Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne

Transkrypt

„Aparatura kosmiczna”, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 2, strona 1
Część 2, 04.03.2009 – wymagania środowiskowe i testy
•Nieważkość
•Próżnia – problemy mechaniczne i cieplne,
•Narażenia mechaniczne,
•Radiacja i jego wpływ na elementy elektroniczne
•Testy wytrzymałościowe,
•Testy cieplne w komorach próżniowych,
•Testy EMC,
•Clean-room,
•Aparatura MGSE i EGSE,
•Bazy danych służących do testów i późniejszego sterowania aparaturą,
•Przerwa,
•Penetrator w misji Rosetta.
Nieważkość:
• konieczność uwzględnienia stanu
nieważkości w czasie projektowania
mechanizmów,
• problemy związane z odkształcaniem
się konstrukcji mechanicznych (co
może prowadzić do rozjustowania
elementów optycznych,
• problemy związane z trudnością
symulacji stanu nieważkości na Ziemi
(np. w czasie testów).
S/C Secondary
Structure
Nadir
PFS
“O”
PFS “S”
PFS Optical
Beam
40 from PFS “O”
Optical Entrance
PFS “S” Fxation Plane
Próżnia: problemy mechaniczne
•Gazowanie materiałów,
•Dobór materiałów, dobór pokryć
•Sklejanie się wzajemnie kontaktujących się ze sobą powierzchni,
•Inne charakterystyki współczynnika tarcia,
•Problemy związane ze smarowaniem,
•Ochrona materiałów przed korozją w czasie testów na Ziemi,
„Tribology for Spacecraft” - kurs organizowany przez European Space Tribology
Laboratory,
Stress corrosion - ESA PSS 01-737,
Flammability - ESA PSS 01-721,
Offgasing and toxic analysis ESA PSS 01-729,
Guideliness for materials selection - ESA PSS 01-701.
Materials selection for controlling stress-corrosion craking - ESA PSS 01-736,
i wiele, wiele innych
Próżnia: problemy termiczne
Nagrzewanie przez Słońce i
ewentualnie inne, bliskie
planety (np. Ziemię), stała
słoneczna 1367W/m2
Wewnętrzne źródła energii:
Akumulatory, ogniwa jądrowe, baterie słoneczne.
Chłodzenie poprzez
wypromieniowanie w
przestrzeń kosmiczną,
szczątkowe
promieniowanie
mikrofalowe
odpowiadające
temperaturze 2.7K
Metody stabilizacji temperatury satelity i aparatury na nim umieszczonej:
•Obrót satelity,
•Naturalny transfer ciepła ze strony oświetlonej na stronę zaciemnioną,
•Wymuszony transfer ciepła ze strony oświetlonej na stronę zaciemnioną,
•Dodatkowe radiatory umieszczane po stronie zaciemnionej,
•Podgrzewanie niektórych fragmentów satelity i części aparatury,
•Powłoki odbijające lub zaczernianie powierzchni,
•Specjalne warstwy izolacyjne (Multi Layer Isolation).
Typowe temperatury pracy aparatury dobrze połączonej termicznie z satelitą:
Integral, Cluster, SMART1 (okołoziemskie): -15oC do 40oC,
Mars Express: -10oC do 40oC, skaner pracujący częściowo w otwartej przestrzeni: -20oC do 50oC
Herschel, Planck: -25oC do 40oC,
Rosetta (lądownik na komecie): -160oC do 80oC.
Typowe temperatury pracy elementów wysuniętych daleko od satelity –zakres temperatur
od kilkudziesięciu Kelwinów do około trzystu Kelwinów
Thermal vacuum - ESA PSS 01-702, Thermal cycling - ESA PSS 01-704,
Narażenia mechaniczne
Wibracje i efekty akustyczne występują przede wszystkim w czasie startu. Wywołane są:
•odbiciem się fali dźwiękowej od platformy startowej,
•działaniem głównych i pomocniczych silników rakiety,
•turbulencjami związanymi z przechodzeniem rakiety przez kolejne warstwy atmosfery.
W czasie startu i po osiągnięciu orbity (koniec pracy ostatniego stopnia) należy liczyć się z efektami
wywołanymi odpalaniem ładunków pirotechnicznych - odłączanie się kolejnych stopni, otwarcie
kapsuły, odłączenie się satelity, otwieranie niektórych mechanizmów.
Manewrowanie na orbicie z reguły nie stanowi problemu dla aparatury (wyjątki - czujniki
mikrograwitacji, mechanizmy o dużej bezwładności)
Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne
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. Wiatr słoneczny to
głównie strumień protonów zmieniający się wraz ze zmianami
aktywności Słońca (nawet o 5 do 7 rzędów wielkości).
Elektrony i protony
oraz inne, naładowane cząstki
występujące w promieniowaniu kosmicznym i mające z reguły
dużą energię stanowią poważny problem występujący przy
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) 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 jednorazowej, bardzo dużej dawki
promieniowania.
Radiacja i jej wpływ na
elementy elektroniczne:
pasy Van Allena
elektrony:
15000-20000km
protony:
~3000km
http://www.jpl.nasa.gov/basics/index.html
„JPL's first spacecraft, Explorer 1, carried a single scientific instrument devised and operated by James Van Allen
and his team from the University of Iowa. The experiment discovered bands of rapidly moving charged particles
trapped by Earth's magnetic field in a doughnut-shaped region surrounding the equator.
The belts that carry Van Allen's name have two areas of maximum density. The inner region, consisting largely of
protons with an energy greater than 30 million EV, is centered about 3,000 km above Earth's surface. The outer
belt is centered about 15,000 to 20,000 km up, and contains electrons with energies in the hundreds of millions of
EV. It also has a high flux of protons, although of lower energies than those in the inner belt.
Flight within these belts can be dangerous to electronics and to humans because of the destructive effects the
particles have as they penetrate microelectronic circuits or living cells. Most Earth-orbiting spacecraft are
operated high enough, or low enough, to avoid the belts. The inner belt, however, has an annoying portion called
the South Atlantic Anomaly (SAA) which extends down into low-earth-orbital altitudes. The SAA can be expected
to cause problems with spacecraft which pass through it.”
Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne: TID
Efekty kumulowania promieniowania występują w czasie całej pracy urządzenia na orbicie.
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 zredukowany przez
redukcję czasu życia nośników mniejszościowych w półprzewodniku. Z kolei wpływ cząstek
zjonizowanych, jakkolwiek mniej istotny w strukturach bipolarnych, 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 charakterystyki przejściowej optoizolatora, wszelkie zmiany
sprawności emitera (LED) i czułości odbiornika (fotodioda lub fototranzystor) wywołane radiacją
stanowią duży problem przy projektowaniu.
Zdecydowanie większy wpływ ma dawka
promieniowania zjonizowanego w strukturach typu MOS. 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.
Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne: 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 krad lub nawet kilkudziesięciu
krad, z reguły ekranowanie cienką warstwą Al
całkowicie wystarcza, a w szczególnych
przypadkach pojedyncze fragmenty instrumentu
można ekranować dodatkowo.
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.
Całkowita dawka promieniowania skumulowana w hipotetycznym przyrządzie w
czasie 5 lat pracy satelity Integral na orbicie, w zależności od grubości osłony
aluminiowej – przewidywania dla 72-godzinnej orbity 7000 – 114000 km.
Trapped Proton and Solar Proton
Fluence (Ariane orbit)
Całkowita
dawka
promieniowania
skumulowana w czasie całej misji
(„cruise phase” plus dwa lata pracy na
orbicie) w hipotetycznym przyrządzie
satelity Bepi Colombo w zależności od
grubości osłony aluminiowej
Całkowita
dawka
promieniowania
skumulowana w czasie całej misji
(„cruise phase” plus dwa lata pracy na
orbicie) w hipotetycznym przyrządzie
satelity Mars Express w zależności od
grubości osłony aluminiowej
Rzeczywiste dane pochodzące z pokładu satelity Integral – widoczne przejście
(raz na trzy doby) satelity przez wyższy z pasów Van Allena
Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne: SEE
Single Event Effects - 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 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 Burnout - przejście wysokoenergetycznej cząstki otwiera dodatkowy, pasożytniczy
tranzystor w strukturze półprzewodnika. Znaczne zwiększenie prądu z tym 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 MOSFEF mogą spowodować trwałe zniszczenie dielektryka w bramce tranzystora
Latch-Up – przykład efektu, który może być wywołany między innymi silnym
promieniowaniem jonizującym:
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.
Przy braku zewnętrznego zabezpieczenia (ograniczenie prądu zasilającego lub wręcz wyłączenie układu) prąd
zwarciowy będzie płynął aż do momentu przegrzania i następnie zniszczenia struktury.
Pojedynczy efekt SEE jest rzadki, ale prawdopodobieństwo jego wystąpienia rośnie wraz
ze wzrostem ilości komórek w systemie. 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.
Typowe wartości strumienia wysokoenergetycznych protonów na orbicie LEO (dominujący efekt w
porównaniu z wpływem kwantów gamma i wysokoenergetycznych jonów) to poziom 10E0/cm2s. W
takich warunkach przykładowy system mikroprocesorowy (MA31750 plus pamięć 256kB), nie
zabezpieczony 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.
• Podstawowym (podobnie jak dla TID) problemem będzie kwestia wyboru bazy
elementowej.
• Niezależnie od odporności samej struktury FPGA na SEE (wartość LETth „Linear Energy Transfer threshold”) 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: cykliczną
(„scrubbing”) kontrolę parzystości („parity error”) i korekcję zawartości pamięci
pokładowej, wspólnie określane jako EDAC („Error Detecting And Correcting”)
oraz stosowanie układów TMR („Triple Module Redundancy”).
Testy środowiskowe:
inżynierskie (nieformalne) – wykonywane według uproszczonych procedur, pozwalają
sprawdzić, że nasze urządzenie rzeczywiście będzie pracować w warunkach misji
kosmicznej, dają podstawę do przewidywania (z dużym prawdopodobieństwem), że nie
będzie potrzeba powtarzać długotrwałych i bardzo kosztownych testów
kwalifikacyjnych, o poziomie obciążeń na jakie narażony jest nasz przyrząd
decydujemy sami.
kwalifikacyjne (formalne) – weryfikują technologię zastosowaną w procesie produkcji
urządzenia, są formalną podstawą do rozpoczęcia budowy urządzenia lotnego, poziom
obciążeń na jakie narażony jest nasz przyrząd wynika z dodania współczynników
bezpieczeństwa (z reguły 50% lub 100% więcej) do rzeczywistych obciążeń na jakie
będzie narażony przyrząd w czasie misji, jakiekolwiek zmiany w konstrukcji
przyrządu dokonane po przejściu testów kwalifikacyjnych z reguły zmuszają do
powtórzenia testów kwalifikacyjnych.
akceptacyjne (formalne) – są formalną podstawą do umieszczenia urządzenia na
satelicie, testowany jest egzemplarz lotny, poziom obciążeń na jakie narażony jest nasz
przyrząd wynika z rzeczywistych obciążeń na jakie będzie narażony przyrząd w czasie
misji, jakakolwiek ingerencja w konstrukcję przyrządu dokonana po przejściu testów
akceptacyjnych z reguły zmusza do powtórzenia tych testów.
JPL - widok laboratoriów testowych
ESTEC - widok laboratoriów
testowych
STEP
A X IS
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
X
X
X
X
X
X
X
Y
Y
Y
Y
Y
Y
Y
Z
Z
Z
Z
Z
Z
•
•
•
•
U N D E R•
IT E M
TEST
F IX T U R E
F IX T U R E
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
F IX T U R E
F IX T U R E
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
F IX T U R E
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
VEB XX
Testy wytrzymałościowe:
poszukiwanie rezonansów,
wymuszenia typu “random”,
wymuszenia sinusoidalne,
wymuszenia typu “shock”,
testy akustyczne. T Y P E O F T E S T
R ESO N AN C E SEAR C H U N LO AD ED
R ESO N AN C E SEAR C H LO AD ED
R ESO N AN C E SEAR C H
S IN U S O ID A L V IB R A T IO N
R E S O N A N C E S E A R C H (P O S T T E S T
R A N D O M V IB R A T IO N
R ESO N AN C E SEAR C H U N LO AD ED
)
)
)
)
)
)
Poszukiwanie
rezonansów
AMPLITUDE (g)
FREQUENCY (Hz)
SWEEP RATE
(oct./min.)
0.5
5 to 2000
2
Note:
The pre-test shall consist of one sweep up and one down
The post-test shall consist of one sweep up.
50
20
10
5
2
1
0
0.5k
1.0k
1.5k
2.0k
2.5k
3.0k
AXIS
ALL
FREQUENCY (Hz) ACCELERATION LEVEL
5 - 21
21 - 60
60 - 100
+/-11mm
+/-20 g
+/-6g
SWEEP RATE
INPUT NOTCHING (1)
1 SWEEP UP ONLY AT
2 oct./min.
SINE VIBRATION / QUALIFICATION LEVELS
AXIS
ALL
FREQUENCY (Hz) ACCELERATION LEVEL
5 - 21
21 - 60
60 - 100
+/-7.33mm
+/-13.34 g
+/-4g
SWEEP RATE
INPUT NOTCHING (1)
1 SWEEP UP ONLY AT
4 oct./min.
SINE VIBRATION ACCEPTANCE LEVELS APPLICABLE FOR FM AND FS
AXIS
ALL
AXIS
-
FREQUENCY
20 - 100 Hz
100 - 500 Hz
500 - 2000 Hz
LEVEL PSD (g2/Hz)
+6 dB/oct
0.2
-6 dB/oct
DURATION
120 s (per axis)
RANDOM VIBRATION QUALIFICATION LEVELS
AXIS
ALL
AXIS
-
FREQUENCY
20 - 100 Hz
100 - 500 Hz
500 - 2000 Hz
LEVEL PSD (g2/Hz)
+6 dB/oct
0.089
-6 dB/oct
DURATION
60 s (per axis)
RANDOM VIBRATION ACCEPTANCE LEVELS APPLICABLE FOR FM AND FS
CONTROL
ACCELEROMETERS
FIXTURE
RECORD
ACCELEROMETERS
FIXTURE 1
SHAKER
FIG. 4.7.2.2. - Y- AXIS TEST CONFIGURATION
„Shock tests”, „Pyroshock tests” – np. 1500g/0.005ms
THE MECHANICAL TEST
FACILITIES AT ESTEC
(zdjęcia ESA)
Three electrodynamic shakers are available:
– an 80 kN shaker used in vertical or horizontal configuration coupled to an auxiliary
slip table;
– two 160 kN shakers which can either be used individually for testing subsystems or
in multishaker configuration to enlarge the capacity of the facility.
The shakers are electrically powered with switching amplifiers and controlled using a
digital vibration control system.
The multishaker facility, which has been operational since January1985, can efficiently
and safely test spacecraft with a mass of up to 6000 kg in vertical and 20000 kg in
horizontal direction.
The multishaker system is mounted on a 550 ton seismic block
supported by pneumatic springs so as to minimise reaction
forces to the building. In the 320kN or multishaker mode, tests
can be performed in both vertical and horizontal configurations,
thus making it possible to simulate the effect of launch vibrations
in the three orthogonal axes of the spacecraft.
THE HYDRA MULTI-AXIS SHAKER
A powerful tool for vibration testing at ESTEC
HYDRA hydraulic shaker is distinguished by the
following main features compared with conventional
electrodynamic shakers:
– extended shaker forces and stroke
– extended frequency range below 5 Hz
– improved test operations and safety.
THE HYDRA MULTIAXIS SHAKER
Testy modelu STM
satelity Herschel
THE LARGE EUROPEAN ACOUSTIC FACILITY AT ESTEC
Kombinowane testy wibracyjne i termiczne w RAL (zdjęcie RAL)
Testy cieplne w komorach próżniowych,
T(°C)
mode
2
mode
1
t
TNO-max
TSU-high
mode
3
mode
3
E
ON
TQ-max
mode
1
tE
t
OFF
T max
E
OFF
T° ambient
OFF
tE
TQ-min
t
TSU-low
TNO-min
E
t(hours)
1 cycle
P(mbar)
6 cycles
P.amb
1.3 10e-4
1.3 10e-5
1°C/min>dT/>0.2°C/min
Temperature tolerance = max tem.: - 0 , + 3°C
min tem.: + 0 , - 3°C
Zakres nominalnej
pracy przyrządu
T min
E
ON
t
T° ambient
t(hours)
Testy cieplne w komorach próżniowych,
stabilizowany termicznie płaszcz wewnętrzny,
obudowa komory próżniowej,
Komora termiczno - próżniowa;
instrument poddawany testom,
stabilizowany termicznie stół,
hermetyczne zamknięcie obudowy,
pompy próżniowe (niewidoczne, pod komorą),
elementy chłodzenia komory,
okno do podglądu,
przepusty elektryczne,
Przykłady różnych rozwiązań komór termiczno - próżniowych
IFSI CNR, koło Rzymu
ESTEC,
Noordwijk,
Holandia
CBK PAN, Warszawa
THE LARGE SPACE SIMULATOR (LSC) at ESTEC (zdjęcia ESA)
The LSS chamber, with an overall volume of 2150 m3: a vertical cylinder, the top flange of which forms a
removable lid for easy loading into the chamber. An additional 5 m door – with a man-door let into it for fast
access – is also available on the lower, test-floor, level. The chamber contains a stable specimen support
platform which, because it is insulated from both chamber and building movements, has a low mechanical
noise level (less than l0-3 g), a point of significant importance for dynamic tests, optical calibrations and heatpipe operations during heat balance phases. Numerous flanges and ports for instrumentation, observation and,
in particular, for photogrammetric equipment are also available thus ensuring that deformation tests can be
carried out on specimens during vacuum and thermal testing;
The sun simulator provides a horizontal solar beam of 6 m in diameter with
excellent uniformity and very high long- and short-term stability (<0.5%).
An intensity level of 1 solar constant (approximately 1360 Watts per square
metre) can be achieved by operating 12 of the available 19 Xenon lamp
modules at a nominal power of 20 kW per lamp. The sun simulator thus has
a high degree of redundancy which means that tests can be carried out over
long durations or at elevated intensities.
Dane techniczne LSC
Testy EMC (Electro-Magnetic Compatibility)
„Emission” czyli jak zakłóca nasz przyrząd
Conductive Emission - pomiary zakłóceń w kablach
wychodzących z przyrządu
Przykład filtrów stosowanych dla zmniejszenia
zakłóceń elektromagnetycznych wytwarzanych
przez przyrząd
Radiated Emission - pomiary zakłóceń w polu
elektromagnetycznym wokół przyrządu
Testy EMC (Electro-Magnetic Compatibility); „Susceptibility” czyli jak inni
zakłócają pracę naszego przyrządu
Radiated Susceptibility - pomiary
odporności przyrządu na zakłócenia w
polu elektromagnetycznym
Testy EMC (Electro-Magnetic
Compatibility);
„ESD” czyli jak odporny jest nasz
przyrząd na wyładowania ESD
Aparatura MGSE i EGSE,
“Clean-room” - pomieszczenie przeznaczone do montażu i testów aparatury kosmicznej
Różne klasy czystości:
• klasa 100000 - podstawowa klasa czystości używana do montażu elektroniki, mechaniki, w
pomieszczeniach tej klasy testuje się satelity i urządzenia satelitarne, klasa 100000 ma zastosowaniee
wszędzie tam, gdzie nie występuje potrzeba zapewnienia lepszej czystości dla elementów optyki i
mechaniki,
• klasa 10000 - czasami wymienna z 100000; używana do montażu, integracji i testów złożonych
mechanizmów i optyki,
• klasa 1000 - specyfikowana dla montażu, justowania i testów optyki, używana przy niektórych
procesach technologicznych, montażu układów hybrydowych,
• klasa 100 i lepsze - główne zastosowanie przy procesach technologicznych i montażu bardzo
skomplikowanej optyki.
Stosowane filtry:
• Filtry wstępne (Coarse Filters); efektywność dla cząsteczek o średnicy 80μm i większych (owady,
włókna, piasek, pyłki kwiatowe, pył metalurgiczny),
• Filtry dokładne (Fine Filters); efektywność dla cząsteczek o średnicy 0.5 (1.0) μm i większych (sadze,
mgła olejowa, zarodniki grzybów, pyły)
• HEPA (High-Efficiency particulate Air); efektywność 99.99% dla cząsteczek o średnicy 0.3μm i
większych (bakterie, dym tytoniowy, aerozole)
• ULPA (Ultra-Low Penetration Air); efektywność 99.9995% dla cząsteczek o średnicy 0.128μm i
większych (wszystkie rodzaje dymów i aerozoli, wirusy)
Ilość całkowitych wymian powietrza (w ciągu godziny) w pomieszczeniu o klasie czystości:
1000000
10000
1000
100
10
1
5 -4 8
6 0 -9 0
1 5 0 -2 4 0
2 4 0 -4 8 0
3 0 0 -5 4 0
3 6 0 -5 4 0
RAL: pomieszczenie klasy 100
używane do składowania
elementów optycznych
CBK PAN: namiot o klasie 10000 w
pomieszczeniu 100000
MPIfR Bonn: klasa 10000 ze
stanowiskiem klasy 1000
RAL: komora laminarna o
klasie czystości 100
Observatoire de Medoun - clean room klasy 1000 używany do
montażu optyki spektrometru UV-IR dla misji Mars Express
NPO ENERGI, Kaliningrad koło Moskwy -montaż
modułu PRIRODA dla stacji orbitalnej MIR pomieszczenia klasy 100000
Zawierają pełną charakterystykę urządzenia:
• struktury komend sterujących przyrządem,
Bazy danych służących do
testów i późniejszego sterowania
aparaturą
• pojedyncze komendy i przetestowane sekwencje
komend służące do sterowania przyrządem,
• tablice współczynników używanych w komendach
sterujących i algorytmy przeliczania parametrów
naukowych na parametry” inżynierskie”( np. w
formacie hex),
• bezpieczne dla aparatury zakresy, w których mogą
zmieniać się parametry komend sterujących
• zakresy, w których mogą się zmieniać dane serwisowe
pochodzące z przyrządu, wartości krytyczne i wartości
świadczące o awarii,
• porównawcze pliki danych serwisowych umożliwiające
szybką ocenę poprawności pracy przyrządu na orbicie,
• tabele współczynników i algorytmy obróbki używane
przy konwersji danych pochodzących z przyrządów
Bazy danych tworzone są już przy pierwszych
modelach poddawanych testom i uaktualniane
przez cały czas eksploatacji aparatury.
Misja ROSETTA
(zdjęcia ESA, MPIfS, CBK PAN)
Rosetta jest misją fundamentalną (tzw. Cornerstone) w ramach długoterminowego programu naukowego
Europejskiej Agencji Kosmicznej - Horyzont 2000. Składa się z dużej stacji orbitalnej, zaprojektowanej do
działania przez ponad dziesięć lat w dużej odległości od Słońca, i z małego lądownika. Obydwa obiekty niosą
rozbudowany zestaw instrumentów przeznaczonych do przeprowadzenia najbardziej dokładnych badań
naukowych komet w historii.
Przeznaczenie: badanie komety 67P Churyumov/Gerasimenko.
Rakieta nośna: Arianne 5.
Statek kosmiczny: masa startowa w przybliżeniu 3000 kg (z pełnym zapasem paliwa) włączając 1670 kg paliwa,
165 kg aparatury naukowej stacji orbitalnej i 100-kilogramowy lądownik.
Rozmiary: statek kosmiczny mieści się w objętości 2,8 x 2,1 x 2,0 m, w której zawierają się wszystkie
podsystemy i aparatura naukowa ; dwa, 14 metrowej długości, panele baterii słonecznych mają całkowitą
powierzchnię 64 m2.
02.03.2004; 08:17 CET launch.
10:14 CET the upper stage
ignited its own engine. The
Rosetta probe was released 18
minutes later.
10:54 CET Rosetta’s sollar
arrays were deployed on target.
11:12 CET „Sun Acquisition
Mode” has been achieved.
12:30 CET the star-trackers'
check was completed and they
were switched on. Three of the
four reaction wheels were
switched on exactly as planned.
03.03 2004, 03:23 CET the
deployment of the high-gain
antenna
was
successfully
completed . A test manoeuvre
will be carried out at 12:45 CET
to verify that all orbit and
attitude control systems are
working
properly.
Rosetta's ten-year expedition begins in March 2004,
with an Ariane-5 launch from Kourou in French
Guiana. The three-tonne spacecraft will first be
inserted into a parking orbit, before being sent on
its way towards the outer Solar System.
Unfortunately, no existing rocket has the capability
to send such a large spacecraft directly to Comet
67P/Churyumov-Gerasimenko. Instead, Rosetta
will bounce around the inner Solar System like a
‘cosmic billiard ball’, circling the Sun almost four
times during its ten-year trek to Comet
67P/Churyumov-Gerasimenko.
Along this roundabout route, Rosetta will enter the
asteroid belt twice and gain velocity from
gravitational ‘kicks’ provided by close fly-bys of
Mars (2007) and the Earth (2005, 2007 and 2009).
The spacecraft goes into passive cruise mode on the
way to the asteroid belt. Rosetta observes the
asteroids from a distance of a few thousand
kilometres.
After a large deep-space manoeuvre, the spacecraft
goes into hibernation. During this period, Rosetta
records its maximum distances from the Sun (about
800 million kilometres) and Earth (about 1000
million kilometres). The spacecraft will eventually
arrive in the comet’s vicinity in May 2014. Rosetta’s
thrusters will then brake the spacecraft, so that it
can match Comet 67P/Churyumov-Gerasimenko’s
orbit.
Ważący 100 kilogramów lądownik Rosetty został przygotowany przez międzynarodowe
konsorcjum kierowane przez Niemiecki Instytut Aeronautyki (DLR). Przypominający kształtem
pudło lądownik będzie przymocowany do ściany stacji orbitalnej podczas lotu do komety. W
momencie, gdy stacja orbitalna zostanie ustawiona we właściwej pozycji względem komety, na
komendę z Ziemi lądownik odepchnie się od stacji i rozwinie swe trzy nogi, tak by być gotowym
do delikatnego lądowania na powierzchni po balistycznym spadku. W momencie lądowania
specjalny mechanizm nóg pochłonie znaczną część energii kinetycznej zapobiegając, w ten
sposób, niepożądanemu odbiciu; inny mechanizm pozwoli obrócić, podnieść bądź przechylić
lądownik do wyprostowanej pozycji. Bezpośrednio po wylądowaniu, wystrzelony z lądownika
harpun zakotwiczy go do powierzchni i zapobiegnie ucieczce z komety prawie pozbawionej
grawitacji. Minimalny czas działania lądownika został określony na 65 godzin, ale badania
powierzchni mogą być prowadzone dalej przez jeszcze wiele miesięcy.
Wśród wielu eksperymentów na
pokładzie lądownika ROSETTY
znajduje się:
MUPUS - Wielozadaniowy Czujnik do
Badań
Powierzchniowych
i
Podpowierzchniowych (T. Spohn, Univ.
of Münster Germany) którego znaczna
część była wykonana w CBK PAN
W eksperymencie MUPUS głównym zadaniem jest zmierzenie
profilu
temperatury
i
przewodności
cieplnej
w
podpowierzchniowych warstwach jądra komety oraz ocenienie
wytrzymałości mechanicznej gruntu kometarnego.
Dla zrealizowania powyższego celu należało opracować
nowatorskie urządzenia i zespoły mechaniczne mogące pracować
w ekstremalnych warunkach próżni kosmicznej i bardzo niskiej
temperaturze, nawet -150oC. Konstrukcja mechaniczna
MUPUS-a zapewnia z jednej strony działanie przy praktycznym
braku grawitacji, a z drugiej strony jest zdolna wytrzymać
ogromne przeciążenia szokowe i wibracyjne związane głównie ze
startem rakiety i oddzieleniem się od niej Orbitera Rosetta.
Narzucono restrykcyjne ograniczenia na masę urządzenia, która
nie mogła przekroczyć 1.5 kg, a całość składa się z ponad 200
różnych części mechanicznych. Dodatkowo, kilkanaście procent
masy z otrzymanego limitu przypadało na elektronikę, kable,
złącza i sensory.
Tak ciężkie do spełnienia wymagania zmusiły do poszukiwania
nowych rozwiązań konstrukcyjnych i technologicznych.
Zastosowano specjalne materiały, nowoczesne kompozyty i
położono szczególny nacisk na rozwiązanie trudnych problemów
trybologicznych występujących podczas pracy mechanizmów w
warunkach próżni kosmicznej. W próżni, z powodu silnej
adhezji materiałów, może nastąpić nawet ich zimne zespawanie,
co w konsekwencji prowadzi do nieuniknionej awarii
mechanizmu.
Po wylądowaniu na komecie, umieszczony na balkonie lądownika Rosetta, MUPUS ma za zadanie wykonać
wiele funkcji przy pomocy swoich mechanizmów, według następującego scenariusza:
- W pierwszej fazie jeden mechanizm zwalniający odblokowuje penetrator ze struktury nośnej, zapewniając mu
swobodę ruchu, a drugi odblokowuje silnik mechanizmu wysuwającego. - Penetrator jest trzymany parą
dźwigni, których końce zawiązano cienką linką wykonaną z najmocniejszych na świecie włókien o nazwie
Dyneema. Sprężyny odciągają dźwignie z chwilą gdy linka zostanie przepalona przez specjalne rezystory.
Koncepcyjnie podobne rozwiązanie zastosowano również w drugim mechanizmie zwalniającym.
- W następnym punkcie scenariusza należy przemieścić penetrator skośnie w dół na odległość około 1 m od
balkonu lądownika, tak aby znalazł się w pobliżu gruntu komety i nie był zacieniony przez lądownik. Zadanie to
wykonuje urządzenie wysuwające, które za pomocą dwóch równoległych sprężystych taśm o profilu prawie
zamkniętej litery C transportuje penetrator zamocowany do końca tychże taśm poprzez specjalny uchwyt.
Układ jest napędzany specjalnie przystosowanym do pracy w warunkach kosmicznych silnikiem krokowym
współpracującym z reduktorem; przekładnią walcową na wejściu i drugą przekładnią ślimakową na wyjściu.
Podczas startu taśmy są nawinięte płasko na szpule i zajmują niewiele miejsca, a wysuwając się wracają do
swego naturalnego profilu rurowego co zapewnia im odpowiednią sztywność na zginanie i skręcanie. Penetrator
wysuwany jest płynnie, bez wstrząsów, z niewielką prędkością. Cała operacja trwa około trzech minut.
Jednocześnie odwijany jest, ze specjalnego magazynku, dwudziesto-kilku żyłowy kabel w ekranie. Zawiera on
niezbędne przewody zasilające i sygnałowe. Kabel ułożony jest w magazynku w optymalne pętle ósemkowe.
Wewnętrzna konstrukcja kabla została również zaprojektowana tak aby zapewnić mu odpowiednią
elastyczność, a mimo to do jego odwijania w temperaturze -150°C potrzebna jest znaczna siła.
- Gdy ostrze penetratora, trzymanego stabilnie, chociaż z niewielką siłą, w uchwycie urządzenia wysuwającego
znajdzie się w odległości kilku centymetrów od gruntu komety - wtedy można rozpocząć wbijanie rury
penetratora zawierającej sensory termiczne. Rura penetratora jest wykonana z kompozytu cyanato-estrowego i
ma średnicę zewnętrzną 1cm. W projekcie opracowano unikalne w skali światowej (nie stosowane dotychczas w
badaniach kosmicznych) elektro-mechaniczne urządzenie wbijające.
MUPUS (Multi-Purpose Sensors for Surface and Subsurface Science):
wykorzystuje czujniki w harpunie lądownika, w penetratorze i na balkonie by
wyznaczyć gęstość oraz własności termiczne i mechaniczne jądra.
Sercem mechanizmu jest młotek rozpędzany silnym polem
elekromagnetycznym. Pomimo, że zasilanie pokładowe
gwarantuje zaledwie 1-2 W mocy, silna akcja wbijania jest
możliwa. Osiąga się to gromadząc energię w
kondensatorze i rozładowując go poprzez
cewkę
elektromagnesu. Moc w impulsie wynosi wtedy nawet
kilka kilowatów i powoduje, że element ruchowy młotka
na drodze 6 mm jest w stanie przyspieszyć do prędkości
nawet 10 m/s. Tak duża energia uderzenia (ok.1J)
zapewnia wbijanie w grunt o wytrzymałości na ściskanie
5-7 Mpa. Przewidując, że grunt kometarny może być
również znacznie mniej spójny i wytrzymały, konstrukcja
urządzenia wbijającego zapewnia zmienną moc wbijania,
stopniowaną na czterech poziomach. Układ sterujący
porównuje co kilka uderzeń osiągniętą głębokość
penetracji z głębokością założoną, a potem może zwiększyć
lub zmniejszyć energię następnego uderzenia.
Istotnym utrudnieniem przy wbijaniu jest pomijalnie mały ciężar urządzenia w warunkach
pracy na komecie, co powoduje że penetrator jest nie tylko wbijany młotkiem ale również
wyciągany odrzucaną w przeciwnym kierunku pozostałą częścią urządzenia. Aby temu
zapobiec bardzo starannie dobrano wielkości masy młotka, rurki penetratora i reszty
urządzenia, które można nazwać przeciw-masą, jak również zaprojektowano odpowiednio
elastyczne zawieszenia pomiędzy tymi trzema współ-oddziałującymi elementami. Ważną
rolę w procesie wbijania spełnia tytanowe ostrze z dwunastoma sprężystymi kolcami silnie
kotwiczącymi penetrator i nie pozwalającymi na jego wyciąganie.
Elektronika opracowana w CBK pełni dwojakie funkcje; sterującą procesem wbijania młotka i
wysuwaniem ramienia uchwytu oraz pomiarową dla pomiaru temperatur i przewodności cieplnej gruntu
komety. Część elektroniki obsługuje także inne eksperymenty: pomiaru temperatury wykonywanego w
harpunie kotwicy lądownika oraz pomiaru przyśpieszenia z jakim się ten harpun wbija.
Część elektroniki instrumentu MUPUS (tzw. "front end electronics") zawierała się w cylindrycznej
obudowie penetratora łącznie z mechanicznym zespołem młotkującym i dlatego musiała być wytworzona na
płytkach okrągłych. Tu przedstawiono jedną z 3 płytek przeznaczoną dla układu scalonego ASIC. Ta
płytka jest modelem STM i dlatego mogła być wykonana ze zwykłego laminatu szklano-epoksydowego FR4.
W następnych modelach EQM i FM konieczne było użycie laminatów polyimidowych dlatego, że instrument
ma pracować na zewnątrz lądownika tzn. w warunkach temperatury nawet do -160oC co stwarza
szczególne wymagania technologiczne. Ponieważ elektronika nie mogła być włączana w temperaturach
niższych niż -40oC koniecznym było stosowanie systemu podgrzewania elektroniki - grzejnikami.
Zadania badawcze MUPUS’a to
- 1) mierzyć rozkład temperatury w podpowierzchniowych
warstwach podłoża, i
- 2) zmierzyć wartość przewodności termicznej
otaczającego go ośrodka
Szczególne trudności stwarzało przeznaczenie
sensorów, które musiały wykazać zdolność do
przeżycia nie tylko w próżni kosmicznej i zakresie
temperatur od -160oC do +80oC, lecz również
powinny przeżyć samą akcję młotkowania
penetratora. Aby przekonać o stopniu trudności
tych wymagań wystarczy powiedzieć, że koniec
penetratora
opatrzony
ostrzem
doznaje
przyśpieszeń szokowych na poziomie 5000 G w
czasie akcji młotkowania. Cały instrument badano
na odporność na szok zewnętrzny 1000 G. Sensory
przeżyły i przeżywają pomyślnie oba rodzaje
narażeń. Start rakiety, związane z tym wibracje i
szok wybuchowej separacji ostatniego członu
rakiety Ariane 5 nie powinny stanowić dla nich
zagrożenia. Wszystkie sensory mają rezystancję
około 100 ohm i są ze szczególną starannością
skalibrowane.
Misja ROSETTA – stan obecny
•25 February 2007 Mission controllers at ESOC, confirmed Rosetta's
successful swingby of Mars, a key milestone in the 7.1-thousand-million km
journey of this unique spacecraft to its target comet in 2014.
•16 November 2007 As Rosetta closed in on Earth, swung by and then left on
its course again, several instruments on the spacecraft were busy taking snaps.
As it swung away, the OSIRIS camera also caught glimpses of the Moon.
•20 November 2007 True colour images of Earth as seen by Rosetta’s OSIRIS
camera are now available. The pictures were taken on 13 November during the
swing-by, and on 15 November, as Rosetta left on its way to the outer Solar
System, after the swing-by.
•6 Sept. 2008 it flew by a small body in the main asteroid belt, asteroid Steins,
collecting an information about this rare type of minor Solar System body.

Radiacja i jej wpływ na elementy elektroniczne

Transkrypt

Podobne dokumenty

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 4

APARATURA KOSMICZNA, Piotr Orleański, CBK PAN, Wykład 3