屏蔽防护的有效方法探讨

SEU屏蔽防护设计方法通常是基于在航天器中使用屏蔽材料及附加结构的方法来缓解SEU带来的影响。SEU屏蔽方法的实施是基于不受航天器质量等因素的严格限制条件下而考虑的。SEU屏蔽设计技术和其他相应的辐射环境屏蔽设计有很多共同之处，如高能质子、电子及伽马射线的屏蔽设计等；特别是在实际应用方面，对航天器的屏蔽设计是一种需要重点考虑的关键技术。本节主要讨论针对减缓SEU，在航天器屏蔽设计中特有的技术和方法。

值得指出的是，在航天器运行轨道环境中，如地球同步轨道的宇宙射线高能重离子环境，即使使用和航天器质量相等效的屏蔽材料，都几乎无法直接屏蔽衰减掉这些宇宙射线高能粒子。这些离子是带电的（电离度达到“10+”或以上），且每核子的能量达数百兆电子伏（MeV），而且部分粒子是重核，它们的质量数最高能到铀元素。

通过将重要部组件放置在航天器中心位置的方法，利用航天器及部组件自身质量的屏蔽进行防护的方法，是一种粗略的屏蔽方法，已在许多航天器设计中使用过。但是航天器所有的电子系统都是关键的，不可能将所有部组件都布置在航天器内部中心位置。

另一个应当引起注意的方面是，对于经过地球内辐射带（质子）和/或地球外辐射带（电子）的大部分航天器，通过直接质量屏蔽的方法是可以衰减辐射粒子的，但不是完全可行的，由于屏蔽材料的韧质辐射过程，屏蔽质量每增加一倍，其对辐射的屏蔽效果反而会下降。

从第1章节内容知道，在低地球轨道（LEO）上，大多数航天器基本上一直处于范艾伦辐射带内带之中，屏蔽并不是必须考虑的紧迫之事，这是因为这个轨道高度上的大多数带电粒子能量及其分布相对较低，它们没有足够能量去影响器件、组件和系统等。即使是在南大西洋异常区（SAA），航天器也仅是在该轨道区域内飞行几分钟时间，辐射带来的影响较小。

对于太阳耀斑等异常事件，来自太阳的太阳风粒子（主要是质子）增强了辐射环境的粒子平均通量。常常耀斑可持续数小时至数天的时间。质子撞击屏蔽材料时会适当阻止其传播，减小航天器遭受危害。另外，太阳风在一定程度上也提供了自然屏蔽，特别是在太阳黑子处于极大期时，粒子通量达到高水平时，太阳风带电粒子能将一些粒子带到银河空间中。

航天器内部是一个复杂的电磁和电气系统，相互连接的电缆和金属外壳，所有这些都包装在一个铝球形壳中，外壳由太阳能电池板、传感器和其他重要部件组成。所有这些部件因几何结构的不同使得屏蔽问题非常困难。

对于一个组件，如安装在航天器内部印制电路板上的一个微电子芯片，在其周围有很多不同质量密度的其他组件。芯片本身的封装也是由不同密度的材料制成，也能提供一定程度的屏蔽。微电子芯片及其电路板与其他电路板一起封装在一个金属外壳中，构成一个屏蔽的组件。通常，器件的屏蔽是在电路板上用类似“胶囊”的方法（RAD-PAK）提供一个单独的屏蔽材料，屏蔽“胶囊”的材料、密度、厚度和尺寸大小等参数取决于诱发SEU的入射粒子的类型。航天器内部电子器件在有/无屏蔽下入射粒子的通量/注量计算是一个重要问题，可利用SRIM等径迹计算程序得到。这个计算程序将器件周围的体积分割成立体角增量，其与器件所在坐标的航天器的质量相对应。该程序“赋予”器件数千条“射线”，每条射线对应一个立体角增量，射线撞击器件并沿电离路径穿透经过。质点由几何结构确定，然后计算并求和由于质量屏蔽而引起的入射辐射的衰减，从而得到衰减后的入射到器件上的诱发SEU的总注入量，进而得到SEU错误率。上述方法也可以通过现代的便携式计算机近似地实现，其他复杂的蒙特卡罗代码也可以用来进行计算，其方法也是适用的。

射线径迹追踪计算程序的输出还可以用来分析其他很多有用的重要信息，图6-2为针对几颗卫星，采用径迹追踪计算程序的计算结果。它是从器件参考点得到等效铝屏蔽路径上的累积分布，图中的器件是LEASAT和TDRS航天器以及CRRES航天器中采用的两个器件。相应的统计输出结果如表6-1所示。

图6-2　采用径迹追踪计算程序的计算结果

表6-1　航天器屏蔽路径分布计算数据

从图6-2中给出的计算结果可以看出，对于TDRS航天器上使用的电子器件来说，射程小于或等于0.125 in的带电离子，只有10%或者更少的数目通过传输而到达器件上。而这个射程路径（0.125 in）是能量分别为25 MeV/AMU的质子、54 MeV/AMU的氧离子、99 MeV/AMU的铁离子在铝材料中的射程大小。从这点可以看出，在一定屏蔽材料的作用下，只有能量相对更高的带电离子才能对诱发单粒子翻转（SEU）有贡献。

在设计过程中，重要的是何时以及在何种程度上考虑SEU的辐射屏蔽问题。例如，地球同步轨道中对银河宇宙射线的屏蔽，分别采用半无限平板和环形球体进行屏蔽，屏蔽效果对比分析表明，在一定程度的屏蔽处理后，SEU错误率由带电离子在屏蔽材料中的弦长分布函数（见第7章）f（s）确定。假设航天器屏蔽结构等效为半无限平板形状，其厚度为c，对于半无限平板的情况下，其分布函数为f（s）=2c2/s3，其中s为平板中带电粒子的弦长，按照单粒子翻转率的计算方法（见第7章），SEU错误率可以表示为：

式中，A是平板一侧的面积。代入式（6.2-1）可以得到单粒子翻转错误率，则有平板单位面积上的SEU错误率定义为：

式中，Lmin≈0.1Lc，是合理的下限，4π代表整个立体角。由第1章可知，空间积分通量随LET值增大而快速减小，使得L与Lmax之间的积分部分分量被忽略。

可以看出，射线径迹跟踪计算程序的输出产物是平板屏蔽厚度c的对数函数。由于有积分通量Φ（L）≈∫φ（L）dL，对φ（L）近似等于c1/L3（c1=5.8×108），则式（6.2-3）近似等于：

式中，Lmin≈smax/c≈0.1Lc。

利用射线径迹跟踪计算程序可计算四种不同屏蔽结构方式情形下的错误率，如果将计算结果利用0.1 in厚的半无限平板屏蔽结构的计算结果进行归一化处理，可得到归一化的错误率。几种情况下的错误率相对归一化错误率的比值（即归一化比率）与Lc的相关性如图6-3所示。

图6-3　采用射线径迹跟踪计算得出的错误率分布

从图6-3中可以看出，该比率仅缓慢依赖于Lc。与更精确的射线径迹跟踪结果相比，式（6.2-4）的近似计算结果不会产生较大的误差。从系统的角度来看，当SEU错误率相差一个数量级或者更多时，其通常被认为是很重要的，尤其是在分析计算地球同步轨道和行星际轨道的辐射屏蔽问题。

质子是质量最轻且电荷量最小的离子，是太阳耀斑和地球内辐射带的主要辐射粒子，其不像银河宇宙射线的重离子那样难以防护。航天器的质子屏蔽方法要比重离子屏蔽方法简单得多。质子引起的SEU错误率Erp为：

屏蔽路径，也就是屏蔽厚度x，定义为R，是射程-能量的函数关系。即

式中，R（E（o））是屏蔽材料外部入射粒子能量为E（o）的射程；上标o表示屏蔽材料的外部。粒子在穿透屏蔽材料时损失能量，能量变为E（i）＜E（o），对应的射程为R（E（i））。式（6.2-6）的所有变量的单位通常是面密度的形式，g·cm-2。由于屏蔽材料中质子吸收的主要过程是非弹性核反应，因此屏蔽层内外的质子通量是近似相等的。非弹性散射能够吸收入射粒子，然后粒子释放出能量较小的粒子，但是对通量没有任何损失。将式（6.2-6）带入式（6.2-5）的SEU截面，得到：

即通过射程-能量关系得到单粒子翻转截面σseu与x的关系。

对于屏蔽路径结束在微电子电路中的路径分布来说，依据屏蔽路径延伸的航天器质量大小，用wk度量第k个路径，计算平均SEU错误率为：

积分通量Φ（E）定义为Φ（E）=AΨ（E），其中A是几何因子（cm-2），Ψ（E）是无量纲的积分能谱，则上式变为：

屏蔽后的截面认为是平均截面。(www.xing528.com)

当出现太阳耀斑事件时，Ψ（E）可以用归一化的不完全Г函数表示。

式中，K和a是常数，可从太阳粒子通量谱数据得到。

式中，E的单位是MeV。

归一化为0.1 in厚的球壳结构的屏蔽材料后的比率如图6-4所示，计算结果如表6-2所示。表中给出了1989年两个最大太阳耀斑事件的计算结果。

图6-4　采用射线径迹跟踪计算程序计算的屏蔽效果

表6-2　1989年两个最大太阳耀斑事件的计算结果

从图6-4中可以看出，归一化结果与实际屏蔽的错误率出现了明显差异，实际屏蔽后的错误率要比归一化的小得多。SEU计算值与实际观测值出现不同，是由于计算中没有考虑重离子诱发的SEU。

研究发现，对于归一化为0.1 in厚的屏蔽，无论是平板型屏蔽结构还是球形屏蔽结构，产生的SEU错误率都比实际观测到的要大很多。如果考虑到更高精确性，更厚尺寸的归一化屏蔽模型能给出更准确的错误率。例如，在上文提到的航天器质量分布和辐射环境下，归一化屏蔽厚度应该大于0.3 in（Al：2.1 g/cm2）。正如前文提到的，质子诱发SEU错误率对屏蔽处理要比重离子的敏感得多。