Universidade de Aveiro Departamento deElectr´onica, Telecomunica¸c˜oes e Inform´atica, 2019
Eduardo Almeida
Marques
Universidade de Aveiro Departamento deElectr´onica, Telecomunica¸c˜oes e Inform´atica, 2019
Eduardo Almeida
Marques
Pico-Sat´
elite
Disserta¸c˜ao apresentada `a Universidade de Aveiro para cumprimento dos re-quisitos necess´arios `a obten¸c˜ao do grau de Mestre em Engenharia Eletr´onica e Telecomunica¸c˜oes, realizada sob a orienta¸c˜ao cient´ıfica do Professor Dou-tor Nuno Miguel Gon¸calves Borges de Carvalho, Professor do Departamento Electr´onica, Telecomunica¸c˜oes e Inform´atica da Universidade de Aveiro
O J´uri
Presidente Professor Doutor Jos´e Rodrigues Ferreira da Rocha
Professor Catedr´atico do Departamento de Electr´onica, Telecomunica¸c˜oes e In-form´atica da Universidade de Aveiro
Arguente Principal Professor Doutor Henrique Manuel de Castro Faria Salgado
Professor Associado da Faculdade de Engenharia da Universidade do Porto
Orientador Professor Doutor Nuno Miguel Gon¸calves Borges de Carvalho
Professor Catedr´atico do Departamento de Electr´onica, Telecomunica¸c˜oes e In-form´atica da Universidade de Aveiro
Agradecimentos Gostaria de agradecer aos meus pais, irm˜a por todo o suporte que me deram durante esta disserta¸c˜ao.
Um especial agradecimento `a Rita Ribeiro por toda a paciˆencia, motiva¸c˜ao e apoio que me forneceu.
Ao meu orientador, Professor Doutor Nuno Borges de Carvalho por toda a orienta¸c˜ao, motiva¸c˜ao e conhecimento dado ao longo deste trabalho e ao Paulo Gon¸calves por toda a ajuda que me prestou na impress˜ao e assem-blagem de todas as estruturas e circuitos.
Por fim agrade¸co ao Instituto de Telecomunica¸c˜oes e ao Departamento de Electr´onica e Telecomunica¸c˜oes da Universidade de Aveiro pela pronta disponibiliza¸c˜ao de todo o equipamento e espa¸co para concretiza¸c˜ao desta disserta¸c˜ao.
Palavras chave CubeSat, Pico-Sat´elite, SDR, Constela¸c˜ao de Sat´elites, Antena Patch, H´ıbrido de 90◦, MPPT,DC-DC conversor
Resumo O principal objetivo desta disserta¸c˜ao ´e o desenvolvimento de uma prova de conceito de um Cubesat. Para tal desenvolveu-se nesta disserta¸c˜ao alguns dos sistemas que constituem um sat´elite, tais como o sistema de energia, o sistema de comunica¸c˜oes, a estrutura do sat´elitee o sistema de tratamento de dados.
A estrutura do sat´elite desenvolvido tem o formato de 1.5U ou seja tem as dimens˜oes de 10x10x15cm e foi dimensionado segundo as especifica¸c˜oes do standart do CubeSat.
O sistema de energia ´e constitu´ıdo por quatro subsistemas, entre eles os pain´eis solares, o carregamento da bateria, a bateria e os conversores Direct current to direct current-DC-DC. Os pain´eis solares s˜ao utilizados para a gera¸c˜ao da energia e o controlador Maximum Power Point Tracking -MPPT tem como objetivo retirar a maior potˆencia dos pain´eis solares. A bateria e o seu carregador servem para armazenar a energia gerada pelos pain´eis solares, a bateria escolhida ´e uma bateria de i˜oes de l´ıtio. Os conversores DC-DC servem para converter o valor da tens˜ao obtida, neste caso o valor da tens˜ao aumenta para que possa ser utilizado nos restantes componentes do sat´elite.
O sistema de comunica¸c˜oes ´e constitu´ıdo por uma antena, um Software De-fined Radio-SDR e um h´ıbrido de 90◦. Tanto a antena como o h´ıbrido foram desenvolvidos para a frequeˆencia 2.455GHz que corresponde `a frequˆencia do projeto, sendo a antena uma patch. O SDR escolhido foi o LimeSDR e este serve para tornar o sinal digital num sinal anal´ogico modulado e envi´alo para o h´ıbrido a que esta ligado `a antena.
O sistema de tratamento de dados ´e constitu´ıdo por um Raspberry e por um Arduino, em que a sua fun¸c˜ao ´e de interpretar a informa¸c˜ao recebida, executar os pedidos da esta¸c˜ao base e por fim enviar o resultado do pedido recebido.
Keywords CubeSat, Pico-Satellite, SDR, Constelation of Satellites, Patch Antenna, 90◦Hybrid, MPPT,DC-DC converter
Abstract The main objective of this dissertation is the development of a test of Con-cept of a Cubesat. To this end, this dissertation has developed some sys-tems that make a satellite, such as the power system, the communications system, satellite structureand the data handling.
The structure of the developed satellite has the format of 1.5U and has the dimensions of 10x10x15cm and was sized according to the specifications of CubeSat standard.
The power system consists of four subsystems, including solar panels, bat-tery, battery charging and direct current to direct current-DC-DC conver-ters. Solar panels are used for power generation and the Maximum Power Point Tracking-MPPT controller aims to extract the most power from the solar panels. The battery and its charger serve to store the energy genera-ted by the solar panels, the battery chosen is a lithium-ion battery. DC-DC converters are used to convert the voltage obtained, in this case the voltage value increases so that can be used on the other components of the satellite. The communications system consists of an antenna, a Software Defined Radio-SDR and a 90 hybrid. Both the antenna and hybrid were developed for the 2.455GHz frequency that corresponds to the design frequency, with the antenna being a patch. The chosen SDR was LimeSDR and it serves to turn the digital signal into a modulated analog signal and send it to the hybrid to which is connected to the antenna.
The data handling system consists of a Raspberry and an Arduino, whose function is to interpret the information received, execute the requests from the base station and finally send the result of the request received.
Conte´
udo
Conte´udo i
Lista de Figuras iii
Lista de Tabelas v
Lista de Acr´onimos vii
1 Introdu¸c˜ao 1 1.1 Enquadramento e motiva¸c˜ao . . . 1 1.2 Objetivos . . . 1 1.3 Estrutura . . . 2 2 Pico-Sat´elites 3 2.1 CubeSat . . . 4
2.2 Constela¸c˜oes de sat´elites . . . 5
2.2.1 OneWeb . . . 5 2.2.2 Iridium . . . 6 2.2.3 Constela¸c˜ao Lemur . . . 6 2.2.4 Helios Wire . . . 7 2.3 Sistemas de um CubeSat . . . 8 2.3.1 Energia . . . 8 2.3.2 Orienta¸c˜ao e navega¸c˜ao . . . 8 Seguidor de Estrelas . . . 9 Sensor de Sol . . . 10 Sensor de Horizonte . . . 10 Girosc´opio . . . 11 Recetor de GPS . . . 11 Rodas de Rea¸c˜ao . . . 11 Magnetorquer . . . 12 2.3.3 Estrutura . . . 12 2.3.4 Comunica¸c˜oes . . . 13 2.4 Solu¸c˜ao proposta . . . 14
3 Desenvolvimento da Estrutura e Sistema de Energia do CubeSat 17 3.1 Estrutura . . . 17
3.2.1 Arquitetura . . . 19
3.2.2 Pain´eis Solares . . . 20
Teoria de uma c´elula solar . . . 20
Maximum power point tracking-MPPT . . . 21
3.2.3 Carregamento de baterias . . . 22
3.2.4 DC to DC conversor . . . 22
3.2.5 Circuito Final . . . 27
4 Sistema de Comunica¸c˜oes e Sistema de Tratamento de Dados 29 4.1 Desenvolvimento da antena . . . 29
4.1.1 Principais parˆametros das antenas . . . 29
4.1.2 Antenas Microstrip . . . 31
4.1.3 M´etodos de Alimenta¸c˜ao . . . 31
4.1.4 Implementa¸c˜ao da antena Patch . . . 31
4.1.5 Dimensionamento da linha de alimenta¸c˜ao . . . 32
4.1.6 Simula¸c˜ao . . . 33
4.1.7 Desenvolvimento da alimenta¸c˜ao por linha retra´ıda . . . 33
4.2 Acoplador . . . 38 4.3 GNURadio e LimeSDR . . . 40 4.3.1 LimeSDR . . . 41 4.3.2 Modula¸c˜ao . . . 42 4.3.3 Implementa¸c˜ao no GNURadio . . . 45 4.3.4 Link Budget . . . 47
4.4 Sistema de Tratamento de dados . . . 48
5 Conclus˜oes e trabalho futuro 53 5.1 Conclus˜oes . . . 53
5.2 Trabalho Futuro . . . 54
A 55
Lista de Figuras
2.1 Tamanho padr˜ao de um CubeSat. . . 3
2.2 Artemis PicoSat, adaptado de [1]. . . 4
2.3 Aalto-1, [2]. . . 5
2.4 Lemur-2, adaptado de [3]. . . 7
2.5 Diagrama de um Star Tracker, [4]. . . 9
2.6 Diagrama de um sensor de luz. . . 10
2.7 Funcionamento de um sensor de horizonte, [5]. . . 11
2.8 Diagrama de um Star Tracker,[6]. . . 12
2.9 ISIS Magnetorquer board, [7]. . . 13
2.10 Deployable dipole antenna system, [8]. . . 14
2.11 ISIS TXS High Data Rate S-Band Transmitter [9]. . . 14
2.12 Diagrama da Solu¸c˜ao proposta. . . 15
3.1 Especifica¸c˜oes de um Cubesat de 1.5U, adaptado de [10]. . . 18
3.2 Modelo 3D desenvolvido. . . 18
3.3 Modelo 3D imprimido. . . 19
3.4 Diagrama dos v´arios blocos que constituem o sistema de Energia. . . 19
3.5 Modelo ideal de uma c´elula solar. . . 20
3.6 Curva caracter´ıstica do painel solar. . . 21
3.7 Circuito com o MPPT e carregador de baterias. . . 22
3.8 Circuito impresso com o MPPT e carregador de baterias. . . 23
3.9 Regulador de tens˜ao do tipo step-up, adaptado de [11]. . . 23
3.10 Regulador de tens˜ao do tipo step-down, adaptado de [11]. . . 23
3.11 Regulador de tens˜ao do tipo buck-boost, adaptado de [11]. . . 24
3.12 Regulador step-up com o LTC3122. . . 24
3.13 Circuito impresso do regulador step-up. . . 25
3.14 Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 5.1 V. . . 25
3.15 Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 7 V. . . 26
3.16 Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 5.1 V. . . 26
3.17 Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 7 V. . . 26
3.18 Implementa¸c˜ao do circuito final. . . 27
3.19 Circuito final impresso. . . 28
4.1 Tipos de Polariza¸c˜ao . . . 30
4.2 Exemplo de uma Antena Microstrip . . . 31
4.4 S11, coeficiente de reflex˜ao. . . 34
4.5 S11, coeficiente de reflex˜ao numa Carta de Smith. . . 34
4.6 Gr´afico da potˆencia aceite e da potˆencia de sa´ıda. . . 34
4.7 S11, coeficiente de reflex˜ao. . . 35
4.8 S11, coeficiente de reflex˜ao numa Carta de Smith. . . 36
4.9 Gr´afico da potˆencia aceite e da potˆencia de sa´ıda. . . 36
4.10 Largura do feixe simulado. . . 36
4.11 Parˆametro S11 simulado e medido. . . 37
4.12 Largura do feixe simulado e medido. . . 37
4.13 Antena patch impressa. . . 38
4.14 H´ıbrido de 90◦, adaptado de [12]. . . 39
4.15 Parˆametros S11, S12, S13eS14simulados. . . 39
4.16 Impedˆancia de entrada simulada no porto 1 do h´ıbrido . . . 40
4.17 Diferen¸ca de fase simulada entre as portas 2 e 3 do h´ıbrido. . . 40
4.18 H´ıbrido impresso. . . 41
4.19 Parˆametro S11 do h´ıbrido simulado e impresso . . . 41
4.20 Parˆametro S12 do h´ıbrido simulado e impresso. . . 42
4.21 Parˆametro S13 do h´ıbrido simulado e impresso. . . 42
4.22 Parˆametro S14 do h´ıbrido simulado e impresso. . . 43
4.23 Diferen¸ca de fase entre as portas 2 e 3 en fun¸c˜ao da frequˆencia do h´ıbrido simulado e impresso. . . 43
4.24 Formato de um sinal NRZ e RZ. . . 45
4.25 Blocos que constituem o emissor. . . 47
4.26 Blocos que constituem o recetor. . . 47
4.27 M´aquina de estados. . . 50
4.28 Interface da esta¸c˜ao base. . . 51
A.1 Programa de comunica¸c˜oes da primeira fase. . . 55
A.2 Programa de comunica¸c˜oes da segunda fase. . . 56
A.3 Programa de comunica¸c˜oes da terceira fase. . . 57
Lista de Tabelas
2.1 Eficiˆencia dos pain´eis solares, [13]. . . 8
2.2 Densidade Energ´etica das Baterias, [13]. . . 9
2.3 Desempenho dos v´arios subsistemas. . . 13
3.1 Densidade Energ´etica das Baterias. . . 21
3.2 Eficiˆencia do conversor DC-DC implementado para o Raspberry. . . 27
3.3 Eficiˆencia do conversor DC-DC implementado para o LimeSDR. . . 27
4.1 Parˆametros da patch e da alimenta¸c˜ao. . . 33
4.2 Parˆametros otimizados da patch e da alimenta¸c˜ao. . . 33
4.3 Parˆametros da patch e da alimenta¸c˜ao por linha retra´ıda. . . 35
4.4 Parˆametros do h´ıbrido de 90◦. . . 39
4.5 Parˆametros do h´ıbrido de 90◦otimizado. . . 39
4.6 Parˆametros do h´ıbrido de 90◦ `a frequˆencia de 2.46GHz. . . 44
4.7 Compara¸c˜ao das carcater´ısticas de v´arios SDRs, [14], [15], [16], [17]. . . 44
Lista de Acr´
onimos
3D Three Dimensional.
AFSK Audio frequency-shift keying. AIS Automatic Identification System. AWGN Additive white Gaussian noise. BER Bit Error Rate.
BPSK Binary Phase-shift keying. COTS Components of the shelf.
CST Computer Simulation Technology. DC Direct Current.
FET Field Effect Transistor. FOG Fiber optic gyro. FSK Frequency-shift keying.
GFSK Gaussian frequency-shift keying. GPS Global Position System.
GPS-RO GPS Radio Ocultation. IOT Internet of Things.
LEO Low Earth Orbit.
MEMS Microelectromechanical systems. MPPT Maximum Power Point Tracking. NRZ Non return to zero.
RC ResistorCapacitor. RF Radio Frequency.
RPM Rotations per minute. RX Reception.
RZ Return to zero.
SDR Software Defined Radio. TX Transmission.
UHF Ultra High Frequency. VHF Very High Frequency. VLF Very Low Frequency. VNA Vector Network Analyser.
Cap´ıtulo 1
Introdu¸
c˜
ao
1.1
Enquadramento e motiva¸
c˜
ao
Os Pico-Sat´elites devido ao seu tamanho reduzido e ao seu baixo custo de produ¸c˜ao proporcionaram uma corrida ao espa¸co menos restrita. Antes do aparecimento deste tipo de sat´elites o custo de produ¸c˜ao de um sat´elite era muito elevado para que a ades˜ao ao espa¸co fosse maior, na atualidade a facilidade de utilizar componentes Components of the shelf -COTS fez com que os custos baixassem.
Os primeiros Pico-Sat´elites tinham como objetivo a verifica¸c˜ao de simples funcionalida-des, uma delas ´e a transmiss˜ao e a rece¸c˜ao de informa¸c˜ao e tamb´em a execu¸c˜ao de simples experiˆencias. Na atualidade, a versatilidade e o custo destes sat´elites faz com que sejam muito desejados para todo o tipo de opera¸c˜oes, mas teem como principal desvantagem o seu tama-nho e o seu peso, que faz com que se criem algumas dificuldades para implementar alguns tipos de experiˆencias.
Os Pico-Sat´elites possuem algumas caracter´ısticas tais como um custo muito baixo compa-rativamente a outro tipo de sat´elites e possuir um peso inferior a 1kg, que tem como objetivo simplificar a sua implementa¸c˜ao. Dependendo do tipo de aplica¸c˜ao a que o sat´elite vai ser sujeito, este pode apresentar mais algumas caracter´ısticas para a aplica¸c˜ao pretendida para o mesmo.
1.2
Objetivos
O principal objetivo desta disserta¸c˜ao ´e desenvolver uma prova de conceito de um Pico-Sat´elite que consiga ser autossustent´avel ao n´ıvel de energia, ou seja, n˜ao necessite de energia externa sem ser a que ele consiga produzir, e que consiga comunicar com uma esta¸c˜ao base, para que este possa receber comandos e responder a eles de forma adequada.
Assim, nesta disserta¸c˜ao desenvolveu-se uma prova de conceito de um Pico-Sat´elite, em que para o sistemas de comunica¸c˜oes utilizou-se um Software Defined Radio-SDR, o LimeSDR, um h´ıbrido de 90◦e uma antena patch em que foi efetuado a sua simula¸c˜ao e implementa¸c˜ao do h´ıbrido e da antena. Foi desenvolvido um sistema de energia que recorre a pain´eis solares e a uma bateria para gerar e armazenar energia. Implementou-se tamb´em um estrutura para o sat´elite.
1.3
Estrutura
Esta disserta¸c˜ao est´a dividida em 7 cap´ıtulos, inclu´ındo o presente cap´ıtulo de apresenta¸c˜ao e enquadramento e os objetivos da mesma.
No cap´ıtulo 2 exp˜oe-se o estado da arte sobre Pico-Sat´elites, sendo abordados v´arios temas entre os quais CubeSats, os principais sistemas que constituem um sat´elite e o estado de arte de cada um desses sistemas.
No cap´ıtulo 3 apresenta-se o desenvolvimento da estrutura e do sistema de energia do sat´elite, em que se referem as v´arias especifica¸c˜oes que a estrutura tem de cumprir em ter-mos de tamanho e forma e procede-se a impress˜ao de um modelo Three Dimensional -3D da estrutura. No sistema de energia detalha-se a realiza¸c˜ao do bloco de gera¸c˜ao da energia , do bloco armazenamento e do bloco de distribui¸c˜ao.
No cap´ıtulo 4 apresenta-se o sistema de comunica¸c˜oes e o sistema de tratamento de dados desenvolvido para o sat´elite, em que se simula a antena a utilizar pelo sat´elite com diferentes m´etodos de alimenta¸c˜ao e produz-se uma antena com os melhores resultados obtidos e procede-se `a medi¸c˜ao dos seus parˆametros. O desenvolvimento de um h´ıbrido, de um sistema de comunica¸c˜oes para um SDR e por fim o sistema de tratamento de dados.
Cap´ıtulo 2
Pico-Sat´
elites
Um sat´elite ´e um planeta, lua, m´aquina que orbita um planeta ou uma estrela. Existem dois tipos de sat´elites, naturais e artificiais, os sat´elites artificiais s˜ao criados pelo Homem. Um exemplo de um sat´elite natural ´e a Lua que orbita em torno da Terra, outro exemplo seria a Terra que orbita em torno de um estrela, o Sol.
Os pequenos sat´elites est˜ao divididos em v´arias categorias em que s˜ao diferenciados pelo seu peso. • Mini-Sat´elite de 100Kg a 180Kg • Micro-Sat´elite de 10Kg a 100Kg • Nano-Sat´elite de 1Kg a 10Kg • Pico-Sat´elite de 0.01Kg a 1Kg • Femto-Sat´elite de 0.001Kg a 0.01Kg
CubeSats ´e uma classe de Pico-Sat´elites e Nano-Sat´elites que tˆem um tamanho padr˜ao. O tamanho padr˜ao de um CubeSat ´e expresso em uma unidade ou “1U” que tem como forma um cubo com as dimens˜oes de 10x10x10cm. O tamanho de um Cubesat pode ser de 1U, 1.5U, 2U, 3U, 6U e 12U.
Este formato e tamanho padr˜ao foram desenvolvidos em 1999 pela California Polytechnic State University e pela Stanford University, com o intuito de criar uma plataforma para educa¸c˜ao e explora¸c˜ao espacial.
2.1
CubeSat
Um dos primeiros lan¸camentos de um CubeSat foram os Artemis Picosats, que consistiam em trˆes Pico-Sat´elites, Louise, Thelma e JAk. O projeto Artemis foi desenvolvido na Santa Clara University, EUA, por parte do laborat´orio Santa Clara Remote Extreme Environment Mechanism, este projeto foi desenvolvido para estudar v´arios mecanismos de sobrevivˆencia a condi¸c˜oes extremas, como ´e o caso do v´acuo no espa¸co.
Os Pico-Sat´elites Thelma e Louise levavam como carga principal uma placa recetora de Very Low Frequency-VLF, em que o seu principal objectivo era estudar os efeitos de relˆampagos na ionosfera exterior [1].
O Pico-Sat´elite JAk era um simples transmissor projetado para avaliar a capacidade das transmiss˜oes de Pico-Sat´elites.
Estes trˆes Pico-Sat´elites foram lan¸cados em janeiro de 2000 mas nenhuma informa¸c˜ao foi recebida dos trˆes sat´elites.
Figura 2.2: Artemis PicoSat, adaptado de [1].
O Aalto-1 ´e um CubeSat Filandˆes desenvolvido principalmente por estudantes. Neste projeto participam v´arias entidades filandesas entre as quais:
• Aalto University
• VTT Technical Research Centre of Finland • University of Helsinki
• University of Turku
Este sat´elite foi implementado com o standart de um CubeSat de 3U, o principal objetivo deste sat´elite era demonstrar a viabilidade de um Microelectromechanical systems-MEMS Fabry-Perot espectr´ometro para aplica¸c˜oe espaciais [2].
Figura 2.3: Aalto-1, [2].
2.2
Constela¸
c˜
oes de sat´
elites
Na atualidade existe um grande interesse por CubeSats devido ao seu custo reduzido de produ¸c˜ao e de lan¸camento que por norma costuma ser feito como carga secund´ariade de um lan¸camento de outro sat´elite. Por estes motivos existem v´arios projetos que tiram proveito destas vantagens, alguns desses projetos s˜ao a constela¸c˜ao de sat´elites OneWeb, a constela¸c˜ao de sat´elites Iridium e a constela¸c˜ao de sat´elites da empresa Spire Global, contudo as duas primeiras n˜ao utilizam CubeSats mas sim sat´elites de maiores dimens˜oes.
2.2.1 OneWeb
A constela¸c˜ao de sat´elites OneWeb tem como objetivo fornecer uma cobertura global para acesso `a Internet a consumidores. Para tal a constela¸c˜ao vai ser constitu´ıda por um total de 882 sat´elites em Low Earth Orbit -LEO, a uma altitude de 1200km e com um peso de 150kg[18].
Os sat´elites desta constela¸c˜ao v˜ao operar na banda Ku, com frequˆencias entre 12 a 18GHz. Estes sat´elites v˜ao ser contru´ıdos em massa algo que n˜ao ´e habitual na constu¸c˜ao de sat´elites, pois por norma cada sat´elite ´e produzido com um ´unico objetivo e neste caso os sat´elites s˜ao todos produzidos com o mesmo objetivo o de fornecer uma cobertura global de acesso `a Internet. Desta maneira o custo da produ¸c˜ao dos sat´elites ser´a muito menor.
Pelo facto dos pre¸cos de concep¸c˜ao dos sat´elites serem muito menores que o habitual ´e poss´ıvel construir e lan¸car um grande n´umero de sat´elites, uma vez que as principais difi-culdades s˜ao produzir um sat´elite pequeno e com toda a tecnologia necess´aria para o seu funcionamento durante o seu per´ıodo de vida.
A OneWeb apresenta v´arias aplica¸c˜oes para a sua constela¸c˜ao entre elas o uso em situa¸c˜oes de crise como por exemplo terramotos e furac˜oes em que as infraestruturas terrestres s˜ao
afetadas, uma conex˜ao com pouca latˆencia a uma altitude de 9000m para avi˜oes comerciais e militares, uma rede m´ovel para ve´ıculos de emergˆencia em caso da habitual rede n˜ao se encontrar dispon´ıvel, em que se for detetado que a rede n˜ao se encontra dispon´ıvel um terminal vai dar uma cobertura de 200m `a volta do ve´ıculo. O ´ultimo caso ´e permitir o acesso `a Internet em qualquer parte do globo para qualquer utilizador, incluindo as zonas mais remotas [19].
2.2.2 Iridium
A constela¸c˜ao de sat´elites Iridium ´e uma constela¸c˜ao que fornece uma cobertura global para telefones por sat´elite, pagers e transceivers. A constela¸c˜ao consiste em 66 sat´elites ativos em LEO, a uma altitude de 781km e com uma velocidade orbital de 27000km/h. A banda de frequˆencias utilizada para comunicar com os aparelhos na superf´ıcie da Terra ´e a banda L, 1 a 2 GHz, visto que a frequˆencia utilizada ´e de 1616 a 1665.5 MHz. Estes sat´elites tem um peso aproximado de 700 Kg.
Esta constela¸c˜ao utiliza uma liga¸c˜ao entre sat´elites, em que cada um dos sat´elites tem uma liga¸c˜ao para os seus vizinhos, sendo estes 4 sat´elites, esta liga¸c˜ao s´o pode ser obtida com sat´elites que orbitem na mesma dire¸c˜ao devido ao efeito de Doppler. A liga¸c˜ao entre sat´elites ´e efetuada na banda Ka,com frequˆencias entre 27 a 40GHz, estando esta liga¸c˜ao a operar a 10Mbits/s [20].
Cada sat´elite ´e capaz de operar em simultˆaneo 1100 chamadas cada uma a 2400 bits/s. Na atualidade a Iridium Communications est´a a desenvolver uma nova constela¸c˜ao de sat´elites, a Iridium Next. Esta constela¸c˜ao consiste em 66 sat´elites, 9 de reserva em orbita e 6 de reserva na Terra, o lan¸camento deste sat´elites come¸cou em janeiro de 2017 tendo o ´ultimo lan¸camento sido realizado em dezembro de 2018, todos os lan¸camentos foram realizados pela SpaceX atrav´es do seu ve´ıculo de lan¸camento Falcon9. Esta constela¸c˜ao de sat´elites vai estar em LEO.
Os sat´elites desta nova constela¸c˜ao tˆem a capacidade de fornecer liga¸c˜oes entre 128 kbits/s e 8 M bits/s atrav´es de novos terminais que v˜ao ser comercializados pela empresa. As liga¸c˜oes com menor taxa de transmiss˜ao iram operar na banda L e as de maior na banda Ka [21].
2.2.3 Constela¸c˜ao Lemur
A constela¸c˜ao Lemur ´e da empresa Spire Global, Inc. sediada em S˜ao Francisco na Cali-fornia. Esta constela¸c˜ao ´e constitu´ıda por 82 sat´elites j´a em ´orbita. A ´orbita escolhida para esta constela¸c˜ao ´e novamente a LEO, e o tempo de vida de cada um dos sat´elites ´e de dois anos.
O Lemur-1 foi o primeiro sat´elite a ser lan¸cado desta constela¸c˜ao, dado que o objetivo deste nunca foi o de pertencer a uma constela¸c˜ao mas sim o de verificar todos os sistemas que o constitu´ıam e todo o sistema de suporte para a constela¸c˜ao. Este sat´elite foi desenhado com o standart de um CubeSat, mais especificamente com a dimens˜ao de 3U, (10x10x30cm), e os componentes que o contitu´ıam eram COTS.
O Lemur-2 foi o sat´elite replicado para a constitui¸c˜ao da constela¸c˜ao, todos os sat´elites en-viados s˜ao r´eplicas uns dos outros e tˆem o mesmo formato do Lemur-1. O primeiro lan¸camento do Lemur-2 foi em 2014 e o ´ultimo em maio de 2018. Com esta constela¸c˜ao a empresa pretende fornecer em quase tempo real informa¸c˜ao meteorol´ogica e a localiza¸c˜ao de navios.
Para tal estes sat´elites levam duas cargas principais que s˜ao: GPS Radio Ocultation-GPS-RO e o SENSE Automatic Identification System-AIS, [3]. O primeiro ´e um instrumento que
o utiliza o Global Position System-GPS, para obter medidas atmosf´ericas, que consiste num sat´elite em LEO receber um sinal de um sat´elite GPS, como esse sinal passa pela atmosfera e ´e fracionado, a magnitude da refra¸c˜ao ´e causada pela temperatura e humidade da atmosfera ent˜ao ´e poss´ıvel fazer medi¸c˜oes atmosf´ericas. A segunda carga o SENSE AIS ´e um sistema que recebe sinais de navios, em que ´e transmitida informa¸c˜ao sobre a sua localiza¸c˜ao, a sua identifica¸c˜ao, o seu destino e a sua velocidade. Desta maneira ´e poss´ıvel fazer um posiciona-mento global dos navios e com os dados atmosf´ericos ´e poss´ıvel prever mudan¸cas atmosf´ericas o que ´e de grande interesse para as empresas que fazem transportes mar´ıtimos.
A totalidade de sat´elites que v˜ao constituir a constela¸c˜ao s˜ao 125 e a altitude da sua ´
orbita vai estar entre os 500 e 650km. Adotou-se uma estrat´egia de muitos lan¸camentos com poucos sat´elites por lan¸camento para que os variados riscos sejam reduzidos, sendo os riscos mais comuns entraves no lan¸camentos e problemas na tecnologia dos sat´elites, podendo ser reparadas para os pr´oximos lan¸camentos.
Figura 2.4: Lemur-2, adaptado de [3].
2.2.4 Helios Wire
A Helios Wire ´e uma empresa que pretende lan¸car uma constela¸c˜ao de sat´elites, no to-tal de 30, tendo como objetivo fornecer uma cobertura global para Internet of Things-IOT, ou seja, com esta constela¸c˜ao de sat´elites pretendem que dispositivos na superf´ıcie da Terra comuniquem com os sat´elites e que lhes enviem a informa¸c˜ao contida no dispositivo. A in-forma¸c˜ao que pode ser enviada ´e bastante variada, pode ser informa¸c˜ao de um sensor utilizado na agricultura, pode ser a localiza¸c˜ao de navios com cargas perigosas, entre outros.
A banda de frequˆencia utilizada para a comunica¸c˜ao entre os sat´elites e os transmissores na superf´ıcie da Terra ´e a banda L, 1 a 2GHz, o que permite com que as antenas desenvolvidas para os transmissores tenham um tamanho reduzido e o custo n˜ao seja muito elevado.
2.3
Sistemas de um CubeSat
Nesta sec¸c˜ao aborda-se os principais sistemas que constituem um sat´elite, para tal vai ser dada uma pequena explica¸c˜ao sobre cada um dos sistemas e os principais produtos de cada sistema que se encontram disponveis para compra. J´a que os principais sistemas que constituem um sat´elite s˜ao:
• Energia
• Orienta¸c˜ao e navega¸c˜ao • Estrutura
• Comunica¸c˜oes
• Controlo e Tratamento de Dados
2.3.1 Energia
O sistema de energia ´e constitu´ıdo por v´arios subsistemas sendo eles a gera¸c˜ao de energia, o armazenamento da energia e o controlo da energia. A gera¸c˜ao de energia ´e constitu´ıdo por c´elulas solares, pain´eis solares e agregados de pain´eis solares. O armazenamento de energia pode ser contitu´ıdo por uma bateria prim´aria e uma bateria secund´aria, a bateria prim´aria ´e pr´e-carregada antes do lan¸camento e a bateria secund´aria uma bateria recarreg´avel. O controlo da energia consiste na distribui¸c˜ao da energia e no seu controlo, verificar o estado de carga das baterias e a potˆencia que cada circuito consome.
Na tabela 2.1 encontram-se alguns produtos para gera¸c˜ao de energia, ´e poss´ıvel verificar que a eficˆencia das c´elulas solares utilizadas varia entre 28.3% e 30%, que s˜ao eficiˆencias elevadas no que diz respeito a c´elulas solares.
Produto Fabricante Eficiˆencia C´elulas solares utilizadas Painel Solar (0.5-12U) Clyde Space 28.3% SpectroLab UTJ Painel Solar (0.5-12U) Clyde Space 29.5% SpectroLab XTJ Painel Solar (0.5-12U) Clyde Space 30% AzurSpace 3G30A
COBRA-1U SolAero 29.5% SolAero ZTJ
HAWK MMA 28.3% SolAero ZTJ
Tabela 2.1: Eficiˆencia dos pain´eis solares, [13].
Na tabela 2.2 encontra-se alguns produtos para armazenamento de energia onde ´e poss´ıvel verificar que existem v´arios tipos de baterias e com capacidades diferentes. Tamb´em ´e poss´ıvel verificar que a eficiˆencia das baterias varia entre 90 a 150W h/kg o que significa que para um peso reduzido de uma bateria a capacidade da mesma ´e elevada.
2.3.2 Orienta¸c˜ao e navega¸c˜ao
O sistema de orienta¸c˜ao e navega¸c˜ao ´e constitu´ıdo por componentes que determinam a posi¸c˜ao do sat´elite e por componentes que fazem o controlo e a determina¸c˜ao da rea¸c˜ao.Os componentes que determinam a posi¸c˜ao do sat´elite podem ser recetores de GPS, girosc´opios,
Produto Fabricante Eficiˆencia C´elulas solares utilizadas PCOTS 18650 Li ion battery ABSL 90W h/kg Sony, MoliCell,LG, Sanyo Li-Polymer, 8.2V, 1.25Ah-20Ah Clyde Space 150W h/kg Clyde Space Li Polymer
Li-Polymer, 32V, 6.25Ah Clyde Space 150W h/kg Clyde Space Li Polymer NanoPower BP4 GomSpace 150W h/kg GomSpace NanoPower Li ion
Tabela 2.2: Densidade Energ´etica das Baterias, [13].
sensores de sol, sensores da Terra e por fim um seguidor de estrelas. O controlo e determina¸c˜ao da rea¸c˜ao consiste em componentes que determinam a varia¸c˜ao entre a ´orbita pretendida e a ´
orbita do sat´elite e atuam de maneira a corrigirem a ´orbita do sat´elite, os componentes que executam esta fun¸c˜ao podem ser rodas de rea¸c˜ao e mangnetorquers.
Seguidor de Estrelas
Um seguidor de estrelas ´e um dispositivo ´optico que consegue determinar a posi¸c˜ao do sat´elite comparando um imagem capturada com um cat´alogo de estrelas. Isto ´e poss´ıvel porque a posi¸c˜ao das estrelas j´a foi medida por astr´onomos com um grande n´ıvel de precis˜ao.
Figura 2.5: Diagrama de um Star Tracker, [4].
Atrav´es da figura 2.5 verifica-se que inicialmente ´e capturada um imagem das estrelas, de seguida ´e efetuada a dete¸c˜ao das estrelas, o pr´oximo passo ´e identificar as estrelas comparando-as com um cat´alogo de estrelas. Depois de detetadas ´e utilizado um algoritmo para estimar a rea¸c˜ao, isto ´e, estimar o que ´e necess´ario para que o sat´elite retorne para a ´orbita correta. Um exemplo de um star tracker ´e o MAI-SS Space Sextant que tem um precis˜ao m´axima de 27 arcsec, um tempo de aquisi¸c˜ao g´ıpico de 105 ms, uma frequˆencia de atualiza¸c˜ao de 4Hz, tem um peso de 170g e um consumo de 1.5W.
Sensor de Sol
Um sensor de sol ´e um instrumento que deteta a posi¸c˜ao do sol, sendo que esta posi¸c˜ao pode ser utilizada como um fator na determina¸c˜ao da rea¸c˜ao do sat´elite.
Os sensores solares podem ser classificados em trˆes tipos, o primeiro ´e um sensor anal´ogico em que o seu sinal de sa´ıda ´e uma fun¸c˜ao cont´ınua do ˆangulo do sol. O segundo tipo de sensores de sol ´e um sensor que fornece um sinal de sa´ıda constante quando o sol se encontra no campo de vis˜ao do sensor. O terceiro tipo ´e um sensor digital em que a sua sa´ıda ´e um sinal discreto e codificado em fun¸c˜ao do ˆangulo do sol.
Na figura 2.6 encontra-se um exemplo de uma vista lateral de um sensor de sol. Este ´e composto por uma wafer de vidro Pyrex e logo por baixo uma wafer de SIO2. O princ´ıpio de
funcionamento deste sensor ´e o seguinte, o raio de luz solar entra na abertura do sensor com um determinado ˆangulo, este raio solar faz com que se gere corrente nas trˆes c´elulas solares. Como o raio solar entra a um determinado ˆangulo a corrente que cada c´elula solar produz ´e diferente, desta maneira ´e poss´ıvel determinar o ˆangulo a que o raio solar entra na abertura do sensor, neste caso temos duas c´elulas solares triangulares e uma retangular,esta ´ultima ´e utilizada para eliminar erros existentes.
Figura 2.6: Diagrama de um sensor de luz.
Um exemplo de um sensor de sol ´e o NSS CubeSat Sun Sensor que apresenta as seguintes caracter´ısticas, um campo de vis˜ao de 114◦, uma frequˆencia de atualiza¸c˜ao superior a 10 Hz, uma precis˜ao inferiror a 0.5◦, tem um peso inferior a 5g e tem um consumo energ´etico de 0.05mW.
Sensor de Horizonte
Sensor de horizonte ´e um engenho que deteta o horizonte. Este sensor utiliza um cˆamara de infravermelhos para obter a forma da Terra, de seguida faz uma compara¸c˜ao com a forma real modelada e calcula a orienta¸c˜ao do sat´elite como ´e poss´ıvel verificar na figura seguinte.
Figura 2.7: Funcionamento de um sensor de horizonte, [5].
Girosc´opio
Os girosc´opios fornecem medidas da velocidade angular nos v´arios eixos, os principais tipos de girosc´opios utilizados s˜ao os Fiber Optic Gyros-FOGs e os MEMS, j´a que os FOGs oferecem um melhor desempenho.
O princ´ıpio b´asico do funcionamento de um girosc´opio ´e medir a velocidade angular de um determinado objeto que se encontra num determinado eixo. Para se obter um girosc´ocpio que consiga medir a velocidade angular dos trˆes eixos ´e necess´ario ter um objeto em cada eixo.
O sensor do girosc´opio MEMS ´e muito reduzido, pode ser equiparado a um cabelo Hu-mano. Quando o girosc´opio ´e rodado uma pequena massa ressonante ´e deslocada `a medida que a velocidade angular ´e alterada. Este movimento ´e convertido para sinais el´etricos de baixa potˆencia que podem ser lidos por um microcontrolador.
O girosc´opio de fibra ´optica consiste em dois infravermelhos que s˜ao injetados na fibra ´
optica em dire¸c˜oes opostas, o feixe que se encontra a viajar na dire¸c˜ao oposta `a rota¸c˜ao sofre um atraso no percurso. A diferen¸ca de fase entre os dois feixes resulta na velocidade angular.
Recetor de GPS
O GPS ´e um sistema de navega¸c˜ao via sat´elites, que fornece uma localiza¸c˜ao e informa¸c˜ao temporal a um recetor. Este tipo de sistema s´o ´e utilizado para sat´elites em LEO.
Rodas de Rea¸c˜ao
Rodas de Rea¸c˜ao s˜ao um dispositivo que fornece a um sat´elite a capacidade de apontar para uma determinada posi¸c˜ao com uma grande precis˜ao. Dado que estas fornecem um momento de tor¸c˜ao `a escolha, limitado pelo m´aximo da roda de rea¸c˜ao.
O princ´ıpio de funcionamento das rodas de rea¸c˜ao ´e bastante simples, se o sat´elite estiver a girar em torno de um eixo para que o st´elite fique im´ovel ´e necess´ario que as rodas de rea¸c˜ao se movam na dire¸c˜ao oposta ao movimento do sat´elite. Na imagem 2.8 encontra-se um diagrama de uma implementa¸c˜ao das rodas de rea¸c˜ao num sat´elite, verifica-se que s˜ao
Figura 2.8: Diagrama de um Star Tracker,[6].
utilizadas trˆes rodas de rea¸c˜ao de modo a que todos os eixos tenham uma roda de rea¸c˜ao, deste modo ´e poss´ıvel controlar o sat´elite tridimensionalmente.
A constitui¸c˜ao das rodas de rea¸c˜ao ´e um motor e uma roda ligado a esse motor, o motor ´e o elemento que vai condicionar a velocidade angular m´axima da roda de rea¸c˜ao, o motor tamb´em tem de ter a capacidade de controlar a sua velocidade com uma grande precis˜ao para que a roda de rea¸c˜ao tenha um melhor desempenho.
Um exemplo de um roda de rea¸c˜ao pode ser o MAI-400 Reaction Wheel, que possui as seguintes caracter´ısticas: tor¸c˜ao m´axima de 0.635nMn, armazenamento de momento de 9.35 nMms a 10000RPM, um peso de 90g e um consumo m´aximo de energia de 2.2W.
Magnetorquer
Magnetorquer ´e um dispositivo utilizado para o controlo da rea¸c˜ao que fornece um mo-mento de tor¸c˜ao perpendicular ao campo magn´etico externo. O funcionamento do magne-torquer consiste num fio de cobre em torno de um n´ucleo, o campo magn´etico ´e controlado atrav´es do controlo da corrente que atravessa o fio de cobre. O n´ucleo ´e fixo no sat´elite para que a for¸ca magn´etica que eles exercem no campo magn´etico envolvente, o da Terra, levar´a a uma for¸ca magn´etica negativa, desta maneira cria-se uma for¸ca mecˆanica.
Na figura 2.9 encontra-se um exemplo de um magnetorquer, neste caso do ISIS Magnetor-quer board que apresenta as seguintes caracter´ısticas: n´ıvel de atua¸c˜ao nominal 0.2Am2, um
consumo de energia m´aximo de 1.5W, um erro m´aximo de 5% e tem um peso de 196g. Na tabela 2.3 encontram-se os v´arios subsistemas e o seu desempenho.
2.3.3 Estrutura
A estrutura de um CubeSat pode ser obtida atrav´es de um construtor ou pode ser feita `
a medida. As estruturas obtidas atrav´es de um construtor existem em v´arios tamanhos e medidas, sendo todas elas com o standart do CubeSat, as estruturas podem variar de 1U at´e 12U.
Figura 2.9: ISIS Magnetorquer board, [7].
SubSistema Desempenho
Reaction Wheels 0.1Nm peak torque, 1.5Nms Magnetorquers 5Am2peak dipole
Star Trackers 25arcsec pointing knowledge Sun Sensors 0.1◦accuracy
Earth Sensors 0.25◦accuracy Gyroscopes 1◦h−1 bias stability GPS Receivers 1.5m position accuracy Tabela 2.3: Desempenho dos v´arios subsistemas.
2.3.4 Comunica¸c˜oes
O sistema de comunica¸c˜oes ´e uma parte essencial de um sat´elite, pois permite que o sat´elite comunique com a esta¸c˜ao base, isto ´e, permite que possa enviar informa¸c˜ao e telemetria e que possa receber informa¸c˜ao da esta¸c˜ao base. As principais frequˆencias utilizadas para as comunica¸c˜oes consistem nas bandas L,S,C e Ultra High Frequency-UHF, as frequˆencias mais elevadas s˜ao utilizadas para o envio da informa¸c˜ao e as frequˆencias mais baixas s˜ao utilizadas para o envio de comandos e telemetria.
Pode-se dividir as comunica¸c˜oes em dois blocos, entre os quais o bloco da antena e o bloco do transmissor. O bloco da antena consiste na antena que permite enviar o sinal para a esta¸c˜ao base, o bloco do transmissor consiste no sistema que transforma o sinal digital recebido do computador de bordo do sat´elite e o transforma num sinal de r´adio frequˆencia-RF.
Um exemplo de uma antena utilizada para a transmiss˜ao da telemetria ´e um dipolo, um exemplar desta antena encontra-se na figura 2.10, apresentando esta as seguintes carac-ter´ısticas: largura de banda superior a 10MHz, um coeficiente de reflex˜ao superior a 10 dB na frequˆencia ressonante e apresenta um ganho m´aximo de 0 dBi.
Na figura 2.11 encontra-se um exemplo de um transmissor para as gamas de frequˆencias UHF e Very High Frequency-VHF, a gama UHF ´e utilizada para a comunica¸c˜ao entre a esta¸c˜ao base e o sat´elite e a gama VHF para a comunica¸c˜ao entre o sat´elite e a esta¸c˜ao base. Este transmissor apresenta as seguintes caracter´ısticas no transmissor uma potˆencia
Figura 2.10: Deployable dipole antenna system, [8].
de transmiss˜ao de 23 dBm, v´arias taxas de transmiss˜ao e utiliza a modula¸c˜ao Binary Phase-shift keying-BPSK. No recetor apresenta uma sensibilidade de -104 dBm para um Bit Error Rate-BER de 1−5, uma taxa de dados de 1200bps e utiliza a modula¸c˜ao Audio frequency-shift keying-AFSK.
Figura 2.11: ISIS TXS High Data Rate S-Band Transmitter [9].
2.4
Solu¸
c˜
ao proposta
A solu¸c˜ao proposta consiste no desenvolvimento de uma prova de conceito de um CubeSat, isto ´e, v˜ao ser desenvolvidos v´arios componentes de um sat´elite, entre eles a estrutura, o sistema de energia e as comunica¸c˜oes. Tendo como objetivo final ´e desenvolver a prova de conceito de um CubeSat e de uma esta¸c˜ao base para comunicar com o sat´elite.
A estrutura do CubeSat vai ser desenvolvida com o aux´ılio do software SOLIDWORKS e impressa numa impressora 3D, pois o custo de cada impress˜ao ´e bastante reduzido,tendo baixa complexidade de utiliza¸c˜ao e curto tempo de impress˜ao. A estrutura foi desenhada
de acordo com “CubeSat Design Specification”[10], isto ´e, todas as dimens˜oes da estrutura do cubesat foram feitas de acordo com estas especifica¸c˜oes, tendo-se optado por fazer um CubeSat de 1.5U.
O sistema de energia vai consistir na gera¸c˜ao de energia, no armazenamento da mesma e na sua distribui¸c˜ao. A gera¸c˜ao de energia ´e implementada com aux´ılio dos pain´eis solares e de num Maximum Power Point Tracking-MPPT, que permite que seja obtida a m´axima potˆencia poss´ıvel dos paine´ıs solares. O armazenamento da energia consiste numa bateria e no seu carregador, a bateria escolhida e o carregador devem estar de acordo, se a bateria for de l´ıtio ent˜ao o carregador escolhido tem obrigatoriamente de carregar baterias de l´ıtio. Por fim a distribui¸c˜ao de energia consiste em conversores direct current to direct current DC-DC para que seja poss´ıvel alimentar todos os circuitos necess´arios para a realiza¸c˜ao do CubeSat. Com este sistema pretende-se que o sat´elite seja autossustent´avel em termos de energia.
O sistema de comunica¸c˜oes vai consistir num SDR, neste caso o LimeSDR, num Raspberry PI 3 para controlar o LimeSDR, numa antena e num h´ıbrido. Sendo que o objetivo deste sistema ´e conseguir comunicar com a esta¸c˜ao base, que ´e um LimeSDR, um computador e uma antena. A fun¸c˜ao da antena ´e emitir o sinal de RF para que este possa ser recebido pela esta¸c˜ao base. O h´ıbrido tem como fun¸c˜ao principal permitir que se utilize a mesma antena para a transmiss˜ao e rece¸c˜ao, o h´ıbrido ´e necess´ario para que exista um isolamento entre os canais de transmiss˜ao e rece¸c˜ao do LimeSDR. O Lime SDR tem como principal objetivo transformar o sinal digital recebido do Raspberry e transform´a-lo num sinal anal´ogido de RF. O sistema de tratamento de dados tem como fun¸c˜ao interpretar a informa¸c˜ao recebida pela esta¸c˜ao base e executar os passo necess´arios para que seja realizado o pedido feito pela esta¸c˜ao base, para tal este sistema vai ser constitu´ıdo por um Raspberry e por um Arduino. O Rasp-berry ´e o mesmo mencionado anteriormente e tem como fun¸c˜ao a interpreta¸c˜ao da informa¸c˜ao e o arduino tem como fun¸c˜ao recolher dados dos circuitos integrados e de alguns sensores que se encontrem no sat´elite.
Cap´ıtulo 3
Desenvolvimento da Estrutura e
Sistema de Energia do CubeSat
3.1
Estrutura
A estrutura de um sat´elite ´e uma parte importante do mesmo, ainda mais no caso de um CubeSat devido ao facto do seu tamanho e padr˜ao estarem definidos.
Neste cap´ıtulo vai-se abordar o desenvolvimento de uma prova de conceito da estrutura de um cubesat com o tamanho de 1.5U, para tal foi utilizado o software SOLIDWORKS.Este software foi escolhido pelo facto de estar dispon´ıvel de forma gratuita para o uso dos alunos da academia.
Com o objetivo de recriar ao m´aximo poss´ıvel a estrutura de um CubeSat foi realizada uma pesquisa das especifica¸c˜oes da estrutura de um CubeSat. Foi utilizada a vers˜ao 13 do “CubeSat Design Specification”[10].
Na figura 3.1 encontra-se as especifica¸c˜oes de um CubeSat de 1.5U.
Na figura 3.2 encontra-se o modelo 3D desenvolvido com as especifica¸c˜oes do documento [10], para al´em destas especifica¸c˜oes foram colocados alguns suportes na estrutura para me-lhorar a rigidez da mesma.
Por fim recorreu-se a uma impressora 3D para impress˜ao do modelo desenvolvido, recorreu-se a este m´etodo devido ao seu custo reduzido, menor complexidade e curto tempo de im-press˜ao.
3.2
Energia
O sistema el´etrico de um sat´elite ´e um dos principais sistemas a bordo de um sat´elite, uma falha neste sistema pode afetar outros sistemas do sat´elite ou at´e mesmo deixar o sat´elite inoper´avel. Por este motivo este sistema tem de ser um sistema redundante, isto ´e, este sistema deve ser desenvolvido em duplicado para o caso de ocorrer um erro existir um sistema igual. Nesta sec¸c˜ao aborda-se as v´arias componentes de um sistema el´etrico para um sat´elite, os pain´eis solares, os conversores DC-DC, carregadores de baterias. Todos estes componentes foram desenvolvidos no ˆambito deste disserta¸c˜ao.
Figura 3.1: Especifica¸c˜oes de um Cubesat de 1.5U, adaptado de [10].
Figura 3.3: Modelo 3D imprimido.
3.2.1 Arquitetura
A arquitetura de um sistema el´etrico consiste em trˆes principais blocos, sendo eles a recolha de energia, o armazenamento da energia e a distribui¸c˜ao de energia [22].
Figura 3.4: Diagrama dos v´arios blocos que constituem o sistema de Energia.
O sistema de recolha de energia consiste nos pain´eis solares, para estes podem existir v´arias configura¸c˜oes que permitam uma recolha de energia, isto ´e, que a potˆencia gerada pelos pain´eis solares seja a maior poss´ıvel, para tal podem ser colocados v´arios pain´eis em s´erie ou em paralelo.
O bloco de armazenamento de energia consiste numa bateria e no seu carregador. A bateria deve ser escolhida de maneira a que consiga armazenar energia suficiente para que quando n˜ao existe luz solar o sat´elite consiga manter-se operacional. O carregador de baterias
deve estar de acordo com o tipo de bateria que for utilizado, ou seja se a bateria for de i˜oes de l´ıtio o carregador deve estar em conformidade.
O bloco de distribui¸c˜ao de energia consiste em reguladores de DC-DC, dado que se po-dem optar por trˆes tipos de distribui¸c˜ao de energia, um sistema centralizado, um sistema distribu´ıdo ou um sistema com um bus interm´edio.
3.2.2 Pain´eis Solares
Teoria de uma c´elula solar
Uma c´elula solar ´e um dispositivo que converte energia solar em eletricidade, a este pro-cesso chama-se efeito fotovoltaico. O circuito ideal de uma c´elula solar ´e representado por uma fonte de corrente e um d´ıodo em paralelo, que est´a representado na figura 3.5.
Figura 3.5: Modelo ideal de uma c´elula solar.
A sa´ıda da fonte de corrente ´e diretamente proporcional ´a luz que a c´elula absorve. V ´e a tens˜ao de sa´ıda da c´elula, I corresponde `a corrente de sa´ıda da c´elula, Id ´e a corrente de
satura¸c˜ao do d´ıodo e IL ´e a corrente gerada pela luz solar. Id pode ser obtido atrav´es da
equa¸c˜ao de Shokley do d´ıodo.
Id= Is(e Vd
nVt − 1) (3.1)
Em que Id corresponde `a corrente que atravessa o d´ıodo, Is ´e a corrente inversa de
sa-tura¸c˜ao, Vd ´e a tens˜ao aos terminais do d´ıodo e n ´e o fator de qualidade da c´elula. Vt ´e a
tens˜ao t´ermica que corresponde a kTq , k ´e a constante de Boltzmann, T ´e a temperatura em Kelvin e q ´e a carga de um electr˜ao.
A corrente de sa´ıda ´e dada por:
I = IL− Id (3.2)
Substituindo a equa¸c˜ao 3.1 na equa¸c˜ao 3.2 obt´em-se a equa¸c˜ao caracter´ıstica de uma c´elula solar:
I = IL− Is(e Vp
nVt − 1) (3.3)
O painel solar escolhido ´e do fabricante Seeed Technology Co., Ltd, com o n´umero de s´erie SKU 313070002 e apresenta as seguintes caracter´ısticas, eficiˆencia de 17%, tens˜ao em malha aberta de 8 V, uma tens˜ao t´ıpica de 5.5 V e corrente t´ıpica de 270mA. As dimens˜oes
do painel s˜ao de 137x81x2.5(0.2)mm estando estas est˜ao em conformidade com as dimens˜oes da estrutura desenvolvida.
A curva caracter´ıstica do painel solar, a curva da potˆencia em fun¸c˜ao da tens˜ao, encontra-se na figura 3.6. 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 Tensâo (V) 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 Potência em (W)
Figura 3.6: Curva caracter´ıstica do painel solar.
Maximum power point tracking-MPPT
MPPT ´e uma t´ecnica utilizada para se extrair a m´axima potˆencia de um painel solar. Existe a necessidade de se utilizar esta t´ecnica devido `a rela¸c˜ao n˜ao linear entre a tens˜ao e a corrente de uma c´elula solar, existe um ponto na curva entre a tens˜ao e a corrente em que a potˆencia gerada ´e m´axima, este ponto ´e o MPPT.
O MPPT ´e um algoritmo que serve para ajustar o ponto para se obter a m´axima potˆencia. O MPPT depende de v´arios fatores entre eles a orienta¸c˜ao do sol, temperatura, o tipo de c´elula utilizada e o tempo de vida da c´elula.
Para tal foi feita uma pesquisa por v´arios componentes que contenham esta caracter´ıstica, na tabela 3.1 encontra-se uma lista das v´arias caracter´ısticas de cada competente com o MPPT.
Fabricante N´umero de S´erie Tens˜ao de Entrada Tens˜ao de sa´ıda Corrente M´axima
STMicroelectronics SPV1040 0.3 − 5.5V 2.0 − 5.2V 1.8A
STMicroelectronics SPV1020 6.5 − 40V Vin− 40V 9A
Texas Instruments BQ24650 5 − 28V 2.1 − 26V 20A
Linear Technology LT3652 4.95 − 32V 3.3 − 14.4V 2A
Linear Technology LT8490 6 − 80V 1.3 − 80V 10A
Integrated Device
Technology ZSPM4523AA1W 3.2 − 7.2V 2.48 − 2.74V 1.5A
Tabela 3.1: Densidade Energ´etica das Baterias.
tens˜ao de sa´ıda, visto que a gama de tens˜oes de entrada correspondem `a curva caracter´ıstica do painel solar utilizado, em que o ponto de tens˜ao m´axima est´a antes dos 5.5 V e a gama de tens˜oes de sa´ıda est˜ao de acordo com a gama de tens˜oes de entrada do carregador de bateria utilizado e que vai ser abordado na sec¸c˜ao seguinte.
3.2.3 Carregamento de baterias
Nesta sec¸c˜ao aborda-se o armazenamento da energia produzida pelos pain´eis solares para que possa ser utilizada quando a energia produzida pelos pain´eis solares n˜ao for suficiente. Para este efeito optou-se por utilizar uma bateria de i˜oes de l´ıtio de 3.7 V e 3300 mAh e o carregador escolhido para esta bateria foi o LM3658 da Texas Instruments.
Este componente apresenta as seguintes caracter´ısticas, uma corrente de carga entre 50mA e 1000mA, Field Effect Transistor -FETs de potˆencia integrados com regula¸c˜ao t´ermica, mo-notoriza¸c˜ao da temperatura da bateria, indica¸c˜ao do estado de carga e por fim prote¸c˜ao sobre excesso de corrente e excesso de temperatura, e foram estas caracter´ısticas que levaram `a sua escolha.
Por fim efetuou-se um circuito de teste para os pain´eis solares e para o carregador de baterias, em que o componente escolhido para o MPPT foi o SPV1040 da STMicroelectronics. Para tal foram utilizados os datasheets dos dois componentes [23], [24] para se criar o circuito, o software utilizado para tal foi o Altium Designer. Este circuito foi implementado para carregar uma bateria de i˜oes de l´ıtio a uma corrente de 926mA.
Na figura 3.7 encontra-se o circuito criado para testar o carregamento da bateria e a m´axima extra¸c˜ao da potˆencia do painel solar.
Figura 3.7: Circuito com o MPPT e carregador de baterias.
Na figura 3.8 encontra-se o circuito impresso equivalente ao circuito da figura 3.7.
3.2.4 DC to DC conversor
Nesta sec¸c˜ao aborda-se os reguladores de tens˜ao, para tal vai-se descrever o funcionamento de trˆes tipos de conversores, o step-up, step-down e o buck-boost, como os nomes sugerem no step-up a tens˜ao de sa´ıda ´e superior `a tens˜ao de entrada do circuito, contudo a corrente de sa´ıda ´e inferior `a de entrada, este aspeto ´e verific´avel atrav´es da lei da potˆencia:
Figura 3.8: Circuito impresso com o MPPT e carregador de baterias.
Como a potˆencia n˜ao pode aumentar da entrada para a sa´ıda logo a corrente de sa´ıda tem de diminuir para a tens˜ao de sa´ıda puder aumentar. Enquanto que o step-down conversor faz exatamente o contr´ario.
Na figura 3.9 encontra-se o diagrama de um regulador de tens˜ao do tipo step-up, que consiste numa fonte de tens˜ao de entrada em DC Vs, uma bobine L, um interruptor S, um
d´ıodo D, um condensador C e uma resistˆencia R. O funcionamento deste circuito ´e o seguinte, quando o interruptor est´a ligado a corrente na bobine vai aumentar linearmente e o d´ıodo est´a off nesse per´ıodo, quando o interruptor estiver desligado a energia armazenada na bobine libertada para o circuito ResistorCapacitor -RC [11].
Figura 3.9: Regulador de tens˜ao do tipo step-up, adaptado de [11].
Na figura 3.10 encontra-se um regulador de tens˜ao do tipo step-down, que consiste nos mesmos componentes que o regulador step-up mas dispostos de maneira diferente. Quando o interruptor est´a ligado a corrente na bobine vai aumentar linearmente e o d´ıodo est´a no estado off, quando o interruptor est´a desligado a corrente armazenada na bobine ´e libertada para o circuito RC [11].
Figura 3.10: Regulador de tens˜ao do tipo step-down, adaptado de [11].
Na figura 3.11 est´a representado um buck-boost. Este tipo de reguladores ´e utilizado para casos em que a tens˜ao de entrada ´e vari´avel. Neste caso quando o interruptor est´a ligado a corrente da bobine aumenta e o d´ıodo fica num estado off. Quando o interruptor est´a desligado o d´ıodo cria um caminho para a bobine, ´e de notar que neste caso a corrente est´a a ser retirada da sa´ıda [11].
Figura 3.11: Regulador de tens˜ao do tipo buck-boost, adaptado de [11].
Dado que os sistemas que precisam de ser alimentados necessitam de tens˜oes entre 5 V e 12 V e a tens˜ao da bateria escolhida de 3.7 V decidiu-se fazer um regulador do tipo step-up, como existem trˆes sistemas para serem alimentados cada um deles ter´a o seu regulador de tens˜ao, escolheu-se esta op¸c˜ao para que a potˆencia esteja distribu´ıda pelos trˆes reguladores, desta forma o desempenho dos reguladores ser´a melhor.
Na figura 3.12 encontra-se o circuito de teste em que a entrada do circuito ´e uma bateria de l´ıtio de 3.7 V e a sa´ıda ´e de 7 V e 5.1 V numa segunda vers˜ao, para tal foi realizado um regulador do tipo step-up com o LTC3122 [25].
Este componente foi escolhido devido a v´arias das suas caracter´ısticas entre as quais a tens˜ao de entrada entre 1.8 a 5.5 V o que ´e ideal para a bateria de l´ıtio escolhida, a tens˜ao de sa´ıda de 2.2 a 15 V, a eficiˆencia at´e 95%, a frequˆencia de comuta¸c˜ao ajust´avel de 300kHz a 3MHz e a prote¸c˜ao contra a sobre-eleva¸c˜ao da tens˜ao de sa´ıda. Na figura 3.12 encontra-se o esquem´atico do regulador step-up, tendo sido desenvolvidas duas vers˜oes deste circuito, as diferen¸cas entre elas s˜ao as tens˜oes de sa´ıda, uma de 5.1 V para o Raspberry e outra de 7 V para o LimeSDR e Arduino.
Em ambas a s vers˜oes deste circuito este apresenta uma frequˆencia de comuta¸c˜ao de aproximadamente 410KHz. As diferen¸cas entre as duas vers˜oes encontram-se na parte do circuito que define a tens˜ao de sa´ıda e no loop de compensa¸c˜ao.
Figura 3.12: Regulador step-up com o LTC3122.
Figura 3.13: Circuito impresso do regulador step-up.
Nas figuras 3.14 e 3.15 encontram-se os valores da tens˜ao de sa´ıda com uma resistˆencia de carga de 25Ω para as duas vers˜oes desenvolvidas. Verifica-se que para ambos os casos os valores se encontram a baixo dos valores pretendidos no caso do circuito com a sa´ıda de 5.1 V encontra-se a 4.76 V e no circuito com a tens˜ao de sa´ıda de 7 V encontra-se a 6.87 V, o que poder´a significar que o valor do ganho do amplificador de erro inclu´ıdo no LTC3122 n˜ao ´e suficiente ou que o formato do circuito impresso possa acrescentar alguns erros dado que os componentes deveriam estar mais pr´oximos do circuito integrado. Na figura 3.16 e 3.17 encontram-se o ripple da tens˜ao de sa´ıda, verificou-se que existe uma oscila¸c˜ao que tem como per´ıodo o inverso da frequˆencia de comuta¸c˜ao, no caso da resistˆencia de carga de 25Ω para o circuito com a tens˜ao de sa´ıda de 5.1 V a amplitude dessa oscila¸c˜ao ´e de 104 mV e no circuito com a tens˜ao de sa´ıda de 7 V a amplitude ´e de 228 mV.
Figura 3.14: Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 5.1 V.
Na tabela 3.2 e 3.3 expˆoem-se os valores de eficiˆencia para os dois circuitos apresentados anteriormente, verifica-se que para o conversor implementado para alimentar o Raspberry, tenso de sa´ıda de 5.1 V, a sua eficiˆencia varia entre 80.78% e 64.55%, o que evidencia que para resistˆencias de carga muito baixas, ou seja, correntes de carga elevados a eficiˆencia do circuito diminui bastante. Os valores de efiˆencia do conversor implementado para o LimeSDR s˜ao inferiores para as v´arias resistˆencias de carga mas para as resistˆencias de carga mais baixas a diferen¸ca para o valor mais elevado ´e menor.
Figura 3.15: Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 7 V.
Figura 3.16: Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 5.1 V.
c Figura 3.17: Conversor DC-DC com tens˜ao de sa´ıda de 7 V.
Resistˆencia de Carga (Ω) 100 50 33.3 25 11.75 Eficiˆencia (%) 78.60 80.78 80.55 75.26 64.55 Tabela 3.2: Eficiˆencia do conversor DC-DC implementado para o Raspberry.
Resistˆencia de Carga (Ω) 100 50 33.3 25 11.75 Eficiˆencia (%) 72.29 70.66 66.93 68.40 62.30 Tabela 3.3: Eficiˆencia do conversor DC-DC implementado para o LimeSDR.
3.2.5 Circuito Final
Nesta sec¸c˜ao aborda-se a realiza¸c˜ao do circuito final em que s˜ao implementados quatro MPPT para quatro pain´eis solares, um carregador de bateria e trˆes reguladores de tens˜ao, em que dois deles a sua sa´ıda ´e de 7 V e um deles de 5.1 V, por se utilzar um Arduino Uno, um LimeSDR e um Raspberry PI 3, em que nos dois primeiros as suas tens˜oes de entrada podem ser de 6 V a 12 V e o Raspberry PI 3 necessita de 5.1 V.
Na figura 3.18 encontra-se o esquema do circuito e na figura 3.19 o circuito impresso.
Cap´ıtulo 4
Sistema de Comunica¸
c˜
oes e Sistema
de Tratamento de Dados
Neste cap´ıtulo aborda-se todo o desenvolvimento das comunica¸c˜oes do sat´elite, isto ´e, as comunica¸c˜oes entre a esta¸c˜ao base e o sat´elite e vice-versa. Para tal vai desenvolver-se um sistema de comunica¸c˜oes que vai ser constitudo por uma antena, um h´ıbrido de 90◦e um SDR.
4.1
Desenvolvimento da antena
A antena trata-se de um dispositivo capaz de emitir e receber energia electromagn´etica. O desenvolvimento desta ´area da r´adio frequˆencia permitiu a cria¸c˜ao de comunica¸c˜oes m´oveis e radares.
Nesta sec¸c˜ao aborda-se os principais parˆametros das antenas e o desenvolvimento de uma antena patch, com o substrato Rogers 4725JXR, de espessura 1.542mm e com uma constante diel´etrica (εr) de 2.55 [26] e a espessura do cobre de 0.035mm.
4.1.1 Principais parˆametros das antenas
Antes de se desenhar a antena ´e importante ter em conta os principais parˆametros de uma antena, sendo estes: a largura de banda, o ganho, a diretividade, a eficiˆancia, a impedˆencia de entrada, a polariza¸c˜ao e o diagrama de radia¸c˜ao. Estes parˆametros ser˜ao analisados de seguida.
• Diretividade ´e a raz˜ao entre a intensidade da radia¸c˜ao da antena numa determinada dire¸c˜ao e a intensidade m´edia da radia¸c˜ao em todas as dire¸c˜oes. A intensidade m´edia de radia¸c˜ao igual `a potˆencia radiada pela antena dividida por 4π [27].
D(θ, φ) = 4πU (θ, φ) Prad
(4.1)
• Ganho da antena ´e uma medida que relaciona a eficiˆencia da antena e a sua diretividade. Antenas com a mesma diretividade podem n˜ao radiar a mesma potˆencia por causa das
perdas de cada uma das antenas. A eficiˆencia relaciona a potˆencia que ´e efetivamente radiada com a potˆencia entregue `a antena.
G(θ, φ) = etD(θ, φ) (4.2)
• Impedˆancia de entrada ´e definida como a impedˆancia de uma antena aos seus terminais [27]. A impedˆancia de entrada de uma antena varia com a frequˆencia e apresenta-se sob a forma complexa, equa¸c˜ao 4.3, que cont´em uma parte real(RA)e parte imagin´aria
(XA).
ZA= RA+ jXA (4.3)
• largura de banda define-se como a gama de frequˆencias em que o desempenho da antena se encontra dentro dos requisitos pr´e-definidos. Para esta disserta¸c˜ao foram definidos esses requisitos como sendo o valor das perdas de reflex˜ao inferior a -10 dB.
• Polariza¸c˜ao de uma antena numa determinada dire¸c˜ao ´e definida pela polariza¸c˜ao da onda transmitida pela antena. Quando a dire¸c˜ao n˜ao ´e fornecida a polariza¸c˜ao ´e con-siderada a polariza¸c˜ao na dire¸c˜ao do ganho m´aximo [27]. Se a polariza¸c˜ao da antena recetora e da onda incidente n˜ao for a mesma v˜ao existir perdas e a potˆencia recebida n˜ao vai ser a m´axima.
Existem trˆes tipos de polariza¸c˜oes de antenas, linear, circular e el´ıptica. Na polariza¸c˜ao linear, o vetor do campo el´etrico mant´em a dire¸c˜ao de uma linha ao longo do tempo. No caso da polariza¸c˜ao circular, o campo el´etrico possui duas componentes ortogonais com a mesma magnitude, mas com uma diferen¸ca de fase de 90◦. A polariza¸c˜ao el´ıptica apresenta duas componentes ortogonais mas com magnitudes diferentes. As polariza¸c˜oes circular e linear podem ser considerados casos especiais da polariza¸c˜ao el´ıptica e s˜ao obtidas com a elipse se transforma numa linha e num c´ırculo.
Figura 4.1: Tipos de Polariza¸c˜ao
• Diagrama de radia¸c˜ao ´e uma representa¸c˜ao gr´afica das propriedades espaciais de ra-dia¸c˜ao de uma antena. Em maior parte dos casos o diagrama de radia¸c˜ao ´e determi-nado na regi˜ao farfield (campo distante), ´e representado pelas coordenadas direcionais. As propriedades de radia¸c˜ao incluem a intensidade de radia¸c˜ao, densidade de potˆencia, diretividade, fase, polariza¸c˜ao e a for¸ca do campo [27].
4.1.2 Antenas Microstrip
As antenas microstrip consistem em patches radiantes, formada por um metal condutor, em maioria dos casos cobre, num substrato e num plano de massa, como se pode verificar na 4.2. Este tipo de antenas permite uma grande versatilidade no desenho da patch, onde esta pode ser retangular, quadrada, circular, em anel, o m´etodo de alimenta¸c˜ao tamb´em existe muita versatilidade. Estas caracter´ısticas e o baixo custo de produ¸c˜ao fazem com que este tipo de antenas seja muito implementadas. Apesar disto estas antenas apresentam algumas desvantagens como por exemplo baixa eficiˆencia, pouco ganho, pequena largura de banda e a n˜ao utiliza¸c˜ao a altas frequˆencias.
Figura 4.2: Exemplo de uma Antena Microstrip
4.1.3 M´etodos de Alimenta¸c˜ao
Os m´etodos de alimenta¸c˜ao s˜ao utilizados para excitar a antena, por contacto direto ou indireto, para que esta radie. Existem v´arios m´etodos de alimenta¸c˜ao, por exemplo, alimenta¸c˜ao por linha, por cabo coaxial, por fenda e por acoplamento de proximidade. Destes foi aplicado o primeiro m´etodo mas de v´arias maneiras.
A alimenta¸c˜ao por linha consiste numa linha de λ/4 adaptada `a frequˆencia do projeto e para a impedˆancia pretendida. Esta linha ´e inserida no mesmo substrato que a antena, apresentando como vantagens ser simples de fabricar e de adaptar.
4.1.4 Implementa¸c˜ao da antena Patch
A antena a ser desenvolvida, ´e uma antena patch pois apresenta grande facilidade de produ¸c˜ao, baixo custo e por fim devido ao tamanho da antena, em que a altura da mesma ´e de 1.612mm, que corresponde `a altura do substrato e a duas camadas de cobre. No de-senvolvimento da antena patch para que este seja considerada apropriada deve preencher os seguintes parˆametros:
• S11, coeficiente de reflex˜ao `a entrada do porto, tem de estar abaixo de -10 dB. • A eficiˆencia de radia¸c˜ao maior que -3db, superior a 50%.
Com a frequˆencia do projeto definida a 2.45GHz, pretende-se concretizar os parˆamteros mencionados anteriormente e obter o ganho m´aximo `a frequˆencia do projeto.O desenvolvi-mento da antena patch passa por determinar as suas dimens˜oes e tamb´em as dimens˜oes da linha de alimenta¸c˜ao que adapta a impedˆancia de entrada a 50Ω.
No desenvolvimento da antena patch utilizaram-se as f´ormulas para o seu dimensionamento descritas em ”Antenna Theory Design“ [27]. Primeiro calculou-se a largura da patch (W ) recorrendo `a equa¸c˜ao 4.4 em que fr ´e a frequˆencia do projeto, 2.45GHz, εr ´e a constante
diel´etrica do substrato, 2.55 e `a igualdade de √1
ε0µ0 = c que ´e o valor da velocidade da luz no
vazio, 3x108m/s. Substituindo estes valores na equa¸c˜ao 4.4 obt´em-se W =45.9mm.
W = 1 2fr √ ε0µ0 r 2 εr+ 1 (4.4) De seguida calculou-se o εref f, constante efetiva do diel´etrico, recorrendo `a equa¸c˜ao 4.5.
Sendo d a espessura do diel´etrico, 1.542mm, e W o valor obtido pela equa¸c˜ao 4.4, obt´em-se εref f = 2.4293 pelo m´etodo de substitui¸c˜ao.
εref f = εr+ 1 2 + εr− 1 2 q 1 +12dW (4.5)
De seguida calculou-se a extens˜ao do comprimento, ∆L recorrendo `a equa¸c˜ao 4.6, obteve-se ∆L=0.78457mm. ∆L = 0.412d(εref f + 0.3)( W d + 0.264) (εref f − 0.258)(Wd + 0.8) (4.6) Por fim efetuou-se o c´alculo do comprimento da patch recorrendo `a equa¸c˜ao 4.7, de acordo com os valores calculados anteriormente e a frequˆencia do projeto obteve-se um L=37.7mm.
L = 1 2fr √ εref f √ ε0µ0 − 2∆L (4.7)
4.1.5 Dimensionamento da linha de alimenta¸c˜ao
O m´etodo escolhido para a alimenta¸c˜ao da antena ´e o m´etodo de alimenta¸c˜ao por linha que consiste num transformador de λ/4 para garantir que a impedˆancia de entrada seja de 50Ω. O transformador de λ/4 vai transformar a impedˆancia de entrada da patch (Zin) em
50Ω recorrendo `as equa¸c˜oes 4.8 e 4.9. Atrav´es destas equa¸c˜oes obt´em-se o Zin = 254.26Ω e
Zt= 122.75Ω que ´e a impedˆancia do transformador de λ/4.
Zin= 90 ε2r εr− 1 − (L W) 2 (4.8) ZT = p 50xZin (4.9)
Com a determina¸c˜ao da impedˆancia do transformador de λ/4 utilizou-se o software TX-LINE para o c´alculo da largura e comprimento do transformador. Colocaram-se as carac-ter´ısticas do substrato, a frequˆencia do projeto, o ˆangulo, que ´e de 90◦e a impedˆancia do transformador e obteve-se o valor de cumprimento de 21.863mm e a largura de 0.886mm.
4.1.6 Simula¸c˜ao
Para a implementa¸c˜ao e simula¸c˜ao do comportamento da antena utilizou-se o software Computer Simulation Technology-CST. Os parˆametros para a implementa¸c˜ao da antena encontram-se na tabela 4.1. Estes parˆametros foram utilizados para a implementa¸c˜ao da patch e da alimenta¸c˜ao e obteve-se a figura 4.3
Frequˆencia (GHz) W (mm) L (mm) Wlinha (mm) Llinha (mm)
2.45 45.9 37.7 0.886 21.863
Tabela 4.1: Parˆametros da patch e da alimenta¸c˜ao.
Figura 4.3: Patch desenvolvida.
Simulou-se a antena implementada e verificou-se que a antena n˜ao est´a adaptada para a frequˆencia do projeto e procedeu-se a uma otimiza¸c˜ao dos parˆametros da antena e obtiveram-se os novos parˆametros que se encontram na tabela 4.2.
Frequˆencia (GHz) W (mm) L (mm) Wlinha (mm) Llinha (mm)
2.45 49.9952 36.3015 1.10002 21.861
Tabela 4.2: Parˆametros otimizados da patch e da alimenta¸c˜ao.
Atrav´es do gr´afico da figura 4.4 consegue-se retirar a largura de banda que ´e de 35.7MHz e retira-se tamb´em que a antena `a frequˆencia do projeto apresenta um coeficiente de reflex˜ao de -37.155 dB. Na figura 4.5 retirou-se o valor da impedˆancia de entrada que ´e de 49.003 + 0.945j. Na figura 4.6 pode-se verificar que para uma potˆencia de estimula¸c˜ao de 0.5W a potˆencia aceite e a potˆencia de sa´ıda tem um m´aximo de 0.5W, quando a potˆencia aceite ´e m´axima a potˆencia de sa´ıda est´a a 0.
4.1.7 Desenvolvimento da alimenta¸c˜ao por linha retra´ıda
De maneira a tentar diminuir o ´area total da antena decidiu-se utilizar a alimenta¸c˜ao por linha retra´ıda, fazendo com que a linha a utilizar tivesse uma impedˆancia de 50Ω. Este m´etodo consiste numa linha de alimenta¸c˜ao inserida na patch que cont´em uma abertura de cada lado da linha igual a 0.3 vezes a largura da linha. A linha de alimenta¸c˜ao ´e uma linha de λ/4 e
Figura 4.4: S11, coeficiente de reflex˜ao.
Figura 4.5: S11, coeficiente de reflex˜ao numa Carta de Smith.
Figura 4.6: Gr´afico da potˆencia aceite e da potˆencia de sa´ıda.
com uma impedˆancia caracter´ıstica de 50Ω, tendo a linha um comprimento de 20.915mm e uma largura de 4.26965mm.Para se obter o comprimento que a patch tinha de ser retra´ıda foi utilizada a equa¸c˜ao 4.11, em que Zin corresponde `a impedˆancia da patch, Z0 ´e de 50Ωe o
solu¸c˜ao no CST e feita a sua otimiza¸c˜ao e foi obtido os valores da tabela 4.3. Zin= Z0cos ( π Ly0) 2 (4.10) y0 = cos ( r Zin Z0 ) −1 L π (4.11)
Frequˆencia (GHz) W (mm) L (mm) Wlinha (mm) Llinha (mm) y0 (mm)
2.45 44.9225 37.24 4.27496 20.9542 13
Tabela 4.3: Parˆametros da patch e da alimenta¸c˜ao por linha retra´ıda.
Como ´e poss´ıvel verificar os resultados s˜ao muito idˆenticos aos resultados obtidos com o m´etodo de alimenta¸c˜ao por um transformador de λ/4 o que era espet´avel. Na figura 4.7 retirou-se a largura de banda que ´e de 36.4MHz e o coeficiente de reflex˜ao `a frequˆencia do projeto ´e de -38.28 dB. Na figura 4.8 retirou-se a impedˆancia de entrada que ´e de 50.733 − 0.323j e na figura 4.9 verificou-se o mesmo comportamento com a potˆencia aceite e potˆencia de sa´ıda. Na figura 4.10 encontra-se o diagrama de radia¸c˜ao em que o l´obulo principal est´a a 0◦e a apresenta um ganho de 7.64 dBi. Desta maneira conseguiu-se reduzir a ´area total da antena e manter os resultados anteriores.
1.8 2 2.2 2.4 2.6 2.8 3 3.2 Frequência (GHz) -40 -35 -30 -25 -20 -15 -10 -5 0 Magnitude (dB) Coeficiente de Reflexão S 11
Figura 4.7: S11, coeficiente de reflex˜ao.
Ap´os a impres˜ao da antena com a alimenta¸c˜ao retra´ıda, figura 4.13, foi utilizado o Vector Network Analyser -VNA para medir o parˆametro S11, o coeficiente de reflex˜ao da antena,
tendo sido este comparado com o valor simulado. Esta compara¸c˜ao encontra-se na figura 4.11, em que se verifica que a antena impressa n˜ao se encontra adaptada `a frequˆencia do projeto mas sim a 2.46GHz. Como tal optou-se por mudar a frequˆencia do projeto para 2.46GHz, pois o valor da frequˆencia n˜ao era um valor r´ıgido, visto que se poderia encontrar entre 2400 e 2483,5MHz. A largura de banda da antena impressa ´e de 33MHz enquanto que a simulada ´e de 36.04MHz.