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?™ Vengono descritti alcuni dei principali tipi di meccanismi di dispiegamento
per pannelli solari di impiego aerospaziale. Più in dettaglio sono riportati
alcuni dati su sistemi cable driven e su quelli nei quali le coppie motrici
sono di tipo elastico. Sono presentate alcune considerazioni sui sistemi di
tipo inflatable.
Nei Capitoli 4, 5, 6 si esamina il caso specifico del satellite PRIMA.
Nello specifico, il Capitolo 4 è dedicato alla descrizione dei requisiti imposti,
delle configurazioni proposte, del tipo di substrato che si intende adottare..
Viene descritto il meccanismo di dispiegamento concepito.
Nel Capitolo 5 sono descritti il modello cinematico utilizzato e vengono
presentati i risultati della analisi condotte.
Nel Capitolo 6 viene descritto il semplice modello FE costruito per le analisi
strutturali che sono state eseguite. Sono riportati i risultati di queste analisi di
tipo preliminare.
Nel Capitolo 7 sono riportate le conclusioni dello studio.
Nella Appendice è riportata una breve descrizione dell’algoritmo che viene
utilizzato dal software Working Model 3 D.
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CAPITOLO 1
CONFIGURAZIONE TIPICA DI UN VELIVOLO DI IMPIEGO SPAZIALE.
GENERALITA’.
Un velivolo spaziale rappresenta l’unione di un payload, dato
dall’equipaggiamento specifico richiesto dalla particolare missione, e di un bus
costituito dall’unione di sottosistemi devoluti alla comune funzione di supportare
il payload. Distinguiamo tra il carico ed il resto del velivolo spaziale perché il
payload è unico, specifico per quella missione mentre invece il bus può essere di
supporto a differenti missioni. Sono concepiti, progettati, realizzati e testati bus
in grado di accogliere, alimentare, controllare e comunicare con il payload.
Nella Tabella 1.1 sono riportati i tipici sottosistemi presenti in un velivolo
spaziale. Segue una loro breve analisi.
Payloads
Il payload costituisce lo scopo primario della missione. Un payload può
raccogliere, processare, codificare, ricevere, inviare, registrare informazioni. Negli
ultimi anni addirittura il payload è stato rappresentato da apparecchiature per la
sperimentazione di nuovi materiali in condizioni di microgravità.
Il payload viene fornito dal costruttore in molte forme e dimensioni, dai piccoli
trasmettitori dei primi satelliti, alle enormi ottiche dell’Hubble Space Telescope.
Un payload può consistere di un unico, singolo package dotato di interfacce; in
altri casi può essere integrato da componenti secondarie e richiedere delle
interfacce strutturali, elettriche, per la gestione, estremamente complesse.
Ma ancora esistono casi nei quali esso è rappresentato dalla unione di molti
singoli strumenti, ideati per completarsi l’uno con l’altro al fine del
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raggiungimento degli obiettivi della missione. A titolo di esempio possiamo citare
satelliti metereologici, per il rilevamento terrestre, per la sorveglianza, per le
telecomunicazioni, per l’osservazione astronomica.
La maggior parte delle missioni di osservazione della Terra richiedono orbite
basse (LEO). Il payload in questi casi include telescopi ottici, radiometri, radar,
sensori agli infrarossi ed altre apparecchiature del genere. Nel caso dei satelliti
per le telecomunicazioni l’orbita tipica è quella geostazionaria per garantire una
migliore copertura. Anche in questo settore stanno nascendo programmi volti
all’uso di satelliti per LEO.
A causa degli alti costi di produzione e lancio è ormai ampiamente consolidato il
trend che vede massimizzare le capacità in termini di payload di questi satelliti.
Un tipo particolare di payload fin qui solo citato è costituito da laboratori per
esperimenti sulla produzione, caratterizzazione di nuovi materiali, sulla biologia
di piante ed animali, sulla dinamica dei fluidi in ambiente di microgravità.
Sottosistema Funzione Componenti chiave
Attitude&Orbit Control
Subsystem (AOCS)
Determina e controlla l’assetto e la
posizione orbitale del velivolo.
Sensori per il rilevamento
della posizione; attuatori per
il controllo attivo.
Propulsion Subsystem
(PS)
Sposta il velivolo da una orbita e l’altra. Propellente, serbatoi,
condotti e ugelli.
Tracking, Telemetry &
Command Subsystem.
(TT&C)
Comunica direttamente o indirettamente
con il personale delle stazioni a terra e
permettere il tracking del satellite.
Ricevitore, trasmettitore,
antenna.
Command and Data
Handling (C&DH)
Subsystem
Processa e gestisce i comandi; raccoglie,
cripta/decripta i dati della missione.
Computer e data recorder.
Electrical Power
Subsystem (EPS)
Genera, immagazzina, regola e
distribuisce la potenza elettrica.
Solar array, batterie,
elettronica di bordo,
cablaggi.
Thermal Control
Subsystem (TCS)
Controlla la temperatura del velivolo
mantenendo tutti i componenti entro
propri limiti ammissibili.
Riscaldatori, radiatori,
rivestimenti isolanti.
Structures&Mechanis
ms Subsystem (SMS)
Sostiene i componenti del velivolo e
resiste a carichi statici e dinamici.
Strutture primarie,
secondarie, terziarie;
meccanismi.
TAB 1.1 Sottosistemi del velivolo. La tipologia dei sottosistemi varia da velivolo a velivolo.
Alcuni velivoli possono non necessitare di tutti questi sottosistemi. [ Larson e Wertz, 1992 ]
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Attitude Control Subsystem
L’ACS rileva l’orientazione del velivolo e la sua posizione orbitale per mezzo di
sensori e lo controlla attraverso degli attuatori.
Altre funzioni possono includere il controllo del velivolo durante manovre orbitali
e controllo dei meccanismi di puntamento di antenne, pannelli solari, payload.
Un ACS determina la posizione del velivolo spaziale e il suo assetto usando
sensori che identificano la posizione relativa rispetto a riferimenti scelti, come il
Sole o alcune stelle. Altri sensori usati sono i magnetometri che registrano
l’intensità del campo magnetico terrestre e la sua direzione locale. Infine vengono
anche usati sistemi di tipo giroscopico per misurare rotazioni e accelerometri per
traslazioni.
Per controllare in modo attivo l’assetto vengono usati attuatori che entrano in
funzione non appena i sensori registrano una deviazione dalla posizione
desiderata. Una tecnica di controllo è la cosiddetta spin stabilization, metodo
passivo che prevede che il velivolo ruoti con l’inerente stabilità di un giroscopio.
Il moto rotatorio è stabile solo se la rotazione avviene intorno all’asse del velivolo
caratterizzato dal maggior momento di inerzia. Per avviare e mantenere la
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rotazione vengono usati rotori dalla grande inerzia attivati da motorini elettrici. La
coppia generata dal rotore causa la rotazione dell’intero velivolo nella direzione
opposta. Una diversa tecnica prevede di accendere simultaneamente una coppia
di ugelli che consentono così di avviare la rotazione. Nel caso in cui sia necessaria
una notevole stabilità di posizionamento per sensori ed antenne esistono anche
sistemi che prevedono una rotazione differenziale del velivolo; la parte esterna
ruota in una direzione, quella interna nell’altra. La maggioranza dei velivoli,
specie quelli di grandi dimensioni, sono controllati in modo attivo agendo sui 3
assi di rotazione. Per ruotare il satellite su uno specifico asse l’ACS agisce su un
rotore di grande inerzia dotato della possibilità di ruotare nelle due direzioni e di
controllarne la velocità. Un velivolo può avere 3 reaction wheels, una per ogni
asse, oppure contare anche sulla stabilizzazione giroscopica per quegli assi che
ne fossero sprovvisti.
Propulsion Subsystem
Il sottosistema propulsivo usa ugelli per cambiare la velocità del velivolo e quindi
cambiare la altezza e forma dell’orbita, nonché per cambiare la direzione di volo e
l’inclinazione.
Determinazione
parametri orbitali e di
assetto tramite sensori
Controllo e modifica dei
parametri orbitali e di
assetto tramite attuatori
Attivo. Attuatori. Ruote
dentate e di momento,
thrusters,
magnetic-torquers
Passivo.
Single spin; dual spin
AOCS
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Se prevediamo di non dover modificare l’orbita del velivolo al di là di quanto fatto
dal lanciatore non abbiamo bisogno del PS ma solo dell’ACS.
L’energia per la propulsione può essere ottenuta tramite reazione chimica (hot-gas
system), caso questo dei grandi velivoli, oppure attraverso un cambiamento di
stato liquido→ gas o per mezzo dell’energia conservata in un gas refrigerato sotto
pressione. Questi ultimi due sistemi sono anche detti cold-gas systems. I
propellenti liquidi sono più efficienti di quelli gassosi e per questo più comuni.
Nel caso si ricorra ad un sistema propulsivo a propellente liquido, si adoperano
serbatoi pressurizzati per la conservazione ed una serie di valvole, condotti, filtri
per l’adduzione ai generatori della spinta. I serbatoi sono riempiti anche di un gas
compresso che forza il propellente attraverso le condutture.
Propellenti solidi sono invece relegati essenzialmente alla fase di ascesa tramite
lanciatore ma non per le manovre ad alta precisione richieste al velivolo nella sua
vita operativa.
Sono utilizzati anche sistemi di propulsione elettrica, in particolare per satelliti
geosincroni per le telecomunicazioni; in questo caso va però considerato che per
quanto efficienti possano essere richiedono inevitabilmente l’utilizzo di pannelli
solari di maggiori dimensioni e di pesanti batterie.
Propulsion Subsystem
Motore d’Apogeo.
Serve a sposare il satellite
dall’orbita di trasferimento
a quella finale.
RCS.
E’ composto da thrusters di
controllo dell’assetto del satellite
una volta immesso nella sua orbita
finale; è parte integrante dell’AOCS.
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Telemetry & Command Subsystem
Il sottosistema per le comunicazioni riceve comandi (uplinks) e trasmette dati
(downlinks).Queste funzioni sono realizzate tra il velivolo spaziale e le stazioni a
terra grazie a trasmissioni dirette oppure utilizzo di ponti radio costituiti da altri
satelliti. Il CS gestisce solo le comunicazioni verso l’esterno lasciando quelle tra le
singole componenti del velivolo al C&DHS. Componenti direttamente facenti parte
del CS sono antenne, ricevitori, trasmettitori ed amplificatori di segnale.
Va tenuto presente che una antenna omnidirezionale trasmette in uno
sottospazio approssimativamente semisferico; due di queste antenne
garantiscono il broadcasting in tutte le direzioni. La maggioranza dei velivoli
spaziali dispongono di almeno una antenna omnidirezionale per le comunicazioni
iniziali che intercorrono prima del dispiegamento del sistema primario di
comunicazione e comunque in caso di avarie.
Possiamo aumentare la potenza del segnale trasmesso usando trasmittenti più
potenti oppure aumentando il guadagno.
Per guadagno si intende una misura della potenza irraggiata, funzione delle
dimensioni dell’antenna e dell’ampiezza del cono di emissione. Una antenna di
alto guadagno trasmette un fascio estremamente stretto e quindi richiede un
sistema di puntamento estremamente sofisticato ed accurato.
Command and Data Handling (C&DH) Subsystem
Questo sottosistema interpreta i comandi inviati da terra, consente le
comunicazioni tra i vari componenti del velivolo spaziale, invia comandi ai vari
sottosistemi. Ad esso è anche assegnato il compito di monitorare e controllare
parametri vitali come la temperatura, livelli di energia disponibili. Rappresenta
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anche il sottosistema incaricato di registrare dati, criptarli per una successiva
trasmissione a terra e di decodificare quelli inviati dai controllori della missione.
Il software di volo è tipicamente parte integrante del C&DHS.
La velocità di acquisizione dei dati, la velocità di clock e il tipo di drive sul quale
sono registrati le informazioni raccolte determinano la dimensione delle
componenti il C&DHS, ovvero dei data recorders, del o dei processori, del sistema
di criptaggio, del numero di interfacce.
Electrical Power Subsystem
L’EPS genera, raccoglie e distribuisce la potenza elettrica impiegata per il
funzionamento di tutti gli apparati del satellite. Il sottosistema regola anche il
voltaggio della corrente, protegge le apparecchiature da cortocircuiti, controlla
eventuali apparati esplosivi (cariche di autodistruzione, pirotecnici necessari a
liberare strutture da dispiegare). Le componenti essenziali di questo sottosistema
sono rappresentate da celle solari, celle di combustibile, apparecchiature
nucleari.
Le celle solari sono senza dubbio le componenti più largamente utilizzate. Esse
possono essere montate sul corpo del velivolo, come avviene nei satelliti spin-
stabilized, oppure integrate su un pannello di supporto a formare i cosiddetti
pannelli solari o solar arrays. Pannelli solari sono usati senza dubbio tutte quelle
volte che il velivolo richiede più potenza elettrica di quella che celle body-mounted
potrebbero garantire. Ampi pannelli solari solitamente necessitano di sistemi di
dispiegamento che modifichino la configurazione da quella pre-lancio a quella
operativa una volta raggiunta l’orbita di destinazione. Nelle fasi in cui il velivolo si
trova nell’ombra di un corpo celeste (eclipse) l’erogazione di energia elettrica è
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garantita da una serie di accumulatori che sono ricaricati dai pannelli solari
durante le fasi di “giorno”. La durata delle eclissi è un fattore chiave nel
dimensionamento dell’array.
Thermal Control Subsystem
Il TCS controlla la temperatura delle componenti chiave e mantiene la stessa
entro limiti accettabili. Questo richiede la realizzazione di un bilancio tra calore
assorbito, generato e trasmesso. Un TCS può essere sia passivo che attivo oppure
una combinazione delle due.
Sistemi passivi sono quelli che si affidano a radiatori, heat sink, circuiti termici,
isolamento termico, rivestimenti superficiali. La cosa fondamentale da tenere
presente nel caso si ricorra ad un sistema TCS passivo è la assoluta necessità di
una disposizione razionale dei componenti.
Un radiatore è essenzialmente una superficie esposta allo spazio profondo (diretta
quindi non verso il Sole o la Terra) che consente al velivolo spaziale di perdere
calore per irraggiamento.
Per heat sink s’intende invece un materiale in grado di assorbire energia termica
senza cambiare troppo temperatura. Questo può essere il caso di materiali con
grande calore specifico (es. Berillio) oppure in grado di cambiare fase.
Un circuito termico invece è rappresentato da un sistema che prevede l’uso
combinato di un riscaldatore ed un condensatore. Il riscaldatore è connesso con
una fonte di calore mentre il condensatore ad un heat sink.
Visto che un sistema passivo non richiede l’uso di potenza elettrica, sia in forma
diretta che indiretta, senza dubbio un TCS di tale concezione può essere preferito
tutte le volte in cui i requisiti imposti non siano eccessivamente stringenti e
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comunque come punto d’inizio nell’elaborazione del progetto. Quando invece le
esigenze fossero tali da non consentire ad un TCS passivo di soddisfarle bisogna
ricorrere ad un controllo termico attivo, che preveda l’uso di riscaldatori,
refrigeratori meccanici, circuiti di fluido refrigerante, feritoie di ventilazione.
Structures & Mechanisms Subsystem
Uno SMS sorregge fisicamente i componenti di un velivolo spaziale, mantenendoli
nelle loro posizioni, garantendo una certa rigidezza della struttura nonché
adeguate interfacce verso il lanciatore, e fornendo protezione dai carichi
strutturali e dinamici. La struttura deve poter essere accessibile al suo interno
per consentire di installare e far funzionare i vari componenti. Sistemi meccanici
garantiscono la separazione della struttura del velivolo da quella del lanciatore
una volta raggiunta la quota di separazione. Questi meccanismi includono poi
anche i sistemi necessari per il dispiegamento di pannelli solari ed antenne,
nonché apparati usati per vincolare, rilasciare e ruotare appendici mobili.
Appartengono a questo sottosistema anche i pirotecnici ovvero degli attuatori
esplosivi che vengono usati per tagliare cavi, rilasciare interfacce imbullonate
oppure pin pullers necessari a separare due corpi precedentemente attaccati.
Le Fig. 1.1 e Fig.1.2 mostrano lo schema del satellite studiato dalla NASA per la
Mission TERRA EOS AM-1.
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Fig. 1.1 Mission TERRA EOS AM1. Satellite con solar array non dispiegato.
Fig. 1.2 Mission TERRA EOS AM1. Satellite con solar array dispiegato.
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CAPITOLO 2
I PANNELLI SOLARI : INTRODUZIONE
I pannelli solari sino spesso uno degli elementi che richiedono maggior impegno e
sforzo progettuale per coloro che sono chiamati a configurare un velivolo di
impiego spaziale. Tipici interrogativi sono rappresentati dalla collocazione dei
pannelli, dalla modalità di stivaggio all’interno del lanciatore e non ultimo dal
modo in cui farli dispiegare alla loro posizione operativa.
Esistono molte possibili configurazioni di riferimento per la progettazione di
questo elemento chiave della navicella o, più frequentemente, del satellite
artificiale; la scelta potrà essere fatta sulla base di specifiche esigenze in fatto di
potenze elettriche, di orbita ed angolazione rispetto al Sole, di metodo di controllo
del posizionamento, di particolari esigenze del tipo di missione e del payload.
Il primo passo consiste nel capire se il nostro sistema potrà avvalersi dell’utilizzo
di pannelli solari fissi, evitando così la necessità del sistema di deployment.
Montare i pannelli solari direttamente sul corpo, inteso come struttura primaria,
del velivolo spaziale può essere una scelta nel caso in cui il sistema necessiti di
poca potenza rispetto alla superficie libera.
Visto che l’efficienza del pannello dipende anche dell’incidenza della radiazione
solare, una configurazione con array fisso richiede una superficie da destinare
alle celle solari maggiore rispetto a quanto non sia per un sistema con pannelli
che possono variare la loro orientazione rispetto al Sole .
Sistemi spaziali spin-stabilized sono spesso di forma cilindrica, con celle solari
montate sulla superficie esterna e con un asse di spin perpendicolare al piano
orbitale. Un sistema di pannelli solari così montati opera con una bassa efficienza
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ma costituisce una scelta migliore, soprattutto in termini di peso e costo, rispetto
a quella di un array in grado di seguire il Sole e contemporaneamente tener conto
della rotazione di stabilizzazione del velivolo.
Di contro però una tale configurazione con pannelli fissi comporta maggiori
problemi per quanto riguarda il controllo termico del sistema. Infatti per la
applicazione delle celle solari viene sottratta quella superficie che potrebbe essere
altrimenti usata per collocare scambiatori di calori. Ciò significa la maggiore
necessità di sistemi attivi di controllo termico al fine di raffreddare i componenti
interni ed il payload.
Una variante è costituita dai deployed-fixed solar panels, cioè sistemi che
prevedono l’uso di pannelli stivati per il lancio in una posizione diversa da quella
operativa. Una volta che la piattaforma spaziale avrà raggiunto l’orbita alla quale
è previsto il dispiegamento dei pannelli, questi vengono posizionati nella loro
posizione finale. A quel punto poi la configurazione non si modificherà più e
quindi i pannelli potranno dirsi a tutti gli effetti fissi.
Questa configurazione potrebbe essere realizzata usando dei pannelli incernierati
alla struttura primaria. A tale proposito può essere ricordato l’esempio del
satellite SAC C.
Una variante sul tema prevede di utilizzare pannelli solari agganciati ad una o più
travi di supporto che hanno il compito di posizionare i pannelli ad una certa
angolazione rispetto al sole .
In Fig. 2.1 sono riportati alcuni esempi di configurazioni sia per pannelli fissi che
deployed-fixed.
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Fig. 2.1 Possibili disposizioni di solar array fissi e deployed-fixed.
Indubbiamente pannelli fissi significano maggiore semplicità realizzativa nonché
affidabilità e comprovata funzionalità. Nel caso però in cui tale configurazione
non riuscisse a garantire quei requisiti fondamentali cui accennato prima e,
soprattutto, fornisse potenze troppo modeste, inevitabilmente siamo costretti a
rivolgere le nostre attenzioni al modello di pannelli completamente dispiegabili e
mobili. In particolare c’è da considerare fin da subito che se è necessario
utilizzare sistemi di ripiegamento estremamente complessi e array molto grandi,
allora bisognerà mantenere il più possibile contenute le dimensioni dei singoli
pannelli che realizzano l’array ed utilizzare meccanismi di tracking del Sole che
garantiscano l’orientamento e quindi l’efficienza globale.
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