The first Korean satellite, KITSAT-1 launched in 1992 carried out a total dose experiment using RADFETs at 1330 km altitude. Two RADFETs, specially designed p-channel MOSFETs(TOT500) with thick gate oxides, are employed in the experiment and located at different positions inside the spacecraft. The results of the experiment show peculiar oscillating behaviors in the threshold voltage, in addition to the difference in their slopes, which is suspected to be due to the different shielding thickness at the two RADFET positions. The oscillatory behaviors in the threshold voltage of RADFETs are caused by temperature changes and are verified in laboratory experiments using a Co-60 γ-ray source. A model was also developed in which both the radiation and thermal effects are incorporated. The model reproduced remarkably well the results of laboratory experiments as a function of the dose rate and the instantaneous temperature. Nevertheless, the laboratory experiments are generally carried out at high dose rates, while the dose rates for low Earth orbit satellites are usually several orders of magnitude smaller. Hence, the model should be verified against the satellite data for useful space applications, as they are obtained at low dose rates and can suffer many cycles of temperature variations. The shielding thickness is calculated from each of the RADFETs to the outside wall of the spacecraft over the entire 4pi solid angle using the Monte Carlo method. The internal KITSAT-1 structures are taken into consideration in this calculation as well as the epoxy resin of the printed circuit boards by converting the resin layer to the equivalent aluminum thickness. The linear energy transfers of MeV particles in the epoxy resin to that in aluminum are compared using the SRIM code by IBM Research for protons and the Bethe formula for electrons. And then it is found that the ratio is about 0.55 for both protons and electrons, nearly regardless of their energies. NASA's trapped particle models, AP8MAX and AE8MAX, are applied to the current results of the chord-length distribution. The DGRF model is used for the geomagnetic fields corresponding to the observation period of KITSAT-1 TDE. The results show that RADFET-1 receives 4.0 $krad(SiO_2)$/year and RADFET-3 receives a dose rate about 40% lower than RADFET-1 with 2.3 $krad(SiO_2)$/year. Hence, these results confirm the effectiveness of the 'built-in' shielding as the dose rate reduces to about 50% by re-positioning the RADFET only 7 cm toward the center in this case. The model is applied to the KITSAT-1 data using parameters obtained in previous Co-60 laboratory experiments and then the dose rate experienced by the satellite over the two years from September 1992 through December 1994 is estimated. The model reproduces the observed threshold voltage changes quite successfully including peculiar oscillations caused by temperature variations. The parameters used for the present fitting were obtained from laboratory experiments in which the dose rate is significantly higher than that of the natural space radiation environment, implying that the model might be applied for a wide range of dose rates. The crucial assumption of the model that thermal annealing is a function of instant temperature, not a function of thermal history, seems to be still valid in this long-term irradiation case of low dose rate. The estimated dose rates are 5.7 $krad(SiO_2)$/year for RADFET-1 and 3.2 $krad(SiO_2)$/year for RADFET-3, which are about 40% higher than the predictions of the NASA models AP8MAX/AE8MAX. These differences are in general agreement with the APEXRAD model and support the reports that NASA models underestimate the radiation flux in low earth orbit. In addition, the dose rate dependence of two types of RADFET that has been often employed as a dosimeter in previous space missions is tested. The tests are performed by a typical method and a newly designed method that is free from the problem of part-to-part difference. The results from both methods show that enhanced low dose rate sensitivity actually exists for these devices.
With a cyclotron accelerator, proton irradiation testing was carried out for ATMEL68360 microprocessor and Motorolla MPC860 microprocessor adopted as On Board Computer of MACSAT being jointly developed by SaTReCi of Korea and ATSB of Malaysia. Accelerated protons are irradiated onto the microprocessors for space application. Both SEE and TID effect are displayed during the proton irradiation. ATMEL68360 showed a few SEE and suffered permanent functional failure near 20 krad(Si). The primary SEE of MPC860 is SEU, modification of the stored data in the circuit. Single event functional interrupt is also found. TID effect on MPC860 is revealed by the increase of current consumption by the microprocessor. TID test for MPC860 and ATMEL68360 is conducted with γ-ray source, Co-60 and proton beam source, cyclotron. The response to γ-ray is roughly in accord with that to proton beam. Analysis of the test results shows sufficient qualification of the components for MACSAT mission.
A prediction of SEE rates for a candidate microprocessor, MPC860 is made based on the ground experiment results with a proton accelerator. Populations of charged particles in space are estimated with numerical models such as AP8, JPL and CREME. The cross section curves that are previously obtained with the accelerator are then employed for SEE prediction. Both the high and low inclinations are considered for low-earth orbits with nominal altitudes of about 685 km. The results show that the occurrence rate of SEEs for the candidate device is acceptable for low-inclinations, but can be considerable under worst conditions for high inclinations.
1992년에 발사된 대한민국 최초의 인공위성, 우리별 1는 고도 1330 km에서 총 이온화 방사선 시험(TDE)을 수행하였다. 사용된 두 센서, RADFET1과 RADFET3에서 측정된 문턱 전압 이동의 기울기 변화가 다르며, 시간이 흐를수록 진동의 경향이 강해지는 것이 확인되었다. RADFET1과 RADFET3간의 기울기 차이는 각각의 센서가 받은 총 이온화 방사선량이 다르다는 것을 의미한다. 위성 내의 모든 전자 소자들은 우주 방사선의 영향을 받게 되며 위성 외벽, 태양 전지 판, 위성 구조물, 다른 부품 등에 의한 차폐 효과에 따라 그 영향의 크기가 달라질 수 있다. 그러므로 두 RADFET이 받은 총 이온화 방사선량이 다른 것은 위성 내의 위치 차이로부터 유도되는 차폐 효과의 차이에 의한 것으로 추측해 볼 수 있다. 그리고 진동 형태는 위성 내 온도변화에 의한 영향으로 추측할 수 있다. 문턱전압 변화와 우리별 1호 내 온도 변화의 진동이 동조(Synchronization)되어 나타나는 것을 확인할 수 있었으며, 이는 위성 내 온도 변화에 의한 열적 효과가 우주 방사선에 의한 RADFET의 문턱 전압 변화에 영향을 준다고 추측할 수 있게 해 준다. 이러한 예측은 Co-60 gamma-ray 선원을 이용한 실험을 통해 사실임이 확인되었으며 이를 바탕으로 MOSFET의 문턱 전압 변화에 대해 총 이온화 방사선량과 온도에 대한 영향을 동시에 고려한 모델이 개발되었다[1]. 이 모델을 통해 이온화 방사선에 의한 MOSFET의 문턱 전압 변화에 온도 변화의 영향이 고려되어 정확한 우주 방사선량을 계산해 낼 수 있게 된 것이다. 그러나 이 모델은 실제 우주 방사선 환경보다 수만 배 가량 높은 조사율(dose rate)을 갖는 방사선원을 이용한 제한된 시간 동안의 실험과 비교되었을 뿐이므로, 우리별 1호 TDE 데이터와의 비교를 통해 실제 우주 방사선 환경에서 충분한 온도 진동 사이클을 겪는 경우에 대해서 검증되어 모델의 정확도와 우주 방사선 환경에도 적용 가능한 유용한 모델인지 검증할 필요가 있다. 우리별 1호의 모델링과 Monte-Carlo 시뮬레이션을 통해 RADFET1과 RADFET3 간의 총 이온화 방사선량의 차이가 위상 내의 위치 차이에 의한 차폐 효과 차이로부터 유발된다는 사실을 증명하였다. 우리별 1호의 모델링을 위해 위성 내 물질에 대한 LET(linear energy transfer) 계산이 수행되었으며, 시뮬레이션에는 NASA 우주 방사선 모델이 적용되어 각 RADFET에 대한 총 이온화 방사선량을 추정하였다. 그 결과 RADFET1과 RADFET3에 대해 각각 4.0 $krad(SiO_2)$/year와 2.3 $krad(SiO_2)$/year이 추정되었다. 센서간의 거리가 단 7cm임에도 거의 2배에 가까운 차이를 나타냈다. 또한 다양한 조사율을 적용한 실험 결과와의 비교를 통해 개발된 모델을 검증하였으며 RADFET1과 RADFET3에 대해 각각 5.7 $krad(SiO_2)$/year와 3.2 $krad(SiO_2)$/year의 조사율을 구할 수 있었다. 두 RADFET간의 조사율 차이는 시뮬레이션과 모델 적용에서 비슷하지만, 절대값은 시뮬레이션으로 구한 조사율이 약 40% 낮게 나타났으며 이것은 사용된 NASA 우주 방사선 모델이 저궤도에 대해 방사선량을 저평가한다는 기존의 보고들과 일치하는 것이다.
RADFET에 대한 조사율 의존도를 시험하던 중 일반적으로 MOS 소자에서는 나타나지 않는 것으로 알려져 왔던 enhanced low dose rate sensitivity(ELDRS)를 발견하였다. 소자간 방사선 반응의 차이에 의한 효과를 제거하기 위해 하나의 소자에 대해 조사(irradiation) 도중 조사율을 바꾸는 방법을 사용하였으며, 바이어스 상태와 무관하게 ELDRS가 나타남을 관찰하였다.
MACSAT 위성에 OBC로 탑재되는 두 마이크로프로세서 ATMEL68360과 Motorolla MPC860에 대한 단일 사건 효과(Single Event Effect, SEE) 및 총 이온화 방사선 효과(Total Ionizing Dose Effect)를 시험하였다. SEE는 연산 및 데이터 전송에 대해선 나타나지 않았으며 레지스터나 메모리에 저장된 데이터의 변화(Single Event Upset), 기능 정지(Single Event Functional Interrupt) 등이 관찰되었다. TID 효과는Co-60 γ선을 통해서도 측정되었으며 고 에너지 양성자를 사용한 시험 결과와 대체적으로 일치하는 모습을 보여줬다. 또한 고 에너지 양성자 가속기를 이용한 지상 실험에 기초하여 인공위성에서 사용할 마이크로프로세서 의 SEE 발생률을 예측하였다. 우주 공간의 하전 입자 분포를 AP8, JPL91 그리고 CREME 모델을 사용하여 추정하고, 양성자 가속기를 통한 실험에서 얻어진 단면적 곡선들을 SEE 발생률 예측에 사용하였다. 약 685 km의 저궤도에 대해 고경사각과 저 경사각이 고려되었다. 저 경사각 LEO의 경우에 MPC860은 설계 수명 기간인 3년 동안 5.5개의 SEU을 일으킬 것으로 예측되어 MPC860의 SEU 발생은 임무를 수행하는데 영향이 적을 것으로 예측되었다. 그리고 MPC860을 태양 동기 궤도를 갖는 위성에서 사용하는 경우 3년간 평균 10.3개의 SEU가 발생하고 태양 사건이 일어난 최악의 조건에서 일주일에 2.5개의 SEU가 발생할 것으로 예측되었다. 이러한 사건들 중 일주일에 2.5개 이상의 SEU를 발생시킬 경우는 10% 미만으로 예측되었다. 결과적으로 ATMEL 68360과 Motorolla MPC860은 MACSAT 위성에서 임무를 수행하기에 충분한 내 방사선 능력을 갖추었음이 확인되었다.
