پیوندهای مفید
اخبار و اعلانات
آمار
| تعداد نشریات | 158 |
| تعداد شماره‌ها | 6,243 |
| تعداد مقالات | 67,878 |
| تعداد مشاهده مقاله | 115,522,494 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 90,292,994 |
تحلیل آسیب پرتویی در طراحی سیستمی یک ماهواره در مدار GTO | ||
| فیزیک زمین و فضا | ||
| مقاله 13، دوره 50، شماره 1، اردیبهشت 1403، صفحه 217-229 اصل مقاله (963.36 K) | ||
| نوع مقاله: یادداشت تحقیقاتی | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22059/jesphys.2023.356821.1007513 | ||
| نویسندگان | ||
| رضا امجدی فرد1؛ مسعود خوش سیما* 2 | ||
| 1پژوهشکده سامانه‌های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران. | ||
| 2پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران. | ||
| چکیده | ||
| تشعشعات فضایی یکی از چالش‌های طراحی ماهواره در سطح سیستم است. پرتوهای فضایی منجر به افت کارایی یا ایجاد خرابی‌های دائمی در قطعات و تجهیزات به‌کارگرفته شده در ماهواره‌ها را دارند. در مقاله حاضر با رویکرد شبیه‌سازی و محاسباتی تغییرات شار ذرات پرانرژی در مدار GTO، آسیب پرتویی تک رخدادی و بازده زیرسیستم توان ماهواره در این مدار با عمر عملیاتی مشخص تحلیل و بررسی می‌شود. در این پژوهش از نرم‌افزار تحت وب SPENVIS برای شبیه‌سازی محیط تشعشعی فضا و آسیب‌های پرتویی ماهواره GTO به‌منظور استخراج پارامترهای مقاوم‌سازی استفاده شده است. نتایج حاصل از شبیه‌سازی تشعشعی در فاز طراحی اولیه با تأکید بر عبور ماهواره از دوکمربند تابشی ون‌آلن نشان می‌دهد بیشینه شار پروتون و الکترون‌ها از مرتبهp/cm2.s 108 می‌باشد. همچنین شار پرتوها در مدار GTO با افزایش انرژی آنها به‌شدت کاهش می‌یابد. به‌طوری‌که انرژی الکترون‌ها حداکثر تا MeV 7 و پروتون‌ها تا MeV400 است. نتایج نشان می‌دهد که برای کاهش دز به سطح krad10، حفاظی ازجنس آلومینیوم به ضخامت 6 میلی‌متر لازم است. افت حدوداً %33 کارایی برای پانل‌های خورشیدی در طول یک سال یکی از چالش‌های سیستمی آسیب‌های تشعشعی بر ماهواره در این مدار است. همچنین شبیه‌سازی‌ها نشان می‌دهد با افزایش ضخامت حفاظ از 4 به 6 میلی‌متر نرخ کلی وقوع آسیب SEU حدود 30 درصد کاهش می‌یابد. | ||
| کلیدواژه‌ها | ||
| مدار GTO؛ طراحی سیستمی؛ نرم‌افزار SPENVIS؛ تشعشعات فضایی | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Analysis of radiation damage of a satellite in GTO orbit: system level design | ||
| نویسندگان [English] | ||
| Reza Amjadifard1؛ Masoud Khoshsima2 | ||
| 1Satellite Research Institute, Iranian Space Research Center, Tehran, Iran. | ||
| 2Iranian Space Research Center, Tehran, Iran. | ||
| چکیده [English] | ||
| The space environment includes different types of particles originating from both within and without the solar system. They can categorize depending on their origin (cosmic-galactic, solar, and Van Allen belts), and can cause severe damage to electronic components or functional failure of the equipment. Therefore, the radiation environment is an important concern in the system-level design of a satellite. The correct evaluation of radiation effects should occur as early as possible in the design procedure, and be upgraded as necessary throughout the development of project phases. Space-borne technology provides global data set of uniform quality and rapid data acquisition and also, global coverage collected data is updated in every time range. Due to space standards of NASA and ESA, one of the effective factors on degradation of space systems is radiation damages. The space radiation environment varies dramatically with the latitude, longitude, and altitude of the orbit, and also varies significantly with time. Satellite in the geosynchronous transfer orbit (GTO) faces significant amounts of particles including the high-energy electrons and protons trapped in the Van Allen belts (extend from an altitude of about 640km to 580000km). These particles are the source of three kinds of damage to electronic equipment (total ionizing dose (TID), displacement damage (DD), and single event effects (SEE)). In this article, the flux of the different energetic particles in the GTO is obtained by employing SPENVIS web-based software. SPENVIS is developed by a consortium led by the Royal Belgian Institute for space aeronomy for ESA’s space environments and effect section. Results show that the radiation fluxes have very drastic changes during every orbit time due to passing through the Van Allen Belts. The maximum flux of protons and electrons is in the range of 108 p/cm2.s. The sensitive electronic components cannot tolerate the total ionizing dose made by this amount of flux density. Therefore, to reduce the dose below the specified limits by the manufacturer, an aluminum shield must be used. Results show that in order to decrease the dose below the 10krad, the thickness of the shield should be equal to 6mm. This amount of shield is much thicker than those are used in LEO (Low Earth Orbit), and increases the total mass of the satellite. Regarding electric power generated by solar panels of satellite benefiting AZUR SPACE solar cell (3G30) If the thickness of the protective coating (cover-glass) of the cells is considered equal to 100 um, the efficiency loss of. Therefore, to support the subsystems and payloads over the whole mission life, the more solar panel is needed in comparison with satellites in LEO. Besides, the simulations show that with the increase of the thickness of the shielding from 4mm to 6 mm, the overall rate of single event upset (SEU) decreases from 3.7225E-06 /bit to 2.6556E-06 /bit (about 30%). | ||
| کلیدواژه‌ها [English] | ||
| GTO Orbit, System-level Design, SPENVIS, Space Radiation | ||
| مراجع | ||
|
بوربور، س.؛ فقهی، س. ا. ح. و جعفری، ح. (1392). مدل‌سازی حجم حساس در محاسبه سطح مقطع آسیب پرتویی SEU ناشی از پرتوهای فضایی. مجله علوم و فناوری فضایی، 6(4)، 23-28.
شوریان، س.؛ جعفری، ح.؛ فقهی، س. ا. ح. و اصلانی، غ. ر. (1399). محاسبه و اندازه‌گیری تغییرات جریان نشتی ناشی از آسیب جابه‌جایی برای یک دیود سیلیکونی در معرض تابش پروتون‌های فضایی. مجله علوم و فناوری فضایی، 13(4)، 71-79.
دانشور، ح.؛ خوش سیما، م. و دیانی، ا. (1398). بررسی پارامترهای مدل‌سازی در تعیین آسیب‌های برای ماهواره در مدار SEE وDD ،TID پرتوییOMERE با استفاده از نرم‌افزار LEO. فصلنامه پژوهشی علوم فناوری فضایی، 12(3)، 63-71.
طاهربانه، م.؛ فاسونیه چی، ع. ر.؛ کرباسیان، ش. و امجدی‌فرد؛ ر. (1387). بررسی اثرات دما، تابش و تشعشع بر مشخصه‌های الکتریکی سلول خورشیدی و دریافت حداکثر توان از یک پانل خورشیدی با استفاده از سیستم ردیاب نقطه ماکزیمم توان. فصلنامه پژوهشی علوم فناوری فضایی، 1(1)، 67-80.
ECSS. (2008). Methods for the calculation of radiation received and its effects, and a policy for design margins. Ecss-E-St-10-12C, no. November, 1–218, 2008, [Online]. Available: http://www.worldscientific.com/doi/abs/10.1142/9781860944574_0014. ECSS-E-HB-10-12A, 2010, European Cooperation for Space Standardization. Finckenor, M. M., & De Groh, K. (2017). A researcher’s guide to: space environmental effects. Natl. Aeronaut. Sp. Adm. Int. Sp. Stn. Res. Guid. Ser. NP-2015-03-015-ISC, p. 15. Gingrich, D. M., Buchanan, N. J., Chen, L., & Liu, S. (2002). Ionizing radiation effects in EPF10K50E and XC2S150 programmable logic devices. in IEEE Radiation Effects Data Workshop, vol. 2002-Janua, 41–44, doi: 10.1109/REDW.2002.1045530. Horne, R. B., Glauert, S. A., Meredith, N. P., Boscher, D., Maget, V., Heynderickx, D., & Pitchford, D. (2013). Space weather impacts on satellitesand forecasting the Earths electron radiation belts with SPACECAST. Space Weather, 11, 169–186. https://doi.org/10.1002/swe.20023 Hands, A., Ryden, K., Underwood, C., Rodgers, D., & Evans, H. (2015). A new model of outer belt electrons for dielectric internal charging (MOBE-DIC). IEEE Transactions on Nuclear Science, 62(6), 2767–2775. https://doi.org/10.1109/tns.2015.2475134 Heynderickx, D., Quaghebeur, B., Wera, J., Daly, E. J., Evans, H. D. R. (2003). New radiation environment and effects models in ESA's space environment information system (SPENVIS). Proceedings of the 7th European Conference on Radiation and Its Effects on Components and Systems, RADECS 2003. Horne, R. B., & Pitchford, D. (2015). Space weather concerns for all-electric propulsion satellites. Space Weather, 13, 430–433. https://doi.org/10.1002/2015SW001198 Janet, B. (1997). Short course: Applying computer simulation tools to radiation effects problems Space radiation environment: section1. IEEE NSREC Short Course, NASA/Goddard Space Flight Center Earth Sciences Directorate/Code 900 Greenbelt, Maryland 20771 LaBel, K.A. (1996). Single event effect criticality analysis. NASA Headquarters/Code QW. Maurer, R.H., Fretz, K., Angert, M.P., Bort, D.L., Goldsten, J.O., Ottman, G., Dolan, J.S., Needell, G., & Bodet, D., (2017). Radiation induced single event effects on the VanAllen Probes spacecraft. IEEE Transactions on Nuclear Science,1–1(11), 2782–2793. https://doi.org/10.1109/tns.2017.2754878 Messenger, S.R., Summers, G.P., Burke, E. A., Walters, R. J., & Xapsos, M. A. (2001). Modeling solar cell degradation in space: A comparison of the NRL displacement damage dose and the JPL equivalent fluence approaches. Prog. Photovoltaics Res. Appl., 9(2), 103-121. Odenwald, S. F., & Green, J. L. (2007). Forecasting the impact of an 1859-caliber superstorm on geosynchronous Earth-orbiting satellites: Transponder resources. Space Weather, 5, S06002. https://doi.org/10.1029/2006SW000262 Ochoa, M., Yaccuzzi, E., Espinet-González, P., Barrera, M., Barrigón, E., Ibarra, M.L., Contreras, Y., Garcia, J., López, E., Alurralde, M., & Algora, C., (2017). 10MeV proton irradiation effects on GaInP/GaAs/Ge concentrator solar cells and their component subcells. Solar Energy Materials and Solar Cells, 159, 576-582. Pease, R. L., Johnston, A. H., & Azarewicz, J. L. (1988). Radiation Testing of Semiconductor Devices for Space Electronics, Proc. IEEE, 76(11), 1510–1526, doi: 10.1109/5.90110. Pickel J. C., & Blandford, J. T. (1980). Cosmic-ray-induced errors in mos devices, IEEE Trans. Nucl. Sci., 27(2), 1006–1015, doi: 10.1109/TNS.1980.4330967. Shea, M. A. (1998). Intensity/Time Profiles of Solar Particle Events at One Astronomical Unit. Proc. Interplanet. Part. Environ. Conf., 75–84. Walters, R., Summers, G.P., Messenger, S., Lorentzen, J.R., Morton, T., Taylor, S.J., Evans, H., Heynderickx, D., & Lei, F., (2005). Spenvis Implementation Of End-Of-Life Solar Cell Calculations Using The Displacement Damage Dose Methodology. 19th Space Photovoltaic Research And Technology (Sprat) Conference, Ohio, Usa, 20-22. | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 147 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 132 |
||