Introduction to Satellite Communication 3rd Edition

Figure 8.13
Maximum eclipse duration for a circular orbit as a function of altitude.

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Spacecraft Mission and Bus Subsystems
Figure 8.14
Spacecraft electrical power system, including solar arrays and batteries with dual
independent power buses.
accomplished automatically by sensing the voltage on the bus (see the dashed line).
The downstream electronic units further regulate their internal voltage, consistent
with the specific circuit requirements. Alternatively, the primary voltage can be
tightly regulated on a central basis to simplify the design of the powered units in
the spacecraft.
In Figure 8.14, the symbol composed of alternating short and long lines repre-
sents the battery composed of electrochemical cells used to store energy for eclipse
operation. Nickel-cadmium cells were used successfully for many years, but the
more efficient nickel-hydrogen (NiH
2
) cells became standard 20 years ago. Illustra-
tion of a typical NiH
3
cell is provided in Figure 8.15 [3]. The basic operation of
this type of cell depends on the chemistry of gaseous hydrogen and water. The
hydrogen gas stored in the pressure vessel increases in pressure as the cell is charged.
When the cell subsequently is discharged, the nickel-active material is reduced to
its original preoxidation state and the hydrogen gas is oxidized to form water. The
cell pressure gradually decreases to its low value as the hydrogen gas is consumed.
The energy storage efficiency and lifetime of this class of cell are the standard
measure in the industry.
More recently, spacecraft manufacturers have introduced lithium-ion cell tech-
nology into their products. Lithium ion (Li-Ion) batteries are replacing traditional
NiH
2
batteries as the standard in geostationary satellites as a result of their mass