Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

Figure 8.10
Sun illumination for an inclined orbit constellation such as Globalstar.

---

270
Spacecraft Mission and Bus Subsystems
Figure 8.11
Sun illumination for a polar orbit constellation such as Iridium. This orbit has the
poorest solar-panel orientation but does not experience eclipse.
Figure 8.12
Sun illumination for a polar orbit such as Iridium; this orbit has ideal solar-panel
orientation but experiences frequent eclipse.
These geometrical factors should provide some appreciation of the basic require-
ments for solar panel design. There are, however, many other factors to consider.
The space environment degrades panel performance over time. For the geostation-
ary orbit region, local electrons impinge on the solar panel and gradually degrade
cell performance and solar storms erupt in blasts of protons whose energy is
particularly damaging to solar cells. LEO satellites experience less electron degrada-
tion. By proper cell and panel design, it is possible to reduce the degradation to
the range of 15–20% over the life of the satellite. Most of that power loss occurs

---

8.3
Spacecraft Bus Subsystems
271
in the first few years of operation, while the loss in later years tapers off. Mechanisms
and drive motors that are used to deploy and orient the panels must be very reliable
with redundancy built in where possible.
8.3.3
Battery Design and Configuration
The solar array described in Section 8.3.2 is only a part of the spacecraft electrical
power system that provides continuous power to all electrical loads. During the
eclipse period, the sun is concealed by the Earth, and the spacecraft must derive
power from a battery system. The frequency and duration of eclipse as a function
of orbit altitude is graphed in Figure 8.13. In a LEO constellation, some fraction
of the orbits will subject their satellites to eclipse periods, which is a natural
consequence of entering and exiting the side of the Earth experiencing nighttime.
There is a polar orbit called sun synchronous that avoids eclipse entirely by adjusting
the orbit plane to be perpendicular to the sun. In the Iridium system, for example,
one or two orbits are in effect sun synchronous while the rest are not. MEO and
GEO satellites experience eclipse much less frequently and also have seasons in
which there is no eclipse at all.
8.3.3.1
Electrical Power Bus
Figure 8.14 is a simplified block diagram of a typical electrical system incorporating
dual independent electrical busses. Separate busses provide redundancy and give
assurance that a major failure (such as a short circuit) could eliminate only half
the system. Alternatively, a single power bus architecture can be used for the
primary electrical source with the split to diverse systems occurring downstream.
To understand the construction of the electrical system, examine the arrangement
of the upper half of Figure 8.14 (i.e., the part corresponding to bus 1).
Prime power is generated in the solar arrays and delivered to the bus. The
limiter immediately to the right of the array is provided to drop the voltage during
periods of maximum solar illumination (e.g., the equinoxes in GEO missions) or
minimum power demand in the spacecraft. Switching in or out of the limiter is