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REPÈRES a compatibilité électromagnétique appliquée aux projets

1. 150 dBu V m ES 1 120 dBu V m RE 110 dB V m 100 dBuV m 90 dBu V m 80 dBu V m 70 dBu V m 60 dB V m 50 dBu V m 40 dBu V m 30 dBuV m 20 dBuV m l 10 dBp V m OdBuVim Lyiss l0kH2 l00kHz IMHz l0MHz 100MHz IGHz 10GHz 100GHz Fr quence UT TT A SL UO S OA M N S S FYS 4 Limite du champ rayonn acceptable par le lanceur Le niveau de susceptibilit du lanceur est au dessus de 1 V m dans toute la bande au dessus de 10 V m dans les bandes d mission des satellites except dans les bandes de r ception du lanceur Ceci garantit la CEM du lanceur et du satellite sans essai d int gration pr liminaire suppl mentaire au satellite en l obligeant trop limiter ses missions CEM avec le lanceur La compatibilit avec le lanceur est en majeure partie dans le domaine rayonn Il existe bien quelques lignes de commande lectrique mises disposition de la charge utile mais elles sont suffisamment bien prot g es pour ne pas cr er de difficult s La compatibilit en mode rayonn fait l objet de v rifications syst matiques La premi re ren contre d un satellite et de son lanceur n a lieu que quelques jours avant le lancement On veut viter de d couvrir un quelconque probl me de CEM sur l aire de lancement Compatibilit radio lectrique Le premier niveau de compatibilit concerne les mis sions et r ceptions radio lectriques intentionnelles Le par
2. des ergols utilis s pour le contr le d attitude et le maintien poste sur l orbite nominale On doit sp cifier une valeur maximum du moment magn tique du satellite en vitant les boucles de courant continu L utilisation de mat riaux magn tiques dans les quipements est limit e les aimants de focalisation des tubes ondes progressives doivent tre compens s Un probl me provient souvent des cavit s hyperfr quences r alis es en alliage ferronickel faible dilatation mat riau forte perm abilit magn tique qu il faut remplacer par des mat riaux composites base de fibre de carbone ayant les m mes performances de sta bilit dimensionnelle mais plus co teux 2 2 2 Magn tocoupleurs A contrario on peut utiliser le champ terrestre pour pilo ter le satellite l aide de magn tocoupleurs Ce sont des bobines comportant plusieurs milliers de spires dans les quelles on fait circuler un courant comme dans l induit d un moteur dont l inducteur serait la Terre Ces bobines produi sent un moment magn tique sup rieur 100 Am La contrainte sur le satellite est alors d avoir un moment incontr l sensiblement inf rieur Ce m me principe de contr le d attitude est parfois appliqu sur les satellites g ostationnaires Malheureusement l activit g omagn tique est de tr s grande amplitude relative au niveau de l orbite g ostationnaire Il arrive m me que le vent solaire comprime la magn tosph re au
3. le champ magn tique terrestre et le foudroiement pour les lanceurs 4 1 D charges d lectricit statique induites par l environnement A l altitude de 36 000 km un satellite situ dans le plan quatorial a une vitesse angulaire gale la vitesse angulai re de la Terre ainsi il para t immobile un observateur ter restre Une telle orbite procure une situation privil gi e on y trouve la quasi totalit des satellites de t l communica tions et de radiodiffusion Mais l espace n est jamais totale ment vide le plasma dans cette zone est constitu de popu lations d lectrons et d ions forte nergie Le potentiel d un satellite baignant dans ce milieu peut atteindre plu sieurs centaines de volts voire plusieurs kilovolts Parce que la croissance du potentiel n est pas uniforme il appa ra t sur le satellite des diff rences de potentiel du m me ordre de grandeur Lorsque la tension entre parties voisines d passe le seuil de claquage une d charge lectrostatique sous vide se d clenche et cr e un champ lectromagn tique qui perturbe les quipements les plus susceptibles ou les plus expos s Il peut en r sulter un changement d tat intempestif des circuits lectroniques du satellite avec par fois comme cons quence une perte de disponibilit du sys t me Ce probl me est actuellement celui qui pr occupe le plus l ing nieur de CEM des projets de satellites g osta tionnaires Il n existe aucun moyen
4. A Le choix de la technologie r sulte d un compromis entre la chute de tension ohmique garder la plus faible possible la fois pour des raisons d conomie de puissance et de dissipation thermique l in ductance minimiser pour viter les surtensions lors des mises en route ou arr ts d quipement et le maintien d un moment magn tique sous un seuil sp cifi pour faciliter le contr le d attitude Sur un satellite s il n a pas revenir sur Terre il n existe aucune contrainte d a rodynamisme Afin de minimiser la masse il est tentant de r duire la structure au minimum compatible avec l ambiance vibratoire du lancement et de ne disposer que de l gers crans thermiques entre l espace et les quipements A la fois pour se prot ger des missions radio lectriques et des perturbations lectromagn tiques induites par les d charges lectrostatiques apr s des exp riences malheureuses en vol il a t n cessaire de revenir sur cette option et de disposer tous les quipements lectro niques sous un cran lectromagn tique Il est constitu de la structure principale du satellite associ des blindages et filtrages sur les c bles traversant les parois de l enceinte blind e amp COMPATIBILIT LECTROMAGN TIQUE AVEC L ENVIRONNEMENT NATUREL Les composantes de l environnement naturel prises en compte dans la sp cification de CEM sont les d charges lectrostatiques pour les satellites g ostationnaires
5. par centi m tre cube de plusieurs dizaines de milliers d lectron volts qui charge le satellite plusieurs kilovolts ou un tat de p riode calme o il est relativement froid moins d un lectronvolt et assez dense plus de cent particules par centim tre cube qui maintient tout point de la surface du satellite un potentiel inf rieur quelques volts 2 Vue g n rale de la magn tosph re terrestre On repr sente ici les lignes de champ magn tique qui sont galement les trajectoires moyennes des flux de particules lectrons et ions Les lignes de champ de basse altitude lt 10 000 km environ accompagnent la rotation diurne de la Terre tandis que les lignes de champ de haute altitude sont orient es selon la direction du soleil L onde de choc du vent solaire sur le dip le g omagn tique est du c t du soleil Le satellite dans le plasma se charge comme une sonde de Langmuir En premi re approximation le milieu est neutre et maxwellien les densit s et temp ratures des ions et lec trons sont peu diff rentes Les courants de charge respecti vement n gatif et positif des lectrons et protons privil gient la charge globalement n gative par les lectrons plus l gers donc plus rapides qui cr ent plus de courant lectrique densit de charge et nergie gale Le satellite a tendance prendre une charge n gative le potentiel d quilibre en volts tant voisin de la temp rature lectroni
6. raisonnable de repro REE N 1 Janvier 1998 duire l environnement en plasma l chelle d un satellite complet galement l environnement lectromagn tique lors des d charges est encore impr cis On ne conna t aucun essai de niveau non excessif qui garantirait de fa on certaine le fonctionnement en orbite On d taille ci apr s ce ph nom ne tudi depuis trente ans et qui est appr hen d sous tous ses aspects depuis quelques ann es seulement Interaction lectrostatique avec le milieu La zone de l espace dans laquelle se trouve la plupart des satellites est la magn tosph re c est la zone soumise au champ magn tique terrestre Sa limite est la magn topause au del de laquelle on ne voit que le champ magn tique d origine solaire beaucoup plus faible On sait qu une parti cule charg e a une trajectoire qui s enroule en h lice autour d une ligne de champ magn tique La s paration des lignes de champ magn tique solaire et terrestre par la magn to pause accompagne la s paration du plasma solaire le vent solaire et du plasma magn tosph rique La position de la magn topause d pend de la pression du vent solaire ses variations rapides entra nent une instabilit du plasma magn tosph rique En r percussion l activit solaire ce dernier peut prendre aux altitudes lev es par exemple l altitude de 36 000 km deux tats extr mes un tat peu dense mais tr s chaud moins d une particule
7. soudre Par ailleurs la source provient d l ments m caniques qui traditionnellement ne sont pas soumis aux sp cifications de CEM L analyse de ce probl me est effectu e en trois temps En premier lieu on value le risque fr quentiel En limitant n et m des valeurs raisonnables n m inf rieur 5 on d termine le spectre des signaux parasites mis partir des largeurs spectrales des missions intentionnelles Le risque fr quentiel est tabli s il y a recouvrement sur une bande de r ception Ce premier tri permet de r duire un petit nombre les situations de conflit Dans un second temps on d termine le risque g om trique Chaque configuration risque fr quentiel est analys e pour d terminer s il existe des points de la structure situ s la fois dans deux faisceaux d mission et dans un faisceau de r ception En cas de risque g om trique on value le risque d amplitude uniquement par la mesure aucune analyse th orique ne permettant de calculer l amplitude des produits d intermodulation 1 5 Utilisation de la propulsion lectrique Les prochaines g n rations de satellites utiliseront la propulsion lectrique pour le maintien poste Le plasma mis par ces propulseurs est localement suffisamment Imp dance 1000 Ohm TTT f 100 Ohm A E S i i 10 Ohm P 4 P4 1 1000mOhm di J f 3 i 100mOhm RAS 1 N AEE E A ET i i marn 100 H
8. syst me fonctionner sur ses propres perturba tions intentionnelles ou non L application de la CEM aux satellites de t l communi cations est d abord comprise comme une gestion optimis e du spectre des fr quences radio lectriques et du contr le des missions Ce probl me est trait au niveau des ins tances internationales de coordination et de r glementa tion On assiste actuellement une augmentation sans pr c dent du nombre de satellites qui aboutit un encombre ment tel de l espace que le partage des bandes de fr quen ce utilis es jusqu maintenant atteint ses limites particu REE XI Janvier 1998 65 66 REP RES ELECTRONIQUE EN ENVIRONNEMENTS EXTR MES li rement sur l orbite quatoriale 36 000 km altitude des satellites g ostationnaires Il faut songer d autres fen tres radio lectriques de l atmosph re qui exigent une technolo gie hyperfr quence encore co teuse Une alternative et un compl ment est le d veloppement des constellations qui permettent un degr de libert suppl mentaire dans la s paration angulaire des satellites vus depuis l antenne au sol mais avec la n cessit de disposer d antennes point es Pour les satellites de t l communication la compatibilit radio lectrique doit aussi tre assur e bord o l on doit faire coexister dans un espace restreint des metteurs d une puissance radio lectrique permanente de quelques kilo watts avec l ta
9. REP RES a compatibilit lectromagn tique appliqu e aux projets spatiaux par J P CATANI Centre National d Etudes Spatiales La plupart des activit s assurant la compatibilit lectromagn tique d un engin spatial ne diff rent pas de tout autre syst me et pr sentent de nombreuses analogies avec les mobiles terrestres ou a ronautiques N anmoins l environnement spatial les missions demand es aux lanceurs et satellites les contraintes de masse et de fiabilit le confinement dans un volume restreint imposent des solutions sp cifiques aux projets spatiaux INTRODUCTION La compatibilit lectromagn tique ou CEM est l aptitu de d un syst me fonctionner correctement dans une ambiance lectromagn tique et inversement ne pas pol luer l environnement par ses missions lectromagn tiques Un lanceur ou un satellite en tant que syst me autonome doit produire son nergie lectrique la transfor mer et la distribuer aux quipements il doit communiquer avec la Terre il doit contr ler son attitude avec une grande pr cision parfois il doit effectuer des mesures de nature scientifique d une extr me sensibilit Ces fonctions ne sont pas diff rentes de celles que l on trouve sur d autres mobiles La r solution de la compatibilit lectromagn tique pr sente de nombreux points communs avec ces sys t mes N anmoins on s attachera dans cet article n vo quer que les probl mes de compati
10. aluation La m thode la plus s re consiste reproduire le plus fid lement possible le signal perturba teur mesur en un point critique dans ses caract ristiques spectrales et temporelles et de l injecter dans le syst me sur ce point apr s l avoir amplifi dans un facteur gal la marge requise Cette m thode tend remplacer celle g n ralement incorrecte consistant simplement comparer les courbes de mesure d mission et de susceptibilit de chaque quipement ce qui exige une interpr tation diffici le pour prendre en compte la forme spectrale du perturba teur et la r ponse fr quentielle de susceptibilit sans parler du r le des non lin arit s des circuits susceptibles dans la sommation des missions K LD 1 9 eT nn nn ra L ijg ir SS 119423 040 gt P x X 1 Le satellite SPOT 4 en essai de compatibilit lectromagn tique Intespace Les essais de compatibilit lectromagn tique et radio lectrique sont effectu s sur le satellite int gr dans une chambre an cho que de grande taille et dont le niveau d empoussi rement est rigoureusement contr l Seul manque le g n rateur solaire Photo CNES Renaut Claria Plans d essais Le plan de contr le doit aussi pr ciser les m thodes de d monstration du bon fonctionnement du syst me en orbite par analyse ou essais C est le r le du Plan d Essais Un satellite d applications est toujo
11. ation de taille des satellites permet l augmenta tion des puissances mises ainsi que la pr sence de r p teurs dans toutes les bandes de t l communications aussi on se pr occupe du risque d apparition des PIMP les Pro duits d InterModulation Passive g n r s par les h t rog n it s de la structure du satellite Un contact entre conduc teurs diff rents pr sente une r sistance d pendant du sens du courant et de son amplitude ph nom ne accentu par la pr sence d oxydes m talliques Sur la structure du satellite on trouve un nombre consid rable de telles jonctions en REE N 1 Janvier 1998 71 particulier sur la face porte antennes en raison de la diversi t d quipements Si un contact est illumin par deux fais ceaux d mission aux fr quences f1 et f2 il se comporte comme un centre de r mission la fr quence des produits de m lange des faisceaux incidents nfl mf2 les nombres n et m prenant toute valeur enti re positive n gative ou nulle Si un r cepteur cette fr quence est en visibilit du point d mission il le per oit comme une source de bruit ind sirable Ce probl me est d autant plus d licat r soudre que tout filtrage est impossible puisque le perturbateur se cr e dans la bande nominale de r ception en amont de l an tenne r ceptrice En ce sens il n est pas comparable aux pro duits d intermodulation cr s dans le m langeur du r cep teur qu on a l habitude de r
12. bilit lectromagn tique sp cifiques d un engin spatial 2 GENERALITES Comme dans toute situation o l on doit assurer la com patibilit lectromagn tique on doit se pr occuper des interactions avec l environnement naturel avec l environ Mots cl s Compatibilit lectro magn tique Environnement spatial Essais te EE Ed je LA En a ul E Un engin spatial r unit dans un espace restreint des r cepteurs ou des capteurs scientifiques la limite de la sensibilit th orique avec des sources de puissance et des sources radio lectriques de plusieurs kilowatts E L environnement naturel provoque l lectrisation du satellite cause de d charges lectrostatiques et de perturbations lectromagn tiques l origine de pertes de contr le en vol E Les contraintes de masse au lancement imposent de r duire les marges de compatibilit lectroma gn tique au strict n cessaire S Y N eo P S I S E in a confined space we find on a spacecraft recei vers or scientific probes approaching the theoreti cal sensitivity together with power supplies and radioelectric sources of several kilowatts B Natural environment is cause of charging at the origin of electrostatic discharges EMI and loss of spacecraft control E Constraints on launching mass require to reduce the electromagnetic margin to the minimum accep table value nement radio lectrique et galement se pr occuper de la capacit du
13. dessous de 36 000 km d al titude livrant le satellite au champ magn tique interplan taire de sens oppos Il en r sulte une inversion intempesti ve du couple de pilotage 2 5 Risque de foudroiement des lanceurs Un lanceur de satellites n est jamais prot g vis vis de l impact de foudroiement selon les normes a ronautiques Il en r sulterait un surcro t de masse jug intol rable Or le risque existe et doit tre pris en compte Au sol le lanceur est prot g en permanence soit l int Champ lectrique l 50 dBaVim MALE NN MERS Tr LU 140dBuv m l 130 dBuV m 120 amp BVm 110 dBpV m 100 dBpVim 90 dBu V m 80 dBu Vim 70 dBp Vim 60 dBpVim 50 dBpVim 40 dB V m 30 dBp V m 20 dBu V m 10 dB V m ORNE ULE Euh E A ES A E OE TES 10kHz 100kHz IMHz 10MHz I00MHz IGHz 10GHz 100GHz Fr quence 5 PAA SES SOT EE ES E e VE E M LIES DEN a DS C4 PE 3 Limite d mission rayonn e par le lanceur missions non intentionnelles Le niveau mesur 1 m au dessus de la case d quipement du lanceur au niveau du satellite est maintenu un niveau tr s faible 1 mV m REE N 1 Janvier 1998 rieur d un b timent qui peut tre ramen sur le lanceur en moins de trente minutes Ariane 4 soit par un ensemble de quatre pyl nes proches interceptant le foudroiement Ariane S Le lancement n est autoris que si les conditions m t oro logiques assurent l abs
14. e il en r sulte des d charges lectrostatiques Les modes de cla quages sont syst matiquement tudi s pour chaque mat riau et composant du satellite L exp rimentation de labora toire consiste reconstituer le plus fid lement possible l ambiance d lectrons de l orbite g ostationnaire Un ph nom ne qui est apparu surprenant aux premiers exp rimen tateurs est que dans tous les cas on observe l expulsion ins tantan e vers l espace des lectrons emmagasin s dans le di lectrique pendant les heures de charge qui ont pr c d Il se comporte comme une cathode de diode lectronique mettant un courant de plusieurs amp res dans le vide La charge d espace ainsi cr e est de plusieurs dizaines de nanocoulombs dans un volume ne s tendant que sur quelques dizaines de centim tres L impulsion de champ lectrique local atteint 50 kV m en m me temps le courant de r quilibrage lectrostatique dans la structure du satellite d passe plusieurs amp res avec un front inf rieur 10 ns Par couplage lectrique et magn tique il appara t sur les faisceaux de c blage du satellite soumis cette perturbation une impulsion de tension sup rieure la centaine de volts La compatibilit lectromagn tique appliqu e aux projets spatiaux largement sup rieure ce que supporte habituellement un circuit lectronique non sp cialement prot g Les effets lectromagn tiques sont suffisants pour provoquer des changem
15. ence de risque de foudroiement en vol Par un radar m t o on v rifie que la trajectoire est suf fisamment loign e des cumulo nimbus Un indicateur utile est le champ lectrostatique au sol dans la zone de lance ment Des nuages charg s induisent un champ lectrosta tique d autant plus lev que le risque de foudroiement est plus grand Enfin une mesure de l activit orageuse par les missions radio lectriques des pr curseurs de foudre et leur localisation fournit une indication pr cise du risque 5 COMPATIBILIT RADIO LECTRIQUE EN PHASE DE LANCEMENT Les documents contractuels qui r gissent la compatibili t lectromagn tique pour toutes les op rations de lance ment sont constitu s par le manuel d utilisation Ariane et le manuel de pr paration des charges utiles Ils comportent toutes les contraintes d interface m canique lectrique radio lectrique ainsi que les contraintes de mise en uvre que doit respecter le client Il faut pr ciser que lors de la conception d Ariane un effort particulier a t consacr la r duction de ces contraintes en raison de la concurrence s v re entre les fournisseurs de lanceurs D une part le niveau de propret lectromagn tique du lanceur est main tenu un niveau assez bas pour ne pas perturber le satelli te d autre part la susceptibilit du lanceur a t d finie un niveau assez s v re pour viter un effort de d veloppement Champ lectrique i
16. ents d tat des circuits logiques avec pour cons quence des commandes erron es ou intempestives des remises z ro de calculateurs des fausses alarmes des arr ts inopin s de r p teurs des d pointages d antenne etc 1 1 3 M thodes de protection Un intense programme d tudes techniques a permis de d gager des r gles de conception dont on peut maintenant juger de l efficacit Eviter une charge excessive ou incon tr l e du satellite limiter en nombre et amplitude les d charges lectrostatiques prot ger les circuits logiques des impulsions de d charges sont les m thodes qui assurent aujourd hui le bon fonctionnement des satellites lanc s ces dix derni res ann es Dans les programmes spatiaux les plus r cents une m thodologie rigoureuse est respect e afin d assurer un fonctionnement exempt d anomalies dues aux d charges d lectricit statique Elle est fond e sur trois id es des r gles sur les choix des mat riaux propres vi ter les d charges des r gles de conception pour r duire la susceptibilit des circuits en pr sence de d charge et des essais pour v rifier la mise en application de ces r gles On r duit le risque de claquage en emp chant les mon t es en potentiel dangereuses On cherche diminuer la r sistance des isolants afin d couler les charges vers les parties clair es par le soleil et profiter de la photo mis sion Tout mat riau conducteur doit tre reli la ma
17. ge d entr e des r p teurs Un probl me quivalent se pose avec les satellites d observation de la Terre par imagerie radar Les probl mes de CEM li s l environnement naturel s appliquent surtout aux satellites g ostationnaires qui vo luent dans le plasma lectrisant de la couche neutre de la magn tosph re Il en r sulte une charge du satellite suivie de d charges d lectricit statique dont on ne peut pas dire que l on sache les viter totalement m me si maintenant on en comprend bien le m canisme Les satellites d observation posent le probl me du fonc tionnement des capteurs opto lectroniques qui du point de vue de la compatibilit lectromagn tique sont des r cep teurs de grande sensibilit et de grande bande passante La compatibilit doit tre assur e avec la distribution d ner gie de bord effectu e par des alimentations d coupage pour optimiser le rendement Les satellites objectif scien tifique dont les capteurs sont toujours la limite th orique de sensibilit sont soumis aux m mes difficult s Les contraintes drastiques d conomie de la masse lancer ne laissent gu re comme solution qu un choix judicieux de la topologie du r seau de masse et des circuits d interface de pr f rence des filtres et blindages Pour un lanceur on a eu se pr occuper d une strat gie de s curisation vis vis du risque de foudroiement au sol avant le lancement ou au cours de la travers e de
18. l atmo sph re li aux effets primaires et lectromagn tiques Un lanceur est pilot sur sa trajectoire par sa centrale inertielle sans aucune possibilit de contr le depuis le sol en aucun cas on ne peut se permettre une commande erron e On conna t au moins deux checs de mise en orbite dus des impulsions lectriques parasites le lanceur Europa sur une d charge lectrostatique de la coiffe un lanceur Atlas sur foudroiement en vol Dans les deux cas la cause a t la perturbation du calculateur de pilotage Une pr occupation dans le d veloppement d un lanceur de satellites est aussi de disposer d une marge confortable sur les syst mes pyro techniques utilis s en grand nombre pour les diff rentes op rations de s paration d tages et parfois pour la neutra lisation en cas de perte de contr le Enfin un souci est la compatibilit du lanceur et de sa charge utile lorsque l op tion est prise c est le cas d Ariane d autoriser le fonction nement du satellite pendant le lancement REE N 1 Janvier 1998 LES M THODES Plan de contr le de CEM L organisation des activit s de compatibilit lectroma gn tique est sous la responsabilit du ma tre d uvre et sont men es par un ing nieur de CEM Il est charg de d finir et faire appliquer le plan de contr le de compatibili t lectromagn tique qui couvre toutes les activit s dans ce domaine depuis l approvisionnement des quipements jus qu
19. la livraison du syst me au client apr s la mise poste en orbite Ce plan a pour premier objet de pr ciser les res ponsabilit s contractuelles de tous les intervenants La compatibilit lectromagn tique tant une activit de d fi nition des interfaces on comprend l importance d finir la r gle du jeu avant l apparition des conflits Un document d crit donc l organisation et le mode de gestion des non conformit s mais il impose d s le d but du programme au moment des appels d offre pour les fournitures d quipe ment les contraintes d interface en termes de sp cification de limites d mission et de susceptibilit les r gles de r a lisation et les m thodes d essais Sp cification g n rale de CEM Le document applicable en mati re de CEM est la sp ci fication g n rale de compatibilit lectromagn tique Elle inclut les contraintes externes de CEM avec l environne ment naturel avec les autres syst mes tout particuli re ment le lanceur et celles internes assurant l autocompati bilit A ce jour il n existe pas de standard de compatibilit lectromagn tique auquel devraient r pondre tous les pro jets spatiaux Une sp cification de CEM est tablie pour chaque programme en r ponse aux clauses techniques du contrat tabli avec le ma tre d ouvrage En fait chaque ma tre d uvre dispose d un standard interne qui est le fruit de son exp rience spatiale pass e qu il applique avec un minim
20. litude de la puissance consomm e par les r p teurs de bord puisqu en l absence d une mission depuis le sol il n y a pas de signal amplifier dans le r p teur de bord dont la consommation devient nulle Par couplage dans l imp dan ce de la barre d alimentation il en r sulte des perturbations de la tension d alimentation qui pourrait d passer le crit re de susceptibilit usuel de 1 3 Veff On impose une limite sup rieure l imp dance de la barre d alimentation qu on respecte par augmentation de la section de c ble diminu tion de la r sistance ohmique par un choix judicieux de la topologie de distribution diminution de l inductance com mune et par des bancs de capacit s de d couplage 2 2 Convertisseurs d alimentation continu continu La distribution de puissance lectrique est effectu e par des onduleurs et r gulateurs de tension d coupage pour optimiser masse et rendement Leur inconv nient est de produire un bruit coh rent bande large sur la barre d ali mentation du satellite et dans le r seau de masse Le risque pour les satellites de t l communications est la cr ation de raies de modulation parasites sur les missions reproduisant le spectre du d coupage Pour assurer la marge de CEM d une part on impose aux modulateurs et metteurs de supporter sur les entr es d alimentation un bruit sup rieur 1 Veff ou plus en mode diff rentiel et en mode commun d autre part on limite l missio
21. n tique sur le trajet entre le site de pr paration et l aire de lancement situ e une dizaine de kilom tres est galement relev afin d assu rer l absence de champ dangereux pour les tages d entr e des r p teurs ou les composants pyrotechniques COMPATIBILIT INTRASYST ME Champs radio lectriques Un satellite de t l communications est en premier lieu un ensemble de r p teurs des metteurs dont la puissance rayonn e totale d passe le kilowatt et des r cepteurs tr s large bande qui ne devraient pas voir d autre bruit que le bruit thermique in vitable de la propagation Susceptibilit des r p teurs Un probl me de compatibilit intrasyst me est d la pr sence d quipements sensibles aux rayonnements au voisinage des faisceaux d antennes L efficacit de blindage demand e la structure du satellite et aux bo tiers des quipements est la limite des possibilit s technologiques dans le domaine hyperfr quence Malgr le soin apport la r alisation des joints la fermeture des bo tiers il est dif ficile de tenir la sp cification usuelle de susceptibilit au champ lectrique ambiant de 1 V m Or le niveau r el peut d passer 10 V m dans la bande de fr quences nominale de l amplificateur Dans ce cas on interpose une feuille d cran de blindage sous les couvertures d isolation thermique entre le compartiment des r p teurs et l espace ext rieur Ce blindage assure de plus une p
22. n de mode conduit de chaque convertisseur par l emploi syst matique d inductances de mode commun de forte valeur La compatibilit lectromagn tique appliqu e aux projets spatiaux Sur les satellites d observation d une mani re plus g n rale pour tous les satellites r alisant de l imagerie on craint l apparition de structures de bruit coh rent sur l image moirages ou rayures beaucoup plus visibles qu un bruit d structur Une technique consiste synchroniser le d coupage des alimentations sur les fr quences caract ris tiques de lecture des circuits opto lectroniques Si le bruit n a pu tre filtr suffisamment il restera la possibilit de l liminer par traitement logiciel Susceptibilit des capteurs Les capteurs de certaines charges utiles scientifiques mission astronomique sont des convertisseurs opto lectro niques extr mement sensibles dans l infrarouge le visible l ultra violet le domaine X ou gamma selon le projet Le signal utile l mentaire d passe peine quelques centaines de photons Dans ce cas il n est pas suffisant de consid rer le bruit dans la bande de base qui va de z ro quelques dizaines ou centaines de kiloHertz La non lin arit des capteurs et des amplificateurs produit une intermodulation qui ram ne dans cette bande utile basse fr quence des signaux parasites transport s hors de cette bande en parti culier lorsqu ils sont modul s en amplitude CONCLUSION On a
23. que valu e en lec tronvolts On a mesur sur des satellites sp cialement instru ment s des potentiels absolus inf rieurs 20 KV en n gatif Une densit de courant de charge typique en p riode de grande instabilit appel e orage g omagn tique est la valeur consid rable de 10 1 A m Ce n est pas tant le potentiel absolu qui inqui te mais l apparition de diff rences de potentiel Pour les parties du satellite clair es par le soleil la photo mission en sens oppos du flux lectronique incident d au plasma magn tosph rique par le rayonnement ultraviolet solaire sup rieure 10 uA m est suffisante pour interdire la charge alors que les parties du satellite l ombre du soleil peuvent prendre les potentiels tr s n gatifs signal s plus haut Presque tous les mat riaux utilis s en couverture du satelli te sont isolants Il s agit d une contrainte impos e par les responsables du contr le thermique qui utilisent la propri t des films di lectriques transparents m tallis s sur leur face arri re de r fl chir la lumi re solaire visible qui contient la puissance incidente du soleil et d mettre dans l infrarouge la puissance dissip e bord L absence de conductivit lectrique en surface du satellite favorise donc l apparition de diff rences de potentiel dangereuses entre composants jointifs 1 1 2 D charges d lectricit statique Lorsque les tensions d passent un seuil de claquag
24. rotection vis vis des champs rayonn s par les d charges lectrostatiques et des rayonnements ionisants pr sents dans la magn tosph re 1 2 Susceptibilit des capteurs d attitude Une attention particuli re doit tre port e au senseur d horizon terrestre utilis pour pointer les antennes vers une zone g ographique pr cise Il s agit d un d tecteur fonctionnant dans l infrarouge tr s sensible un chauffe ment parasite caus par le champ d mission radio lec trique Par n cessit cet quipement est situ l ext rieur sur la face orient e vers la Terre il est difficile d viter toute interf rence avec les metteurs Le champ lectroma gn tique vu par le senseur de Terre est couramment sup rieur 10 V m approchant 100 V m Un d faut envisa geable est un d calage des r f rences lectriques La v ri fication sur le satellite par des essais au sol n cessite la mise en uvre d un simulateur de Terre dans l infrarouge et de mettre le satellite en configuration d mission Couplages entre antennes Seule la face tourn e vers la Terre est utilisable pour dis poser les antennes La surface est r duite par la place dis ponible sous coiffe au moment du lancement M me les antennes d ploy es restent proches du corps du satellite et des autres antennes Les couplages doivent tre analys s et valid s par des essais r aliser en chambre an cho que Produits d intermodulation L augment
25. sse commune par une r sistance permettant l coulement des charges les di lectriques tr s isolants capables de stocker la charge pendant plusieurs heures sont prohib s Comme on ne sera jamais certain d avoir limin toute ventualit de claquage on prot ge les circuits lectro niques des quipements en les s parant du point de vue lectromagn tique des sources de champ Les panneaux de structure du satellite constituent une cage de Faraday sou vent suffisante Des circuits ou c bles ext rieurs cette structure sont galement prot g s par des blindages Ceci ne peut s appliquer tous les quipements dans ce cas on pr voit des filtres lectriques aux connexions d entr e des bo tiers Effets du champ magn tique terrestre Le champ magn tique terrestre souvent ignor sur Terre par les responsables de CEM est une composante impor tante de l environnement des satellites 4 2 1 Couples perturbateurs Le champ g omagn tique cr e un couple par interaction avec le moment magn tique du satellite Bien qu il soit beaucoup plus faible que sur Terre 100 nT comparer 60 uT le moment magn tique du satellite est assez lev 10 30 Am pour provoquer un couple perturbateur ten dant faire d river les axes du satellite de leur direction assign e de pointage et tre la cause d un puisement pr REE N 1 Janvier 1998 69 REP RES ELECTRONIQUE EN ENVIRONNEMENTS EXTR MES 70 matur
26. tage des fr quences est v rifi sur le plan de fr quences en particulier pour ce qui concerne les fr quences de t l me sure en bande S trois fr quences sont allou es au lanceur la fr quence de t l commande de neutralisation du lanceur et les fr quences du r pondeur radar en bande C Environnement lectromagn tique Le niveau maximum du bruit radio lectrique mis par le lanceur en direction de la charge utile est d fini en champ lectrique rayonn en bande troite ainsi qu en bande large de 14 kHz 20 GHz Les bandes utilisables par les satel lites en r ception sont sp cialement prot g es la bande VHF de 148 150 MHz la bande S de 2024 2121 MHz la bande C de 5925 7075 MHz et la bande Ku de 14 14 8 GHz En contrepartie le niveau de champ acceptable par le lanceur est indiqu au client Ces contraintes se pro longent plusieurs secondes apr s la s paration Ce d lai assure qu aucune commande erron e ne peut tre comprise par le lanceur qui viendrait induire une fausse man uvre du dernier tage avec risque de percussion du satellite CEM avec le centre de lancement Pour assurer la CEM avec le centre de lancement des pr cautions sont prises le Centre Spatial Guyanais exerce une surveillance permanente du spectre dans les bandes de t l communications afin que les responsables du satellite puissent proc der sans interf rences aux derniers contr les avant lancement Le champ lectromag
27. ue On se borne faire des essais du satellite isol sans son g n rateur solaire aliment par les batteries de bord On travaille dans de grandes chambres blind es an cho ques avec une exigence de propret en poussi res de la classe 100 000 3 4 R gles de r alisation Un autre document applicable tous les intervenants du programme d finit les R gles G n rales de R alisation Electrique Leur respect devrait normalement assurer l int gration des quipements sans reprise de d finition Ce document tabli par le ma tre d uvre rassemble les contraintes de conception et de r alisation des quipements lectriques Il couvre des aspects aussi divers que les conti nuit s lectriques les m thodes de mise la masse des bo tiers et blindages la disposition des connecteurs le choix et la position des c bles la description des circuits d interface d alimentation et de donn es logiques ou analo giques leur imp dance et leur niveau de bruit Ces contraintes d passent les seuls besoins de la CEM ils ont galement des r percussions sur l architecture m canique et thermique ainsi que sur les changes de donn es bord Sur un satellite de t l communications la puissance distribuer atteint couramment 5 kW on parle pour un proche futur de 10 ou 15 kW Les courants d alimentation REE N 1 Janvier 1998 67 pees ELECTRONIQUE EN ENVIRONNEMENTS EXTR MES 68 primaires d passent 100
28. um de modifications d un programme l autre On y trouve les niveaux d mission et de susceptibilit aux quels doit r pondre le segment spatial plateforme et char ge utile pour assurer la CEM intersyst me interfaces avec le lanceur et le centre de lancement et la CEM avec l envi ronnement les d charges lectrostatiques et le champ magn tique terrestre Ce document contient galement les limites d mission et de susceptibilit en courant tension champ lectrique champ magn tique impos es aux qui pements Pour garantir la compatibilit intrasyst me on impose la marge de compatibilit lectromagn tique Par d finition c est le rapport entre le niveau de susceptibilit du syst me mesur en un point critique et le niveau r el de perturba tion en ce m me point Au minimum on doit assurer une marge de 0 dB qui consiste simplement constater le fonc tionnement correct Dans ce cas le niveau de perturbation fr le le niveau de susceptibilit sans toutefois le d passer Pour tenir compte de la diff rence entre les conditions de La compatibilit lectromagn tique appliqu e aux projets spatiaux mesure au sol et la configuration r elle en vol il est pru dent de pr voir une marge minimum de CEM que l usage prescrit 6 dB facteur 2 Pour les quipements pyrotech niques une marge de 20 dB facteur 10 est exig e D s lors que l on introduit une valeur chiffr e se pose le probl me de son v
29. urs l enjeu d une comp iti tion commerciale la r duction des co ts de d veloppement et de fabrication est le souci permanent du ma tre d uvre aussi les essais sur le mod le de vol int gr sont ils r duits au strict n cessaire Souvent on ne dispose pas non plus d un prototype ou d une maquette compl te sur laquelle effectuer la qualification L effort des essais est port au niveau de l quipement ventuellement du sous syst me alimentation traitement et transmission de donn es contr le d attitude Le plan d essais minimum au niveau du syst me comporte les mesures de champ rayonn en configuration de lancement CEM avec le lanceur et un essai fonctionnel de l ensemble de la charge utile de t l communications Parfois on pr voit un essai de susceptibi lit aux effets lectromagn tiques des d charges lectrosta tiques Une difficult est qu il est impossible de faire fonction ner un satellite ou un lanceur au sol dans une configuration totalement repr sentative du vol Par exemple l nergie de bord d un satellite est fournie en vol par le g n rateur solaire un assemblage de pr s de 50 m de cellules photo volta ques qu il faudrait d ployer et clairer selon le spectre solaire la puissance de 1400 W m On est donc oblig de le remplacer par une source de laboratoire dont les connexions lectriques entre le satellite et le banc d es sai modifient sensiblement l interface lectromagn tiq
30. voqu quelques uns des probl mes de compatibi lit lectromagn tique sp cifiques des engins spatiaux Comme on a pu le voir ils se caract risent par une grande diversit faisant m me intervenir des domaines de la phy sique autres que l lectromagn tisme On peut dire qu il n existe plus de probl me de CEM qu on n ait su r soudre Mais la CEM co te encore trop cher dans un projet spatial l effort doit porter sur une meilleure connaissance des marges afin d viter les contraintes superflues Les essais seront toujours n cessaires mais une meilleure utilisation de la simulation num rique devrait permettre une extrapo lation plus pr cise aux conditions de vol Jean Pierre CATANTI est dipl m de l Ecole Sup rieure d Electricit Entr au CNES en 1968 il a partici p de nombreux programmes nationaux ou europ ens Depuis 1979 il est responsable du service de compati bilit lectromagn tique du CNES Il participe aux acti vit s de normalisation internationale de la compatibilit lectromagn tique appliqu e aux engins spatiaux dans le cadre de l ISO Il est auteur de nombreux articles sur le sujet de la compatibilit lectromagn tique et des ph nom nes d lectrisation des engins spatiaux REE NPI Janvier 1998 73
31. z IkHz 10kHz 100kHz IMHz I0MHz 100MHz Fr quence 5 Sp cification d imp dance d une barre d alimentation REE h ap Janvier 1998 REP RES ELECTRONIQUE EN ENVIRONNEMENTS EXTR MES dense pour r fracter les ondes lectromagn tiques si le faisceau d antenne traverse le jet de plasma La cons quen ce est une perte de gain dans l axe une d formation des lobes et une d polarisation de l onde Il s ensuit une contrainte suppl mentaire pour l implantation des quipe ments antennes et propulseurs sur le satellite 2 Bruit du syst me d alimentation Imp dance de source En ce qui concerne la CEM intra syst me en mode conduit on sp cifie avec pr cision l imp dance interne du r seau d alimentation G n ralement les quipements sont branch s sur un m me r seau parfois on dispose deux r seaux d alimentation un pour la charge utile un pour les quipements de servitudes de la plateforme Ces r seaux sont selon le satellite r gul s en tension ou branch s directement sur la batterie Dans le cas des satellites de t l communications les transmissions point point sont effectu es selon la tech nique du partage de temps Elle consiste commuter la transmission d une station l autre plusieurs dizaines de fois par seconde en ne gardant chaque liaison qu une milli seconde Cela peut conduire en cas d indisponibilit d une ou plusieurs stations au sol des variations de grande amp

REPÈRES a compatibilité électromagnétique appliquée aux projets

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