I sistemi di potenza nelle applicazioni spaziali

POWER ELECTRONICS –

La crescente complessità dei satelliti di nuova generazione richiede una capacità di erogare potenze sempre maggiori, mentre nelle missioni micro e nano-satellitari la necessità di ridurre costi, masse e volumi richiede lo sviluppo di soluzioni a bassa dissipazione ed elevata efficienza.


I sistemi di potenza rappresentano, senza dubbio, uno degli apparati fondamentali a bordo dei satelliti; è piuttosto ovvio, infatti, che una perdita di funzionalità in tale ambito comporta inevitabilmente il fallimento della missione. Da una parte, la crescente complessità dei satelliti di nuova generazione, in termini di funzionalità, prestazioni e profili di missione, richiede una capacità di erogare potenze sempre maggiori; si pensi che mentre i primi sistemi dissipavano una potenza dell'ordine di 1 W, nuove applicazioni in ambito telecomunicazioni richiedono potenze superiori di anche tre ordini di grandezza. Dall'altra, come nel caso ad esempio delle missioni micro e nano-satellitari che tanto interesse ricoprono nei programmi spaziali dei prossimi anni, la necessità di ridurre costi, masse e volumi richiede invece lo sviluppo di soluzioni innovative a bassa dissipazione di potenza ed elevata efficienza. In un tipico sistema di potenza a bordo di satelliti, il sistema primario, in particolare, è responsabile della generazione del bus di alimentazione principale. Come vedremo in seguito in dettaglio maggiore, le soluzioni più diffuse prevedono l'uso di pannelli solari, di celle a combustibile o, nel caso di missioni di breve durata - nei lanciatori impiegati per portare in orbita satelliti e sonde, ad esempio - batterie a ioni. In molte missioni, le diverse soluzioni sono opportunamente combinate; a bordo della Stazione Spaziale Internazionale orbitante intorno alla Terra, ad esempio, trovano impiego pannelli solari e celle a combustibile. Nelle missioni di lunga durata, invece, ed in condizioni di scarsa intensità della radiazione solare, sono stati adottati invece sistemi per la generazione elettrica mediante effetto Seebeck che sfruttano il decadimento lento di materiali radioattivi (Rtg); una soluzione del genere è stata utilizzata, ad esempio, a bordo della sonda Cassini-Huygens lanciata nel 1997 e diventata nel 2004 il primo satellite ad entrare nell'orbita di Saturno.
Il sistema di potenza secondario serve invece a fornire la potenza al satellite nel caso in cui il sistema primario non sia in grado di funzionare o di soddisfare a pieno il fabbisogno energetico richiesto dallo scenario operativo. Nel caso di satelliti con pannelli solari, ad esempio, questo accade nei periodi di eclissi in cui i pannelli non sono direttamente esposti al sole o in cui l'inclinazione del satellite riduce il flusso di radiazione incidente il pannello stesso. La soluzione più diffusa è certamente l'impiego di batterie a ioni; talvolta, nel caso di apparati che richiedano potenze elevate, tipicamente oltre i 100 kW, sono state utilizzate anche celle a combustibile rigenerabili. In questo caso, le celle subiscono continui cicli di carica e scarica; durante la fase di scarica in cui erogano potenza al satellite il combustibile - tipicamente idrogeno ed ossigeno molecolare - viene consumato producendo acqua mentre nella fase di carica parte dell'energia erogata dal pannello viene utilizzata per attivare processi di elettrolisi dell'acqua che servono a rigenerare il combustibile. L'efficienza di tale soluzione è tuttavia in genere piuttosto bassa, non superiore al 60%.
L'ultimo elemento di un sistema di potenza a bordo di satelliti è la rete di condizionamento e distribuzione della potenza che serve a derivare dal bus di potenza principale le tensioni di alimentazioni interne necessarie al funzionamento dei diversi apparati; come vedremo in seguito, nel caso di satelliti che impieghino batterie, integra inoltre il sistema di controllo di carica e scarica di queste. In generale, per assicurare un corretto funzionamento lungo l'intera vita utile del satellite, sono necessari controlli in tensione e corrente delle diverse stringhe oltre che sistemi di regolazione della massima corrente di uscita durante le diverse fasi operative.

Il sistema di potenza primario
I pannelli solari, come osservato in precedenza, sono una delle principali fonti primarie di alimentazione di un satellite. Una tipica cella solare consiste di un giunzione a semiconduttore di tipo p - n compresa tra due strati di materiale adesivo e depositata su un substrato. La radiazione incidente la giunzione (per una tipica orbita intorno alla Terra l'intensità è circa 1.4 kW/m2) crea coppie elettrone-lacuna; se l'energia della coppia è maggiore del gap di banda del materiale, gli elettroni passano in banda di conduzione. Si genera così una differenza di potenziale ai capi della giunzione che tipicamente, per le celle a silicio, varia a circuito aperto tra 0.5 e 0.6 V; l'energia in eccesso viene dissipata sotto forma di calore. Per la realizzazione della giunzione, nelle maggior parte della applicazioni spaziali, viene tipicamente impiegato silicio drogato con boro (regione p) e fosforo (regione n). Il substrato consiste invece di un film in Kapton, con uno spessore di fino a 100 μm e rinforzato mediante fibre di vetro o carbone per isolare le celle dalla struttura portante del pannello realizzata in honeycomb. Le celle utilizzate hanno tipicamente dimensioni dell'ordine 2 x 4 cm2 e spessore compreso tra 50 e 250 μm; l'efficienza di conversione è inferiore al 14 %, la potenza elettrica erogata dell'ordine di 120 W/m2. Purtroppo l'efficienza massima è fortemente dipendente dalla temperatura; per questo uno dei problemi principali per applicazioni nello spazio riguarda l'estrazione dalla cella del calore fornito dalla dissipazione dell'energia in eccesso. Migliori prestazioni si possono ottenere impiegando GaAs; l'efficienza in questo caso sale fino al 21%. Pannelli in GaAs sono stati installati a bordo della Mir e di alcuni satelliti della costellazione Iridium. Diversi sono le problematiche legate all'utilizzo di pannelli solari nello spazio. Uno degli aspetti principali riguarda il danno da radiazione cui sono soggetti. Le celle con regione p superiore, ad esempio, sono maggiormente sensibili; i danni si attenuano invece riducendo lo spessore della giunzione. Per mitigare gli effetti della radiazione, vengono utilizzati spesso sottili strati di rivestimento in vetro. L'efficacia dello schermo dipende evidentemente dalla densità e dallo spessore; fondamentale è che il rivestimento fornisca un buon accoppiamento ottico tra lo spazio libero ed il vetro e anche tra il vetro e il materiale adesivo per evitare di disperdere la radiazione solare incidente e che presenti adeguata selezione in frequenza della radiazione limitando il flusso UV verso il materiale adesivo e le celle. Questo può essere, ad esempio, ottenuto utilizzando un rivestimento in fluoride di magnesio che assicura anti-riflessione; può inoltre essere applicato un filtro UV al di sotto della cella per evitare che tale radiazione sia riflessa. Il produttore di celle fornisce tipicamente le curve che riportano l'andamento del danno equivalente in funzione della radiazione assorbita ed il corrispondente degrado di efficienza di queste; si può calcolare in questo modo il rendimento dei pannelli al termine della missione (tipicamente 5-10 anni) per valutare - rispetto al fabbisogno energetico del satellite - la migliore soluzione di compromesso tra l'incremento dell'area utile del pannello e l'ispessimento del cover di vetro di questo. Sono per questo disponibili a livello commerciale fogli sottili di spessore compreso tra 50 e 500 μm. Fondamentale è inoltre cercare di ottimizzarne l'efficienza dei pannelli al fine di ridurre ingombri e pesi. Nei sistemi installati a bordo dei satelliti Spot e Orion, ad esempio, sono stati impiegati dal lato della regione di tipo p dei riflettori (Back-Surface Reflector) per riflettere indietro la radiazione incidente non assorbita. Sul telescopio Hubble, invece, è stata utilizzata una zona a drogaggio intenso p+ dopo la regione p così da ottenere una maggiore efficienza nella raccolta di portatori di carica; tuttavia i benefici di questa soluzione si riducono significativamente con il tempo di missione a causa dei danni da radiazione. In altri casi sono stati impiegati delle strutture a tessuto sulla parte superiore della celle per ridurre gli effetti di riflessione della radiazione incidente.
Altro aspetto cruciale è la interconnessione delle celle; a causa infatti dei numerosi cicli termini a cui i pannelli sono soggetti conseguentemente all'alternarsi dei tempi di esposizione diretta al sole e di eclissi (fino a sbalzi di 100 °C in alcuni minuti) i materiali a causa delle loro diverse caratteristiche subiscono diversa dilatazione. Inoltre l'interazione con l'ossigeno atomico conduce a effetti di ossidazione che nel tempo aumentano la resistività del contatto e peggiorano quindi le prestazioni. In molti casi in passato è stato utilizzato spesso l'argento che purtroppo soffre fortemente di questo problema. Nel caso del telescopio Hubble, invece, l'argento è stato utilizzato solo come rivestimento per fibre di molibdeno; durante le prime fasi della missione, l'argento si è eroso lasciando scoperta la fibra di molibdeno che è più resistente ai fenomeni di ossidazione citati.
Fonte di energia primaria alternativa ai pannelli solari sono le celle a combustibile. In una cella a idrogeno/ossigeno, all'anodo, l'idrogeno molecolare iniettato nella cella dissocia in ioni ed elettroni liberi. Gli elettroni vengono raccolti all'anodo generando una corrente elettrica nel carico; gli ioni, invece, migrano verso il catodo dove, in presenza di ossigeno, ricombinano con gli elettroni producendo molecole di acqua. La differenza di potenziale ai capi della cella è direttamente proporzionale all'energia libera di Gibbs delle reazioni di ossido-riduzione ed inversamente proporzionale al prodotto del numero di elettroni trasferiti per la costante di Faraday. Nel caso delle celle H2/O2 considerate vengono trasferiti due elettroni per mole di acqua prodotta; la reazione avviene spontaneamente. La tensione ai capi della celle teoricamente vale 1.229 V ma a causa di inevitabili perdite di polarizzazione e processi irreversibili è tipicamente più bassa. Le prime celle a combustibile furono impiegate sulle missioni Gemini utilizzando la tecnologia degli elettroliti polimeri solidi. Si era in grado di erogare fino a 33 W/Kg in un volume di 0,05 m3; tuttavia l'acqua prodotta non risultava potabile a causa del degrado delle membrane della cella. Sulle successive missioni Apollo furono invece adottate celle - poi utilizzate anche per Skylab - basate su soluzioni acquose alcaline in grado di fornire una potenza 25 W/kg; la necessità di operare anche sul suolo lunare con una temperatura maggiore di 125 °C spinse all'utilizzo di celle a Bacon (in grado di operare fino a 232 °C). Soluzioni alcaline sono usate anche a bordo dello Shuttle ma con miglioramenti che hanno portato ad un incremento della potenza specifica di oltre un ordine di grandezza. Nel tempo sono state ridotti anche i tempi di start-up (fino a 15 minuti) e spegnimento (immediato); nel caso delle celle della missione Apollo, invece, era necessario attendere 24 ore per l'operatività piena e 17 per lo spegnimento. Nelle missioni di lunga durata (ad esempio nelle missioni di esplorazione planetaria) le celle a combustibile non possono essere utilizzate per la loro durata limitata e l'efficienza dei pannelli solari decresce significativamente di un fattore che è pari al rapporto tra la distanza della Terra e quella del satellite dal Sole elevata alla potenza di 1.5 (anche se in parte però la riduzione di intensità della radiazione incidente viene compensata dall'incremento di efficienza dovuta alla riduzione delle temperatura delle celle). Per questo, in alcune missione, sono stati impiegati sistemi di alimentazione primaria basati su Rtg. In questo caso si sfrutta l'effetto Seebeck, ovvero la generazione di una differenza di potenziale tra due materiali conduttori o semiconduttori (o due regioni dello stesso materiale a drogaggio n e p) che siano mantenuti a diversa temperatura (analogamente al principio di funzionamento delle termocoppie). Il calore necessario a mantenere la differenza di temperatura tra i materiali in contatto viene fornito nelle applicazioni spaziali sfruttando l'energia rilasciata come conseguenza del decadimento di un isotopo radioattivo in un materiale assorbente. La quantità di energia dipende dalla vita media dell'isotopo; come è facile immaginare, minore è il tempo di decadimento maggiore è l'energia rilasciata ma ovviamente minore la durata della sorgente a parità di massa e volume. Nelle missioni di lunga durata tipicamente sono impiegati isotopi a decadimento lento; nel caso della sonda Cassini-Huygens, è stato utilizzato Plutonio 238 che ha una vita media di 0.38 anni, decade alfa ed ha una densità di potenza di 0.41 W/g. L'intero sistema Rtg della sonda assicura un potenza di 628 W con 195 kg/kW. I primi sistemi Rtg per applicazioni non militari sono stati provati sugli esperimento Apollo sulla superficie lunare negli anni '60 e '70 ed erano caratterizzata da una capacità di potenza massima di 25-70 W con una massa di 490-261 kg/kW. In effetti, i vantaggi principali dei sistemi Rtg sono la capacità di produrre energia indipendentemente dall'orientamento del satellite e dalla distanza dal sole, il che in alcuni casi semplifica le manovre di controllo di assetto; importanti sono anche l'elevata autonomia e la non suscettibilità a effetti e danni indotti da radiazione. Tra gli svantaggi principali vi sono invece la necessità di operare ad elevate temperature per erogare una significativa energia, la scarsa efficienza di conversione in energia elettrica del calore rilasciato dalla sorgente con la conseguente necessità di dissipare opportunamente il calore in eccesso, la necessità di dislocare la sorgente radioattiva lontano dal corpo del satellite per evitare interazioni con i sistemi elettronici o interferenze con dispositivi diagnostici; non trascurabili sono inoltre gli impatti sulle procedure di sicurezze da seguire per maneggiare tali apparecchiature a Terra durante le fasi di test e integrazione del satellite oltre alle implicazioni politiche e civili derivanti dall'uso di tecnologie nucleari.

I sistemi di potenza secondari:
batterie e ultra-condensatori

Come anticipato in precedenza, i satelliti utilizzano un sistema secondario di erogazione della potenza, basato principalmente su batterie, che interviene nel momento in cui il sistema primario non è disponibile oppure la potenza erogata non è sufficiente. Successivamente, parte dell'energia del sistema primario dovrà ovviamente essere spesa per ricaricare le batterie.
Uno dei casi di utilizzo più comuni riguarda i satelliti con pannelli solari che non sono in grado di operare in condizioni di eclissi o di ombra. Nei satelliti geo-stazionari, ad esempio, i periodi di eclissi si verificano durante l'anno in corrispondenza dei due equinozi interessando complessivamente fino a 90 giorni di missione con eclissi di durata che varia da alcuni minuti fino ad 1.2 ore; in condizioni normali, quindi, le batterie del satellite sono soggette ad un singolo ciclo di carica e scarica al giorno e solo per circa tre mesi all'anno. Nei sistemi ad orbita bassa invece, il satellite è in condizioni di eclissi dal sole ogni giorno e fino al 40% del tempo, in funzione dell'orbita tracciata e della inclinazione; in questo caso, pertanto, il numero di cicli può arrivare fino a 6000 per anno con i pannelli forzati ad erogare quasi il doppio della potenza necessaria al funzionamento degli apparati elettronici di bordo. Le diverse condizioni operative suggeriscono l'utilizzo di diverse tecnologie per la realizzazione delle batterie di bordo. Nei sistemi geo-stazionari, ad esempio, hanno trovato impiego principalmente celle Nichel-Idrogeno (Ni-H2) mentre in applicazioni ad orbita bassa sono state tipicamente utilizzate batterie Nichel-Cadmio (Ni-Cd) o Argento-Zinco (Ag-Zn) che assicurano però una profondità di scarica inferiore fino al 15% rispetto, ad esempio, a celle Ni-H2 .In alcuni casi sono state adottate soluzioni più particolari. A bordo della sonda Huygens, ad esempio, imbarcata sulla missione Cassini e rilasciata nel 2005 sulla superficie di Titano, sono state impiegate celle Li-SO2 (con una capacità di 7.5 A-h per cella) a causa della necessità di mantenere il sistema in ibernazione durante tutto il tragitto verso la luna di Saturno.
Più di recente il settore ha visto crescere l'interesse verso tecnologie a ioni di litio che assicurano migliori prestazioni ed una significativa riduzione della massa. Tipicamente celle a ioni di litio erogano una tensione di 3.6 V pari a quella di una serie di tre batterie Ni-Cd ma con un volume occupato che è circa la metà. Se si considera, ad esempio, un tipico satellite per osservazione terreste del peso di 4 tonnellate, utilizzando celle Ni-Cd il 7% circa della massa complessiva (quasi 300 kg) finisce per essere dovuto alla batteria; l'utilizzo di batterie a ioni di litio consente invece di ridurre tale impatto di quasi il 50%. Inoltre le celle a ioni di litio presentano una bassa potenza termica ed una elevata efficienza energetica che permette di ridurre le dimensioni dei pannelli solari; non richiedono cicli di ricondizionamento dal momento che non presentano effetto memoria e sono più facilmente gestibili durante le operazioni di integrazione e manutenzione a Terra del satellite poiché hanno un rate di autoscarica piuttosto lento (intorno allo 0,3% al giorno, il che significa che oltre il 99% della carica iniziale è mantenuta anche dopo un mese). Sono oggi disponibili sul mercato e qualificate per applicazioni spaziali, batterie a ioni di litio con capacità compresa tra 7.5 e 28 A-h ed energia specifica tra 118 e 165 W-h/kg (le celle Ni-Cd o NiH2 sono invece caratterizzate da energia specifica di 39 W-h/kg e 52 W-h/kg); sono possibili combinazioni con fino a 12 celle in parallelo per una capacità totale di 480 A-h o 24 celle in serie per una tensione di uscita fino a 100 V. Tuttavia le celle a ioni di litio necessitano di funzionare a temperature intorno a quella ambiente (mentre le batterie Ni-H2 possono arrivare fino a -20°C) e richiedono un sistema più complesso di monitoraggio e bilanciamento della tensione delle celle. In alternativa alle batterie come sistemi di potenza secondari è stata investigata negli ultimi anni anche la possibilità di utilizzo di ultra-condensatori. In questo caso l'energia viene immagazzinata sotto forma elettrostatica mediante accumulo di carica ionica agli elettrodi del dispositivo. La capacità di sostenere numerosi cicli di carica e scarica è tipicamente migliore rispetto a quelle delle batterie e l'energia specifica maggiore di quella dei condensatori classici. Sono stati studiati in particolare per applicazioni ad orbita bassa ultracapacitori con capacità di 3500 pF, tensione nominale 2.5 V, dimensioni 55 x 220 mm2, corrente massima 1000 A, temperatura operativa compresa tra -40 e +60 °C.

La gestione e la distribuzione della potenza
La potenza erogata dai sistemi primario o secondario di un satellite deve essere condizionata e distribuita ai diversi apparati elettronici presenti a bordo. Esistono diverse filosofie che possono essere adottate. I satelliti americani, ad esempio, hanno tipicamente utilizzato in passato una configurazione non regolata distribuendo alle apparecchiature di bordo una bus di alimentazione interno con tensione compresa, nel caso ad esempio delle missioni Nasa senza equipaggio a bordo, tra 21 e 35 V. In ambito europeo è invece maggiormente diffusa la tendenza a realizzare bus di potenza che forniscono una tensione regolata sia durante i periodi di visibilità che di eclissi; le tensioni, a seconda delle applicazioni, variano tra 28 e 50 V. A bordo di Artemis - un satellite per telecomunicazioni mobili nell'area europea e del Nord-Africa facente parte del sistema di navigazione satellitare europeo Egnos - ad esempio, la linea di potenza ha una tensione di 42.5V ± 0.5V; a bordo dei satelliti metereologici della serie Meteosat, invece, è stata utilizzata una tensione di 28.2 V ± 1%. In alcune più recenti applicazioni, sono stati sviluppati anche bus di potenza a tensioni più elevate, fino a 150 V, per ridurre perdite resistive, ingombri e masse dei cavi. In altri casi sono state utilizzate reti di distribuzione della potenza accoppiate in AC; un sistema del genere si trova ad esempio a bordo dello Shuttle Space-lab dove viene distribuita una tensione sinusoidale a tre fasi a 400 Hz. L'array di pannelli solari costituisce, come abbiamo visto in precedenza, la fonte di energia primaria; nelle applicazioni regolate, la tensione di uscita dei pannelli viene regolata mediante tecniche a modulazione di impulsi (Pulse-Width Modulation) o mediante circuiti S3R (Sequential Shunt Switching Regulator). In funzione delle richieste energetiche attuali e del profilo di missione, alcuni segmenti della matrice di pannelli possono essere disabilitati mediante un circuito di “shunt dump”; con il termine Spa (Solar Power Assembly) si indica tipicamente l'unità elementare. Il circuito di “shunt dump” viene controllato mediante feedback derivato dal sensing della tensione di uscita o tracking del punto di massimo della potenza delle celle; in questo caso viene modificato il punto di lavoro delle celle variando la tensione di funzionamento. Il circuito di shunt dump impiegato a bordo del satellite Artemis, ad esempio, ha una massa di 6.5 kg e dissipa 117 W con un carico nominale di 2.65 kW. La dissipazione si riduce a soli 18 W in condizioni di eclissi quando la potenza erogata al satellite è di 2 kW; in esposizione al sole, invece, durante i cicli di carica delle batterie, i pannelli solari arrivano ad erogare fino a 3.3 kW di potenza. Altro elemento importante del sistema di alimentazione è l'unità di controllo delle batterie. Come abbiamo visto in precedenza, queste possono subire numerosi cicli di carica e scarica durante il normale funzionamento in volo; la corretta gestione di tali cicli è fondamentale per la durata nel tempo delle celle. Il termine Bcu (Battery Control Unit) indica tipicamente l'insieme delle unità di Bmu (Battery Management Unit), Bcr (Battery Charge Regulator) e Bdr (Battery Discharge Regulator). La Bmu, in particolare, consente di monitorare i parametri di lavoro della batteria quali temperatura, tensione e pressione dell'intero assemblaggio e delle singole celle; controlla direttamente i sistemi di carica Bcr e scarica Bdr. Il primo fornisce una corrente costante per la carica della batteria durante i periodi di esposizione al sole del satellite; il secondo assicura invece una corrente costante al satellite durante le fasi di eclissi o scarsa luminosità. Il rate di carica/scarica della batteria può essere controllato piuttosto semplicemente mediante regolazione della corrente. Più complesso è invece il controllo dello stato di carica delle celle che richiede tipicamente misure di tensione, temperatura o pressione delle celle; a seconda del metodo utilizzato si hanno errori nella stima del livello di carica che variano dal 10% al 20% circa, ad esempio, nel caso di monitoraggio della tensione, per arrivare fino al 30% nel caso, invece, in cui viene misurata la temperatura. Il sistema di gestione della batteria utilizzato a bordo di Artemis, ad esempio, ha l'89% di efficienza in scarica ed il 91% in carica, con una batteria di massa complessiva di 25.5 kg in grado di erogare fino a 282 W in condizioni di eclissi; 63.5 W è invece l'assorbimento di potenza durante le fasi di carica. Il Pcdu (Power Control and Distribution Unit) è l'unità di monitoraggio e protezione delle linee di alimentazioni primaria e secondaria; dispone tipicamente di interfaccia di telemetria e telecomandi verso il computer di bordo per il controllo delle procedure di gestione della potenza. La protezione sul bus di alimentazione interna è implementata mediante meccanismi di limitazione di corrente o fusibili; in questo caso sono previsti connessioni ridondate che possono essere abilitate tramite comando da Terra. Con il termine Pcu (Power Conversion Unit)  si indica invece tipicamente l'unità di conversione della potenza primaria nelle basse tensioni richieste al corretto funzionamento dell'elettronica degli apparati di bordo. In genere sono utilizzate tensioni di ±15 o ± 12 V per la sezione analogica e +5V per quella digitale; più recentemente la richiesta di riduzione della potenza ha portato alla diffusione di componenti Lvcmos alimentati a 3.3 V. Sono disponibili filtri integrati, DC/DC converter e regolatori lineari qualificati e resistenti a radiazione per derivare tali tensioni di lavoro dalla linea primaria. Esistono inoltre controller Pwm per la realizzazione di convertitore switching dedicati. Severe normative sono imposte per quanto concerne emissione e compatibilità elettromagnetica delle apparecchiature.

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