Diseño Sistema Eléctrico de Potencia Flexible para CubeSats Interplanetarios y Lunares

Abstract

[ES] Las misiones Lunares e Interplanetarias plantan diversos desafíos respecto a la producción y la gestión de la energía. La flexibilidad es un concepto inherente para este tipo de misiones a causa de la amplia variación de las diversas condiciones que estos sistemas deben afrontar a lo largo de su vida útil. Este trabajo tiene como objetivo el proyecto de un sistema eléctrico de potencia capaz de habilitar las misiones Lunares e Interplanetarias. Este objetivo es alcanzado a través del análisis de dos casos de estudio.

El proyecto está principalmente focalizado en la modelación de las partes principales de la interfaz eléctrica y del dimensionamiento de los elementos principales del sistema como los convertidores, las baterías, los paneles solares, etc. MARIO y LUMIO son las dos misiones que definen los puntos de partida del estudio. Éstos proporcionan las condiciones de contorno del proyecto. La arquitectura principal del sistema incluye el rastreo del máximo punto de potencia por medio de un convertidor alimentando un bus a voltaje de batería. Ésto es logrado por medio de un convertidor Buck-Boost con los polos invertidos, conectado al sistema photovoltaico de potencia. Diversos puntos de carga han sido definidos según las especificaciones de los sub-sistemas alimentados. El sistema de almacenaje de energía es una condición impuesta por los casos de estudio analizados, siendo ésta definida en fases precedentes. Los convertidores dc-dc han sido dimensionados para producir una energía de alta calidad, regulando el rizado y el contenido armónico en la corriente y en el voltaje. La lógica de control es también proyectada para alcanzar las condiciones deseadas y la estabilidad del sistema.

Con el objetivo de demostrar el correcto funcionamiento del sistema, simulaciones Matlab Simulink han sido desarrolladas teniendo en cuenta las condiciones de las misiones en estudio. Diversos escenarios han sido también definidos incluyendo las condiciones mas críticas para los dos CubeSats analizados, obteniendo los perfiles de temperatura, irradiancia y potencia para cada escenario. Los transitorios en la corriente y en el voltaje en corriente y voltaje, el estado de carga de la batería y el correcto funcionamiento de los controladores diseñados han sido probados bajo las condiciones impuestas por los diferentes escenarios planteados. La colección de dichos resultados y el proceso de diseño, proveen las lineas de guía para proyectos futuros donde el sistema será prototipado y testado bajo condiciones más reales.

[EN] Lunar and interplanetary CubeSat missions pose several challenges for power generation and management. Flexibility is an inherent concept for this kind of missions due to the broad range of conditions the system is facing in its lifetime. This work is aimed to design an Electrical Power System which shall enable lunar and interplanetary missions by analysing two different case studies which frame the design.

The procedure is mainly focused on shaping the main electrical interface \& architecture and the dimensioning of the main elements of the system such as dc-dc converters, batteries, etc. MARIO and LUMIO missions are the starting points for the design. They are analysed, obtaining the main boundary conditions for EPS operation. The main architecture comprises the maximum power point tracking converter feeding a battery voltage bus. It is achieved by using an inverting Buck-Boost converter facing the PV power source and different voltage levels are defined for load feeding based on their particular requirements. Energy storage systems and PV arrays are imposed conditions by the case study analysis which are already sized in the previous stages of the projects. Dc-dc converters are shaped to provide good power-quality conditions by reducing current and voltage ripples and harmonic content. The control architecture and logic is also designed to ensure system stability and desired performance.

In order to prove the proper performance of the system, Matlab Simulink simulations are carried out taking into account the existing mission designs. Several scenarios are defined including the most critical conditions in both CubeSat life cycles, defining temperature and irradiation profiles as well as power duty cycles for each scenario. Transient behaviour of the generation current and voltages as well as the state of charge of the battery and the proper performance of the implemented control methods is demonstrated under the defined scenarios. It is found that the system is stable under every defined condition by providing proper load feeding and satisfying the maximum allowable depth of discharge requirement of the battery for each case study. The collection of simulation results and the design procedure provide a guideline for future design stages, where the system will be prototyped and tested under more realistic conditions.