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Philosophie de conception. SATEDU est conçu avec plusieurs objectifs en vue. Le premier est éducatif, une grande partie des études, notamment la structure, ne peut se faire de manière correcte qu’en rassemblant suffisamment de compétences et de temps. Le deuxième est celui d’un but relativement simple à atteindre. Le troisième est celui de contraintes de conceptions allégées et gérables module par module Le quatrième est une structure apte à s’adapter sur le plus grand nombre de lanceurs possibles tout en assurant un certain ‘confort’ à l’électronique embarquée sur toutes les orbites basses possibles entre 400 et 1000km d’altitude. Le cinquième est un accès aisé aux stations ( ‘easy sat’) au sol, autant pour le trafic que pour la réception des télémesures, nombreuses à des fins de démonstration. Le dernier est de minimiser les contraintes sur les stations de commande en concevant un satellite capable de se tirer tout seul, automatiquement ou par le jeu de la mécanique spatiale, d’une situation délicate. Dans tous les cas, en cas de perte de contrôle, une configuration stable et utilisable de la charge utile est mise en service afin de profiter ‘des dernières miettes’.
La structure. Haut de page
C’est le réseau d’écoles POLYMECA comprenant, pour ce projet, le CESTI à St Ouen, l’ENSMA à Poitiers et l’ENSMM à Besançon, qui a été retenu pour la conception de la structure et les études de la thermique. Ces écoles ont l’avantage d’avoir une bonne expérience du travail collaboratif ainsi que de nombreuses réalisations en coopération avec l’industrie. Il était ainsi possible d’avoir une bonne conception intégrant tous les aspects nécessaires aux objectifs et à la réalisation. La structure a été conçue pour accueillir des boîtiers de dimensions identiques montés verticalement en tiroir. Ils peuvent contenir une carte au format 160*100 mm. Leur paroi mesure 5mm d’épaisseur et joue une double rôle :
La structure se présente sous la forme d’un cube de 300mm de côté et se compose d’une semelle en NIDA de 20mm d’épaisseur sur laquelle s’appuient trois poutres verticales en Al plein de 8mm d’épaisseur qui supportent les boîtiers et assurent également un chemin thermique dans toutes les directions. Sur ces poutres s’appuient quatre montants qui les rigidifient et servent de fixation aux cinq panneaux solaires. Ces derniers ne participent pas à la rigidité de la structure, ce qui allège les contraintes de conception. Sur la semelle vient se fixer un adaptateur propre à chaque lanceur. La structure a été dimensionnée pour résister aux normes de qualification Ariane5 avec un coefficient de sécurité de deux. L’ensemble permet ainsi, de par son inertie thermique un fonctionnement dans n’importe quelle attitude sur n’importe quelle orbite, ‘froide’ (avec éclipse) ou ‘chaude’ (sans éclipse) tout en garantissant une plage de fonctionnement de l’électronique dans une gamme très acceptable de température que les simulations réalisées par l’ENSMA avec THERMICA placent entre 0 et 35 °C. Une des courbes typique est montrée dans les pages de figures. Elle correspond au TX 146MHz, en émission permanente et sur une orbite froide. Trois versions ont été étudiées afin d’offrir une grande souplesse de configuration. La première est la plus élémentaire, c’est celle représentée dans les figures en fin d’article. (éclaté et coupes). Elle comporte 2 * 7 boîtiers identiques montés en tiroir, les deux blocs batterie se situant sur la face inférieure. La seconde configuration comporte un emplacement supérieur occupant toute la section de la structure. Cet emplacement est destiné à recevoir une carte de grande dimension ou divers modules qu’il n’aurait pas été possible d ‘intégrer dans un boîtier standard. La dernière configuration reprend l’emplacement supérieur et comprend un évidemment sur la poutre centrale situé sur l’axe et très proche du centre d’inertie. Il est destiné à recevoir un dispositif de stabilisation actif. Le nombre de boîtiers standard passe à 10. La modularité de la structure permet également de répartir les boîtiers afin d’arriver au meilleur compromis thermique.
Les antennes. Haut de page
Elles ont déjà fait l’objet d’un article dans le JAF. Les impératifs suivants sont à respecter : Du point de vue fonctionnel, il est nécessaire d’obtenir un bon diagramme de rayonnement dans toutes les attitudes, au moins pour le 146MHz et le 435MHz. Pour le 2.4GHz, le pointage est requis car il a été décidé de n’utiliser qu’une seule antenne et d’éviter les commutations. Du point de vue mécanique, les antennes doivent tenir dans les gabarits de montage des différents lanceurs envisagés, de même que les contraintes de pression aérodynamique après séparation de la coiffe lors de la phase de vol. Si ceci est facile pour une antenne patch, cela l’est moins pour les antennes de grande dimension comme pour le 146MHz. Après de nombreuses études, la configuration suivante a été adoptée :
Cette configuration donne les meilleurs résultats dans le plus grand nombre de cas. Elle offre surtout le meilleur découplage entre les antennes 435 et 146, ce qui est favorable à un bon fonctionnement des récepteurs. Les diagrammes de rayonnement ont été présentés dans un numéro précédent du JAF et le lecteur est invité à s’y reporter. Il est à noter que cette solution d’antenne a été retenue pour PCSAT
L’alimentation électrique. Haut de page
Le générateur primaire d’électricité est constitué de quatre panneaux solaires d’une puissance nominale de 12W chacun. Le générateur secondaire est constitué de 8 éléments CdNi SAFT VR6 de 6A.h montés en série fournissant 9.6V. L’alimentation fournit 3 rails régulés : 5V 3A, et deux rails 9V 1.3A. La conception de l’alimentation s’est axée vers la maximisation du rendement. Elle comprend également un régulateur de charge qui passe automatiquement de charge nominale à charge d’entretien en surveillant la tension batterie. Un dispositif de temporisation met l’alimentation en service 30 secondes après la séparation. En cas de non détection de la séparation ou d’avarie du temporisateur, un ensemble comprenant une pile lithium à décharge controlée mettra l’alimentation en service au bout de 3 semaines environ garantissant son démarrage dans toutes les circonstances. La puissance moyenne disponible pour la charge utile est de 6.8W pour une orbite héliosynchrone à 500km. Cette puissance tient compte du courant nécessaire à la recharge de la batterie en supposant que la charge utile consomme sa puissance nominale en permanence. La valeur typique de charge batterie retenue est de 50%. Elle inclut le rendement de charge et le rendement de décharge. La formule suivante donne la puissance utile en fonction de la puissance disponible Pdis (générateurs solaires), du rendement de charge batterie n et des temps d’illumination Ti et d’éclipse To. Put = Pdis * n * (Ti/ (To + Ti * n) Un article de F5DKJ décrit les solutions retenues dans ce numéro. Les valeurs mesurées sont :
La détermination d’attitude. Haut de page
Plusieurs systèmes ont été envisagés pour la détermination de l’attitude du satellite. Les contraintes étant peu importantes (5°), le choix s’est tourné vers un système élémentaire qui mesure l’incidence du flux solaire sur les faces. Les capteurs retenus ont fait l’objet d’une description dans une LAF de cette année et F6CGJ s’est chargé de les réaliser. Il y a un capteur par face. On obtient ainsi une tension proportionnelle au cosinus de l’incidence sur chaque face. Après normalisation les valeurs obtenues sont directement utilisées pour déterminer l’attitude puisque ce sont les cosinus directeurs de la droite de direction du soleil dans le repère satellite. A partir de ces éléments, on calcule ensuite l’ascension droite et la déclinaison de l’axe de rotation et l’orientation du satellite par rapport au soleil et à la terre. L’ensemble est complété par des gyromètres piézoélectrique vibrants de MURATA qui donnent les vitesses de rotation suivant les trois axes et fournissent ainsi le vecteur rotation dans le repère satellite. Combinées, les deux indications donnent tous les éléments d’attitude avec la redondance nécessaire. Les éléments mesurés sont transmis au sol par la télémesure et introduits dans un programme prédictif qui les compare avec les éléments attendus. Par ce moyen, on peut ainsi surveiller les dérives des capteurs et ajuster les coefficients afin de conserver la précision demandée.
Le contrôle d’attitude. Haut de page
Les trois types de structure comprennent tous des magnéto coupleurs. La description du principe a fait l’objet d’un article dans une LAF. La forme mécanique retenue tient compte des contraintes d’intégration, de consommation et de moment magnétique nécessaire pour réaliser le pointage dans une direction donnée dans un temps inférieur à 30 minutes. La validation de ces calculs est en cours. Satedu n’est pas destiné à être pointé en permanence , mais seulement à la demande, principalement pour le pointage de l’antenne 2.4GHz, et pour le réorienter dans les cas où sa rotation viendrait à placer le soleil sur la face Z- qui n’est pas équipée de cellules solaires. La manœuvre du satellite se fera donc avant de se trouver dans cette configuration. Le champ géomagnétique n’a rien d’uniforme, aussi le programme précédemment cité utilise un modèle qui calcule les valeurs des composantes du champ dans le repère satellite en fonction de son attitude et de sa position sur l’orbite. Il permet ainsi la détermination des ordres à donner aux magnéto coupleurs en fonction des éléments suivants :
La carte suivante montre la forme du champ géomagnétique à 800km. Les vecteurs indiquent l’orientation de la composante horizontale locale, la taille des carrés est proportionnelle à la magnitude de la composante au nadir.
On peut ainsi s’apercevoir que toutes les manœuvres ne sont pas possibles en permanence. La stratégie de pointage devra donc tenir compte de la manœuvre envisagée pour choisir la partie de l’orbite la permettant ainsi que de l’attitude du satellite avant l’opération. Il y a un magnéto coupleur par face, à l’exception de la face Z- qui n’en comporte pas. Celui de la face Z+ aura donc un moment magnétique double afin de réaliser le même couple. Les magnéto coupleurs sont constitués de 100 spires de fil de cuivre bobinés de manière à former un carré de 25 cm de côté. Le courant de commande nominal est de 0.7A. Ils sont commandés par paire, X+ et X-, Y+ et Y-, Z+. La commande est constituée d’un pont de transistors MOSFET et d’un circuit de sécurité et de mesure de courant. Afin de valider les calculs, une maquette a été réalisée et on a pu s’assurer que le champ géomagnétique remplissait correctement son rôle. (on le savait, mais c’est tellement amusant de le vérifier HI). La photo suivante montre la maquette.
Les magnéto coupleurs n’ont pas été placés dans la configuration nominale , mais cela n’affecte en rien la validation des résultats recherchés. Cette expérience est aisément reproductible par les OM’s et constitue une bonne démonstration pour les QRP. Le matériel est réduit : 200 m de fil de 0.3 mm émaillé, une plaque en bois aggloméré de 2 ou 3 mm d’épaisseur, un domino, 2 m de fil multibrins très fin et très souple (0.1mm, fil d’écouteur d’oreille par exemple), 3 m de fil à coudre suffisamment solide pour la suspension, mais le plus fin possible. Les forces mises en action sont très faibles, et il convient de réduire les frottements au maximum. On suspendra la plaque au plafond en faisant partir les fils d’alimentation vers le bas verticalement au montage afin de réduire les couples parasites. Le montage sera alimenté en 12V, les deux bobines montées en parallèle. Suivant le sens de circulation du courant dans chaque bobine, la plaque s’orientera soit face au nord soit vers l’est ou l’ouest magnétique local. Eviter absolument le moindre frémissement d’air. Avec le montage de la photo, l’orientation se fera en environ 3 minutes après amortissement des oscillations.
Stabilisation active. Haut de page
Ici encore, le principe de stabilisation au besoin est retenu. La puissance disponible étant réduite, il n’est pas envisageable de pointer en permanence l’antenne 2.4GHZ vers la terre. L’emplacement central peut accepter trois roues à réaction. Celles ci sont normalement au repos et le pointage est obtenu par rotation séquentielle de chacune des roues en contrôlant l’angle de rotation à vitesse fixe. Pour l’instant, aucun dispositif particulier n’a été retenu. L’ENSICA a développé un dispositif original qui convient particulièrement bien aux nanosatellites et picosatellites. Le temps a malheureusement manqué pour dépasser le stade de la maquette de démonstration qui a cependant permis de vérifier le bien fondé des hypothèses. Dans tous les cas, le satellite sera spinné à vitesse faible après la séparation du lanceur. La vitesse sera de l’ordre de 5 tpm. Cette valeur est suffisante pour donner un bon moment cinétique compatible des couples nécessaires au pointage tout en assurant une bonne répartition des flux thermiques sur les faces et dans la structure ainsi qu’une dérive pas trop élevée de l’axe de rotation.
La charge utile. Haut de page
Les modes de fonctionnement retenus sont les suivants :
Au moins deux fonctions sont activables simultanément. Le mode de fin de vie est le mode transpondeur linéaire (donc qui passera également la FM) 435MHz->146MHz. Un des diagrammes fonctionnels possibles (parmi les configurations possibles) est montré dans la planche à la fin de cet article. Les deux récepteurs 435 MHz sont alimentés par le coupleur d’antennes en entrée. Ils possèdent chacun une sortie BF démodulée et une sortie linéaire à 10.7MHz. Le niveau de sortie est de 0dBm. Les éléments de télémesure sont : niveau de sortie sur 10.7MHz, RSSI RX, et tension de VCO. Ils sont à double conversion avec une première FI à 50 MHz. La consommation est inférieure à 200mW par RX. Ils sont alimentés en permanence. Les sorties BF et 10.7MHz sont dirigées vers une matrice de commutation qui comprend également les modems, les modulateurs FM à 10.7MHz et l’enregistreur vocal. Suivant le mode sélectionné, le 10.7MHz en sortie vers les émetteurs provient soit des RX, soit des modulateurs FM. On peut avoir simultanément un transpondeur FM en 2.4GHz et un transpondeur linéaire sur 146MHz. En mode digipeating, la phonie est désactivée. Sur 146MHz, la sortie du TX voie normale est multiplexée avec le TX de télémesure vers les antennes. Le niveau de sortie des modulateurs FM est mesuré. La carte est commandée par 8bits pour réaliser les différentes configurations. Le TX 146MHz est à simple conversion, l’accent est mis sur le rendement global à l’émission et sur la fiabilité. Sa puissance de sortie varie par 2 pas de –3 dB et est de 3W nominaux L’objectif de réduction du niveau de l’H3 est important, car elle est proche de la fréquence d’entrée des RX. Le découplage entre les antennes favorise l’isolation. Les valeurs mesurées sont :
Il est commandé par 4bits. La sortie du TX 2.4GHz est directement reliée à l’antenne. C’est un TX à double conversion, (70Mhz en 2éme FI), la seconde conversion étant à bande latérale réduite afin d’alléger le filtrage et gagner en puissance de sortie. Le niveau de sortie nominal est de 23dBm antenne, toutefois, si l’on trouve ne architecture donnant un bon rendement, le niveau pourra être augmenté jusqu’à 2W. Son niveau est réglable par 2 pas de –3dB Les valeurs mesurées sont les mêmes que celles du TX 146MHz avec le niveau OL2 en plus. Il est également commandé par 4bits. Une entrée large bande (10MHz) à 70MHz est prévue au cas où il serait possible de mettre un RX 1.3GHz. On pourra ainsi envisager de l’ATV par sat. Toutefois, les bilans de liaisons imposeront des moyens lourds à la réception. (D=2.5m en RX pour 2W à l’émission au sat.) La carte d’interface structure accomplit les fonctions suivantes :
La carte est réalisée par le lycée des Trois Bassins à la Réunion sous la direction du chef de travaux Jean Marie Vacheron, Jean Paul, FR5CY assurant l’interface et la coordination.
Le calculateur Haut de page
Il fera très bientôt l’objet d’un article.
Les liaisons entre modules. Haut de page
Elles sont de trois sortes :
Cette configuration minimise les liaisons tout en assurant une bonne fiabilité des commandes et des interfaces sans grande complexité. Elle permet aussi de commander chaque module avec le port parallèle d’un PC lors des essais de mise au point et de recette. Les commandes par défaut des modules sont avec tous les bits à zéro. De cette manière, en cas d’avarie du calculateur et donc de perte de contrôle du satellite, la charge utile est configurée par défaut dans un mode utilisable afin d’en profiter jusqu’en fin de vie définitive.
Conclusion (en forme de FAQ) Haut de page Le lancement ???? : QUAND ON SERA PRET !!! Sur quoi ??? : Ariane 5 de préférence Durée de vie ???? : 3ans minimum, 100 ans si tout va bien (HI) Qui travaille ???? jamais assez de monde !!! Puis je y participer ??? oui !!! (au programme : de la sueur, du sang et des larmes) Les photos en couleur seront placées sur le site de satedu dans quelques jours. F1HDD/ON1RG
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