Soutenance mémoire
Contraintes liées à l’environnement radiatif
L’environnement spatial est un environnement fortement contraint. Quand on parle des contraintes de l’environnement on compare ces contraintes avec celles que l’on connaît sur Terre. Il est alors nécessaire d’opérer à deux distinctions quant à l’environnement. La première c’est qu’il n’y a pas un seul environnement spatial mais une multitude. Par exemple, il peut être concevable que les températures rencontrées dans l’orbite terrestre soient sensiblement différentes de celles que l’on pourrait voir autour de Mercure ou de Pluton. Par abus de langage, on désignera dans cette thèse par environnement, celui de l’application c’est à dire, l’orbite de la Terre. Les vols extra-orbitaux représentent une très faible part du marché. La seconde est que, même en désignant uniquement l’orbite terrestre, il est nécessaire de faire le distinguo entre les différentes missions. Par exemple, une orbite géostationnaire ou simplement GEO, présente une altitude par rapport à la terre plus grande et donc un environnement radiatif plus contraint. L’application devra pouvoir s’adapter à toutes les missions. On désignera donc comme environnement spatial celui étant le plus contraint (GEO).
Dans cette partie, il sera abordé les différentes contraintes radiatives que l’on peut rencontrer dans notre application et rapidement les effets que celles-ci peuvent avoir sur les systèmes. Bien entendu, chacune de ces contraintes nécessiterait une thèse pour être examinée dans la mesure de leurs complexités. Aussi, nous n’aurons pas cet orgueil et nous contenterons d’une compréhension superficielle pour la justification de notre spécification.
Radiations et effets singuliers
Seul l’environnement radiatif spatial sera considéré dans ce chapitre à travers les travaux de [9] sur les composants issus de l’électronique de puissance et [7] sur les composants mémoire. Il est possible de classer l’origine des radiations suivant 3 catégories :
— Les rayons cosmiques sont isotropiques (de toutes directions) et sont très énergétiques. Ils sont très pénalisants pour les systèmes électroniques mais présentent peu de probabilité d’occurrence. Ils proviennent de l’extérieur de notre système solaire.
— Le rayonnement solaire, composé d’un flux de photons de faible énergie, le plasma et le flux magnétique que le soleil émet en permanence dans toutes les directions, comme un « vent » de particules toujours présent. Le vent est ponctué par les émissions sporadiques des tempêtes solaires. Les éruptions solaires et les éjections de masse coronale (EMC) génèrent des éclats de particules intenses et localisés d’une énergie beaucoup plus élevée que le vent solaire en régime permanent.
— Ceintures de radiation, accumulation de particules énergétiques détournées et piégées dans des régions de formes toroïdales autour des planètes en leurs champs magnétiques.
La fiabilité des composants microélectroniques dans l’espace est caractérisée par l’accumulation des effets d’ionisation et de déplacement de charge (DDD), ainsi qu’une probabilité élevée d’effets singuliers (ESE). L’exposition aux rayonnements de l’électronique embarquée peut être directement reliée à l’orbite suivie par la mission, la période de l’année pour les irruptions solaires (périodes de fortes activités) ainsi que la quantité de blindages mis en place. Le champ magnétique terrestre peut agir différemment sur la quantité de radiations perçues par le satellite en fonction de la zone survolée pendant la mission.
Ces orbites offrent des propriétés différentes qui peuvent être exploitées suivant la mission :
— L’orbite terrestre basse (LEO), une orbite géocentrique avec une altitude allant de 0 à 2 000 km (1 240 miles). Afin de maintenir un satellite en orbite avec un minimum d’énergie, il est crucial d’éliminer la traînée atmosphérique, de sorte que les orbites terrestres pratiques commencent à environ 167 km (100 miles), et ont une période orbitale comprise entre une et deux heures. Les LEO sont des orbites à relativement basse altitude et donc les moins coûteuses en termes d’énergie dépensée pour atteindre l’orbite. Les signaux mettent moins de temps à effectuer l’aller retour et les images sont plus résolues. Ces deux avantages font que cette orbite est souvent employée pour de la télécommunication ou l’observation Terrestre.
— L’orbite terrestre moyenne (MEO) est définie entre la LEO et l’orbite géostationnaire (GEO) à 35 786 km (22 236 miles). MEO est généralement utilisé pour la navigation (GPS), la communication et la science. Les périodes orbitales des satellites MEO vont de 2h à 24h.
— L’orbite géosynchrone (GSO) et l’orbite géostationnaire (GEO) sont toutes les deux synchrones avec la rotation de la Terre. Alors que les orbites GSO restent précisément au niveau de l’équateur durant une rotation de la Terre, l’orbite GEO effectue un déplacement nord/sud. Tout vaisseau spatial en orbite avec une altitude au-dessus du GEO est considéré comme étant en orbite terrestre haute (HEO). Les HEO sont des orbites généralement réservées aux missions qui doivent s’éloigner de champs électromagnétiques importants présents sur les orbites basses, notamment lorsque le champ magnétique peut avoir une incidence sur les instruments (surveillance de l’espace profond par exemple).
Influence des orbites sur les radiations
Les LEO, en particulier et les orbites équatoriales, où le champ magnétique terrestre est plus important, offrent une plus grande protection vis à vis des radiations. À des altitudes plus élevées, des orbites telles que MEO ou GEO, et/ou des orbites fortement inclinées ou des orbites polaires, le blindage fourni par le champ magnétique terrestre est considérablement réduit, ce qui entraîne des flux de particules plus importants et une probabilité plus élevée des événements singuliers (SEE). Des flux plus élevés et des particules de plus haute énergie exposent les missions à forte inclinaison ou à orbite polaire, puisque le blindage magnétique de la Terre devient moins efficace à haute/basse altitude ou pour des latitudes éloignées de l’équateur. Pour les vols interplanétaires loin de la Terre, l’objet spatial est exposé à des flux élevés de particules énergétiques.
Origine des rayons cosmiques
Avant de se concentrer sur l’environnement spatial local de notre système solaire, il est nécessaire de considérer l’environnement à une plus grande échelle. L’ »espace » est souvent présenté comme une absence totale de matière (espace vide), mais en réalité, même les vastes espaces apparemment vides entre les étoiles sont remplis de matière et d’énergie. La matière qui occupe l’espace entre les étoiles, appelée le milieu interstellaire, se compose principalement d’hydrogène, avec une plus petite fraction d’hélium et des traces d’éléments plus lourds, plus un peu de poussière.
Le gaz interstellaire forme généralement de grands « nuages » d’atomes neutres ou de molécules. Près des étoiles ou d’autres corps énergétiques moins denses les nuages de gaz s’ionisent. Le gaz dans le milieu interstellaire est non pas statique mais en mouvement perpétuel, se comprimant ou se dissipant en réponse aux influences magnétiques, thermodynamiques, gravitationnels et radiatifs. Le gaz interstellaire est à la fois le substrat et la source des galaxies et des étoiles.
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Table des matières
1 Introduction
2 Spécificités liées à l’application
2.1 Contraintes liées à l’environnement radiatif
2.1.1 Radiations et effets singuliers
2.1.2 Conséquences sur les semi-conducteurs
2.1.3 Utilisation des transistors GaN
2.2 Architecture de distribution satellite
2.2.1 Gestion thermique
2.2.2 Gestion de la puissance
2.3 Enjeux et spécifications
2.3.1 Enjeux
2.3.2 Spécifications
2.3.3 Performances de l’existant
2.4 Conclusion
2.5 Références
3 Choix de la Structure
3.1 Topologie Flyback
3.1.1 Flyback Active Clamp
3.1.2 Flyback ACQR
3.2 Les topologies résonantes
3.2.1 Résonnant série
3.2.2 Résonnant série parallèle LLC
3.3 Conclusion
3.4 Références
4 Étude de la Flyback ACQR
4.1 Pré-dimensionnement – Fonctionnement quasi à vide
4.2 Fonctionnement en charge
4.2.1 Phase 1
4.2.2 Phase 2
4.2.3 Phase 3
4.2.4 Phases 4
4.2.5 Limites de fonctionnement
4.2.6 Redressement synchrone
4.3 Conclusion
4.4 Références
5 Réalisation de la Flyback ACQR
5.1 Mise en œuvre du convertisseur complet
5.1.1 Contraintes liées au GaN et drivers
5.1.2 Composants magnétiques
5.1.3 Méthode de contrôle
5.1.4 Contrôle de la cellule
5.2 Expérimentation
5.2.1 Comportement statique
5.2.2 Rendement
5.3 Conclusion
5.4 Références
6 Optimisation du dimensionnement de la Flyback ACQR
6.1 Description de l’algorithme d’optimisation
6.2 Résultats de l’optimisation
6.3 Étude des grandeurs d’intérêt dans la structure optimisée
6.3.1 Stratégie de pilotage
6.3.2 Distribution des pertes dans les composants magnétiques
6.4 Conclusion
6.5 Références
7 Conclusion
