Radiacja w warunkach misji satelitarnej i jej wpływ na elementy elektroniczne Dr inż. Piotr Orleański, Centrum Badań Kosmicznych PAN

Transkrypt

1 Radiacja w warunkach misji satelitarnej i jej wpływ na elementy elektroniczne Dr inż. Piotr Orleański, Centrum Badań Kosmicznych PAN Promieniowanie kosmiczne (galaktyczne) to głównie protony o energiach 1Mev do 1GeV (86%), cząstki alfa (13%), jądra pierwiastków cięższych, elektrony i kwanty gamma o energiach dochodzących do 108GeV, Rys. 1. Wiatr słoneczny to głównie strumień protonów zmieniający się wraz ze zmianami aktywności Słońca (nawet o 5 do 7 rzędów wielkości). Wyjątkowo niekorzystnym dla misji satelitarnych jest występowanie w pobliżu Ziemi pasów radiacyjnych (pasy Van Allena) związanych z oddziaływaniem ziemskiego pola magnetycznego na naładowane cząstki (wiązanie ich wokół Ziemi w postaci pasów wysokoenergetycznych protonów i elektronów). Pasy nazwane zostały od imienia ich odkrywcy, Jamesa Van Allena z Uniwersytetu w Iowa, który zaproponował i przeprowadził w 1958 roku na pokładzie satelity JPL Explorer 1 pierwszy eksperyment stwierdzający ich istnienie. Stwierdzono istnienie dwóch, pasów, Rys. 2: wewnętrznego otaczającego Ziemię w odległości około 3000 km i zawierającego głównie protony o energiach rzędu 30MEV i zewnętrznego ( km) zawierającego głównie elektrony o energiach Rys. 1 Przykładowe spektrum promieniowania kosmicznego w okolicy Ziemi, poza obrębem pasów Van rzędu setek MEV. Ten pas zawiera również protony, ale już o znacznie mniejszych energiach niż te uwięzione w pasie wewnętrznym. Większość satelitów Ziemi orbituje wewnątrz pasa protonów (orbity poniżej 1000 km) lub na zewnątrz pasa elektronów. Niemniej już sam fakt jednokrotnego lub kilkukrotnego przejścia satelity przez pasy może mieć destruktywny wpływ na aparaturę umieszczoną na jego pokładzie, a przecież w przypadku wynoszenia satelitów na wysokie orbity lub w przypadku dalekich misji kosmicznych takich przejść się nie da uniknąć. Dodatkowo, pewne klasy misji wymagają pracy na orbitach przechodzących przez pasy Van Allena (przykład: misja Integral, Rys. 3). Innym utrudnieniem, Rys. 2 Pasy Van Allena tym razem dla satelitów

2 umieszczonych na LEO (Low Earth Orbit), jest pewna anomalia związana z wewnętrznym pasem Van Allena w okolicach południowego Atlantyku pas ten zbliża się do Ziemi na odległość kilkuset kilometrów. Elektrony i protony oraz inne naładowane cząstki występujące w promieniowaniu kosmicznym i mające z reguły dużą energię stanowią poważny problem występujący przy Rys. 3 Dane eksperymentalne otrzymane w misji Integral: satelita raz na trzy doby wchodzi w obszar zewnętrznego z pasów Van Allena (eliptyczna orbita, km do km). Wykres przedstawia dane pochodzące z czujników promieniowania IREM (U9919 oraz U9920) mierzących strumienie protonów i elektronów widać bardzo wyraźny wzrost ilości obserwowanych elektronów (10000 razy) oraz stosunkowo słabszy (100 razy) wzrost ilości protonów. W tym samym czasie dwa (przykładowe) podsystemy naukowe satelity (ACS oraz JEMX2) są wyłączane i strumień danych z nich pochodzących wyraźnie się zmniejsza (choć można zauważyć również chwilowe zwiększenie tego strumienia w początkowych fazach wejścia satelity w pas Van Allena) projektowaniu aparatury pomiarowej. Przy bardzo dużych dawkach napromieniowania mogą występować defekty struktury krystalicznej w metalach; w polimerach mogą wystąpić zjawiska rozrywania łańcuchów i gazowania. Naprawdę istotny jest wpływ radiacji na elementy elektroniczne. Wyróżniamy dwie kategorie zjawisk związanych z tym wpływem: efekty kumulowania dawki promieniowania (Total Dose, Total Inozing Dose, TID) i związanej z tym, powolnej degradacji półprzewodników, a tym samym powolnej zmianie parametrów nominalnych elementów elektronicznych, oraz efekty nazywane Single Event Effects (SEE) polegające na gwałtownej zmianie parametrów lub nawet awarii elementu pod wpływem zdeponowania w strukturze półprzewodnika jednorazowej, bardzo dużej dawki promieniowania. Efekty kumulowania promieniowania występują w czasie całej pracy urządzenia na orbicie, Rys. 4. Podstawową przyczyną tego zjawiska jest przekazanie energii promieniowania do warstwy izolacyjnej (np. tlenek krzemu) w półprzewodniku. Energia może być pozostawiona przez neutrony lub cząstki zjonizowane. Wpływ neutronów widać wyraźnie w przypadku struktur tranzystorów bipolarnych. Prąd kolektora w tranzystorach może być znacznie zmniejszony przez redukcję czasu życia nośników mniejszościowych w półprzewodniku. Z kolei wpływ cząstek zjonizowanych, jakkolwiek mniej istotny w strukturach bipolarnych,

3 wywołuje pogorszenie wzmocnienia tranzystora i zwiększa prąd upływu. Efekt ten można zmniejszyć przez stosowanie technologii głębszego domieszkowania. Elementami bardzo czułymi na efekty kumulacji dawki promieniowania są optoizolatory. Szczególnie w zastosowaniach liniowych, gdzie istotną rolę odgrywa liniowość lub stabilność Rys. 4 Całkowite dawki zakumulowanego promieniowania (Total Dose) przewidywane dla różnych misji satelitarnych: z lewej misja Integral - dawka promieniowania dla elementu osłonietego 2mm warstwą Al (typowy sposób specyfikowania dawki) wynosząca 3.5x10 5 rad w ciągu planowanych pięciu lat, z prawej u góry misja Beppi Colombo - dawka promieniowania zakumulowana przez czas dolotu (około pół roku) oraz dwa lata orbitowania wokół Merkurego wynosząca 5x10 4 rad oraz misja Mars Express dawka promieniowania zakumulowana w czasie dolotu i dwóch lat orbitowania wokół Marsa wynosząca 8x10 3 rad. Zróżnicowanie dawki wynika z czasu trwania misji i warunków radiacyjnych w tym przypadku misja Integral przechodząca c o 72 godziny przez pasy Van Allena i pracujaca najdłużej ma najtrudniejsze warunki, zdecydowanie najłatwiejsza do realizacji ze wzglęu odporności instrumentów na promieniowanie jest misja Mars Express. charakterystyki przejściowej optoizolatora, wszelkie zmiany sprawności emitera (LED) i czułości odbiornika (fotodioda lub fototranzystor) wywołane radiacją stanowią duży problem przy projektowaniu. W strukturach typu MOS zdecydowanie większy wpływ ma dawka promieniowania zjonizowanego. Obserwowane są zjawiska zmiany przewodności kanałów tranzystorów a nawet poziomów ich przełączania. Należy jeszcze raz podkreślić, że wszelkie zjawiska wymienione powyżej mają charakter ciągły i zależą od czasu pracy urządzenia. Single Event Effects, lub SEE, - pojedyncza, wysokoenergetyczna cząstka przechodząc przez strukturę półprzewodnika może wywołać zjawisko przełączenia lub nawet zniszczenia elementu. Zjawisko to występuje w przypadku, gdy element jest zasilany (pracuje). Wyróżniamy następujące kategorie SEE: Single Event Upset - zjawisko przejściowe, po ponownym włączeniu element pracuje poprawnie. Przejście wysokoenergetycznej cząstki powoduje powstanie dodatkowego kanału złożonego z dziur i elektronów i tym samym np. przełączenie się komórki pamięci. Single Event Burnout - przejście wysokoenergetycznej cząstki otwiera dodatkowy, pasożytniczy tranzystor w strukturze półprzewodnika. Znaczne zwiększenie prądu z tym

4 związane może być sztucznie podtrzymane przez strukturę (efekt sprzężenia zwrotnego) i prowadzić do kolejnego wzrostu prądu, aż do trwałego przepalenia. Single Event Gate Rupture - ciężkie, wysokoenergetyczne jony uderzając w niektóre fragmenty struktury MOSFET mogą spowodować trwałe zniszczenie dielektryka w bramce tranzystora Single Event Latchup - przejście wysokoenergetycznej cząstki zatrzaskuje istniejące wewnątrz struktury układy w takim, nieprzewidzianym w normalnej pracy stanie, że powoduje to znaczne zwiększenie prądu układu. Jeśli nie istnieje w tym momencie możliwość wyłączenia zasilania, to następuje przepalenie się struktury. Single Event Latchup przykład efektu, który może być wywołany między innymi silnym promieniowaniem jonizującym, Rys. 5: Izolacja elementów (diody, tranzystory) w układach scalonych realizowana jest poprzez dodatkowe, spolaryzowane zaporowo, złącza P-N. W niektórych z tych układów te dodatkowe złącza mogą tworzyć struktury tranzystorowe, a nawet tyrystorowe, zwane tranzystorami lub tyrystorami pasożytniczymi, nieaktywnymi w czasie normalnej pracy. Aktywacja (włączenie) tyrystora pasożytniczego może nastąpić na przykład na skutek błędnego zasilania, wyładowania elektrostatycznego, ale także oddziaływania silnego promieniowania jonizującego w obszarze bramki tyrystora. Raz włączony tyrystor pozostaje w tym stanie aż do momentu zaniku zasilania. Jeśli taki tyrystor pasożytniczy jest połączony w strukturze układu scalonego z liniami zasilania i masy, wtedy przez strukturę popłynie, ograniczony tylko rezystancjami Rs i Rw, duży prąd praktycznie zwierający linie zasilania. Rys. 5 Schematyczne przedstawienie efektu Latch-up w strukturze półprzewodnikowej Przy braku zewnętrznego zabezpieczenia (ograniczenie prądu zasilającego lub wręcz wyłączenie układu) prąd zwarciowy będzie płynął aż do momentu przegrzania i następnie zniszczenia struktury. Problem bazy elementowej stosowanej w projektowanym sprzęcie satelitarnym jest problemem o kapitalnym znaczeniu dla realizacji misji. Określenie warunków radiacyjnych przewidywanych dla misji jest jedną z pierwszych czynności, które należy wykonać przy projektowaniu urządzeń satelitarnych. Analiza warunków radiacyjnych dla konkretnej misji może być wykonana za pomocą udostępnionego przez ESA oprogramowania SPENVIS. W zależności od uzyskanych wyników powinna zostać podjęta decyzja o stosowaniu konkretnych technologii, typów elementów i proponowanej architekturze urządzenia. Pomocą przy podejmowaniu decyzji może być dostęp do specjalnie produkowanych dla wojska i misji satelitarnych elementów przeznaczonych do pracy w kosmosie. Elementy takie, z reguły trudno dostępne i bardzo drogie, są jednak czasami jedyna alternatywą dla projektu satelitarnego. Przykładowe elementy pokazano na Rys. 6

5 Rys. 6 Przykładowe elementy produkowane dla zastosowań militarnych i kosmicznych: z lewej układ FPGA firmy Actel wykonany w technologii antifuse, z prawej 16-to bitowy przetwornik A/C firmy Maxwell. W przetworniku tym zastosowano strukturę dostępną w wersji komercyjnej jako układ 7809 (Burr Brown, Texas), strukturę tą uzupełniono o system zabezpieczeń chroniących (wyłączających) układ w przypadku nagłego wzrostu prądu zasilania, a całość ekranowano zwiększając w ten sposób odporność układu na TID W większości misji TID nie powinna być dużym problemem: większość elementów elektronicznych przeznaczonych do stosowania w kosmosie ma odporność na TID w granicach pojedynczych kiloradów lub nawet kilkudziesięciu kiloradów, z reguły ekranowanie cienką warstwą Al całkowicie wystarcza, a w szczególnych przypadkach pojedyncze fragmenty instrumentu można ekranować dodatkowo. Problem SEE może być zdecydowanie poważniejszy. Pojedynczy efekt SEE jest rzadki, ale prawdopodobieństwo jego wystąpienia rośnie wraz ze wzrostem ilości komórek w systemie. Obserwowany rozwój mikroelektroniki prowadzi do stosowania struktur elektronicznych o coraz większym upakowaniu. Szczególnie wyraźne jest to zjawisko w układach cyfrowych: strukturach procesorów, pamięci oraz coraz częściej stosowanych w sprzęcie satelitarnym układach programowanych FPGA (Field Programmable Gate Array). Awaria jednej komórki w takiej strukturze (przekłamanie nawet pojedynczego bitu informacji) prowadzi z reguły do całkowitej awarii całego systemu chyba, że konstruktorzy wbudowali w system odpowiednie mechanizmy zabezpieczające. Im więcej komórek zawiera struktura tym prawdopodobieństwo awarii jest większe i konieczność stosowania zabezpieczeń istotniejsza (a jednocześnie metody zabezpieczające bardziej skomplikowane). Dla przykładu można rozważyć opracowanie hipotetycznego systemu komputera pokładowego przewidywanego do zastosowania na małym satelicie ziemskim orbitującym na niskiej orbicie. Całkowita dawka zakumulowana w czasie trwania misji (TID, Total Ionizing Dose ), w przypadku tego opracowania odnosząca się do orbity LEO i przewidzianego czasu pracy na orbicie 5 lat, nie powinna w sposób znaczący wpłynąć na poprawność pracy komputera pokładowego. Przy standardowej osłonie 2mm Al dawkę tą można ocenić na 10krad i wartość ta mieści się z zapasem w specyfikacjach typowych elementów elektronicznych stosowanych w satelitarnych systemach komputerów pokładowych. Ewentualna korekta tej wartości powinna być związana ze sporadycznymi wejściami obiektu w strefę SAA ( South Atlantic Anomaly ) pasów Van Allena. Całościowe (obudowa komputera o odpowiedniej grubości) lub strefowe (dodatkowe kawałki ekranu osłaniające najwrażliwsze podzespoły) ekranowanie pozwoli na pełną eliminację problemu TID. Nie da się natomiast w czasie pracy na orbicie uniknąć problemów związanych z efektami SEE. Typowe wartości strumienia wysokoenergetycznych protonów na orbicie LEO (dominujący efekt w porównaniu z wpływem kwantów gamma i wysokoenergetycznych

6 jonów) to poziom 10E0/cm 2 s. W takich warunkach przykładowy system mikroprocesorowy (MA31750 plus pamięć 256kB), niezabezpieczony przed SEE, będzie wykazywał prawdopodobieństwo awarii raz na trzy dni (nota aplikacyjna firmy Atmel, ANM052/97). W przypadku dużych układów FPGA lub pamięci z nimi współpracujących, w których ilość podatnych na SEE komórek jest o rząd lub dwa większa, prawdopodobieństwo wystąpienia awarii będzie także dużo większe i może dochodzić do kilku/kilkudziesięciu razy na dobę. Na pewno w systemie komputera pokładowego trzeba będzie przewidzieć wbudowanie mechanizmów zabezpieczających przed tym efektem. Najczęściej używanym parametrem charakteryzującym odporność struktury na zjawisko SEE jest wartość LETth ( Linear Energy Transfer threshold ) specyfikowana dla typowych obiektów satelitarnych LEO na poziomie minimum 37MeV*cm 2 /mg. Dla struktur charakteryzujących się LETth na poziomie poniżej 10MeV*cm 2 /mg analiza wpływu SEE powinna uwzględniać oddziaływania promieniowania kosmicznego, wysokoenergetycznych protonów uwięzionych przez ziemskie pole magnetyczne oraz wybuchów na Słońcu. Dla struktur o LETth na poziomie powyżej 10MeV*cm 2 /mg, ale poniżej 100MeV*cm 2 /mg analizę zjawiska można ograniczyć tylko do wpływu oddziaływania promieniowania kosmicznego. Struktury charakteryzujące się LETth na poziomie powyżej 100MeV*cm 2 /mg są w pełni odporne na SEE i nie wymagają przeprowadzenia analizy. Niezależnie od specyfikacji samej struktury FPGA istnieje kilka sposobów zmniejszających skutki SEE ( mitigation technics ) nie likwidują one zjawiska, ale pozwalają na częściowe lub nawet całkowite wyeliminowanie wpływu tego zjawiska na funkcjonowanie komputera pokładowego. Wśród nich można wymienić: cykliczna ( scrubbing ) kontrola parzystości ( parity error ) i korekcja zawartości pamięci pokładowej, wspólnie określane jako EDAC ( Error Detecting And Correcting ), stosowanie układów TMR ( Triple Module Redundancy ). Oczywiście podstawowym problemem będzie również kwestia wyboru bazy elementowej. Zakładając, że współczesny, nowoopracowywany komputer pokładowy powinien być zrealizowany jako układ całkowicie zaimplementowany w strukturze FPGA (z wyłączeniem dużych struktur pamięci) podstawowym kryterium będzie dobór odpowiednich struktur FPGA. Najczęściej stosowanym kandydatem jest w tym przypadku technologia antifuse oferowana w układach FPGA przez firmę Actel. Technologia ta pozwala na budowę systemów przeznaczonych do pracy w skrajnie trudnych warunkach radiacyjnych (kosmos i naziemne Laboratoria Wysokich Energii) i jest podstawową technologią stosowaną w sprzęcie militarnym. Wadą technologii antifuse jest możliwość programowania układu tylko jeden raz. Tę wadę można wyeliminować (i wykorzystać możliwość przeprogramowania struktury komputera na orbicie) poprzez zastosowanie tzw. SRAM Based FPGA układów produkowanych przez firmy Xilnix i Atmel, charakteryzujących się podwyższoną odpornością na promieniowanie i programowanych wielokrotnie. Takie rozwiązanie, choć w chwili obecnej niestosowane powszechnie w sprzęcie satelitarnym, może mieć w przyszłości duże znaczenie. Szczególnie, jeśli zostanie uzupełnione przez dodatkowe mechanizmy realizujące mitigation technics. Atrakcyjną może być również koncepcja połączenia obu technologii w jednym systemie: antifuse realizuje najbardziej krytyczne funkcje systemu i jest praktycznie powielana w wielu satelitach, SRAM based FPGA realizują funkcje specyficzne dla danego opracowania. Krótkie, przykładowe zestawienie parametrów różnych układów FPGA firm Actel i Xilnix, ze szczególnym uwzględnieniem ich parametrów radiacyjnych pokazano na Rys. 7 i Rys. 8

7 Rys. 7 Fragmenty z aportu NASA/JPL z końca 2004 ( A Comparison of Radiation-Hard and Radiation-Tolerant FPGAs for Space Applications, R.Roosta, NASA/JPL D-31228)

8 Rys. 8 Fragmenty z aportu NASA/JPL z końca 2004, część druga ( A Comparison of Radiation-Hard and Radiation-Tolerant FPGAs for Space Applications, R.Roosta, NASA/JPL D-31228)