پیوندهای مفید
اخبار و اعلانات
آمار
| تعداد نشریات | 158 |
| تعداد شماره‌ها | 6,240 |
| تعداد مقالات | 67,866 |
| تعداد مشاهده مقاله | 115,402,437 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 90,170,401 |
تحلیل آسیب پرتویی در طراحی سیستمی یک ماهواره در مدارGTO | ||
| فیزیک زمین و فضا | ||
| مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 04 مهر 1402 اصل مقاله (1.67 M) | ||
| 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 بکارگرفته شده در ماهواره ها را دارند. در مقاله حاضر با رویکرد شبیه‌سازی و محاسباتی تغییرات شار ذرات پرانرژی در مدار GTO، آسیب پرتویی تک رخدادی و بازده زیر سیستم توان ماهواره در این مدار با عمر عملیاتی مشخص تحلیل و بررسی میشود. در این پژوهش از نرم افزار تحت وب SPENVIS برای شبیه سازی محیط تشعشعی فضا و آسیبهای پرتویی ماهواره GTO به منظور استخراج پارامترهای مقاوم‌سازی استفاده شده است. نتایج حاصل از شبیه‌سازی تشعشعی در فاز طراحی اولیه با تاکید بر عبور ماهواره از دوکمربند تابشی ون آلن نشان می‌دهد بیشینه شار پروتون و الکترون‌ها از مرتبه 108 می‌باشد. همچنین شار پرتوها در مدار GTO با افزایش انرژی آن‌ها به شدت کاهش می‌یابد. به طوریکه انرژی الکترون‌ها حداکثر تا MeV7 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 شبیه‌سازی ها 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؛ نرم افزار 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] | ||
| Analysis of radiation damage of a satellite in GTO orbit: system level design 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. 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. The sensitive electronic components can not 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. Fig. 1, shows 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, the results show that the solar panels efficiency benefiting AZUR SPACE solar cell (3G30) is less than 33% at the end of the mission life (see Fig. 2). So to support the subsystems and payloads over the whole mission life, the more solar panel is needed in comparison with satellites in LEO. Fig. 1: The required shield to decrease the dose Fig. 2: Solar panel efficiency versus cover-glass thickness 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 | ||
|
| ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 144 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 126 |
||