Исследование радиационных нагрузок малых космических аппаратов на солнечно-синхронных орбитах в программном пакете Omere, Srim



В представленной работе исследовалась радиационная стойкость внешней защиты космических аппаратов на солнечно-синхронных орбитах. Использование малых космических аппаратов и наноспутников на низких солнечно-синхронных орбитах позволяет значительно улучшить качество навигации объектов.

Ключевые слова: космический аппарат, радиационная стойкость, солнечно-синхронные орбиты, заряженные частицы, поглощенная доза

Одним из наиболее перспективных направлений в проектировании и электронике является разработка малых космических аппаратов (КА). Не высокие весовые и габаритные размеры позволяют значительно снизить затраты на запуск таких КА. Однако в условиях импортозамещения использование зарубежных радиационно-стойких комплектующих накладывает ограничение на их применение в современных малых КА — наноспутниках (весом от 1 до 10 кг). Поэтому является актуальной задача оценки и прогнозирования радиационной стойкости внешней оболочки (защиты), препятствующей прохождению заряженных частиц космического пространства и защищающей электронные компоненты (ЭК) КА.

1. Обстановка на солнечно-синхронных орбитах.

Космические аппараты, находящиеся в космическом пространстве, движутся по различным траекториям — орбитам. Перемещение по ним происходит по инерции, и при этом на космический аппарат воздействует только гравитация Земли.

1.1. Конструктивные ифункциональные особенности малых космических аппаратов.

По современной классификации космические аппараты делятся по своей массе на три основных группы. Большие спутники имеют массу больше 10 тонн. Спутники последней весовой категории подразделяются на следующие группы: мини, вес которых составляет 100–1000 кг, микро массой 10–100 кг, нано, не превышающие весовые габариты в 10 кг и пико до 1 кг.

По мере совершенствования космических технологий, массы и размеры служебных и целевых систем космических аппаратов становятся все меньше, что приводит к снижению потребляемой ими энергии. Во многих случаях те задачи, которые решались решаются до сих пор многотонными космическими аппаратами, способны выполнять спутники, которые легче и меньше их в десятки раз.

Малые космические аппараты обладают многими преимуществами перед многотонными спутниками. Важным пунктом является то, что малые спутники позволяют значительно увеличить скорость получения данных наблюдения потребителем за счет создания необходимой по численности группировки небольших аппаратов.

1.2. Влияние факторов космического пространства на малые космические аппараты.

В реальных условиях ионизирующие излучения имеют обычно сложное распределение частиц по энергиям — энергетический спектр. Уровень воздействия проникающей радиации зависит от времени воздействия излучения с данной плотностью потока на вещество и выражается числом частиц, прошедших через площадку в 1 см²за время облучения интегральным потоком. Другими характеристиками воздействия на вещество излучения со сложным энергетическим спектром являются поглощенная доза и коэффициент запаса. Поглощенная доза излучения — это количество энергии, переданное веществу, коэффициент запаса — величина, демонстрирующая способность защиты космического аппарата выдерживать воздействующие на нее нагрузки свыше предельной.

2. Конструкция малого космического аппарата.

Космический аппарат может состоять из множества дорогостоящих компонентов, которые могут иметь как небольшие, так и крупные размеры. Поэтому следует рационально подходить к форме спутника. В данной работе рассматривались и сравнивались каркасы оболочек в виде куба и шестиугольной призмы. Размеры граней были выбраны 30 и 40 см. В качестве материала оболочки корпуса используется алюминий. Данный выбор обусловлен легкостью металла, его дешевизной, приемлемыми поглощающими способностями и доступностью. Для таких конфигураций была рассчитана масса внешней защиты из алюминия спутника для трех толщин оболочки: 1 мм, 2 мм, 3,5 мм.

Исходя из полученных данных, можно сказать, что защита спутника в форме куба с гранью в 40 см и толщиной в 1 мм — это 26 % от всего веса спутника.В том случае, когда мы увеличиваем толщину защиты до 2 мм, оболочка будет вносить вклад в массу спутника на 52 %, т. е. увеличивается на 26 % по сравнению с первым случаем. При увеличении толщины защиты до 3,5 мм, ее масса будет занимать 91 %, получается, что при переходе с 2мм на 3,5мм защита становится тяжелее на 39 %.

Если использовать внешнюю защиты в форме куба с гранью в 30 см видно, что масса обшивки становится в 1,8 раз легче, что позволяет использовать защиту в 3,5 мм. В таком случае масса обшивки составит 51 % от общей массы, что даже меньше, если использовать оболочку толщиной в 2 мм и грань куба взять 40 см.

Использование обшивки в форме шестиугольной призмы и гранью в 40 см приводит к тому, что масса оболочки составит 34,23 % (1 мм), 68,5 % (2мм), 120 % (3,5 мм), это означает что максимальной толщиной защиты будет 2 мм и вес составит 6,85 кг, что вносит весомый вклад в массу спутника, однако допустимо в зависимости от массы внутренних комплектующих космического аппарата.

Используя призму с гранью в 30 см можно добиться снижения массы почти в 2 раза и если использовать защиту в 3,5 мм, то вес такой оболочки составит 6,7 кг, что является значительным вкладом в общую массу КА. Такую защиту использовать можно, однако нужно добиться, чтобы вес внутренних комплектующих не превышал 3,2 кг.

В итоге, можно сказать, что оптимальным вариантом будет использовать алюминиевую оболочку в форме шестиугольной призмы с гранью в 30 см, т. к даже при максимальной толщине защиты — 3,5 мм, вес обшивки будет составлять 67 %, что допустимо, однако придется более точно обдумывать состав «начинки» КА. При использовании такой формы спутника объем будет достигать 0,07 м^3, если же требуется максимальная защита, тогда наилучшим вариантом будет использовать оболочку из алюминия в форме куба с ребром в 30 см, однако объем такой конструкции будет в 2,6 раз меньше (0,027 м^3), относительно шестиугольной призмы.

3. Исследование поглощенной дозы обшивкой спутника.

Рис. 1. Зависимость суммарной поглощенной дозы от толщины защиты

Рисунок 1. демонстрирует поглощающие способности алюминиевой защиты различных толщин. С увеличением толщины оболочки суммарная поглощенная доза снижается. 3,5 мм алюминия позволяют защитить не радиационно-стойкие компоненты, предельная поглощенная доза которых составляет 10кРад.

4. Моделирование прохождения протонов через защиту космического аппарата.

В данной части работы были исследованы интегральные спектры частиц, промоделированные с помощью программы OMERE. Благодаря программному пакету было получено распределение протонов по энергиям от 0,1 до 300 МэВ для высот в диапазоне 550–950 км и толщин. С увеличением высоты орбиты заметен рост концентраций частиц, создающих радиационные нагрузки на космический аппарат, а поглощенная доза снижалась.

С помощью программного пакета SRIM удалось выяснить, какая доля ионизирующего излучения пройдет сквозь корпус изучаемого объекта. В первом случае исследовались взаимодействия частиц со стандартной алюминиевой защитой толщиной в 1 мм, 2 мм и 3,5 мм (проиллюстрировано на рисунках 2, 3, 4.). Очевидно, что объект с самой большей толщиной оболочки успешнее предотвращает прохождение заряженных частиц через его корпус, однако в дальнейшем будет происходить только исследование обшивки толщиной в 2мм, так как малые космические аппараты имеют ограничение по весу. В итоге было установлено, что оболочка толщиной в 1 мм поглощает 91,1 % от всего потока частиц, 2 мм — 92,7 %, 3,5 мм – 94,2 мм. С ростом высоты доля поглощенного ионизирующего излучения снижается.

Рис. 2. Прохождение частиц с энергией 12 МэВ через защиту толщиной в 1 мм

Рис. 3. Прохождение частиц с энергией 12МэВ через защиту толщиной в 2 мм

Рис. 4. Прохождение частиц с энергией 12 МэВ через защиту толщиной в 3,5 мм

Заключение.

В ходе работы было проведено исследование влияния толщины защиты на суммарную поглощенную дозу обшивкой спутника. Также изучено влияние толщины защиты на массу исследуемого объекта. С увеличением толщины защиты суммарная поглощенная доза уменьшается с 240 кРад до 2,5 кРад. Полному поглощению ионизирующего излучения соответствует обшивка спутника толщиной в 3,5 мм, однако при этом масса внешней оболочки составит до 90 % от общей.

Литература:

1. C. A. Хейнман. Научно-техническая революция сегодня и завтра. М.: Политиздат, 1977. 328 с.
2. Общественно-аналитическое онлайн-медиа Русская Планета [Электронный ресурс] / http://rusplt.ru/ по состоянию на 3.04.2016.
3. Л. Мироненко, В. Юдинцев. Повышение радиационной стойкости интегральных схем // Журнал «Новые технологии». 2012, вып. (№) 8. С. 74–87.
4. Unnatural [Электронный ресурс] / http://unnatural.ru/ по состоянию на 15.04.2016.
5. MediaSat ТВ, Радиовещание и Телекоммуникации [Электронный ресурс] / http://mediasat.info/ по состоянию на 15.04.2016.
6. Мир Знаний [Электронный ресурс] / http://mir-znaniy.com/ по состоянию на 15.04.2016.
7. А. А. Акимов, А. А. Гриценко, Р. Н. Юрьев. Солнечно-синхронные орбиты — основные возможности и перспективы // Журнал «Инфосфера». 2015, вып. (№) 68. С. 18–20.
8. И. В. Гецелев, М. В. Подзолко, И. П. Безродных, В. Т. Семенов, В. М. Фадеев, В. П. Ходненко. Влияние ионизирующих излучений в околоземном пространстве на КА «МЕТЕОР-М» № 1 // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009, том 112, (№) 5. С. 29–34.
9. А. И. Акишин, Л. С. Новиков. Воздействие окружающей среды на материалы космических аппаратов. М.: Знание, 1983. 64 с.
10. М. Ю. Овчинников. Малые мира сего // Журнал «Компьютерра». 2007, вып. (№) 5. С. 37–43.
11. К. И. Таперо, В. Н. Улимов, А. М. Членов. Радиационные эффекты в кремниевых интегральных схемах космического применения. М.: БИНОМ, 2014. 340с.
12. Ziegler J. F., Blersack J. P., Littmark U. The Stopping and Range of Ions in Solids. Oxford, NY.: Pergamon Press, 1985.