גלאי שמש ללוויין נמוך מסלול

הוגש ע"י שרון כהן ,עבודת גמר ב אפקה המכללה האקדמית להנדסה בת"א , הנדסת מכונות ומערכותmailto:shark6@bezeqint.net . הנחייה אלכס מיקלר,mailto:miklera@012.net.il
Submitted by sharon cohen, Final Project - AFEKA Tel-Aviv academic college of engineering Advisor Alex Mikler, mailto:miklera@012.net.il
תמצית
1.1 רקע
1.1.1 מקור האנרגיה העיקרי של הלוויין במסלול תלוי בעיקר בכמות הדלק הנישא עימו. לניווט מדויק חשיבות עליונה באורך חיי הלוויין שהמשמעות היא צריכת דלק נמוכה יותר- שהות ארוכה יותר.
1.1.2 במהלך שהות הלוויין במסלולו סביב כדור הארץ, קולטי האנרגיה הסולארית מוכוונים בזמ"א לכיוון השמש וזאת ע"י מערכת בקרה אלקטרונית אשר אחד המרכיבים העיקריים של מערכת ניווט של הלוויין הינו גלאי שמש שתפקידו לספק למערכת ניווט את מיקום השמש במרחב ע"י חישוב שני פרמטרים - אזימוט וזווית הרמה והם הם המגדירים את מיקום השמש ביחס ללוויין.
1.2 מטרת העבודה יצירת מכלול שיענה על דרישות התכנוניות והמגבלות להלן:
1.2.1 עמידה במגבלות פיזיות של נפח, שטח מגע עם הלוויין ומשקל.
1.2.2 טווח טמפרטורות בו הגלאי מתפקד בצורה תקינה- הגלאי נמצא בסביבה עם מחזור תרמי משתנה ורכיבים אלקטרונים הפולטים חום.
1.2.3 בחירת חומרים ותהליכים המתאימים לשימוש בחלל.
1.2.4 עמידה בתנאי סביבה בשיגור (תאוצות ורעידות) ובשהות במסלול בחלל (מחזור תרמי).
1.3 שיטת ביצוע העבודה
1.3.1 תכנון המכלולים הדרושים, עבור כל אחת מהאפשרויות המוצגות בפרויקט בוצע סביב האילוצים:
א. תחום שדה הראייה (FOV ) הדרוש מהגלאי.
ב. רמת הדיוק הדרושה לחישוב אזימוט וזווית ההרמה.
ג. מימדים ומגבלת המשקל.
ד. כמות הרכיבים אותם נדרש ליישם על כרטיס אלקטרוני.
ה. כמות החום שנדרש לפנות על מנת לאפשר פעולה תקינה של המעגל החשמלי.
1.3.2 הוחלט על חלופה אחת מתוך שלוש בהתאם לפרמטרים שהוגדרו מראש ובוצע תכן סופי.
1.4 תוצאות
1.4.1 משקל המסה הכוללת של גלאי השמש היא 0.3459 ק"ג. (לא כולל פינים ,ברגים וחיבורים חשמליים – בהנחה שזניח).
1.4.2 מידות
1.4.2.1 מידות הגלאי שהתקבלו (במ"מ): אורך רוחב גובה 42.5 95 126
1.4.2.2 המקום המוקצה בלוויין הינו וינוצל שטח בשיעור ( ) .
1.4.3 כרטיס אלקטרוני
1.4.3.1 הכרטיס האלקטרוני תוכנן כך שיעמוד בתנאי הסביבה בעת השיגור (תאוצות ורעידות) ויתפקד בתחום הטמפרטורות שהוגדרו.
1.4.3.2 תוצאות בדיקה עבור תאוצות ורעידות: תדר כרטיס –חישוב אנליטי תדר כרטיס לפי אנליזת אלמנטים סופיים תדר מרעידות אקראיות תדר עבור גל הלם של 50g שקיעה מותרת לפי רעידות אקראיות שקיעה מעשית לרעידות אקראיות שקיעה מותרת לגל הלם של 50g שקיעה מעשית לגל הלם של 50g
1.4.3.3 תוצאות עבור פיזור חום מהכרטיס: · בהתאם לחישוב אנליטי ואנליזה תרמית התקבל כי הטמפרטורה המקסימאלית של הכרטיס היא . התנאי -- רכיב יהיה בטמפרטורה הקטנה מ- . · בבחינת טמפרטורת רכיב ה-CMOS התקבל באמצעות אנליזה כי הטמפרטורה המתפתחת היא .
1.4.4 דיוק במדידת אזימוט וזווית הרמה
1.4.4.1 נבדק באמצעות אנליזת חוזק סטטית ואנליזה משולבת הבוחנת מאמצים תרמיים על מנת לבדוק את השפעת התאוצות והרעידות על מכלול CMOS ומכלול חריר . (האם נוצרות סטיות מהדיוק המותר).
1.4.4.2 תוצאות שהתקבלו: זווית סוג ההזזה ערך מותר הזזה ע"פ אנליזה (המרבית מבין האנליזות) הרמה אזימוט
1.5 מסקנות סופיות
1.5.1 גלאי השמש המתוכנן עומד בכל דרישות התכן שהוגדרו.
1.5.2 כל שהוגדר בתכנית העבודה לתכן בוצע.
Abstract
Background
1.The principal energy source during the satellite’s lifetime in orbit mainly depends on the quantity of fuel it carries with it.
Therefore, for precise navigation the utmost importance during the lifetime of a satellite is a supply of fuel as low and as long lasting as possible.

2.During the time the satellite is in orbit around the earth, the solar energy cells are oriented in real time towards the sun by an electronic control system of which one of the main components of the satellite’s navigational system is a sun sensor which purpose to provide the navigational system with the sun’s location in space by means of calculation of two parameters – azimuth and elevation in relation to the satellite coordinate system.

3.The sun sensor development process is done in accordance with similar projects developed in the world and on a basis of design requirements specified by the costumer.
Goal of the Project
Design /Production of a device that will answer the requirements of the designs and the following constraints:
1.Be within the constraint of physical properties and weight of the sun sensor.
2.Range of temperatures under which the sensor operates accurately – the sun sensor is in an area with a changing thermal cycling and, as well, the electronic parts radiate heat.
3. Choice of materials suitable for use in space.
4. Withstand the conditions of a launch (accelerations and vibrations) and in the period in orbit in space (thermal cycling).

Methodology
1.Design of the requested devices, for each of the options displayed in the project working within the constraints:
a.Field Of View (FOV) required by the sun sensor.
b.Level of accuracy required to calculate azimuth and elevation.
c.Physical size and weight restriction.
d.Number of chips needed to perform on the PCB.
e.Amount of heat flow needed to turn in order to allow accurate functioning of the electrical circuit.
2.After consolidating all the suitable alternatives that are within the requirements, which are, a decision as to the most suitable alternative according to the parameters defined in advance (see further below) and implementation of a final design (final dimensions, calculations of stress , heat transfer and analyses of the final elements).

Results
1.Weight
· At the end of the design stage, the mass of the sun sensor was 0.3459 kg (not including pins, screws and electronic connectors – where these are negligible).

2.Sun sensor Measurements Given (measurements in mm)
Length Width Height
126 95 42.5
3.PCB
1.The PCB is so designed as to withstand environmental conditions at the time of launch (accelerations and vibrations) and to function fully during the orbiting of the satellite in space (heat dispersal).
2.Test Results for Accelerations and Vibrations:
PCB Frequency – Analytical Calculation - 422.073 Hz
PCB Frequency according to Final Element Analysis -867.016 Hz
Frequency from Random Vibrations - 381.547 Hz
Frequency for a Shock Wave of 50g - 108.714 Hz

Permitted Reduction for Random Vibrations - 0.176 mm
Actual ReductionforRandom Vibrations - 0.05157 mm
Permitted Reduction for Shock Wave of 50g - 1.053 mm
Actual Reduction for Shock Wave of 50g - 0.0908 mm

· Results for Heat Dispersal from the PCB:
· In accordance with an analytical calculation and thermal finite element performance analysis received that the maximum temperature on the back of the PCB is ≈ 68º C allowed by the standard.
There for each component will remain at a temperature of less than 70º C.
· Also with regard to the CMOS component, the evolving temperature received via analysis is ≈ 63º C.

4. Accuracy in azimuth measurement elevation
· This range is checked by means of static stress analysis and integrated analysis tested by thermal stress in order to check the influence of accelerations and vibrations on the CMOS device and the aperture device; whether there is any significant irregularity that will cause deviation from the permitted accuracy.

· Results Received:
Angle
Type of Displacement
Permitted Value
Displacement by Means of Analysis (the Maximal among the Analyses)
pitch
∆hmin
Azimuth


5. Final Conclusions
· The sun detector designed will fulfill all requirements of the defined standard.
· Everything defined in the work program for the standard was performed.

מילות מפתח גלאי שמש ללווין