Создание электронных плат для использования в космосе может быть затруднено из-за излучения, вакуума и стоимости, пишут Тибо Брюне, Сальво Паппалардо и Фердинандо Тоничелло.
Конструкция электронных плат для космических приложений, будь то для спутников или пилотируемых полетов, сталкивается одновременно с несколькими проблемами.
Присутствие излучения может изменить или разрушить компоненты, вакуумная среда ограничивает рассеяние мощности проводимостью, а также высокая стоимость запуска и полета космических аппаратов, а также критический характер многих миссий. Дополнительная сложность заключается в том, что техническое обслуживание практически невозможно выполнять на лету.
Излучение состоит из таких частиц, как фотоны, электроны, нейтроны или ионы высокой энергии, которые могут изменять или разрушать компоненты полупроводников, что может привести к частичному или полному сбою миссии.
Экранирование и резервирование — обычно используемые методы для ограничения риска отказа до приемлемых уровней. Эти решения зависят от таких параметров, как вероятность присутствия частицы в течение всего срока действия миссии или от степени критичности компонентов и системы, для которой они разработаны.
Однако у них есть недостатки, такие как их влияние на время вывода на рынок и финансовые последствия. В новых космических группировках у самих спутников есть резерв — запасные готовы заменить их в случае отказа.
От начальной разработки до окончательного обратного отсчета все эти методы снижения рисков увеличивают затраты на длительный и сложный цикл проектирования и увеличивают вес для запуска (вес является ключевым параметром затрат на запуск).
Хорошая новость заключается в том, что поставщики электронных компонентов могут внести значительный вклад в упрощение этих сложных уравнений, с которыми сталкиваются системные архитекторы, инженеры по запчастям, специалисты по радиации и разработчики электронных плат.
Компоненты компактного размера
Проектирование электроники для космической среды начинается с спецификации и профиля миссии корабля, обычно ожидаемого срока службы, профилей излучения и температуры, а также критичности миссии — приемлемого уровня риска отказа в течение его ожидаемого срока службы.
Владелец программы, системный архитектор, инженер по деталям и дизайнеры плат работают на основе спецификации, чтобы определить архитектуру корабля, а также спецификацию и профиль миссии различных подсистем.
Способность корабля достичь ожидаемого срока службы зависит от правильного обращения с радиационной стойкостью его различных подсистем, а также от возможных отказов и ненормального поведения, которые могут произойти.
Это потребует оценки надежности и радиационной стойкости компонентов и понимания механизмов отказа для смягчения любого воздействия и предотвращения распространения.
За прошедшие годы космические агентства разработали руководящие принципы, нацеленные на эффективный поиск решений, повышающих вероятность успешных полетов. При покупке спутников операторы часто требуют соблюдения этих руководящих принципов, включая моделирование и тестирование каждого компонента в наихудших условиях, с которыми он может столкнуться в течение срока службы спутника, включая эффект старения, излучения и режимы отказа.
Также существует обязательное применение снижения номинальных характеристик для уменьшения компонента разрешенной безопасной рабочей зоны, указанного поставщиками.
Например, эти рекомендации требуют, чтобы компонент, рассчитанный на температуру до 125 ° C с максимальным напряжением питания до 5,5 В, не превышал 110 ° C в течение всего срока службы и никогда не должен получать более 4,4 В на выводе Vcc.
Несколько исследований показывают, что можно конструировать электронные платы, используя детали, не предназначенные специально для использования в космосе, при условии, что можно продемонстрировать, что они выдерживают определенный уровень излучения без разрушительных последствий.
Типичные минимальные требования — всякий раз, когда судно имеет некоторый уровень критичности, обеспечивающий хорошую вероятность того, что он будет работать в течение некоторого времени, — составляют около 30крад (Si) / отсутствие радиационно-индуцированного защелкивания и выгорание до 40-60 МэВ · см² / мг для спутники на низкой околоземной орбите (НОО) и спутники 50‑100крад (Si) и 60‑80 МэВ · см² / мг для спутников на геостационарной орбите (GEO).
Исследования показали, что такой подход стоит дороже, требует больше времени и приводит к более высокому риску проблем, чем использование компонентов, высокая надежность и радиационная стойкость которых соответствуют потребностям миссии.
Готовы к взлету
Очевидно, что ключевыми характеристиками компонентов конструкции космического корабля являются радиационная стойкость, включая характеристики режимов отказа, расширенные электрические характеристики, обеспечивающие большую безопасную рабочую зону (SOA), и обеспечение качества, адаптированное к профилю полета космического корабля.
Важно не упускать из виду, что интеграция в сочетании с радиационной стойкостью и расширенным SOA в геометрической прогрессии способствует ускорению разработки электроники с более высокой производительностью и более низкой стоимостью владения.
Радиационная стойкость в первую очередь включает в себя заряженные частицы с низкой энергией, накапливающиеся в компонентах, и ионы с высокой энергией, которые временно или навсегда повреждают компоненты.
Первый эффект, называемый общей дозой ионизации (TID), измеряется в крад (Si). Это приводит к пошаговому изменению некоторых параметров (таких как пороговое напряжение, усиление транзисторов), возможно, до тех пор, пока продукты не перестанут работать.
Некоторые технологии, в том числе биполярные, чувствительны к скорости, с которой достигается уровень крад (Si), что подразумевает специальный тест с повышенной мощностью низкой дозы (ELDR).
Ионы высокой энергии генерируют события с единичным эффектом (SEE), которые могут быть деструктивными, например фиксация единичного события (SEL), выгорание единичного события (SEB) или разрыв логического элемента одиночного события (SEGR). Они также могут генерировать восстанавливаемые переходные процессы или сбои, такие как переходный процесс одиночного события (SET), сбой одиночного события (SEU) или функциональное прерывание одиночного события (SEFI).
Многие параметры влияют на радиационную стойкость компонента, включая его технологию (биполярный, CMOS, SoI, SiC) и его геометрию (TID на цифровых CMOS улучшается с использованием меньших технологий до примерно 65 нм).
Однако выполнение требований к жесткости часто требует особого дизайна с выделенной архитектурой (избыточность, такая как голосование тройным большинством, обнаружение и исправление ошибок — или EDAC), компоновкой, а иногда и конкретными параметрами процесса.
Какой бы ни была радиационная стойкость, разработчику приложения крайне важно иметь доступ к подробному описанию отчетов о радиации.
Расширенные электрические характеристики
Общие улучшения спецификации касаются максимальных пределов напряжения питания, выходного тока (например, в силовых ИС), максимальной температуры, RDS (ON) (в МОП-транзисторах) или минимального значения усиления (для биполярных транзисторов), все в начале жизни, но возможно также после старения или воздействия радиации.
Еще один способ, которым спецификация компонентов может помочь разработчикам справиться с наихудшими условиями, особенно когда такие условия вызваны отказом других компонентов, — это использование абсолютных максимальных оценок (AMR).
В то время как максимальные рекомендуемые пределы определяют область, в которой гарантируются параметры, AMR предоставляет пределы, в которых электрические характеристики больше не применяются, но части, тем не менее, остаются работоспособными, а превышение которых «временные отклонения» не влияет на надежность частей.
За счет уменьшения количества компонентов интеграция по сути упрощает разработку приложений, включая анализ наихудшего случая для температурного и радиационного воздействия, а также идентификацию режимов отказа.
Интеграция обычно подразумевает конфигурируемость / программируемость для обеспечения универсальности, открывая путь к дальнейшему упрощению за счет повторного использования полных подсистем. Кроме того, уменьшение количества компонентов на плате по сути улучшает ее показатель времени отказа (FIT).
Пример интеграции
Ограничители тока с фиксацией (LCL) были введены Европейским космическим агентством (ESA) в 1990-х годах в качестве альтернативы архитектуре на основе предохранителей (рисунок 1).
Они распределяют мощность от главной шины космического корабля к соответствующим нагрузкам, обеспечивая как управляемую коммутационную способность, так и защиту от перегрузки во время запуска (зарядка входного фильтра нагрузки) и в условиях отказа нагрузки.
В нормальных (установившихся) случаях они ведут себя как резисторы малой серии по отношению к соответствующей нагрузке.
В случае перегрузки или зарядки входного фильтра они обеспечивают контролируемое ограничение тока, а если состояние перегрузки сохраняется, по истечении заданного времени, они размыкают соответствующую цепь для отключения нагрузки (рисунок 2).
LCL значительно упрощают схему распределения питания. Более точные и предсказуемые, чем предохранители, LCL ограничивают запас прочности по максимальному номинальному току, что приводит к уменьшению размеров жгута для обеспечения более «чистого» поведения ЭМС в номинальном режиме (меньший ток) и в случае отказа (более плавный пик тока) .
Однако дискретная реализация LCL всегда была затруднена из-за разнообразия нагрузок и задач с множеством наихудших условий.
Эти трудности привели к тому, что ESA выпустило руководство для разработчиков LCL, а затем объявило тендер на разработку и производство гибкого интегрированного решения.
STMicroelectronics разработала RHRPMICL1A, компонент с квалификацией QML ‑ V, который включает в себя многие функции, упрощающие проектирование космической электроники, и с возможностью конфигурирования, которая гарантирует возможность многократного использования в разных конструкциях.
Он соответствует требованиям по обеспечению радиационной стойкости (RHA) на уровне 100крад (Si), невосприимчив к чувствительности ELDR и захвату и восстановлению тяжелых ионов до 70 МэВ · см² / мг.
Он рассчитан на расширенную рабочую зону, с плавающим заземлением и внутренним стабилитроном, обеспечивающим максимальное рекомендуемое напряжение питания до 52 В и абсолютный максимальный номинальный ток 90 В.
При использовании с выбранными внешними компонентами (рис. 3) он может безопасно поддерживать более высокое напряжение, что позволяет напрямую подключать его к шине питания 100 В на спутниках.
Он объединяет все функции твердотельного переключателя питания (SSP) и, с внешним МОП-транзистором, может быть двухчиповым решением для конструкции LCL.
Выделенные входы / выходы конфигурации и три настраиваемых пользователем режима делают его пригодным для реализации чистого ограничения тока. Обычно это делается для предотвращения распространения неисправности в случае фиксации существенной нагрузки, которую нельзя отключить.
Его возможности отключения позволяют нагрузке возобновить работу всякий раз, когда состояние перегрузки по току не было разрушительным.
Личный кабинет
Загрузка