1. Introducción
Los CubeSats son nanosatélites de dimensiones estandarizadas, compuestos por una o más unidades (U), que tienen un tamaño de 10 cm x 10 cm x 10 cm y una masa de hasta 1.33 kg (Abdullah et al., 2021). Por lo general, los CubesSat están compuestos por diferentes subsistemas, los cuales dependen de la misión que deba desarrollar, entre ellos se encuentran el sistema de energía eléctrica, comando y manejo de datos, control de orientación, estructura y telemetría, comando y rango, propulsión y control térmico (Nieto-Peroy & Emami, 2019; Filippi et al., 2019).
La principal fuente de energía en el espacio es el Sol, es por esto que el uso de paneles fotovoltaicos complementados con baterías de alta eficiencia son los elementos usados para proporcionar energía continua al sistema (Akyildiz et al., 2019). La eficiencia en la captación de energía solar depende de la posición en la que se encuentre el CubeSat. El sistema de energía eléctrica (EPS, por sus siglas en inglés) es el responsable de gestionar la generación, almacenamiento, regulación y distribución de la energía eléctrica en el satélite (Gonzalez-Llorente, 2016). Por esta razón se hace esencial el uso de baterías para el almacenamiento de energía eléctrica y de esta forma poder complementar el abastecimiento de energía eléctrica del mismo (Acharya et al., 2019). Además, el EPS se encarga de la regulación de energía eléctrica para mantener la tensión y corriente eléctrica a niveles adecuados para que los dispositivos electrónicos del CubeSat, y también distribuye la alimentación de energía eléctrica a los demás subsistemas (Aung et al., 2020).
Un 29 % de los CubeSats lanzados han informado problemas en órbita causados por el EPS (Bouwmeester et al., 2017), siendo el segundo sistema más contribuyente a fallas en la etapa inicial y final de la vida útil (Langer & Bouwmeester, 2016). Los problemas están categorizados de la siguiente manera: mal dimensionamiento del EPS, problemas electrónicos, fallas electrónicas, degradación de paneles solares, problemas con la batería y fallos de las baterías (Bouwmeester et al., 2017). El EPS es considerado uno de los sistemas más crítico, ya que esto pueden afectar a otros sistemas (Faure et al., 2017; Kim et al., 2012; Ibrahim et al., 2020; Latachi et al., 2020). Aun con el uso de métodos como el de análisis de modos de fallas, efectos y criticidad (FMECA, por sus siglas en inglés) para evaluar las posibles fallas en el EPS, siempre existirán fallas que no se podrán evitar cuando el CubeSat esté en órbita (Menchinelli et al., 2018).
Dentro de los modos de fallos que presenta el FMECA se encuentran: falta de energía, corte de energía de larga duración, fallos de los paneles fotovoltaicos, limitación de potencia disponible, fallo de baterías, fallo de electrónica, pérdida de comunicación y fallo de elementos externos.
El objetivo de este artículo es presentar un análisis de los posibles fallos que pueden ocurrir en el EPS y cómo lograr un consumo de energía eficiente en función a la misión. Con este análisis se presentan recomendaciones que permiten al CubeSat continuar en funcionamiento en caso de fallar el sistema de generación de energía. La estructura del artículo es como sigue: en la sección 2 se expone la metodología utilizada para el estudio; en el apartado 3 se presenta el dimensionamiento del sistema de energía eléctrica de los CubeSats. En el acápite 4 se detallan las simulaciones del sistema de generación y del sistema de almacenamiento. En la sección 5 se evidencian los resultados obtenidos de la simulación y, finalmente, en el apartado 6 se presentan las conclusiones.
2. Dimensionamiento del sistema de energía
Para el dimensionamiento del sistema de energía se utilizó como referencia QuisqueyaSat 1 (QSAT1), que es un CubeSat que está siendo desarrollado por el Instituto Tecnológico de Santo Domingo, cuya misión principal será identificar algas sargazo en las inmediaciones del Caribe y la isla de La Española. Además, tendrá como misión secundaria medir el espesor de la nube de polvo del Sahara sobre la República Dominicana. Se espera que el QSAT1 tenga una vida útil estimada de un año y orbite a una altitud de 500 km.
Para determinar la cantidad de energía generada por los paneles de un CubeSat y representar una aproximación de la curva característica de los paneles fotovoltaicos, se utilizó el modelo matemático diseñado por Gil Arias y Ortiz Rivera (2008). La siguiente ecuación relaciona la corriente y voltaje del panel solar:
donde: I(V) = Corriente en función del voltaje Ix = Corriente del panel b = Constante característica del panel V = Variable independiente de voltaje Vx = Voltaje del panel Similarmente, la siguiente ecuación modela el voltaje del panel solar
donde: Vx = Voltaje del panel S = Cantidad de paneles conectados en serie Ei= Irradiancia operativa Ein= Irradiancia del ambiente (1000 w/m3) TCv= Constante del coeficiente de voltaje del panel T = Temperatura operativa Tn= Temperatura ambiente Vmax= 103% del voltaje de circuito abierto Vmin= 85% del voltaje de circuito abierto Voc = Voltaje de circuito abierto La corriente del panel solar se determina a partir de:
donde Ix= Corriente del panel P = Cantidad de Paneles solares conectados en paralelo Ei= Irradiancia operativa EiN= Irradiancia del ambiente Isc = Corriente de corto circuito TCi= Constante del coeficiente de corriente del panel T = Temperatura operativa TN = Temperatura del ambiente El requerimiento de energía de un CubeSat se compone por la sumatoria del consumo de subsistemas activos y la potencia de carga útil (Arnold et al., 2012). La carga útil se refiere a los equipos que el satélite utiliza para ejecutar las tareas por las que fue puesto en órbita, y esta varía según los objetivos de cada satélite. Por lo regular, la potencia eléctrica demandada por los CubeSat ronda entre 1 y 10 watts (Carvalho et al., 2020). El satélite se utilizará en dos misiones específicas; para la misión 1, que es la identificación de algas sargazo, la potencia requerida es de 1.4325 W, mientras que para la misión 2, que es la medida del espesor de la nube de polvo del Sahara, la potencia requerida es de 1.4325 W. En caso de realizar las dos misiones simultáneamente, la potencia requerida es de 1.5075 W y cuando no se está realizando ninguna misión la potencia requerida es de 1.3575 W. El EPS tiene dos arquitecturas que pueden seguirse para diseñar el sistema: arquitectura centralizada y distribuida (Mohammed et al., 2017). La principal ventaja que presenta la arquitectura centralizada es que utiliza un regulador para proporcionar la misma tensión de voltaje para múltiples subsistemas (Burt, 2011). La arquitectura distribuida posee la ventaja que tiene un convertidor de punto de carga responsable de regular su propio bus de nivel inferior voltajes (Burt, 2011). Debido a la ventaja que presenta la arquitectura distribuida fue la configuración seleccionada, ya que resulta ser más eficiente. Con base en la configuración elegida, se seleccionó el sistema P31-U de la empresa GomSpace (GOMspace, 2020), el cual cumple con la configuración antes mencionada. El sistema P31-U incorpora paneles solares que están compuestos de celdas solares de triple unión de sustrato con una de eficiencia 30 % (AZUR SPACE Solar Power GmbH, 2020). Debido a que una cara del CubeSat tiene un área de 100 cm2, se podrían ubicar máximo dos paneles por cara. Para cargar las baterías existen dos métodos comúnmente utilizados, que son: transferencia directa de energía (DET) y seguimiento del punto de máxima potencia (MPPT) (Carvalho et al., 2020). Para este caso se seleccionó la configuración DET, la razón de la selección de este método se debe a permite simplificar la interconexión entre la celdas solares y el bus de voltaje permitiendo reducir las pérdidas resultado de las transferencia de energía (Lim et al., 2018). Este método consiste en una conexión directa entre los paneles y la batería mediante semiconductores de potencia. Para el análisis del comportamiento de los sistemas de generación y almacenamiento se evaluaron diferentes combinaciones. En la figura 1 se muestran los diferentes escenarios que se consideraron para la simulación. En cada uno de los casos se evaluó la generación de energía eléctrica por los paneles solares y el uso de las baterías.
Para las simulaciones sobre generación de energía eléctrica se utilizó el procedimiento descrito por González Llorente y Puerto Leguizamón (2014), donde se estima la cantidad máxima de potencia que puede obtenerse de los paneles solares.
Para la simulación de los paneles se construyeron los bloques que representan las ecuaciones para determinar el comportamiento del voltaje y la corriente de los paneles solares, como se puede apreciar en la figura 2. Para la simulación de los escenarios relacionados con las misiones, se construyeron los bloques correspondientes a los paneles solares (véase figura 3) donde se simuló el comportamiento del sistema en diferentes escenarios.
3. Simulación del sistema de gestión
3.1. Simulación Paneles
En la tabla 1 se muestran los datos utilizados para la caracterización de los paneles. Estos datos fueron obtenidos de la hoja de datos del fabricante de los paneles vía (GOMspace, 2020).
Cuando se ejecutaron las simulaciones se consideró que el satélite tendría una altitud de 500 km y el tiempo que tardaría en darle una vuelta a la Tierra según (González Llorente & Puerto Leguizamón, 2014) sería de 99 minutos, aprovechando la luz solar el 66.43 % del tiempo. Adicional, se consideró un caso extremo donde solo el 50 % del tiempo, equivalente a 49.5 minutos, estaría aprovechando la luz solar.
3.2. Simulación de baterías
Para la simulación de los estados de carga y descarga de las baterías, como se puede ver en la figura 4, se utilizó un bloque de batería que viene integrado en Simulink, en el cual se obtiene el porcentaje de estado de carga de la batería (SOC, por sus siglas en inglés). Considerando que el consumo máximo del CubeSat en un día de misión es de 32.93 Wh, se obtuvo que la batería requerida para el CubeSat tendría las siguientes especificaciones: 8 celdas, 77 Wh de capacidad, rango de 6-8.4 voltios, voltaje nominal de 7.4V y cantidad de carga eléctrica de 10 Ah. Adicionalmente, se determinó que el punto mínimo de descarga sería de un 50 %.
4. Discusión
4.1 Resultados de simulación de paneles solares
4.1.1 Condición normal
Se determinó que la potencia puede alcanzar un valor de 1.4325 W, la cual puede ser cubierta por la batería el 50.87 % del tiempo y el 49.13 % restante sería cubierto por los paneles solares.
4.1.2 Falla en una cara
En la tabla 2 se muestran las condiciones para los escenarios de que falle una sola cara, siendo el escenario más crítico cuando falla la cara 3 debido a que habrá más dependencia del sistema de almacenamiento.
4.1.3 Falla en dos caras
En la tabla 3 se muestran las condiciones en caso de que fallen dos caras, siendo el caso más crítico cuando fallan los paneles solares de las caras 3 y 4, debido a que, igual que en el escenario anterior, habrá más dependencia del sistema de almacenamiento.
4.1.4 Falla en todos los paneles solares
Cuando fallan todos los paneles solares la potencia generada es completamente cero, por lo que toda la demanda debe suplirse por parte de las baterías, la cual solo podría hacerlo por un tiempo de 24 horas.
4.2 Resultados de simulación de carga y descarga de baterías
4.2.1 Condición normal
Dado el comportamiento de la batería a nivel promedio, la carga aumentaría 1.73 % cada vez que pasa por un estado de carga, y disminuiría un 1.42 % cuando estuviera siendo utilizada.
4.2.2 Falla en una cara
La tabla 4 muestra, en caso de fallar una cara, cuál sería el comportamiento de carga y descarga, siendo el caso más crítico cuando falla la cara 3.
4.2.3 Falla en dos caras
Para este caso, como se puede ver en la tabla 5, el más crítico es cuando la cara 4 se encuentra entre las dos caras que fallan.
4.2.4 Falla en todos los paneles solares
Al producirse el fallo de todos los paneles solares, el nivel promedio en que disminuye la batería sería de 22.48 %.
5. Conclusión
En este artículo se analizó los modos fallas en el sistema de gestión de energía de un nanosatélite tipo CubeSat a través de modelos matemáticos implementados en el software MATLAB/Simulink describiendo el comportamiento del sistema de generación y el sistema de almacenamiento. A través de las simulaciones se analizaron diferentes fallas, considerando diferentes posibles escenarios. Los resultados muestran que dependiendo del número de caras que presenten fallas el CubeSat puede continuar funcionando de manera adecuada.
En caso de fallar una cara este podrá seguir operando, teniendo en cuenta que las baterías estarían consumiendo entre un 10 % a 20 % por encima de la demanda en condición normal. De fallar dos caras, las baterías tendrían un consumo por encima de la demanda en condición normal de un 20 % a 30 % implicando que su carga sería más lenta. En caso de fallar las tres caras, la batería solo otorgaría una autonomía de un día. Si fallara el módulo de batería, el satélite no sería capaz de cumplir con su objetivo, debido a que durante el tiempo que los paneles solares no reciben radiación solar este se encuentra fuera de servicio. Dentro de futuras líneas de investigación se hace la propuesta del análisis de un sistema operativo de tiempo real (RTO, por sus siglas en inglés) para mejorar la gestión del sistema de gestión de energía del nanosatélite.
Agradecimientos
Esta investigación fue apoyada por el Ministerio Educación Superior Ciencia y Tecnología (MESCyT) de la República Dominicana a través del programa FONDOCYT 2018-1H1-IN-00.1
