Geri Dön

Alçak yörünge koşullarında güç yedeklilik mimarisi

Power redundancy architecture for low orbit conditions

  1. Tez No: 865663
  2. Yazar: YAREN EMRE
  3. Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ ALPTEKİN YILDIZ, DR. ÖĞR. ÜYESİ HAKAN AKÇA
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Defense and Defense Technologies
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 81

Özet

İnsansız hava aracı, otomotiv, uçak ve uzay araçları gibi sistemlerde konum, yönelim, sıcaklık gibi parametrelerin tespitinde kullanılan sensörler, araçların tepki vermesini sağlayan motorlar, tepki tekerleri kritik öneme sahiptir. Bu alt bileşenlerin elektrik enerjisinin düzgün şekilde sağlanamaması, düşük doğrulukta veri okuma veya motorların düzgün sürülememesi gibi katastrofik sonuçlar doğurabilmektedir. Bu sorunların önüne geçebilmek ve güvenilirliği arttırmak için kritik öneme sahip bileşenler, bağlantılar ve/veya haberleşmeler birden fazla sayıda kullanılarak yedeklilik sağlanır. Önemli bir sensör için yedekli şekilde kullanılarak karşılaştırma yapılabilir ya da tüm alt bileşenleri besleyen bir kaynağın kablajında yaşanabilecek sorunların önüne geçilmek için birden fazla kablaj yapılarak yedeklilik sağlanabilir. Bu çalışma kapsamında, güç kaynaklarının, sensörlerin ya da alt bileşenlerin beslenmesinde kullanılan, alçak yörünge koşullarında 3 yıl faaliyetlerini sürdürebilen bir güç yedeklilik mimarisi tasarlanmıştır. Bu kapsamda, önce farklı güç yedeklilik metotlarının simülasyonu yapılmış ve sonrasında deneysel çalışmalar yapılmıştır. Simülasyon sonuçlarına göre verim kısıtı göz önünde bulundurularak deneysel çalışmalara OR-ing entegresi ile devam edilmiştir. Kullanılan entegre Enable özelliğine sahip olacak şekilde seçilmiştir. Böylece herhangi bir işlemci kullanılarak entegre kapalı konuma getirilebilmektedir. Ayrıca entegrelerin sürdüğü MOSFET'ler“back to back”konfigürasyonunda eklenmiş ve entegrenin enable edilmediği durumlarda yük üzerine gerilim düşmesi engellenmiştir. Tasarlanan devrenin şematiği oluşturulmuş ve PCB tasarımı yapılmıştır. PCB tasarımında yol kalınlıkları, poligonlar ve via'lar 2A yük altında çalışabilecek şekilde ayarlanırken clearance değeri için 100V referans alınmıştır. Devrede MOSFET'lerin bağlı olduğu giriş hattına akım okuma için OP-AMP kullanılarak sistemin durumu ile ilgili bilgi alınmıştır. Böylece hem alt bileşenlerde fazla akım çeken yük olması durumu tespit edilerek entegre disable duruma geçirilebilmiş hem de entegrenin sağlık kontrolünün yapılabilmesi için sırayla entegreler disable edilip akım okuma yapılarak MOSFET'lerin düzgün sürüldüğü teyit edilebilmiştir. Üretilen PCB'nin elektriksel testleri yapılmış ve veriminin %98,75 olduğu görülmüştür. Devrenin uzay koşullarında çalışabilmesi için vakum ortamında çalışabilmesi gerekmektedir. Vakum testlerinin yapılması amacıyla -30 °C ile +100 °C arası sıcaklık profili altında termal vakum sistemi kullanılmıştır. Uzay koşullarındaki ikinci önemli kısıt ise radyasyondur. Hapsolmuş Radyasyon, Güneş Kaynaklı Enerjik Parçacıklar ve Galaktik Kozmik Radyasyon uzay radyasyonu kaynaklarıdır. Bu radyasyonun ekipmanlar üzerine 3 temel etkisi bulunmaktadır: Toplam İyonlaştırıcı Doz (Total Ionizing Dose – TID), (Deplasman Hasarı) Displacement Damage ve Tek Olay Etkileri (Single Event Effects – SEE) şeklindedir. Devrenin alçak yörüngede 3 yıl boyunca maruz kalacağı radyasyon değerine dayanımını görmek amacıyla TID ve SEE testlerinin yapılması gerekmektedir. TID testlerinde eşik gerilim değerlerinin kayması, kaçak akımların ve tüketimin artması; SEE testlerinde ise yüksek akım sonucu bozulmalar meydana gelebilmektedir. Bu doğrultuda test düzenekleri hazırlanarak devre her iki teste de tabi tutulmuştur. ESCC standardına uygun olarak beş adımda Toplam İyonlaştırıcı Doz testi için çift marj hesaplanmış olup, PCB'ye 16.04 krad toplam doz uygulanmıştır. SEE testi kapsamında PCB enerjisi 30 MeV ve akışı 1.84E+08 p/cm2/s olan bir proton maruz bırakılmıştır ve bu test 544 saniye sürmüştür. Tasarlanan devre Termal vakum, TID ve SEE testlerini geçmiştir ve 3 yıl boyunca alçak yörünge uzay araçlarında kullanılabileceği kanıtlanmıştır.

Özet (Çeviri)

In systems such as unmanned aerial vehicles, automotive, aircraft and spacecraft, sensors used to determine parameters such as position, orientation and temperature; motors and reaction wheels that enable the vehicles to react are of critical importance. Failure to properly supply the electrical energy of these subcomponents can lead to catastrophic consequences such as low accuracy data reading or failure to drive the motors properly. To avoid these problems and increase reliability, redundancy is ensured by using multiple critical components, connections and/or communications. For an important sensor, multiple sensors can be used for comparison, or redundancy can be ensured by using multiple cabling to avoid problems that may occur in the cabling of a source that feeds all subcomponents. Within the scope of this study, a power redundancy architecture, which is used to supply power supplies, sensors or subcomponents, has been designed to operate for 3 years in low orbit conditions. In this context, the concept of power redundancy architecture is first introduced. Different power redundancy methods are simulated and then experimental studies are carried out. The first of these methods is diode redundancy. In the redundancy architecture with diodes that allow current to pass in one direction, the power consumption is around 4.41W. In addition to general purpose diodes, a similar structure is established with Schottky diodes. In this structure, the power consumption is almost half. Redundancy with Schottky diodes is used more frequently due to switching speed. As an alternative to these methods, OR-ING integrals are used. These integrations drive the connected MOSFET when the output voltage drops, allowing the source with high voltage to feed the circuit. In OR-ING circuits, conduction and switching losses can be mentioned since the supply of the system passes over the MOSFETs. As switching losses are instantaneous and infrequent, it is more accurate to refer to conduction losses of 0.23W. According to the simulation results, considering the efficiency constraint, the experimental studies were continued with the OR-ing integration. The integrated used was selected to have the Enable feature. Thus, the integration can be turned off using any processor. In addition, the MOSFETs driven by the integrators are added in back to back configuration and voltage drop on the load is prevented in cases where the integration is not enabled. The schematic of the designed circuit was created and PCB design was made. In the PCB design, path thicknesses, polygons and via's are adjusted so that they can operate under 2A load, while 100V is taken as a reference for the clearance value. In the circuit, an OP-AMP is used to read the current to the input line to which the MOSFETs are connected and information about the system status is obtained.Thus, both the case of excessive current drawing load in the subcomponents can be detected and the integrated disable state can be switched to the disable state and the MOSFETs are confirmed to be driven properly by disabling the integrals in order to check the health of the integration and reading the current. Electrical tests of the manufactured PCB were performed and the efficiency was found to be 98.75%. The power redundancy architecture will operate in low orbit conditions. In order to operate in space conditions, the circuit must be able to operate in a vacuum environment. The systems in spacecraft must be able to continue their functions in vacuum and also continue to operate at the minimum and maximum temperature values that the vehicle will be exposed to. Accordingly, thermal vacuum tests were performed at the subsystem or component level. In order to perform vacuum tests, a thermal vacuum system was used under a temperature profile between -30°C and +100°C. This test, which was performed at a vacuum level of 7x10-6 torr, was applied as a single cycle. The rate of rise in the application of the hot profile was 5.2°C/min, while the rate of rise in cooling was 3.2°C/min. The rate of rise to room temperature was 1.8°C/min. No functional loss was observed in the measurements taken at the beginning of the test, in vacuum, at the end of the hot-cold profile and at the end of the test. Outgassing values are also measured in thermal vacuum tests. According to the calculations made, the TML value, which refers to the total mass lost by gasification in a material held at a certain temperature and pressure, is 0.113%. This value is within the acceptable limit. The second important constraint in space conditions is radiation. Space radiation, which is grouped as Trapped Radiation, Solar Energetic Particles and Galactic Cosmic Radiation, has different effects on the equipment such as Total Ionizing Dose, Displacement Damage and Single Event Effects: Total Ionizing Dose (TID) and Single Event Effects (SEE) tests are required to see the resistance of the circuit to the radiation value that it will be exposed to for 3 years in low orbit. Total Ionizing Dose (TID), which is a permanent and cumulative effect, affects the semiconductor or insulator parts of electronic components over time. In TID tests, the System was exposed to high-energy gamma rays with Cobalt-60. The irradiation time was adjusted according to the required dose. This time was divided and controlled instead of being applied all at once in accordance with the standards. Electrical tests were performed during and between tests. By comparing the step and electrical outputs, it was determined how long the circuit could fulfill its functions under space conditions. Two power supplies are used during this test. These sources are used to supply the two OR-ING circuits. During the test, both OR-ING circuits were left in Enable and the switching between the sources was tested. The load bank was set to 1A during the test. In the SEE test, which can be a transient or permanent effect caused by high-energy protons, neutrons and heavy ions, the high-energy particles were sent as a beam to the PCB. The duration of the beam was adjusted according to the amount of radiation the PCB would be exposed to in orbit. Electrical tests were performed continuously during irradiation. By comparing the dose and electrical outputs, it was evaluated how long the circuit could fulfill its functions under space conditions and the possible consequences of the observed failures. During the tests, 2 power supplies were connected to 4 relays. 2 of these relays are directly connected to OR-ING circuits. The other 2 relays are used to enable/disable the integrators. The load bank was set to 1A during the test. A double margin was calculated for the Total Ionizing Dose test in five steps in accordance with the ESCC standard and a total dose of 16.04 krad was applied to the PCB. As part of the SEE test, the PCB was exposed to a proton with an energy of 30 MeV and a fluence of 1.84E+08 p/cm2/s and this test lasted 544 seconds. Within the scope of the thesis, a redundancy architecture design that can maintain its operations for 3 years in low orbit conditions has been made. This design is targeted to operate with an efficiency above 98% and shunt resistors with low Rsense and MOSFETs with low Rds(on) are preferred in the design. The efficiency of the circuit is approximately 98.75%. The integration used is designed to be completely switchable and remotely controllable. It can be turned on or off with a processor. In addition, information about the entire system can be obtained by reading the current flowing through the input of the circuit. All the components used in the PCB are off the shelf products without space qualification. Designing with COTS products, which is one of the objectives of the thesis, was also implemented in the thesis PCB and COTS products in these automotive standards were subjected to all tests. In the 2 circuits on the PCB, alternative MOSFETs were arranged in order to avoid any disruption during the thermal vacuum and radiation tests since there would be no chance to interfere with the circuit. In addition, there are jumpers and additional terminals used to prevent any disruption in the process in case of design errors in the schematic or PCB design or in case any component fails during the test. Structures such as redundant MOSFETs make the board and the box larger. In future studies, design optimization can be realized by analyzing the components.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    126880

    Uydularda güvenilirlik incelemesi ve haberleşme uydularının taktik saha iletişiminde kullanılması

    Reliability in satellites and communication satellites usage in tachtical area

    HÜSEYİN AKGÜN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2002

    Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. SERHAT ŞEKER

  2. Tez No

    796024

    Miniature electrical propulsion system design for cube satellites

    Küp uydular için minyatür elektrikli itki sistemi tasarımı

    EGEMEN ÇATAL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN

  3. Tez No

    903924

    Development of motion control algorithms for obstacleavoidance application on a 6x6 skid steered modular heightadjustable land platform

    Yüksekliği ayarlanabilir noktasal dönüşlü 6x6 modülerkara platformunda engelden kaçınma uygulamaları içinkontrol algoritmalarının geliştirilmesi

    KAAN BERKE ULUSOY

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ERHAN İLHAN KONUKSEVEN

  4. Tez No

    746232

    Physical layer security performance of satellite networks

    Uydu ağlarının fiziksel katman güvenlık başarımı

    OLFA BEN YAHIA

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Elektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    Prof. Dr. GÜNEŞ ZEYNEP KARABULUT KURT

    Assoc. Prof. Dr. EYLEM ERDOĞAN

  5. Tez No

    742387

    Optimal exclusion zone estimation for co-existence of geostationary and non-geostationary satellite networks

    Yerdurağan yörüngeli ve yerdurağan yörüngeli olmayan uydu ağlarının birlikte varlığı için uygun dışlama bölgesi tahmini

    FAİK ÖZTÜRK

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiAtılım Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ELİF AYDIN

    PROF. DR. ALİ KARA

Geri Dön