Flexible electrical power system for interplanetary and lunar CubeSats

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.

Le missioni Lunari ed Interplanetarie posano diverse sfide al riguardo di produzione e gestione dell'energia. La flessibilità è un concetto inherente per questo tipo di missioni a causa dell'ampia variazione delle diverse condizioni che questi sistemi devono affrontare al lungo della sua vita utile. Questo lavoro ha come obbietivo la proggetazione di un sistema elettrico di potenza per abilitare missioni lunari ed interplanetarie. Questo obbietvo è raggiunto tramite l'analisi di due casi di studio. Il progetto è principalmente focalizzato nella modellazione delle parti principali della interfaccia elettrica e il dimensionamento degli elementi principalli del sistema come convertitori, batterie, paneli solari, etc. MARIO e LUMIO sono le due missioni che definiscono i punti di partenza dello studio. Questi forniscono le condizioni di contorno del progetto. L'architettura principale del sistema include la traccia del punto di massima potenza tramite un convertitore alimentando un bus col voltaggio della batteria. Questo è raggiunto tramite un convertitore Buck-Boost con i terminali invertiti, interfacciando il sistema photovoltaico di potenza. Diversi punti di carico sono stati definiti a secondo delle specificazioni dei subsistemi alimentati. Il sistema di accumulo di energia è una condizione imposta dai casi di studio analizzati, essendo questa definita in fasi precedenti. I convertitori dc-dc sono dimensionati per produrre una energia di alta qualità, regolando la increspatura ed il contenuto armonico nella corrente e nel voltaggio. La logica di controllo è anche progettata per raggiungere le condizioni desiderate e la stabilità del sistema. Al fine di dimostrare le corrette prestazioni del sistema, simulazioni Matlab Simulink sono eseguite avendo in conto le condizioni delle missioni sotto studio. Diversi scenari sono definiti includendo le condizioni più critiche per i due CubeSat analizzati, fornendo i profili di temperatura, irradiazione e potenza per ogni scenario. I transitori nella corrente e nel voltaggio del sistema di generazione, lo stato del carico della batteria, ed il corretto funzionamento del controlo progettato sono stati provati sotto le condizioni previamente definite. è stato trovato che il sistema è stabile sotto tutte le condizioni, fornendo una alimentazzione del carico ottima e soddisfaccendo la proffondità di scarico per le batterie per ogni scenario. La collezione dei risultati delle simulazioni e la procedura di progetazzione, forniscono le linee guida per i progetti futuri in cui il sistema sarà prototipato e testato sotto condizioni più reali.