base
-
modulazione di fase:
sostanzialmente si invia un segnale con tutte le caratteristiche dell’onda portante a
cui si modifica la fase del segnale modulato in base alla serie di 0-1 in ingresso da
banda base.
Può essere a sua volta suddivisa in:
o BPSK:
si utilizza per comunicare un bit alla volta; la frequenza e l’ampiezza sono
pari a quelle dell’onda portante, mentre, quando devo trasmettere uno zero
genero segnale modulato con stessa fase della portante; se devo
trasmettere un 1 utilizzo fase opposta (sfasata di 180)
o OPSK:
si utilizza per comunicare due bit alla volta, quindi ho 4 combinazioni
possibili di segnale da inviare e da ricevere; 0-1 stesso modulo e frequenza
della portante ma sfasamento di 90; 0-0 tutto come portante; 1-1 ampiezza e
frequenza come portante ma sfasato di 180
-
modulazioni di frequenza:
sostanzialmente si invia un segnale con tutte le caratteristiche dell’onda portante a
cui si modifica la frequenza del segnale modulato in base alla serie di 0-1 in
ingresso da banda base, abbassandola se 0 ed alzandola se 1
Può ulteriormente essere suddivisa in
o FBK
o FSK
o 8FSK:
prendendo tre bit alla volta ho 8 possibili combinazioni quindi necessito di 8
frequenze differenti per modulare il mio segnale
antenna
L’antenna è uno strumento che necessariamente dovrà ricevere e trasmettere segnale; di
conseguenza deve saper sia trasformare un segnale da corrente alternata in onda
elettromagnetica (per inviare) che il contrario (per ricevere).
Le principali caratteristiche per definire il funzionamento di un’antenna sono:

𝑃
𝑔𝑎𝑖𝑛 = 𝐺 = 𝑃𝑑 :
𝑖
il guadagno di un’antenna può essere definito come il rapporto tra potenza trasferita al
target da antenna reale direzionale / potenza generata da antenna teorica isotropica
omnidirezionale (invia segnale perfetto ovunque); la prima è chiaramente maggiore in
quanto il fatto di avere un cono di trasmissione invece che una sfera fa sì che il segnale sia
più energicamente denso


𝑏𝑒𝑎𝑚𝑤𝑖𝑑𝑡ℎ⁡ = 𝜃:
angolo che indica l'apertura per cui il segnale inviato perde metà della potenza; è un
indicatore relativo alla direzionalità;
NOTA: maggiore è l'angolo di beamwidth minore è il guadagno (in quanto so in
sostanza muovendomi verso omnidirezoinalità)
polarizzazione:
la polarizzazione indica l’evoluzione nello spazio del campo elettrico generato dal segnale
definita in base all’antenna che trasmoette; generalmente esistono antenne che
fanno uso di:
- polarizzazione lineare:
il vantaggio principale è che il campo elettrico rimane confinato sul piano;
d’altra parte, ciò significa che leggiamo segnali in arrivo sono con quella
polarizzazione
- polarizzazione circolare:
avanzando il segnale si muove come un cavatappi, di conseguenza può
arrivare all'antenna con qualsiasi inclinazione e siamo comunque in grado
di gestirlo
Per antenna parabolica: 𝐺 = 20.4 + 20 𝑙𝑜𝑔10 (𝐷) + 20 𝑙𝑜𝑔10 (𝑓𝐺𝐻𝑧 ) = [𝑑𝐵]; 𝜃 = 𝑓
[
0]
21
𝐺𝐻𝑧 𝐷
=
Per dipolo: 𝐺 = 2⁡𝑑𝐵; 𝜃 = 1560
Effective Isotropic Radiation Power (EIRP)
L’EIRP, rappresenta il parametro principe di qualsiasi sistema di trasmissione dei segnali, in quanto
funge da misura della potenza effettiva del segnale emesso.
Essa risulta funzione di tutti i passaggi dalla generazione del segnale in banda base alla
trasmissione:
𝐸𝐼𝑅𝑃 = 𝑃𝑡 + 𝐺𝑡 − 𝐿𝑡 = ⁡ [𝑑𝐵] ⁡⁡⁡ ↔ ⁡⁡⁡𝐸𝐼𝑅𝑃 = 𝑃𝑡 ⋅ 𝐿𝑡 ⋅ 𝐺𝑡 = [𝑊]
-
-
𝑓 = frequenza del segnale modulato,
𝑃𝑡 = potenza di trasmissione,
𝐿𝑡 = perdite lungo la trasmissione da LHA ad antenna (dovute alla presenza di filtri
e diplexer, oltre che semplicemente al fatto che la trasmissione avviene attraverso
cavi caratterizzati da tot perdite al metro)
𝐺𝑡 , 𝜃𝑡 guadagno e beamwidth dell'antenna trasmittente.
NOTA: possono ottenere lo stesso EIRP con potenza grande e guadagno piccolo o viceversa, la
differenza sarà che, a parità di EIRP se uso una potenza piccole guadagno grande, la copertura
che ha il mio segnale è minore; invece, se ho alta potenza e basso guadagno ho una copertura
maggiore.
Perdite durante la trasmissione
dobbiamo ora stimare le perdite durante la trasmissione dovute da:

𝑆
distanza tra invio e ricezione: 𝐿𝑠 = 22 + 20⁡𝑙𝑜𝑔10 (𝜆)
con:
o
o
𝜆 = lunghezza d'onda; maggiore è la lunghezza d'onda (più bassa è la
frequenza), minori sono le perdite
𝑟2
⁡𝑆 = 𝑠𝑙𝑎𝑛𝑡⁡𝑟𝑎𝑛𝑔𝑒 = 𝑅𝑒 [√(𝑅2 − ⁡𝑐𝑜𝑠 2 𝛿⁡) ⁡ − 𝑠𝑖𝑛(𝛿]]
𝑒
NOTA: formula per 𝐿𝑠 serve all'esame, l'altra no, basta sapere che 𝑆 = 𝑓(𝛿, 𝑅)

𝑒
2
puntamento: 𝐿𝑝𝑟 = 12 ( 𝜃𝑝 )
2
con:
o
o

⁡𝑒𝑝 = errore di puntamento = angolo
tra due ssi di trasmissione del segnale
dell'antenna
𝜃 = beamwidth, se esso è piccolo
avremo più perdite se c'è errore di
puntamento in dB
interazione con atmosfera: 𝐿𝑎 = −(𝐿𝑝𝑚 + 𝐿𝑔𝑎𝑠 + 𝐿𝑟𝑎𝑖𝑛 + 𝐿𝑖𝑜𝑛 )
con :
o
o
𝐿𝑝𝑚 = 0.3⁡𝑑𝐵 perdite per polarization mismatch, ovvero quelle perdite che si
hanno utilizzando antenne polarizzate linearmente per via dello scatterning
con atmosfera che va a modificare la polarizzazione del segnale
𝐿𝑔𝑎𝑠 = aumenta al diminuire dell’elevation angle
o
o
𝐿𝑟𝑎𝑖𝑛 = 𝑓(𝑒𝑙𝑒𝑣𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒, 𝑓) =⁡⁡perdite dovute alla pioggia per frequenza
superiori agli 8⁡𝐺𝐻𝑧, le perdite aumentano al diminuire dell’elevazione e
all’aumentare della frequenza
𝐿𝑖𝑜𝑛 =perdite dovute ad interazione del segnale con la ionosfera; aumenta al
diminuire della frequenza
Gr / Ts
Il Gr/Ts, rappresenta il parametro principe di qualsiasi sistema di ricezione dei segnali, in quanto
funge da misura della capacità del sistema di distinguere il segnale in arrivo dal rumore di fondo.
Essa risulta funzione di tutti i passaggi dalla ricezione del segnale sua demodulazione in banda
base:


𝐺𝑟 = gain dell’antenna di ricezione, definito con la scelta della stessa;
𝑇𝑠 = 𝑆𝑦𝑠𝑡𝑒𝑚⁡𝑛𝑜𝑖𝑠𝑒⁡𝑇𝑒𝑚𝑝𝑒𝑟𝑎𝑡𝑢𝑟𝑒
𝑇𝑠 = 𝑇𝑠𝑎𝑛𝑡𝑒𝑛𝑛𝑎 + 𝑇𝑠𝑐𝑎𝑣𝑖 + 𝑇𝑠𝑟𝑖𝑐𝑒𝑣𝑖𝑡𝑜𝑟𝑒
Con:
o
𝑇𝑠𝑎𝑛𝑡𝑒𝑛𝑛𝑎 = 𝑓(ambiente): ad esempio in città ci sarà più rumore di fondo che
in campagna per via del maggior numero di campi magnetici
o 𝑇𝑠𝑐𝑎𝑣𝑖 =perdite per unità di lunghezza
o
𝑇 (𝐹−1)
𝑇𝑠𝑟𝑖𝑐𝑒𝑣𝑖𝑡𝑜𝑟𝑒 = 0 𝐿
𝐹
𝑇
dove 𝐹 = 𝑓 (𝑇 ) = figure of merit dell’LNA;
𝑟𝑖𝑓
𝐹𝑜𝑡𝑡𝑖𝑚𝑜 = 1;
NOTA: mettiamo in relazione il concetto di rumore di fondo con quello di temperature in
quanto la temperatura a cui si trova l’antenna è fortemente indicativa del rumore di fondo
captato, questo perché a livello molecolare 𝑇 ↑⁡↔ maggior numero di urti ↔ rumore di
fondo. Proprio per questo motivo generalmente le antenne di ricezione sono tenute a basse
temperature
dimensionamento
Avendo ora seguito il percorso del segnale nella sua interezza individuando tutte le perdite legate
ad ogni passaggio possiamo passare all’effettivo dimensionamento del sistema, introducendo i
principali parametri:

indica l’energia necessari per inviare un bit in presenza di rumore bianco e tiene conto di
tutti i fattori “esterni” al
𝐸
sistema:{𝐸
𝑏
𝑁0
⁡𝑁𝑏 =
0
𝐸𝐼𝑅𝑃⋅𝐿𝑠 ⋅𝐿𝑎 ⋅𝐿𝑝𝑟 ⋅𝐺𝑟
𝑘𝐵 ⋅𝑇𝑠 ⋅𝑅
𝐺
𝐽
= [𝑏𝑖𝑡]
= 𝐸𝐼𝑅𝑃[𝑑𝐵] − |𝐿𝑠 + 𝐿𝑎 + 𝐿𝑝𝑟 |[𝑑𝐵] + 𝑇𝑟 [𝑑𝐵] + |𝐾𝐵 |[𝑑𝐵] − 𝑅[𝑑𝐵] = [𝑑𝐵]
in cui:
𝐽
𝐾𝐵 = 1.38 ⋅ 10−23 𝐾 = −228.6⁡𝑑𝐵
𝑠

𝑅 = 𝑑𝑎𝑡𝑎⁡𝑟𝑎𝑡𝑒 = [𝑏𝑖𝑡]
𝐸
(𝑁𝑏 )
= 𝑓(𝐵𝐸𝑅, 𝑚𝑜𝑑𝑢𝑙𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒, 𝑐𝑜𝑑𝑖𝑛𝑔):
0 𝑟𝑒𝑞
indica l’energia per trasmettere un bit in
presenza del rumore bianco tenendo
conto del tipo di modulazione/codifica
che vogliamo fare
Con:
- 𝐵𝑖𝑡⁡𝐸𝑟𝑟𝑜𝑟⁡𝑅𝑎𝑡𝑒: indica la
tolleranza alla presenza di errori
nella trasmissione, ad esempio
accetto di avere un bit errato su
1000 → ⁡𝐸𝐵𝑅 = ⁡ 10−3;
𝐸
NOTA: 𝐵𝐸𝑅, (𝑁𝑏 )
0
sono collegati
𝑟𝑒𝑞
tra loro, nello specifico si ricava
anche dal grafico che minore è il
BER, maggiore è la richiesta di energia necessaria
comparando il
𝐸𝑏
𝐸
del sistema che abbiamo progettato con ( 𝑏 ) , possiamo individuare i margini
𝑁0
𝑁0 𝑟𝑒𝑞
di sicurezza:
< 0⁡⁡⁡⁡⁡𝑛𝑜𝑛⁡𝑐 ′ è⁡𝑐𝑜𝑙𝑙𝑒𝑔𝑎𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜
𝐸𝑏
𝐸𝑏
𝑙𝑖𝑛𝑘⁡𝑚𝑎𝑟𝑔𝑖𝑛⁡ = ⁡ − ( )
= {0 < 𝑙𝑚 < 6⁡⁡⁡⁡𝑛𝑜𝑛⁡𝑐 ′ è𝑚𝑎𝑟𝑔𝑖𝑛𝑒⁡𝑝𝑒𝑟⁡𝑒𝑟𝑟𝑜𝑟𝑖⁡𝑑𝑖⁡𝑎𝑝𝑝𝑟𝑜𝑠𝑠𝑖𝑚𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒 [𝑑𝐵]
𝑁0
𝑁0 𝑟𝑒𝑞
> 6⁡⁡⁡⁡𝑝𝑒𝑟𝑓𝑒𝑡𝑡𝑜
𝐸
𝐸
→ 𝑙𝑖𝑛𝑘⁡𝑚𝑎𝑟𝑔𝑖𝑛⁡ = ⁡ 𝑁𝑏 − (𝑁𝑏 )
0
0
𝑟𝑒𝑞
= 𝑓(𝐸𝐼𝑅𝑃, 𝐺𝑎𝑖𝑛𝑟 , 𝐿𝑡𝑟𝑎𝑠 , 𝑇𝑠 ) − 𝑓(𝐵𝐸𝑅, 𝑚𝑜𝑑𝑢𝑙𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒, 𝑐𝑜𝑑𝑖𝑓𝑖𝑐𝑎)
ELECTRICAL POWER SYSTEM
L’ Electric Power System si occupa di gestire in maniera efficace l’energia elettrica a bordo; per far
ciò si occupa di mansioni suddivise in:


Funzioni primarie: ovvero quelle funzioni per cui è progettato, quali:
- generare, immagazzinare e distribuire l'energia elettrica;
funzioni accessorie: ovvero quelle funzioni necessarie a permettere di espletare in maniera
corretta le funzioni primarie, quali:
- in scambio di informazioni con altri sistemi, monitoraggio dello stato/ salute del
sistema, protezione dal malfunzionamento interno ed esterno
Architettura
Un esempio di architettura classica di EPS (molto semplificato) può essere il seguente:
-
-
-
pannelli solari che raccolgono
potenza elettrica e la inviano
ad una PCDU
PCDU che si occupa di
controllo, regolazione,
protezione e distribuzione
della potenza elettrica
Pacchetto batterie collegato a
PCDU per caricarsi durante il
funzionamento dei pannelli e
fornire energia durante le
eclissi
L’architettura dell’EPS, specie per satelliti/veicoli di grandi dimensioni, può essere suddivisa per
livelli:
primary power system: atto alla
generazione di potenza elettrica ad alta
tensione, al suo stoccaggio e alla distribuzione
al bus principale
secondary power system: atto alla
distribuzione della potenza agli utilizzatori ultimi
regolandone anche il voltaggio
support system: per il controllo
NOTA: per il progetto generalmente si segue il
seguente percorso: identificazione requisiti, scelta e dimensionamento sorgente
scelta e dimensionamento sistema di immagazzinamento identificazione del
sistema di controllo e regolazione
generazione di potenza
Di fronte alle varie possibilità cosa influenza la scelta dell'architettura/sorgente energetica?
È necessario conoscere la richiesta di energia elettrica durante la missione e la durata della
stessa, alcune tecnologie sono infatti suited solo per particolari range di missioni, ad esempio:
-
pannelli solari: permettono di svolgere missioni con tempistiche molto elevate, ma
solo nei casi in cui le richieste di potenza sono
limitate
- solar dynamics: si utilizza l'irraggiamento solare
per scaldare un fluido per poi generare potenza
tramite un ciclo termodinamico
- RTG: energia nucleare statica utilizzata per
missioni lunghissime
- batterie: adatte a missioni di durata nell’ordine
delle ore; in realtà se riusciamo a ricaricarle che in
teoria si può fare, possiamo allungare molto i tempi
di utilizzo
- fuel cells: adatte a missioni della durata di
alcuni giorni
NOTA: in generale maggiore è la durata dalla missione minori sono le potenze che si
possono garantire
Inoltre, maggiore è l'energia richiesta, maggiore dovrà essere la tensione di generazione e
trasporto in modo da non appesantire troppo il sistema.
Altri aspetti significativi per la scelta del mezzo di generazione di energia sono poi l’ambiente e,
almeno per pannelli solari e solar dynamics la distanza dal sole; ad esempio, considerando una
missione su Marte sarebbe necessario utilizzare energia nucleare per via delle forti tempeste di
sabbia che imperversano la sua superficie e della distanza proibitiva dal sole, mentre, sulla luna si
potrebbe pensare di utilizzare pannelli solari
celle fotovoltaiche:
Esse sfruttano la radiazione elettromagnetica che,
quando colpisce la superficie del materiale
semiconduttore del pannello, fa sì che nel materiale gli
elettroni di valenza inizino a spostarsi nella banda di
conduzione, quindi, chiudendo il circuito inizia a
scorrere corrente. La potenza prodotta è definita
come:
⁡𝑃𝑜𝑢𝑡 = 𝑃𝑖𝑛 ⁡𝜂⁡𝑐𝑜𝑠𝜃⁡
1
Con: 𝑃𝑖𝑛 = 𝑓 ((𝑑𝑖𝑠𝑡𝑎𝑛𝑧𝑎⁡𝑠𝑜𝑙𝑒)2 ) ; 𝜂 = 𝑒𝑓𝑓𝑖𝑐𝑖𝑒𝑛𝑧𝑎;
⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡⁡𝜃 = incidenza della radiazione
Esiste quindi una distanza oltre cui non ha molto senso utilizzare pannelli solari classici, ma, si è
pensato di utilizzare solar concentrators per estendere la distanza di utilizzo fino a 3-4 UA; questi
concentratori solari si occupano di convogliare la radiazione solare in una superficie molto piccola
in modo da poter diminuire la superficie totale delle celle/aumentare la potenza a parità di
superficie.
Questi elementi devono essere posti sopra le celle solari, questo causa molta complessità in
quanto essi devono essere anche estraibili e non possono essere aperti già in partenza.
Tipologie
Esistono diverse tipologie di celle fotovoltaiche, ma, per le applicazioni spaziali l'efficienza deve
essere molto elevata in modo da non avere problemi con la superficie disponibile, al momento si è
quindi limitati all’utilizzo di celle multi-giunzione; per il futuro però si punta molto anche sullo
sviluppo delle celle a film sottile in quanto a differenza di tutte le altre esse sono flessibili, questa
caratteristica risulta molto comoda per il trasporto
NOTA: attualmente per simulare questa flessibilità si può ricorrere alla suddivisione delle
celle fotovoltaiche in un mosaico di tante mini-celle (si piega lo spazio libero tra le varie
celle) ma questa soluzione fa sì che la superficie utile alla produzione effettiva sia inferiore
rispetto alla superficie nominale del pannello
Per celle multi-giunzione si intende sostanzialmente la
sovrapposizione di materiali drogati diversi che presentano
ognuno una particolare frequenza di assorbimento; in
questo modo si può sfruttare meglio la radiazione
riuscendo ad assorbirne una percentuale maggiore e
produrre quindi più energia.
Le principali tecnologie sono:



𝐺𝑎𝐴𝑠: celle molto costose ma con rendimenti elevati
(𝜂~0.3); inoltre resistono bene all’ambiente radiativo
𝑆𝑖𝑂2 : celle usate tradizionalmente nel settore
presentano costi più contenuti e efficienze buone
(𝜂~0.2)
𝑡ℎ𝑖𝑛 − 𝑓𝑖𝑙𝑚: attualmente poco utilizzate data la bassa efficienza (𝜂~0.1) promettono di
risolvere numerosi problemi legati alla rigidità dei pannelli tradizionali
NOTA: per produrre celle al GaAS si segue un processo detto epitazzia in cui si crea una
coltura di atomi in cui si costruiscono numerosi layer sovrapposti (L'epitassia è una tecnica
di crescita di cristalli in cui uno strato di materiale semiconduttore viene depositato su un
substrato cristallino. Questo processo permette di ottenere strati molto puri e con proprietà
controllate, essenziali per le applicazioni ad alta efficienza)
caratteristiche
analizziamo ora i parametri più utili in una scheda tecnica di una cella fotovoltaica:
-
-
𝜂 =efficienza
𝐴𝑀0 = indicazione delle condizioni a cui si sono misurate le caratteristiche della
cella; generalmente i test vengono fatti a 250 ; inoltre questi test sono fatti a celle
nude (senza protezione), ma ovviamente per le nostre applicazioni sarà necessario
aggiungere vetri di protezione
𝑓𝑖𝑙𝑙⁡𝑓𝑎𝑐𝑡𝑜𝑟 = percentuale di superficie effettivamente utilizzata per la produzione di
energia
𝑑𝑉
≪ 0 =variazione di tensione al variare della temperatura
𝑑𝑇
𝑑𝐼
> 0 =variazione di corrente al variare della temperatura
𝑑𝑇
𝑟𝑎𝑑𝑖𝑎𝑡𝑖𝑜𝑛⁡𝑑𝑒𝑔𝑟𝑎𝑑𝑒𝑡𝑖𝑜𝑛 = indicazione sul degrado della cella in presenza di
ambiente radiativo
Montaggio?
In sostanza mettono in serie tanti pannelli
quanti sono quelli necessari per ottenere la
tensione richiesta; in contemporanea si
mettono in parallelo abbastanza di queste
serie per arrivare ad ottenere la potenza
elettrica richiesta. Questi array vengono poi
incollati ad un substrato isolante tramite uno
strato di nastro adesivo.
In realtà ci sono due filosofie per il set-up di
questi array:

body mounted:
attaccandoli direttamente al satellite abbiamo
una soluzione fissa molto semplice, ma anche
alcuni problemi quali l'accoppiamento tra
assetto del satellite e dei pannelli fa sì che si
debba decidere se dare priorità ad assetto
sensori o pannelli (anche se tappezzando tutto il
satellite di pannelli questo problema diminuisce
d'intensità); inoltre questo limita la superficie
utilizzabile a quella del satellite

dispiegabili ed orientabili:
sono molto più complessi per via della
necessità di meccanismi di dispiegamento ed
inoltre per via degli effetti sull'assetto del
satellite per via della modifica del momento
d'inerzia, ma permettono di orientarli in maniera
ottimale in ogni momento oltre ad avere una
superficie molto maggiore
Per gestire al meglio un set-up di array estraibili ed
orientabili è necessario avere i meccanismi per controllare due GDL:


rotazione Azimutale 𝛼:
- permette al pannello solare di ruotare a sinistra o a destra, seguendo il movimento
apparente del sole nel piano orizzontale locale della navicella. (parallelo orbita)
- quando la navicella si muove lungo la sua orbita, il sole cambia continuamente
posizione rispetto alla navicella. La rotazione azimutale è necessaria per mantenere
il pannello solare orientato verso il sole lungo questo cambiamento orizzontale.
rotazione Elevazionale 𝛽
- permette al pannello solare di inclinarsi verso l'alto o verso il basso, seguendo il
movimento apparente del sole nel piano verticale locale della navicella.
(perpendicolare orbita)
- mentre la navicella ruota attorno al pianeta, l'angolo di elevazione del sole rispetto
al pannello cambia. La rotazione elevazionale è necessaria per mantenere il
pannello solare orientato direttamente verso il sole mentre questo angolo verticale
cambia
NOTA: per le orbite eliosincrone si riescono a sfruttare le perturbazioni dell’orbita per
mantenere l'angolo 𝛽 = 𝑐𝑜𝑠𝑡
Effetti ambientali
Abbiamo visto che le celle sono testate a 250 ma cosa cambia al variare di T; se T aumenta, la
cella produce più corrente ma a tensioni più basse, tra i due contributi vince quello
dell'abbassamento di tensione, quindi se T aumenta P diminuisce.
Anche i periodi di eclisse hanno effetti significativi sul funzionamento delle celle fotovoltaiche
All’aumentare della temperatura aumenta l’intensità della corrente prodotta ma ne diminuisce la
tensione; l’effetto generale è una diminuzione della potenza erogata
Dynamic solar system
la radiazione solare può essere utilizzata per riscaldare un fluido di lavoro da sfruttare
successivamente per un ciclo termodinamico
batterie
Una batteria è un sistema che si occupa di provvedere la potenza richiesta ai voltaggi desiderati
per tutto il periodo di tempo necessario; come per ogni cosa in ambito aerospaziale è necessario
minimizzarne peso e volume oltre a garantire una robustezza meccanica tale da resistere
all'ambiente del lanciatore.
NOTA: la tensione di una batteria è definita dalla chimica utilizzate, è solo la capacità ad
essere influenzata dalle dimensioni
NOTA: la capacità della batteria è invece influenzata dal numero di batterie, dalla potenza
richiesta durante l’eclissi, da periodo di eclissi, dal DOD ricercato e dall’efficienza
Le batterie sono suddivise in ricaricabili e no;
-
-
quelle non ricaricabili (Ar-Zn) sono sempre utilizzate in condizioni di emergenza, ma
per veicoli come lanciatori che hanno missioni brevi sono utilizzate anche come
fonti energetiche primarie
quelle ricaricabili (Ni-Cd o ioni di litio) sono utilizzate in congiunzione a pannelli
solari per sopperire a periodi di eclisse o picchi di potenza richiesta
La vita operativa delle batterie è influenzata da diversi fattori:





Depth Of Discharge: è un parametro che ci indica la
percentuale di batteria utilizzata durante il periodo di scarica;
Numero dei cicli di carico scarico
Temperatura operativa: maggiore è la temperatura maggiori
sono il numero di cicli
Velocità di carico scarico: influenza molto la capacità della
batteria durante la propria vita operativa; maggiore è la velocità
minore è il degrado
Limite nei voltaggi utilizzati
Fuel cells
Le fuel cells sono sistemi che generano elettricità tramite reazioni di
ossidazione di idrogeno mentre come prodotti di scarto solo calore e 𝐻2 𝑂; esse sono definite in
base all'elettrolita utilizzato il quale determina la tipologia di reazione, il range di T operativa....
Ci sono studi per l'utilizzo di celle rigenerative in cui si cerca di utilizzare i soliti processi per
estrarre energia, ma, riutilizzare l'acqua di scarto ritrasformandola tramite l'uso di energia esterna
in idrogeno
Nucleare
Nello spazio si utilizzano solamente RTGs che sfruttano il calore ottenuto dal decadimento
naturale di un radio isotropo (es. plutonio 238) per generazione di energia elettrica sfruttando
l'effetto seebeck
𝐸 = 𝑆⁡∆𝑇
Con: 𝐸 =campo elettrico, 𝑆 = costante di seebeck, ∆𝑇 = salto di temperatura
Sono ottimi per fornire basse potenze per decenni, non avendo parti mobili sono molto affidabili ma
presentano basse efficienze
ESERCITAZIONI
Esercitazione I
Esercitazione II
Esercitazione III (sizing EPS)
Nello studio del design dell’EPS del nostro spacecraft seguiamo questo iter:
1.
2.
3.
4.
Identificazione dei requisiti di alto livello
Selezione e dimensionamento della sorgente di energia
Selezione e dimensionamento del sistema di stoccaggio dell’energia
Selezione del sistema di controllo e regolazione
Nello specifico si deve tener conto di:


Power budget:
conoscendo la potenza richiesta dagli equipaggiamenti
nei vari modi operativi, le perdite e le varie fasi della
missione possiamo ottenere l’andamento della richiesta
di potenza nelle diverse fasi della missione.
Energy budget:
noto il data budget, le caratteristiche del sistema di generazione di potenza, delle batterie e
le caratteristiche dell’orbita/missione, possimo ricavare l’andamento dell’energia a bordo
che deve essere sempre positivo
Il sentinel è un satellite europeo lanciato in orbita sun-sincrona per scopi scientifici di osservazione
terrestre; ha pannelli solari di 7.2 m2
ESERCIZI

Errore di quantizzazione massimo = risoluzione/2;
5



5
8
es. 𝑠𝑒⁡𝑉⁡ = ⁡ [0⁡5]⁡𝑉⁡𝑒⁡𝑛. 𝑏𝑖𝑡 = 8⁡ → ⁡𝑟𝑖𝑠𝑜𝑙𝑢𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒⁡ = 28 → ⁡𝑒𝑟𝑟. 𝑄𝑢𝑎𝑛𝑡𝑀𝐴𝑋 ⁡ = 22 ⁡
𝐸 = 𝜀𝑇 4
Orbita LEO 15 rivoluzioni al giorno, con periodo di 100 min (~35⁡𝑒𝑐𝑙𝑖𝑠𝑠𝑖;⁡⁡~65⁡𝑖𝑙𝑙𝑢𝑚𝑖𝑛𝑎𝑡𝑜)
Orbita GEO a 42000𝐾𝑚⁡(36000𝐾𝑚⁡ + ⁡𝑟𝑎𝑔𝑔𝑖𝑜⁡𝑡𝑒𝑟𝑟𝑎)
Riscaldamento/pannelli
Costante solare attorno a terra: 𝑞𝑆0 = 1367⁡𝑊/𝑚2
Assetto
Controllo:

Attuatore magnetico:𝑚𝑜𝑚. 𝑑𝑖𝑝𝑜𝑙𝑜 = 𝐼⁡𝑁𝑠𝑝𝑖𝑟𝑒 ⁡𝑆
Disturbi:


Disturbo magnetico
𝑖
𝑗
𝑘⃗
⃗⃗ × 𝐵
⃗ = [𝑀 𝑀 𝑀 ] = [𝑁𝑚] con: 𝑀 = [𝐴𝑚2 ] =dipolo satellite; 𝐵 = [𝑇] =campo
𝑇𝑚 = 𝑀
1
2
3
𝐵1 𝐵2 𝐵3
magnetico
Disturbo pressione solare
⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗⃗
⃗⃗⃗𝑆 = 𝑟⃗⃗⃗⃗⃗
𝑇
𝑠𝑝 ⁡ × (1 + 𝐾)𝑝𝑆 𝐴⊥ = [𝑁𝑚] con: 𝐾 = 𝑟𝑖𝑓𝑙𝑒𝑡𝑡𝑖𝑣𝑖𝑡à⁡⁡⁡⁡𝑟𝑠𝑝 = 𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜⁡𝑚. −𝑐𝑒𝑛𝑡𝑟𝑜⁡𝑝.⁡⁡⁡
⁡𝑝𝑆 =
𝑞𝑆
; ⁡⁡𝐴⊥ = 𝑎𝑟𝑒𝑎⁡𝑝𝑒𝑟𝑝𝑒𝑛𝑑𝑖𝑐𝑜𝑙𝑎𝑟𝑒⁡𝑎𝑙𝑙𝑎⁡𝑟𝑎𝑑𝑖𝑎𝑧𝑖𝑜𝑛𝑒
𝑉⁡𝑙𝑢𝑐𝑒
Comunicazioni:



Per passare da qualsiasi grandezza a 𝑑𝐵:⁡⁡⁡⁡𝑥[𝑑𝐵] = 10 log10 𝑥
𝜃 = 𝑎𝑛𝑔𝑜𝑙𝑜⁡𝑑𝑖⁡𝑏𝑒𝑎𝑚𝑤𝑖𝑑𝑡ℎ = angolo a cui la potenza del segnale è dimezzata:
𝑃
𝑃𝜃 = = [𝑊] ⁡⁡ ↔ ⁡⁡ 𝑃𝜃 = 𝑃 − 3 = [𝑑𝐵]
2
21
Per antenna parabolica: G = 20.4 + 20 log10 (D) + 20 log10 (fGHz ) = [dB]; θ = f D = [

Per dipolo: G = 2⁡dB; θ = 1560

𝐸𝐼𝑅𝑃 = Pt + Gt − Lt = ⁡ [dB] = prametro principe per trasmissione segnali
0]
GHz
Con:
-
Pt =potenza antenna;
Gt =gain;
Lt = 𝐿𝑎 + 𝐿𝑝𝑟 + 𝐿𝑠 ⁡ =perdite totali
o 𝐿𝑎 = 𝐿𝑝𝑚 + 𝐿𝑔𝑎𝑠 + 𝐿𝑟𝑎𝑖𝑛 + 𝐿𝑖𝑜𝑛 =perdite atmosferiche; ricaviamo tutte da
tabelle tranne 𝐿𝑝𝑚 = 0.3
2
𝑒𝑟𝑟.𝑝𝑢𝑛𝑡𝑎𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜
o
𝐿𝑝𝑟 = 12 (
o
Ls = 22 + 20⁡log10 (λ) = perdite per distanza; si ha S = f(δ, R)
𝜃
2
S
) = perdite per puntamento
Ottica:

𝐹𝑂𝑉 = 𝜃 = {
1.22 𝐷
2 𝑡𝑎𝑛
𝜆
𝑙𝑒𝑛𝑡𝑒
−1 𝑟𝑑
𝑓


𝐺𝑆𝐷 = 𝐹𝑂𝑉 ⋅ ℎ
Bit per immagine: 𝑁𝑏𝑖𝑡 = 𝑁𝑏𝑎𝑛𝑑𝑒 ⋅ 𝑁𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙 ⋅ 𝑁 𝑏𝑖𝑡 ⁡

𝐴
𝐴𝑝 = 𝑛.𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙 = 𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑑⁡𝑎𝑒𝑟𝑒𝑎⁡𝑝𝑒𝑟⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙

𝐿𝑝 = √𝐴𝑝 = 𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑔⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙⁡𝑠𝑖𝑧𝑒

A legare il tutto abbiamo il quality factor che indica la qualità dell’ottica rispetto a quella del
detector
𝐺𝑆𝐷
!
𝑄=
~1
𝑔𝑟𝑜𝑢𝑛𝑑⁡𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙⁡𝑠𝑖𝑧𝑒
errore whiskbroom:
𝜌𝑛
𝜌𝑛 = 𝛼[𝑟𝑎𝑑]𝐻,⁡⁡⁡⁡⁡𝑑𝑒𝑓 =
⁡⁡
𝑐𝑜𝑠 2 (𝜃)
𝑝𝑖𝑥𝑒𝑙

𝐹𝑂𝑉
con 𝐴⁡ = 𝜋⁡𝑟 2 = 𝜋 (ℎ ⋅ sin ( 2 ))
2
ECS:
PANNELLI SOLARI:


𝑃𝑜𝑢𝑡 = 𝑃𝑖𝑛 ⁡𝜂 cos(𝜃) con: 𝜂𝑓𝑖𝑙𝑚 = 0.1;⁡⁡⁡𝜂𝑆𝑖 = 0.2; 𝜂𝐴𝑠𝐺𝑎 = 0.3
𝑃𝑆𝐴 =
𝑃 ⋅𝑇
𝑃 ⋅𝑇
( 𝑒 𝑒+ 𝑑 𝑑 )
𝜂𝑒
𝜂𝑑
𝑇𝑑
e 𝜃 presa dalla normale
con: - 𝑃𝑒 = potenza in eclissi(utenze); - 𝑃𝑑 =potenza luce
(utenze+batterie);
- 𝜂𝑒 = 0.65;
-𝜂𝑑 = 0.85
BATTERIE:

𝑃
𝑃𝑎𝑣 = 𝑛 ⋅ 𝐴ℎ ⋅ 𝑉 ⋅ 𝜂 = [𝑊ℎ];⁡⁡⁡𝑃𝑛𝑒𝑒𝑑 = 𝐴 ⋅ 𝑉 ⋅ 𝑇(𝑖𝑛⁡𝑜𝑟𝑒) = [𝑊ℎ] ⁡⁡ → ⁡⁡⁡⁡𝐷𝑂𝐷 = 𝑃𝑛𝑒𝑒𝑑
𝑎𝑣
Miscellanea
QUOTE DRAG
Drag quickly affects spacecraft in very low orbits (less than 130 km), causing them to be pulled
back to a fiery encounter with the atmosphere. The
effect of drag on spacecraft in higher orbits is much more subtle. Above 700 km the atmosphere is
so thin that the drag is almost insignificant.
q Between 130 and 700 km, it will vary greatly depending on how the atmosphere changes due to
variations in solar activity. Acting over months or
years, drag can cause spacecraft in these orbits to gradually lose altitude until they enter the
atmosphere to burn up.
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