ES3056912T3 - Electronic system for space applications - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un sistema espacial electrónico (10) que comprende: un circuito electrónico (12, 14) sensible a la radiación espacial, con al menos un puerto de entrada y/o un puerto de salida de señal; una unidad de procesamiento de señal (34); una unidad de detección de radiación espacial electrónica conectada eléctricamente a la unidad de procesamiento de señal (34); y al menos un interruptor de protección (24) conectado eléctricamente entre la tierra del sistema espacial electrónico (10) y al menos uno de los puertos de entrada o salida de señal del circuito electrónico sensible (12, 14), y controlado por la unidad de procesamiento de señal (34); dicha unidad de procesamiento de señal (34) está configurada para conmutar el interruptor de protección (24) a tierra al detectar una amplitud de señal representativa de una cantidad de radiación espacial superior a un umbral de radiación predefinido. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

[0001] DESCRIPCIÓN

[0002] Sistema electrónico para aplicaciones espaciales

[0003] Campo técnico de la invención

[0004] La presente invención se refiere a un sistema electrónico espacial configurado para resistir la radiación espacial. Más específicamente, la invención se refiere a un sistema electrónico espacial capaz de detectar un evento singular en un circuito electrónico provocado por la radiación espacial y reaccionar en consecuencia. Técnica anterior

[0005] Los sistemas espaciales, definidos según la línea de Karman como sistemas que operan a altitudes superiores a cien kilómetros, evolucionan en un entorno radiativo. Este entorno radiativo se caracteriza en particular por la presencia de dos tipos de partículas: protones e iones pesados. Estas partículas cargadas provocan efectos conocidos como efectos de singularidad en los componentes electrónicos integrados en dichos sistemas. La reducción de las dimensiones y los parámetros eléctricos de los transistores en los componentes electrónicos integrados en los sistemas espaciales hace que estos componentes sean cada vez más sensibles a las perturbaciones del tipo de radiación espacial que da lugar a eventos singulares comúnmente conocidos por el acrónimo anglosajón SEE (Single Event Effects). Estos eventos son consecuencia de un pulso de corriente resultante del impacto, en áreas sensibles del circuito integrado, de partículas energéticas presentes en el entorno en el que operan. Entre los diferentes tipos de eventos singulares, podemos mencionar en particular el enclavamiento por evento único, conocido por el acrónimo inglés SEL (Single Event Latch Up), que da lugar a cortocircuitos a tierra y, por lo tanto, puede provocar la destrucción del circuito integrado por sobrecorriente, induciendo un efecto térmico o incluso electromigración; combustión de evento único, comúnmente conocido por el acrónimo inglés SEB (Single Event Burnout), que puede provocar la destrucción de un componente electrónico de potencia tras una fuga térmica resultante de la combinación del disparo de un transistor bipolar parásito de un componente electrónico de potencia y el disparo del mecanismo de avalancha que causa un efecto multiplicador de la corriente eléctrica dentro de los materiales que inicialmente aíslan el componente electrónico de potencia; la ruptura de puerta de evento único, comúnmente conocida por el acrónimo inglés SEGR (Single Event Gate Rupture), puede provocar la destrucción de un componente de efecto de campo de puerta aislado debido a la ruptura del óxido de puerta inducida por el paso de una sola partícula, como un ion pesado, un protón o un neutrón, o un evento de perturbación por una sola partícula comúnmente conocido por el acrónimo inglés SEU (Single event upset). Este evento de perturbación de una partícula aislada es un cambio de estado causado por una sola partícula ionizante que impacta un nodo sensible en un dispositivo microelectrónico, como un microprocesador, una memoria de semiconductores o transistores de potencia. El cambio de estado es el resultado de la carga libre creada por ionización en o cerca de un nodo importante de un elemento lógico. El error en los datos de salida causado por este impacto se denomina perturbación por partícula única.

[0006] Los efectos singulares generan un riesgo de daño o incluso destrucción de los componentes electrónicos integrados en dichos sistemas, reduciendo su vida útil. La probabilidad de este riesgo está vinculada, por un lado, a la sensibilidad intrínseca del componente a los protones e iones pesados y, por otro lado, al uso que se le da al componente, en particular a la tensión de alimentación, la temperatura y, de forma no genérica, a la duración del uso y a la ubicación en órbita durante el uso, entendiéndose por uso el período durante el cual el componente está alimentado eléctricamente.

[0007] Para ello, se sabe que se diseñan sistemas electrónicos para sistemas espaciales que comprenden al menos un circuito integrado sensible, el cual tiene sensibilidad a la radiación espacial que causa eventos singulares, por ejemplo, un circuito integrado tipo microcontrolador o del tipo "matriz lógica programable" comúnmente llamada por el acrónimo anglosajón FPGA (Field Programmable Gate Arrays), que incluye un circuito electrónico adicional para monitorear el circuito integrado sensible, o también llamado circuito complementario del circuito integrado sensible. El circuito complementario es capaz de cortar el suministro de energía al circuito integrado sensible en caso de detección de SEE.

[0008] También se sabe que es capaz de probar soluciones existentes. Una solución conocida consiste en exponer un componente electrónico potencialmente sensible a las radiaciones espaciales a una fuente de protones y a una fuente de iones pesados para confirmar o refutar la sensibilidad del componente electrónico y, por lo tanto, de los componentes electrónicos del mismo lote de fabricación; caracterizar esta sensibilidad cuando corresponda y establecer, cuando corresponda, un índice de fiabilidad parcial a corto plazo de la eficacia del circuito complementario, verificando la ausencia de fallos que pudieran ser causados por eventos singulares en las funcionalidades del componente. La exposición a la fuente de iones pesados antes mencionada, capaz de desencadenar un evento singular de forma exhaustiva, requiere abrir la carcasa del componente electrónico bajo prueba o adelgazar el chip electrónico en componentes de tipo flip-chip. En un contexto industrial más específico, hablaremos de exposición a una fuente de iones pesados con penetración limitada, es decir, que penetran unas pocas decenas de micrómetros en las capas de silicio de los chips electrónicos. Un ejemplo de instalación que puede generar estos iones pesados con penetración limitada es la línea de iones pesados de la Universidad Católica de Lovaina (UCL), que solo penetra en el silicio hasta una profundidad de 50 µm a 60 MeV.cm2/mg como iones de Xe.

[0009] Sin embargo, las soluciones implementadas no nos permiten evitar de forma determinista los efectos de eventos singulares, incluso si se integra un dispositivo específico durante su diseño. Las soluciones implementadas tampoco permiten una garantía industrialmente eficiente, es decir, de acuerdo con las limitaciones de tiempo, costo y riesgo, de la vida útil del componente electrónico sensible equipado con un circuito complementario e integrado en un sistema espacial. Las causas de este problema se deben en particular a la apertura y el adelgazamiento del componente, lo que reduce su capacidad para disipar el calor producido durante su funcionamiento nominal e impide su uso representativo. Además, en caso de un resultado negativo en la prueba de vida útil, no es posible distinguir la parte del fallo debida a la apertura de la carcasa del componente electrónico bajo prueba, o al adelgazamiento del chip electrónico en componentes tipo flipchip, y la parte del fallo debida a un evento singular causado por la exposición a radiación de protones e iones pesados.

[0010] Presentación de la invención

[0011] La presente invención tiene como objetivo remediar estos inconvenientes con un enfoque completamente innovador.

[0012] De acuerdo con un primer aspecto, la presente invención se refiere a un sistema electrónico espacial según la reivindicación independiente 1.

[0013] Este dispositivo resulta ventajoso para circuitos que disponen tanto de un puerto de entrada de señal como de un puerto de salida de señal, como los componentes de potencia, especialmente los dispositivos de regulación y estabilización.

[0014] La invención se implementa de acuerdo con las realizaciones y variantes que se describen a continuación, las cuales deben considerarse individualmente o en cualquier combinación técnicamente factible.

[0015] Ventajosamente, el sistema electrónico puede incluir al menos un interruptor de parada dispuesto eléctricamente en paralelo con al menos un interruptor de protección conectado eléctricamente entre la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial y al menos uno de los puertos de salida de señal del circuito electrónico sensible, estando la unidad de procesamiento de señales configurada para hacer conmutar el interruptor de parada a tierra eléctrica cuando el circuito electrónico sensible se pone fuera de servicio. Al menos un interruptor de parada puede incluir un transistor bipolar configurado para conmutar de un estado eléctrico bloqueado a un estado eléctrico conductor en un tiempo superior a cien microsegundos, preferiblemente superior a un milisegundo.

[0016] Ventajosamente, la unidad electrónica de detección de radiación espacial puede incluir un dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica del puerto de entrada de señal. Ventajosamente, la unidad electrónica de detección de radiación espacial puede incluir un dispositivo electrónico para monitorear la tensión eléctrica del puerto de salida de señal.

[0017] De manera ventajosa, al menos un interruptor de protección puede incluir un transistor de efecto de campo o una configuración Darlington de dos transistores bipolares. La configuración Darlington resulta ventajosa para componentes de bajo consumo.

[0018] Ventajosamente, al menos un interruptor de protección está configurado para conmutar de un estado eléctrico bloqueado a un estado eléctrico conductor en un tiempo inferior a cien microsegundos, preferiblemente inferior a diez microsegundos.

[0019] Resulta ventajoso que al menos un puerto de entrada de señal pueda servir como riel de alimentación eléctrica para el circuito electrónico sensible.

[0020] Según un segundo aspecto, la presente invención se refiere a un método para proteger el circuito electrónico sensible del sistema electrónico espacial descrito anteriormente, dicho método de protección comprende los pasos de: detectar una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial que excede un umbral de radiación predefinido; y conmutar a tierra eléctrica dicho al menos un interruptor de protección. Ventajosamente, el método de protección puede incluir un paso de corte de la alimentación eléctrica al circuito electrónico sensible, preferiblemente este paso de corte precede al paso de conmutación a tierra eléctrica de al menos un interruptor de protección.

[0021] Según un tercer aspecto, la presente invención se refiere a un método de prueba que garantiza una vida útil predefinida del sistema electrónico espacial descrito anteriormente, comprendiendo dicho método los pasos básicos de: enviar iones pesados penetrantes o radiación penetrante capaz de provocar un bloqueo en el circuito electrónico sensible; realizar pruebas funcionales del sistema electrónico espacial tras el envío de iones pesados penetrantes o radiación penetrante, durante un tiempo predeterminado y bajo estrés térmico representativo de un envejecimiento acelerado equivalente a la vida útil predefinida del sistema electrónico espacial a bordo de un satélite en órbita terrestre.

[0022] Ventajosamente, el método de prueba puede incluir además los siguientes pasos en el suelo de: adquisición del número de conmutaciones desde el estado bloqueado al estado de conducción de al menos un interruptor de protección durante el paso de envío; comparación del número de conmutación adquirido con un número predefinido de operaciones de conmutación a tierra eléctrica representativo de un número estimado de operaciones de conmutación a tierra eléctrica que pueden ocurrir durante la vida útil predefinida del sistema electrónico en su entorno espacial; si el número de conmutación adquirido es menor que el número predefinido de conmutaciones, conmutación repetida complementaria a las operaciones de conmutación de al menos un interruptor de protección durante el paso de envío de iones pesados penetrantes o radiación penetrante, hasta un número predefinido de operaciones de conmutación a tierra eléctrica representativo de un número estimado de operaciones de conmutación a tierra eléctrica que pueden ocurrir durante la vida útil predefinida del sistema electrónico en su entorno espacial.

[0023] Este método de prueba se realiza preferiblemente en un componente al que no se le haya retirado su carcasa protectora ni se le haya adelgazado en el caso de un componente del tipo chip invertido (flip-chip). En otras palabras, la prueba se realiza en la configuración de hardware prevista para ser transportada en un satélite. La invención se implementa de acuerdo con las realizaciones y variantes que se describen a continuación, las cuales deben considerarse individualmente o en cualquier combinación técnicamente factible.

[0024] Ventajosamente, el método de prueba puede incluir además un paso para determinar el estado de las estructuras del circuito electrónico sensible mediante la obtención de imágenes del mismo después del paso de enviar pulsos de iones pesados penetrantes o radiación penetrante.

[0025] El documento WO 2021/084073 A1 Revela un circuito de protección para un circuito electrónico sensible a la radiación ionizante.

[0026] Breve descripción de las figuras

[0027] Otras ventajas, objetivos y características de la presente invención surgen de la descripción que sigue, dada con fines explicativos y de ningún modo limitante, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:

[0028] [La figura 1] es una representación esquemática de un sistema electrónico espacial según una primera realización.

[0029] [La figura 2] es una representación esquemática detallada de una porción analógica del sistema electrónico espacial según una primera realización.

[0030] [La figura 3] es una representación esquemática detallada de una porción analógica del sistema electrónico espacial según una segunda realización.

[0031] [La figura 4] es una representación esquemática de los cronogramas de conmutación de los interruptores del sistema electrónico espacial de la Figura 1.

[0032] [La figura 5] es una representación esquemática de un sistema electrónico espacial según una segunda realización.

[0033] [La figura 6] es una representación de un diagrama de flujo de un método para proteger un circuito electrónico espacial sensible de la radiación espacial.

[0034] [La figura 7] es una representación de un diagrama de flujo de un método que garantiza la robustez a la radiación espacial del sistema electrónico de protección según la invención.

[0035] Descripción de las realizaciones

[0036] Según la Figura 1, se muestra una primera realización de un sistema electrónico espacial 10 que comprende un circuito electrónico sensible 12, configurado para ser transportado a bordo de un satélite. El circuito electrónico sensible 12, por diseño, es intrínsecamente sensible a los bombardeos de partículas energéticas presentes en el espacio. Más específicamente, el circuito electrónico sensible 12 está configurado para funcionar en un entorno radiativo caracterizado por la presencia de protones e iones pesados que pueden generar eventos singulares que conducen a daños o destrucción del circuito electrónico sensible 12. Más particularmente, los daños al circuito electrónico sensible 12 pueden causar una pérdida de confiabilidad del sistema electrónico, lo que hace imposible garantizar una vida útil del sistema electrónico 10 que cumpla con las expectativas, es decir, por ejemplo y sin limitación, una vida útil de diez años del sistema electrónico 10 a bordo de un satélite que opera en órbita terrestre.

[0037] El circuito electrónico sensible 12 incluye al menos un puerto de entrada 300 de señal, como por ejemplo una entrada de alimentación eléctrica, conectada eléctricamente al riel de alimentación 30, configurada para distribuir alimentación eléctrica a varios bloques electrónicos del circuito electrónico sensible 12. En general, el circuito electrónico sensible 12 puede incluir una pluralidad de puertos de entrada de señal. Más particularmente, el circuito electrónico sensible 12 puede comprender N rieles de alimentación 30, que pueden tener diferentes niveles de tensión continua o de corriente eléctrica continua, distribuyendo cada riel de alimentación 30 una alimentación eléctrica a un bloque electrónico particular del circuito electrónico sensible 12. A modo de ejemplo y sin limitación, un primer riel de alimentación 30 puede distribuir una alimentación eléctrica a un bloque digital de cálculo del circuito electrónico sensible 12, un segundo riel de alimentación puede distribuir una alimentación eléctrica a un bloque de memoria del circuito electrónico sensible 12, un tercer riel de alimentación puede distribuir energía a un bloque analógico del circuito electrónico sensible 12. Sin limitación, el circuito electrónico sensible 12 puede ser un microcontrolador, un circuito de tipo red lógica programable o un circuito integrado de aplicación específica comúnmente llamado ASIC.

[0039] Según la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 incluye una entrada principal de alimentación PS configurada para proporcionar alimentación eléctrica 11 a un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica. El dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica incluye una salida regulada de alimentación 32 configurada para proporcionar una señal eléctrica de alimentación 29 preferiblemente a al menos un riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12. En particular y sin limitación, el dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica puede incluir un regulador de baja caída de tensión, comúnmente llamado regulador LDO, que permite regular la tensión de salida del regulador incluso cuando la tensión de alimentación del regulador está muy cerca de la tensión de salida, o un convertidor de tipo continua/continua.

[0041] Según la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 incluye una unidad electrónica de detección de radiación espacial. La unidad electrónica de detección de radiación espacial puede ser, por ejemplo, un sensor de radiación que detecta directamente la cantidad de radiación espacial al nivel del sistema electrónico espacial 10 o, más particularmente, un dispositivo electrónico para monitorear la señal eléctrica de alimentación 29, la señal eléctrica de alimentación puede ser alterada por un evento singular en el circuito electrónico sensible 12 después de la exposición del sistema electrónico espacial 10 en un entorno espacial altamente radiativo. La alteración de la señal de alimentación eléctrica permite la detección indirecta de la cantidad de radiación espacial a nivel del sistema electrónico espacial 10. Para este propósito, el dispositivo electrónico para monitorear la señal eléctrica de alimentación 29 es un dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea suministrada por el dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y consumida en al menos un riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 conectado eléctricamente a la salida regulada de alimentación 32. El dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 puede incluir varios medios de sensores de corriente, como por ejemplo, sensores de corriente de efecto Hall o sensores de medición de corriente diferencial para la corriente consumida por al menos un riel de alimentación 30.

[0043] Según la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 comprende una unidad de procesamiento de señales 34 que incluye medios para analizar señales eléctricas de diferentes sensores del sistema electrónico espacial 10 y medios para controlar las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 conectado eléctricamente a los medios para analizar señales eléctricas de diferentes sensores del sistema electrónico 10. Los medios para controlar las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 pueden incluir, por ejemplo y sin limitación, una unidad digital de procesamiento de tipo FPGA o cualquier otro circuito electrónico digital de tipo lógico que permita el procesamiento de información y la entrega de señales de control.

[0045] Los medios de análisis de señales eléctricas de la unidad de procesamiento de señales 34 están configurados para comparar una amplitud de una señal representativa de la cantidad de radiación espacial detectada directa o indirectamente por la unidad electrónica de detección de radiación espacial con un primer umbral de radiación predefinido. Más específicamente, los medios de análisis de señales eléctricas de la unidad de procesamiento de señales 34 incluyen al menos un dispositivo de comparación de corriente 18 conectado eléctricamente al dispositivo electrónico de monitoreo de corriente eléctrica 16 instantánea y configurado para comparar la amplitud de la corriente medida por el dispositivo electrónico de monitoreo de corriente eléctrica 16 instantánea con un umbral de corriente predefinido. El umbral de corriente predefinido puede ajustarse mediante los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12. En particular, el dispositivo de comparación de corriente 18 incluye un comparador analógico cuyo tiempo de procesamiento es del orden de unos pocos microsegundos o incluso un microsegundo, que puede incluir un filtro de paso bajo en entrada de tipo filtro RC con una constante de tiempo del orden de una décima de microsegundo, o incluso un microsegundo, y un filtro de paso bajo de salida de tipo filtro RC con una constante de tiempo del orden de una centésima de microsegundo, o incluso una centésima de microsegundo.

[0047] Los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 están configurados para controlar los dispositivos electrónicos de protección del circuito electrónico sensible 12 de acuerdo en particular con el resultado de la comparación de la amplitud de la señal representativa de una cantidad de radiación detectada por la unidad electrónica de detección de radiación espacial con el primer umbral de radiación predefinido. Más específicamente, según la Figura 1, los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 están configurados para controlar los dispositivos electrónicos de protección del circuito electrónico sensible 12 de acuerdo en particular con el resultado de la comparación de la amplitud de la corriente medida por el dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea con el umbral de corriente predefinido.

[0049] Para este propósito, según la figura 1, el sistema electrónico espacial 10 incluye un primer interruptor de protección 24 del circuito electrónico sensible 12 controlado por el medio de control de la función de protección 20. El primer interruptor de protección 24 está dispuesto entre el riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 de protección y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10. El primer interruptor de protección 24 está configurado para conmutar de un estado abierto, también llamado estado bloqueado que no permite que fluya una corriente eléctrica entre sus terminales, a un estado cerrado, también llamado estado de conducción que permite que fluya una corriente eléctrica entre sus terminales. Esta conmutación y la descarga eléctrica del puerto de entrada 300 de la señal del circuito electrónico sensible 12 resultante de esta conmutación se llevan a cabo en un tiempo inferior a cien microsegundos, preferiblemente en un tiempo inferior a diez o veinte microsegundos.

[0051] Este tipo de conmutación rápida resulta de interés, por ejemplo, para realizar pruebas terrestres basadas en rayos X, como se describe a continuación en relación con la figura 7, que pueden generar una tensión térmica significativa en el componente que se está probando, con riesgo de destrucción. Tanto en vuelo como en el caso de pruebas en tierra basados en iones pesados, el estrés térmico es menos importante, pero una conmutación rápida también resulta útil.

[0053] Para este propósito, el primer interruptor de protección 24 se denomina primer interruptor bruto de protección, en referencia al corte eléctrico abrupto de dicho interruptor. Para este propósito, y sin limitación, el primer interruptor de protección 24 puede ser un transistor llamado transistor de potencia de efecto de campo configurado para poder conmutar por los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 de acuerdo con un tiempo de conmutación entre un estado bloqueado y un estado de conducción de menos de cien microsegundos, preferiblemente menos de diez o veinte microsegundos. Alternativamente, el primer interruptor de protección 24 se puede implementar en forma de dos transistores bipolares configurados en una configuración Darlington. De hecho, los transistores de efecto de campo de tipo N se pueden controlar fácilmente porque requieren una tensión de puerta positiva para volverse conductores. Sin embargo, los transistores de efecto de campo de tipo N no pueden soportar altas dosis acumulativas de radiación, o TID (por "Total lonizing Dose" en la literatura anglosajona), y por lo tanto se destruyen fácilmente en vista de la aplicación prevista actualmente. Por el contrario, los transistores de efecto de campo de tipo P son más resistentes a altas TID. Sin embargo, controlar los transistores de efecto de campo de tipo P es más complicado porque requiere generar tensiones de puerta negativas para que se vuelvan conductores. De este modo, el uso de transistores bipolares montados en configuración Darlington permite obtener un interruptor de protección que, por un lado, es duradero a pesar de las altas TID y, por otro lado, no presenta una mayor complejidad en términos de control.

[0055] El cierre del primer interruptor de protección 24 permite que la corriente eléctrica que alimenta el circuito electrónico sensible 12 se descargue en menos de cien microsegundos, preferiblemente menos de diez o veinte microsegundos, para cortar la alimentación de un bloque electrónico particular del circuito electrónico sensible 12 conectado al riel de alimentación 30. Por razones de eficiencia de las descargas del riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12, el primer interruptor de protección 24 debe colocarse preferiblemente lo más cerca posible del pin de entrada del riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12. Funcionalmente, el primer interruptor de protección 24 está configurado para conmutar a un estado de conducción cuando la amplitud del nivel de señal representativa de la cantidad de radiación espacial supera el umbral de radiación predefinido, cuando hay un sobreconsumo de corriente en un riel de alimentación 30 por parte del dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea asociada con el dispositivo de comparación de corriente 18, siendo dicho sobreconsumo de corriente la consecuencia de un evento singular causado por la radiación espacial.

[0057] Según la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 incluye un interruptor de parada 22 del circuito electrónico sensible 12 controlado por los medios de control de las funciones de protección 20. El interruptor de parada 22 está dispuesto en paralelo con el primer interruptor de protección 24. El interruptor de parada 22 está configurado para conmutar de un estado abierto a un estado cerrado en un tiempo mayor a cien microsegundos, preferiblemente mayor a un milisegundo o del orden de un milisegundo. Para este propósito, el interruptor de parada 22 se denomina interruptor de parada suave en contraposición a un interruptor bruto de protección. Para este propósito, y sin limitación, el interruptor de parada 22 puede ser un transistor convencional de conmutación de tipo transistor bipolar configurado para poder ser conmutado por los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 de acuerdo con un tiempo de conmutación entre un estado bloqueado y un estado de conducción mayor que cien microsegundos, preferiblemente mayor que un milisegundo o del orden de un milisegundo. Al cerrar el interruptor de parada 22 se descarga la corriente eléctrica que alimenta el circuito electrónico sensible 12 en aproximadamente un milisegundo, cortando así el suministro de energía a un bloque electrónico particular del circuito electrónico sensible 12 conectado al riel de alimentación 30. En general, el interruptor de parada 22 está configurado para conmutar a un estado de conducción cuando la unidad de procesamiento de señales 34 realiza una solicitud para detener el circuito electrónico sensible 12, dependiendo de si el circuito electrónico sensible 12 necesita ser activado o no con respecto al perfil de misión del satélite. Una de las ventajas de la disposición del interruptor de parada 22 es que es posible desactivar el circuito electrónico sensible sin generar estrés eléctrico en el puerto de entrada 300 de señal del circuito electrónico sensible. Para este propósito, el interruptor de parada 22 puede no ser necesario si el puerto de entrada 300 de señal protegido por el primer interruptor de protección 24 del circuito electrónico sensible 12 no presenta ninguna contraindicación para la conmutación brusca, es decir, para la conmutación de tierra eléctrica realizada en un tiempo inferior a cien microsegundos, preferiblemente inferior a diez o veinte microsegundos.

[0059] En particular, el interruptor de parada 22 también puede conmutar a un estado de conducción al detectar una menor radiación espacial que puede causar un evento de microbloqueo singular, comúnmente conocido por el término anglosajón micro latch-up. En particular, el interruptor de parada 22 también puede conmutar a un estado de conducción cuando el dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea asociada con el dispositivo de comparación de corriente 18 detecta un sobreconsumo de corriente en un riel de alimentación 30, que puede ser el resultado de un evento singular cuando este sobreconsumo se encuentra entre un primer umbral de corriente predefinido representativo, por ejemplo, de un evento singular de tipo microbloqueo, y un segundo umbral de corriente predefinido representativo, por ejemplo, de un evento singular de tipo bloqueo, por otro lado, si el sobreconsumo de corriente es mayor que el segundo umbral de corriente predefinido, el primer interruptor de protección 24 conmuta a un estado de conducción.

[0061] Según la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 también incluye un medio de corte 28 de la alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12. Para este fin, según la Figura 1, se representan dos opciones relacionadas con el corte de la alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30.

[0063] Una primera solución para un medio de corte 28 de la alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 consiste en utilizar un dispositivo de regulación y estabilización 14 que tiene una entrada de tipo encendido/parada 36 configurada para ser controlada por los medios de control de las funciones de protección 20. Más específicamente, según la primera solución, los medios de control para las funciones de protección 20 están configurados por un lado para activar el dispositivo de regulación y estabilización 14 ordenando la entrada de tipo encendido/parada 36 en la posición de encendido para permitir la entrega de una alimentación estabilizada y regulada al riel de alimentación 30, y por otro lado para desactivar el dispositivo de regulación y estabilización 14 ordenando la entrada de tipo encendido/parada 36 en la posición de parada para cortar la alimentación estabilizada entregada al riel de alimentación 30. Esta solución puede ser satisfactoria siempre que el tiempo de reacción del corte del riel de alimentación 30 vinculado a la desactivación del dispositivo de regulación y estabilización 14 sea compatible con el efecto deseado, en particular la protección del circuito electrónico sensible 12.

[0065] Para ello, con el fin de superar cualquier limitación de diseño del dispositivo de regulación y estabilización 14, una segunda solución para un medio de corte 28 de la alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 consiste en disponer un interruptor de corte 38 controlado por los medios de control de las funciones de protección 20 y que permite cortar el alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30. Dicho interruptor de corte 38 está dispuesto en serie en la alimentación eléctrica suministrada al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12.

[0067] Según la invención, el sistema electrónico espacial 10 puede incluir preferiblemente, para la alimentación de cada uno de los N rieles de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12, un primer interruptor de protección 24 y un interruptor de parada 22, así como un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica asociado o no, según la solución elegida, con un tercer interruptor llamado interruptor de corte 38, como se describe en la Figura 1. El sistema electrónico espacial 10 también puede incluir preferiblemente, para alimentar cada uno de los N rieles de alimentación del circuito electrónico sensible 12 o en común a varios rieles de alimentación 30, un dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea y un dispositivo de comparación de corriente 18 como se describe en la Figura 1.

[0069] Según la Figura 2, se muestra un ejemplo no limitativo de una primera realización de la electrónica analógica del sistema electrónico espacial 10 de la Figura 1. Por esta razón, la unidad de procesamiento de señales 34 no se muestra en la Figura 2. A modo de ejemplo no limitativo, el dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica comprende un convertidor continua/continua de tipo reductor de tensión síncrono convencional, que incluye un interruptor en serie con la entrada principal de alimentación PS y un interruptor de conmutación SW1 con un diodo D1 en paralelo, controlado por una señal de control de conmutación Cd<dc/dc>desde la unidad de procesamiento de señales 34, la señal de control de conmutación Cd<dc/dc>invirtiéndose para accionar el interruptor serie de la entrada principal de alimentación PS. Cabe señalar que el interruptor en serie de la entrada principal de alimentación PS es un medio de corte 28 de la alimentación eléctrica entregada al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 que, por lo tanto, puede controlarse desde la unidad de procesamiento de señales 34. El reductor de tensión también incluye un elemento inductivo L1 que le permite formar un filtro tipo 'LC' con la carga.

[0071] Según la Figura 2, el dispositivo electrónico de monitoreo de corriente eléctrica 16 incluye un sensor de corriente que tiene una resistencia R1 en serie entre la salida del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y el al menos un riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12, y un amplificador diferencial A1 analógico, conectado a los terminales de la resistencia R1 en serie, cuyo tiempo de procesamiento es del orden de unos pocos microsegundos, o incluso un microsegundo. Preferiblemente, la resistencia R1 en serie es del orden de unas pocas decenas de miliohmios, o incluso de diez miliohmios, siendo el amplificador diferencial A1 un amplificador diseñado sobre la base de transistores bipolares y equipado con un filtro de tipo RC paso bajo en la salida con una constante de tiempo del orden de una décima de microsegundo. Para limitar las ondulaciones debidas a la conmutación del reductor de tensión, se dispone un filtro F1 paso bajo en serie con la alimentación del riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12.

[0072] Según la Figura 2 y de acuerdo con la Figura 1, el primer interruptor de protección 24, denominado primer interruptor bruto de protección, está dispuesto entre el riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10. El primer interruptor de protección 24 está controlado por la unidad de procesamiento de señales 34 según una señal de control Cd<st>en apertura o cierre dependiendo de la detección o no de una corriente eléctrica instantánea que exceda el umbral de corriente predefinido; este sobreconsumo puede ser consecuencia de un evento singular. Por ejemplo, y sin limitación, para soportar la restricción de conmutar a un estado cerrado en un tiempo del orden de diez microsegundos, el interruptor bruto de protección puede incluir un transistor de efecto de campo de potencia de tipo canal P que tenga una baja impedancia de conducción y una alta transconductancia. Funcionalmente, el primer interruptor de protección 24 está configurado por defecto en modo bloqueado, es decir, abierto, para no conectar a tierra eléctrica el riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12.

[0074] El primer interruptor de protección 24 puede conmutar al modo de conducción, es decir, cerrado, cuando un evento singular, por ejemplo del tipo de bloqueo o SEL, provoca un sobreconsumo de corriente eléctrica detectado en el riel de alimentación 30. Para ello, la unidad de procesamiento de señales 34 primero controla el corte de la alimentación eléctrica suministrada al riel de alimentación 30 abriendo en solo unos pocos microsegundos el medio de corte 28 o interruptor de corte del convertidor continua/continua y luego casi simultáneamente con el corte de la alimentación eléctrica al riel 30, el cierre del primer interruptor de protección 24 en un tiempo de aproximadamente diez microsegundos para descargar de manera ultrarrápida la energía de alimentación de los bloques electrónicos del circuito electrónico sensible 12 alimentados por el riel 30 de alimentación. Esta conexión a tierra eléctrica ultrarrápida del riel de alimentación permite proteger el circuito electrónico sensible 12 de una destrucción que puede, por ejemplo y sin limitación, ser causada por un efecto térmico (o electromigración) resultante de un evento singular que provoca un sobreconsumo excesivo de la corriente eléctrica detectada por el dispositivo electrónico de monitoreo de corriente eléctrica 16. Esta puesta a tierra ultrarrápida puede generar estrés eléctrico en el circuito electrónico sensible 12, por lo que se espera un número limitado de conmutaciones a tierra del primer interruptor de protección 24 en este caso de estrés para garantizar una vida útil del circuito electrónico sensible con respecto a los requisitos de espacio.

[0076] Para este propósito y de acuerdo con la figura 2, el interruptor de parada 22, llamado interruptor de parada suave, está dispuesto eléctricamente en paralelo con el primer interruptor de protección 24. El interruptor de parada 22 está controlado por la unidad de procesamiento de señales 34 según una señal de control Cd<sm>en apertura o cierre dependiendo de si hay o no necesidad de cortar el circuito electrónico sensible 12. Por ejemplo, y sin limitación, el corte del circuito electrónico sensible 12 puede ser controlado por la unidad de procesamiento de señales 34 cuando no necesita estar en funcionamiento. Una conmutación del orden de un milisegundo después del corte de la alimentación eléctrica suministrada al riel de alimentación 30 por la apertura del medio de corte 28 del convertidor continua/continua no genera ninguna tensión eléctrica en el circuito electrónico sensible 12 y, por lo tanto, puede repetirse muchas veces. Como ejemplo no limitante, el interruptor de parada 22 puede incluir un transistor bipolar de tipo NPN, que se puede controlar de manera convencional y que permite una conducción de corriente baja en comparación con el transistor MOS de potencia. En particular, la puesta a tierra eléctrica del riel de alimentación 30 mediante el interruptor de parada 22 puede ser controlada por los medios de control de las funciones de protección 20 para proteger el circuito electrónico sensible 12 de la degradación posterior a un evento singular que cause un sobreconsumo de corriente eléctrica no medido por el dispositivo electrónico de monitoreo de corriente eléctrica 16.

[0078] En general, cabe señalar que el convertidor continua/continua reductor de tensión de la Figura 2 también puede ser un convertidor continua/continua de tipo elevador de tensión; esta elección depende de la tensión que se suministrará al riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12.

[0080] Según la Figura 3, se muestra un ejemplo no limitativo de una segunda realización de la electrónica analógica del sistema electrónico espacial 10 de la Figura 1. La segunda realización de la Figura 3 se diferencia únicamente de la primera realización mostrada en la Figura 2 en que el dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica se implementa mediante un regulador de baja caída de tensión o LDO. El dispositivo de regulación y estabilización 14 de esta segunda realización comprende una estructura analógica con múltiples transistores bipolares y también una entrada de encendido/parada 36 controlada por una señal de control de encendido/parada Cd<ldo>originándose en los medios de control de las funciones de protección 20 del circuito electrónico sensible 12 de la unidad de procesamiento de señales 34.

[0082] Según la Figura 4, se muestran dos grupos G1, G2 de dos cronogramas relacionados con la conexión a tierra eléctrica de dos puertos de entrada de señal del circuito electrónico sensible. Más particularmente, se muestra una secuencia para conectar a tierra eléctrica un primer riel de alimentación Riel_A del circuito electrónico sensible 12 y un comando para conectar a tierra eléctrica un segundo riel de alimentación Riel_B del circuito electrónico sensible 12. Según la Figura 4, el primer grupo G1 representa la secuencia de la puesta a tierra eléctrica del primer riel de alimentación Riel_A y del segundo riel de alimentación Riel_B cuando se cierra un primer interruptor de parada 22 dispuesto entre el primer Riel_A de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10, y cuando se cierra un segundo interruptor de parada, distinto del primer interruptor de parada 22 dispuesto entre el segundo Riel_B de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12 y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10. Según el primer grupo G1 de cronogramas, el cierre del primer interruptor de parada 22 relacionado con el primer Riel_A de alimentación 30 se lleva a cabo secuencialmente después del cierre del segundo interruptor de parada 22 relacionado con el segundo Riel_B de alimentación 30. Según el primer grupo G1 de cronogramas, el tiempo de conmutación del estado abierto al estado cerrado de cada uno de los dos interruptores de parada 22 es del orden de un milisegundo. Esta secuencia permite cortar los dos rieles Riel_A, Riel_B de alimentación sin causar estrés eléctrico al circuito electrónico sensible 12. En general, una puesta a tierra eléctrica suave, es decir, una conmutación del estado abierto al estado cerrado de los interruptores de parada 22 en el orden de los milisegundos para cada uno de los rieles de alimentación del circuito electrónico sensible 12, asociada si es necesario con una secuencia de puesta a tierra eléctrica de los rieles de alimentación de acuerdo con su nivel inicial de tensión, permite cortar todas las alimentaciones de un circuito electrónico sensible sin causar tensiones eléctricas que podrían dañar las estructuras internas del circuito electrónico sensible 12. Según la invención, una conexión a tierra eléctrica suave permite cortar toda la alimentación de un circuito electrónico sensible 12 para evitar la degradación relativa a un evento singular que produce un pequeño sobreconsumo de corriente del circuito electrónico sensible 12.

[0084] Según la Figura 4, el segundo grupo G2 representa una secuencia de cierre de un primer interruptor de protección 24 dispuesto eléctricamente en paralelo con el primer interruptor de parada 22, y de cierre de un segundo interruptor de protección, distinto del primer interruptor de protección 24 dispuesto eléctricamente en paralelo con el segundo interruptor de parada. Según el segundo grupo G2 de cronogramas, el cierre del primer interruptor de protección 24 relacionado con el primer Riel_A de alimentación 30 se lleva a cabo simultáneamente con el cierre del segundo interruptor de protección relacionado con el segundo Riel_B de alimentación 30. Según el segundo grupo G2 de cronogramas, el tiempo de conmutación del estado abierto al estado cerrado de cada uno de los dos interruptores de protección 24 es del orden de diez microsegundos. Este cierre simultáneo de los dos interruptores de protección 24 según un tiempo de conmutación desde el estado abierto hasta el final de la descarga del orden de diez microsegundos permite la protección inmediata del circuito electrónico sensible 12 para evitar la degradación del circuito electrónico sensible 12 después de un evento singular que cause un fuerte sobreconsumo de la corriente eléctrica del circuito electrónico sensible 12. En general, un corte brusco, es decir, un corte del orden de diez microsegundos de cada uno de los rieles de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12, asociado con una puesta a tierra casi simultánea de los rieles de alimentación, permite cortar todos los suministros de un circuito electrónico sensible 12 para evitar la destrucción relativa a un evento singular. Según la invención, el número de conmutaciones de los interruptores de protección 24 a la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10 debe limitarse para que la acumulación de tensión eléctrica inducida en el circuito electrónico sensible en cada conmutación no conduzca a una reducción de la vida útil del circuito electrónico sensible 12 con respecto a las exigencias espaciales. Cabe señalar que se puede prever una puesta a tierra casi simultánea, es decir, una puesta a tierra secuencial, si la puesta a tierra de todos los puertos de entrada de señal, en este caso, todos los rieles de alimentación, se conmuta en un tiempo acumulativo del orden de diez microsegundos.

[0086] Según la Figura 4, se muestra un tercer grupo G3 del cronograma representativo de la restauración de la alimentación eléctrica del primer riel de alimentación Riel_A y del segundo riel de alimentación Riel_B del circuito electrónico sensible 12. Para este fin, la apertura de los interruptores de protección 24 por la unidad de procesamiento de señales 34 es seguida por un cierre secuencial de los medios de conmutación de suministro 28, 38, es decir, por los interruptores de conmutación 38 de cada uno de los rieles de alimentación Riel_A, Riel_B. Esta función permite el reinicio automático del sistema electrónico espacial 10 después de que los interruptores de protección 24 del circuito electrónico sensible 10 conmuten en cierren, lo que permite nuevamente un funcionamiento óptimo del sistema electrónico espacial 10. De manera similar, la apertura y el cierre de los interruptores de parada 22 se pueden realizar de una manera similar a la descrita para los interruptores de protección 24.

[0087] Según la Figura 5, se muestra una segunda realización del sistema electrónico espacial 10. Esta segunda realización permite proteger otro circuito electrónico sensible del sistema electrónico espacial contra la radiación espacial que podría generar eventos singulares en este otro circuito electrónico sensible. Más específicamente, esta segunda realización permite proteger el otro circuito electrónico sensible del sistema electrónico espacial que comprende al menos un puerto de entrada 300 de señal y/o un puerto de salida de señal, el otro circuito electrónico sensible podría resultar dañado por un evento singular.

[0089] De hecho, no se excluye, por ejemplo, que el dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica de la Figura 5 sea un circuito electrónico también sensible a la radiación espacial que causa eventos singulares, como el bloqueo de tipo SEL, que puede causar la degradación o destrucción del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica por efecto térmico. En el caso de otro componente electrónico sensible que tenga un puerto de salida 301 de señal, como por ejemplo, según la Figura 5, un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica que tenga en particular una parte digital de configuración de la tensión o la corriente suministrada por el puerto de salida de señal, un evento único de alteración denominado SEU (Single event upset) puede causar la alteración de un registro de configuración de la señal de salida, lo que puede causar daños al componente alimentado eléctricamente por el dispositivo de regulación y estabilización 14, en este caso, según la Figura 5, dicho circuito electrónico sensible 12 de la Figura 1.

[0091] Según la Figura 5, aunque se muestran, el circuito electrónico sensible 12 y su interruptor de parada 22, así como el dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica 16 instantánea y el dispositivo de comparación de corriente 18 para supervisar la corriente eléctrica consumida por el circuito electrónico sensible 12, no forman parte de los elementos electrónicos que permiten la protección del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica contra eventos singulares. Según la Figura 5, y de manera similar a la Figura 1, el sistema electrónico espacial 10 comprende la unidad de procesamiento de señales 34 que incluye medios para analizar señales eléctricas de diferentes sensores del sistema electrónico espacial 10, y medios para controlar las funciones de protección 20 conectadas eléctricamente a los medios para analizar señales eléctricas provenientes de diferentes sensores del sistema electrónico espacial 10.

[0093] Según la Figura 5 y de manera similar a la protección del circuito electrónico sensible 12, la unidad electrónica de detección de radiación espacial incluye otro dispositivo de monitoreo de corriente eléctrica 42 dispuesto para permitir el monitoreo de la corriente consumida por el puerto de entrada 300' de señal, es decir, la entrada de alimentación eléctrica, del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica. Los medios de control de las funciones de protección 20 de la unidad de procesamiento de señales 34 están configurados para conmutar de un estado abierto a un estado de conducción un segundo interruptor de protección 40 del mismo tipo que el primer interruptor de protección 24, estando el segundo interruptor de protección 40 dispuesto entre el puerto de entrada 300' de señal del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10. Según la Figura 5, la unidad electrónica de detección de radiación espacial incluye otro dispositivo electrónico para monitorear la señal eléctrica de alimentación 29. Según la Figura 5, el otro dispositivo electrónico de monitoreo de la señal eléctrica de alimentación 29 es un dispositivo electrónico de monitoreo de tensión 50 configurado para detectar sobretensiones y subtensiones en la salida regulada de alimentación 32 del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica. Ventajosamente, y para optimizar el tiempo de reacción del dispositivo de monitoreo de tensión 50, este último puede incluir, por ejemplo y sin limitación, un amplificador operacional analógico de tensión cuyo tiempo de procesamiento es del orden de un microsegundo, lo que permite la captura y medición de la tensión de alimentación de salida regulado 32, es decir, como está presente en el puerto de salida 301 de señal, del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica. El amplificador analógico de tensión está configurado para entregar una señal imagen de la tensión de alimentación de salida regulada 32 a un primer comparador analógico 46 cuyo tiempo de procesamiento es del orden de un microsegundo y está configurado para comparar la tensión medida con un primer umbral de tensión mínimo por debajo del cual la unidad de procesamiento de señales 34 considera que se trata de una subtensión que puede ser consecuencia de un evento singular, en particular del tipo de evento de perturbación o SEU. De manera similar, el amplificador analógico de tensión está configurado para entregar la señal imagen de la tensión de alimentación de salida regulada 32 a un segundo comparador analógico 48 cuyo tiempo de procesamiento es del orden de un microsegundo y está configurado para comparar la tensión medida con un segundo umbral máximo de tensión por encima del cual la unidad de procesamiento de señales 34 considera que se trata de una sobretensión que puede ser el resultado de un evento singular, en particular del tipo de evento de perturbación o SEU.

[0095] Para este propósito, según la Figura 5, el sistema electrónico espacial 10 incluye un tercer interruptor de protección 52, de un tipo similar al primer interruptor de protección 24, controlado por los medios de control de la función de protección 20 de la unidad de procesamiento de señales 34. El tercer interruptor de protección 52 está dispuesto entre el puerto de salida 301 de señal del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y la tierra eléctrica del sistema, es decir, entre la tensión de alimentación de salida regulada 32 del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial 10. El tercer interruptor de protección 52 está configurado para ser conmutado simultáneamente con el segundo interruptor de protección 40 por los medios de control de las funciones de protección 20 en un estado de conducción, es decir, en un estado cerrado, al detectar una sobretensión, y también al detectar una subtensión por el dispositivo de monitoreo de tensión 50.

[0097] De hecho, un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica normalmente incluye diferentes etapas que pueden aislarse eléctricamente entre sí cuando el dispositivo en cuestión deja de recibir alimentación. Este es el caso, por ejemplo, de un convertidor de tipo continua/continua que funciona transfiriendo cargas eléctricas entre la etapa de entrada y la etapa de salida a la frecuencia de conmutación. En este tipo de arquitecturas electrónicas, conectar a tierra únicamente el puerto de salida permite descargar las cargas acumuladas en la etapa de salida del dispositivo en cuestión, pero no las cargas acumuladas en su etapa de entrada. Por el contrario, conectar a tierra el puerto de entrada de señal permite que se descarguen las cargas acumuladas en la etapa de entrada. Por lo tanto, conectar a tierra tanto el puerto de entrada de señal como el puerto de salida de señal proporciona una mejor protección para el dispositivo de regulación y estabilización 14.

[0099] Según el escenario en el que el sistema electrónico espacial 10 incluye un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica sensible a la radiación espacial que provoca eventos singulares, y también el circuito electrónico sensible 12 alimentado eléctricamente por dicho dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica sensible, preferiblemente el sistema electrónico espacial 10 incluye el tercer interruptor de protección 52 dispuesto lo más cerca posible de la salida regulada 32 del dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica y el primer interruptor de protección 24 dispuesto lo más cerca posible del riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12.

[0101] Alternativamente, según el mismo escenario, el sistema electrónico espacial 10 puede incluir un único interruptor de protección en lugar del primer interruptor de protección 24 y del tercer interruptor de protección 52. El mencionado interruptor de protección único puede colocarse preferiblemente lo más cerca posible del riel de alimentación 30 del circuito electrónico sensible 12. De forma similar a la Figura 1, la segunda realización del sistema electrónico espacial 10 incluye un interruptor de corte 38 dispuesto aguas arriba del dispositivo de regulación y estabilización 14, es decir, en serie entre la entrada principal de alimentación PS y el dispositivo de regulación y estabilización 14 de la alimentación eléctrica. De la misma manera que en la realización de la figura 1, el interruptor de corte 38 se controla para que se abra unos pocos microsegundos antes del cierre de los interruptores de protección, los cuales conmutan al estado cerrado en un tiempo del orden de diez microsegundos.

[0103] En general y de acuerdo con la Figura 1 y la Figura 5, el sistema electrónico espacial 10 puede incluir al menos un primer interruptor de protección 24, 40 configurado para una conexión a tierra eléctrica del puerto de entrada de señal de un circuito electrónico sensible a la radiación espacial, dicho primer interruptor de protección 24, 40 se controla para cerrarse al detectar una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial mayor que un umbral de radiación predefinido. El sistema electrónico espacial 10 también puede incluir al menos un interruptor de parada 22 dispuesto eléctricamente en paralelo con al menos un interruptor de protección 24, 40, estando configurado al menos un interruptor de parada 22 para sacar el circuito electrónico sensible de funcionamiento de una manera llamada suave, es decir, de acuerdo con una conmutación de estado cerrado que no genera estrés eléctrico en el circuito electrónico sensible. En general y de acuerdo con la Figura 5, el sistema electrónico espacial 10 también puede incluir al menos un segundo interruptor de protección 52 configurado para la conexión a tierra eléctrica del puerto de salida de señal de un circuito electrónico sensible a la radiación espacial, dicho segundo interruptor de protección 52 se controla para cerrarse al detectar una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial superior al umbral de radiación predefinido.

[0105] Según la Figura 6, se ilustra un método de protección 100 de un circuito electrónico sensible 12 a la radiación espacial del sistema electrónico espacial 10 descrito en las Figuras 1 a 5. El método de protección 100 incluye en primer lugar un paso de detección 110 de una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial superior a un umbral de radiación predefinido, como por ejemplo la detección de una amplitud de la señal eléctrica de alimentación 29 de al menos una alimentación eléctrica 11 de una pluralidad de alimentaciones eléctricas del circuito electrónico sensible fuera de al menos un rango de valores de amplitud predefinidos. Más específicamente, el paso de detección 110 de una amplitud de la señal eléctrica de alimentación 29 puede ser un paso de detección de un sobreconsumo de corriente eléctrica de la entrada de alimentación eléctrica de al menos un dispositivo de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica de una pluralidad de dispositivos de regulación y estabilización 14 de alimentación eléctrica.

[0107] Después del paso de detección 110, el método incluye un paso de conmutación 130 a la tierra eléctrica de uno o más interruptores de protección 24 del sistema electrónico espacial. En algunas realizaciones, cada uno de los interruptores de protección 24 del sistema electrónico espacial está conmutado a tierra eléctrica. Cuando varios interruptores de protección 24 conmutan a tierra, la conmutación puede ser simultánea o casi simultánea. Además, en algunas realizaciones uno o más interruptores de parada 22 del sistema electrónico espacial también conmutan a tierra eléctrica durante el paso 130. En algunas realizaciones, cada uno de los interruptores de parada 22 del sistema electrónico espacial conmuta a tierra eléctrica durante el paso 130. Cuando varios interruptores de parada 22 conmutan a tierra, la conmutación puede ser simultánea o cuasi simultánea. Además, después del paso de detección 110, el método de protección 100 puede incluir un paso de corte 120 de la alimentación eléctrica 11 del circuito electrónico sensible.

[0109] Según la Figura 7, se muestra un método 200 de prueba que garantiza una vida útil predefinida del sistema electrónico espacial 10. Una de las principales ventajas del método de la invención es la capacidad de probar en tierra la robustez del sistema electrónico 10 a la radiación espacial en su configuración de hardware destinada a ser transportada a bordo de un satélite. En particular, la prueba es aún más representativa de las condiciones de un modo operativo del sistema electrónico espacial 10 a bordo de un satélite en órbita terrestre, ya que la prueba se lleva a cabo de acuerdo con un método para el cual el componente sensible 12 no se ve privado de su carcasa protectora, ni se adelgaza en el caso de un componente del tipo chip volteado comúnmente conocido según el término anglosajón 'flip chip'.

[0111] Según la invención, un primer paso consiste en enviar iones pesados penetrantes o radiación penetrante 210 sobre el circuito electrónico sensible 12. La administración penetrante de iones pesados es una administración en la que los iones pesados penetran las capas de silicio de un chip electrónico a una profundidad de unos cientos de µm, típicamente 500 µm. Un ejemplo de instalación capaz de generar estos iones pesados es GANIL, que permite una penetración de aproximadamente 600 µm en Si a 60 MeV·cm²/mg en iones de Xe. De forma similar a exponer el circuito electrónico sensible 12 a iones pesados, enviar ciertas radiaciones puede desencadenar eventos singulares que conducen a la degradación o incluso destrucción de un circuito electrónico sensible 12 al provocar eventos singulares dentro de él. Esto incluye los rayos X. Este tipo de radiación se puede generar en un sincrotrón, como por ejemplo, el Sincrotrón europeo (ESRF). El nivel de radiación se elige de forma que sea lo suficientemente potente como para provocar eventos singulares representativos del entorno espacial y limitar los efectos de la sobreexposición. Un paso del método 200 de prueba puede consistir en adquirir 220 el número de conmutaciones a tierra eléctrica de los interruptores de protección 24 durante la secuencia de envío de iones pesados penetrantes o de radiación penetrante. Más específicamente, este paso 210 consiste en dirigirse a diferentes áreas geográficas del circuito electrónico sensible 12 con el fin de restringir diferentes bloques electrónicos del circuito electrónico sensible 12. Para este propósito, según la invención, cada transmisión del paso de transmisión de iones pesados penetrantes o de radiación penetrante 210 induce una conmutación de uno o más interruptores de protección 24, cada uno de los interruptores puede volver a conmutar automáticamente a un estado abierto entre cada transmisión de la secuencia 210.

[0113] Para garantizar una vida útil predefinida del sistema electrónico espacial 10 a bordo de un satélite en órbita terrestre, por ejemplo y sin limitación, para una vida útil garantizada de quince años, será necesario activar la conmutación a tierra eléctrica de los interruptores de protección 24 tantas veces como se podría activar esta conmutación en el entorno espacial radiativo. Para este propósito, el método 200 de prueba puede incluir, si es necesario, un paso posterior al paso de envío o bombardeo, de conmutación 230 repetida y complementaria a la conmutación de los interruptores de protección durante el paso de envío o bombardeo, hasta un número predefinido de conmutaciones a la tierra eléctrica representativas de un número estimado de conmutaciones a la tierra eléctrica de los interruptores de protección 24 que pueden activarse durante la vida útil predefinida del sistema electrónico espacial 10 en su entorno espacial si el número adquirido en el paso de adquisición 220 es insuficiente. El número predefinido de conmutaciones generalmente se deriva de estadísticas estimadas mediante modelado y retroalimentación de satélites que operan a diferentes altitudes en órbita terrestre, siendo el nivel de radiación espacial que puede depender de la altitud orbital del satélite que lleva un sistema electrónico espacial 10. Por ejemplo, y sin limitación alguna, el número de conmutaciones podría ser del orden de unos pocos cientos durante un período de quince años.

[0115] Sin embargo, los pasos 220 y 230 son opcionales. De hecho, dependiendo de la naturaleza de los iones pesados penetrantes o de la radiación penetrante utilizada en el paso 210, la focalización de las áreas geográficas del circuito electrónico sensible 12 es más o menos precisa. Por ejemplo, en el caso de una prueba de rayos X, la radiación penetrante está menos localizada que con iones pesados. Así, debido a esta naturaleza difusa, la radiación penetrante puede afectar diferentes partes del circuito electrónico sensible 12 o del resto del sistema 10, lo que lleva a un solo disparo para varios eventos singulares. Por lo tanto, con una radiación representativa del entorno espacial durante la vida útil estimada del circuito electrónico sensible 12, el número de conmutaciones del estado bloqueado al estado de conducción de un interruptor de protección 24 dado puede ser menor de lo que se espera en vuelo durante la vida útil estimada del circuito en cuestión. En este caso, resulta de interés implementar los pasos 220 y 230. Por el contrario, con radiación que se puede enfocar con precisión en un área geográfica determinada del circuito electrónico sensible 12, como con iones pesados, se puede esperar que el número de ciclos de conmutación del estado bloqueado al estado de conducción de un interruptor de protección 24 determinado sea representativo de lo que se espera en vuelo durante la vida útil estimada del componente. En tales casos, la implementación de los pasos 220 y 230 no es útil.

[0117] El paso final del método 200 de prueba incluye un paso de pruebas 250 funcionales del sistema electrónico espacial 10 durante una duración predeterminada y bajo estrés térmico representativo de envejecimiento acelerado equivalente a la vida útil predeterminada del sistema electrónico espacial 10 a bordo de un satélite en órbita terrestre. Como ejemplo no limitante, las pruebas funcionales repetidas durante doce meses bajo estrés térmico de noventa y cinco grados a nivel de silicio pueden ser representativas del funcionamiento del sistema electrónico espacial 10 durante ocho años con una temperatura de unión del circuito electrónico sensible 12 de aproximadamente sesenta grados Celsius con un margen de aproximadamente un diez por ciento.

[0118] En caso de un fallo funcional del sistema electrónico espacial 10 probado, entonces el sistema electrónico espacial 10 no podría ser transportado a bordo de un satélite.

[0119] Opcionalmente, el método de prueba 200 puede incluir, después del paso 230, un paso de determinación 240 del estado de las estructuras del circuito electrónico sensible 12 mediante la obtención de imágenes del circuito electrónico sensible 12 después del paso de envío o bombardeo 210. Este paso permite verificar la efectividad de los interruptores de protección 24, de modo que si se identificara un defecto estructural de un bloque electrónico del circuito electrónico sensible 12 mediante imágenes, entonces el sistema electrónico espacial 10 no podría transportarse a bordo de un satélite.

[0120] Sin limitación, la observación de imágenes puede consistir en una observación de tipo óptico visible con el fin de tratar de identificar/localizar degradaciones significativas debido a eventos singulares que serían directamente visibles en la superficie externa del circuito electrónico sensible 12. La observación mediante imágenes también puede consistir en observación óptica infrarroja para identificar/localizar puntos calientes ausentes en un componente de prueba y, por lo tanto, las áreas afectadas por un evento singular, así como para identificar/localizar degradaciones en metalizaciones de nivel superior e inferior, aprovechando el hecho de que el silicio es transparente al infrarrojo.

[0121] La observación por imágenes también puede consistir en observación fotónica para identificar/localizar, después de enmascarar para limitar el área de búsqueda, además de o como reemplazo de la imagen infrarroja, las áreas afectadas por un evento singular mientras se activa, sin el problema de la penetración infrarroja limitada a elementos no transparentes como las metalizaciones y sin el problema del límite de resolución debido a la longitud de onda de los métodos ópticos. Asimismo, la observación mediante imágenes también puede consistir en observaciones de tipo microscopía electrónica de barrido para realizar imágenes capa por capa del chip con deconstrucción progresiva mediante pulido por plasma y comprobar la ausencia de defectos en áreas previamente identificadas durante los pasos anteriores. El método 200 de prueba puede incluir, después del paso 230 o 240, un paso 250 de pruebas funcionales.

Claims (13)

1. REIVINDICACIONES

1. Sistema electrónico espacial (10) que comprende:

- un circuito electrónico sensible (14) a la radiación espacial que comprende al menos un puerto de entrada (300') de señal y al menos un puerto de salida (301) de señal, siendo el circuito electrónico (14) sensible del tipo dispositivo de regulación y estabilización de alimentación eléctrica;

- una unidad de procesamiento de señales (34);

- una unidad electrónica de detección de radiación espacial conectada eléctricamente a la unidad de procesamiento de señales (34);

- al menos un interruptor de protección (40) conectado eléctricamente entre la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial (10) y al menos uno de los puertos de entrada (300') del circuito electrónico sensible (14), y controlado por la unidad de procesamiento de señales (34); y

- al menos un interruptor de protección (52, 24) conectado eléctricamente entre la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial (10) y al menos uno de los puertos de salida de señal del circuito electrónico sensible (14), y controlado por la unidad de procesamiento de señales (34), la unidad de procesamiento de señales (34) está configurada para conmutar dicho al menos un interruptor de protección (40, 52, 24) a tierra eléctrica al detectar una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial mayor que un umbral de radiación predefinido.

2. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores que comprende al menos un interruptor de parada (22) dispuesto eléctricamente en paralelo con al menos un interruptor de protección (40) conectado eléctricamente entre la tierra eléctrica del sistema electrónico espacial (10) y al menos uno de los puertos de entrada de señal del circuito electrónico sensible (14), estando la unidad de procesamiento de señales (34) configurada para conmutar el interruptor de parada (22) a tierra eléctrica cuando el circuito electrónico sensible (14) está fuera de servicio.

3. Sistema (10) según la reivindicación anterior en el que al menos un interruptor de parada (22) comprende un transistor bipolar configurado para conmutar de un estado eléctrico bloqueado a un estado eléctrico de conducción en un tiempo mayor que cien microsegundos, preferiblemente mayor que un milisegundo.

4. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que la unidad electrónica de detección de radiación espacial comprende un dispositivo electrónico para monitorear la corriente eléctrica (42) del puerto de entrada de señal.

5. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que la unidad electrónica de detección de radiación espacial comprende un dispositivo electrónico de monitoreo de tensión eléctrica (50) del puerto de salida de señal.

6. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que al menos un interruptor de protección (40, 52) comprende un transistor de efecto de campo o un montaje Darlington de dos transistores bipolares.

7. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que al menos un interruptor de protección (40, 52) está configurado para conmutar de un estado eléctricamente bloqueado a un estado eléctrico de conducción en un tiempo inferior a cien microsegundos, preferiblemente inferior a diez microsegundos.

8. Sistema (10) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores en el que al menos un puerto de entrada de señal es un riel de alimentación eléctrica (30) del circuito electrónico sensible (14).

9. Método de protección (100) del circuito electrónico sensible (14) del sistema electrónico espacial (10) de cualquiera de las reivindicaciones anteriores, dicho método de protección (100) comprende los siguientes pasos:

- detección (110) de una amplitud de señal representativa de la cantidad de radiación espacial superior a un umbral de radiación predefinido;

- conmutación (130) a la tierra eléctrica de dicho al menos un interruptor de protección (40, 52).

10. Método de protección (100) según la reivindicación 9, el sistema electrónico espacial (10) comprende al menos dos interruptores de protección (40, 52), el paso de conmutación (130) comprende la conmutación (130) a tierra eléctrica de cada uno de los al menos dos interruptores de protección (40, 52) simultáneamente.

11. Método (200) de prueba que garantiza una vida útil predefinida del sistema electrónico espacial (10) de cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, el método (200) de prueba que comprende los pasos en el suelo de:

- envío de iones pesados penetrantes (210) o radiación penetrante capaz de crear un bloqueo en el circuito electrónico sensible (14); y

- pruebas (250) funcionales del sistema electrónico espacial (10) después del paso de envío (210), durante una duración predeterminada y bajo estrés térmico representativo de envejecimiento acelerado equivalente a la vida útil predefinida del sistema electrónico espacial (10) a bordo de un satélite en órbita terrestre.

12. Método (200) según la reivindicación 11, que comprende además los siguientes pasos en el suelo de:

- adquisición (220) del número de conmutación del estado bloqueado al estado de conducción de al menos un interruptor de protección (40, 52) durante el paso de envío (210)

- comparación del número de conmutaciones adquiridas con un número predefinido Np de conmutaciones a tierra eléctrica representativo de un número estimado de conmutaciones a tierra eléctrica que pueden producirse durante la vida útil predefinida del sistema electrónico en su entorno espacial;

- si el número de conmutaciones adquiridas es menor que el número predefinido Np de conmutaciones, la conmutación (230) se repite y complementa la conmutación de al menos un interruptor de protección durante el paso de envío o bombardeo (210), hasta un número predefinido de conmutaciones a tierra eléctrica representativo de un número estimado de conmutaciones a tierra eléctrica que pueden activarse durante la vida útil predefinida del sistema electrónico en su entorno espacial.

13. Método (200) según la reivindicación 11 o 12, que comprende además un paso de:

- determinación (240) del estado de las estructuras del circuito electrónico sensible (14) mediante la obtención de imágenes del circuito electrónico sensible (14) después del paso de envío (210).