典型軌道環境效應及對在軌衛星影響分析

曹喜濱，路同山

（1.哈爾濱工業大學，黑龍江 哈爾濱 150001；2.上海衛星裝備研究所，上海 200240；3.上海空間環境模擬與驗證工程技術研究中心，上海 200240）

0 引言

空間軌道決定了衛星載荷功能實現、探測幾何位置、壽命設計基線、運載發射成本等。現階段各國通信導航、氣象資源、軍事偵察等衛星主要運行在低地球軌道（Low Earth Orbit，LEO）、太陽同步軌道（Sun Synchronous Orbit，SSO）、地球同步軌道（Geosynchronous Earth Orbit，GEO）、中地球軌道（Middle Earth Orbit，MEO）等，基本實現了衛星系列化運行，支撐國民經濟、人民生活、軍事戰略等應用需求，能力也不斷發展提升。

隨著衛星定點觀測、快速重訪、星鏈通信、空間攻防、科學探索等方面應用需求的日益多樣化，衛星應用向多軌道組網體系化、偵察對抗戰術化發展，各航天大國對空間軌道資源的挖掘與拓展不斷加強。超低軌道、橢圓軌道、7 000～8 500 km 中軌道、墳墓軌道、拉格朗日點軌道等，具有特別的位置優勢，逐漸成為各國關注的重點。目前空間主要軌道分布情況如圖1 所示。

圖1 空間主要軌道分布示意圖Fig.1 Distribution diagram of major orbits in space

1996 年，美國國家航空航天局（NASA）統計了由空間環境因素導致的衛星在軌故障，如圖2 所示［1］，分析了113 顆衛星出現異常和失效的案例，結果表明空間粒子輻射、等離子體、空間碎片等空間特殊環境是導致衛星故障的重要因素。2001 年，美國宇航公司統計了由空間環境效應造成的298 顆衛星在軌故障原因，如圖3 所示［2］，可以看出，空間特殊環境帶來的單粒子效應、充放電效應等造成的衛星故障已超過環境誘發故障總數的75%。經過數十年的發展，人類對空間特殊環境效應的認知不斷深入，通過采取各種防護措施，空間環境因素引發的型號在軌故障數量逐年下降，已逐漸形成較為成熟的空間環境地面模擬試驗方法，建立了相對完整的設備體系，完善了相關標準與規范，基本滿足了型號研制的需求。

圖2 空間環境因素引發的衛星在軌故障原因統計［1］Fig.2 In-orbit fault statistics of spacecrafts caused by space environment factors［1］

圖3 空間環境效應造成的衛星在軌異常原因分布統計［2］Fig.3 Statistics of spacecraft in-orbit anomalies caused by space environment effects［2］

隨著衛星運行軌道多元化發展，超低軌道、橢圓軌道、7 000～8 500 km 中軌道等應用的開啟，由空間環境引發的在軌故障與異常又重新成為各國的研究熱點。2003 和2004 年，我國分別發射了與歐洲航天局合作的探測一號（TC-1）和探測二號（TC-2）橢圓軌道試驗衛星，發射后2 顆衛星均出現磁強計（Fluxgate Magnetometer，FGM）復位以及遠程終端（Remote Terminal，RT）中斷，經初步分析認為是橢圓軌道環境誘發充放電效應造成的衛星器件異常［3］。2013 年，歐洲衛星公司（SES）發射了位于8 062 km 中軌道的O3b（other 3 billion）星座［4-5］，首批發射的4 顆衛星入軌后有2 顆出現了供電分系統、頻率發生器單元等故障。目前，對這些軌道環境因素及其與衛星作用機理和規律的認識還不夠系統與深入。本文針對5 類典型軌道開展了主要特征環境效應及對在軌衛星影響分析，并對后續發展提出了建議。

1 超低軌道環境因素分析及對衛星的影響

1.1 主要環境特征

超低軌道高度約為120～300 km，具有快速響應、多星組網、低發射成本和高觀測精度等特點，在高分辨率對地遙感觀測方面優勢巨大，主要用于監測地區沖突、地震洪水等突發性事件或自然災害［6］。蘇聯從20 世紀70 年代即開始研制部署超低軌道衛星，但是早期的超低軌道衛星壽命普遍較短，只能進行短期對地觀測、空間科學任務，因此，軌道應用發展緩慢。研究發現，高通量原子氧以及中性大氣是導致早期超低軌衛星壽命短暫的主要原因［7-9］。近年來，隨著軍事快響、組網偵察的需要，各國開始重新重視超低軌道的利用。為保證該軌道衛星的高可靠服役和壽命，美國地球觀測者公司（EOI）借助其早期的超低軌試驗衛星驗證了原子氧防護、超低軌保持等技術，于2020 年正式啟動了超低地球軌道衛星星座計劃。2017 年日本宇宙航空開發機構（JAXA）開展了為期2 年的超低軌衛星試驗，獲取了超低軌原子氧密度、大氣密度等在軌數據［10-11］，并研究了13 種材料的原子氧剝蝕效應。我國也已經啟動了超低軌道衛星的論證與研制。

本文利用NASA 的NRLMSISE-00 模型，分別對100～500 km 空間高度范圍內原子氧通量、中性大氣密度分布進行仿真計算，如圖4 和圖5 所示。由圖可見，隨著軌道高度的降低，原子氧通量和中性大氣組分密度呈上升趨勢。200 km 高度原子氧通量約為2.75×1015atoms/（cm2·s），與400 km 高度（國際空間站軌道）相比高2 個數量級；200 km 高度N2、O2等成分密度約為108～1010cm?3，較400 km 高度（國際空間站軌道）高3～4 個數量級。

圖4 100～500 km 空間原子氧通量與高度關系Fig.4 Relationship of atomic oxygen flux and altitude in space within the range from 100 km to 500 km

圖5 100～500 km 不同大氣組分密度與高度關系Fig.5 Relationship of atmosphere density and altitude in space within the range from 100 km to 500 km

1.2 環境效應及影響分析

原子氧剝蝕效應：當衛星在軌運行時，其表面與空間原子氧高速碰撞，造成星表材料出現剝蝕、開裂甚至脫落等問題，引起熱控涂層、太陽能電池陣絕緣材料、光學載荷鏡頭等的性能退化或失效［12-13］。

本文針對星表常用的聚酰亞胺（Kapton）薄膜進行了原子氧侵蝕地面模擬試驗，結果如圖6 所示。由圖可見，質量損失隨著原子氧累積通量的升高而增加，并且接近線性關系。由于200 km 軌道高度原子氧累積通量比400 km 高2 個數量級（如圖4 所示），因此，200 km 高度的Kapton 薄膜質量損失將遠高于400 km 軌道高度。400 km 軌道高度（國際空間站軌道）太陽能電池表面絕緣材料聚酰亞胺的在軌原子氧侵蝕情況如圖7 所示［14］。可以預見，超低軌衛星在軌的原子氧剝蝕效應將更為嚴重，是首要破壞因素。

圖6 衛星常用Kapton 薄膜原子氧侵蝕質損曲線Fig.6 Atomic oxygen erosion mass loss curve of the typical Kapton film commonly used on satellites

圖7 空間站太陽能電池陣表面聚酰亞胺原子氧侵蝕情況［14］Fig.7 Atomic-oxygen erosion of the Kapton blanket cover on the photovoltaic arrays surface of International Space Station［14］

大氣攝動與衰減效應：大氣造成的衛星軌道攝動與衰減同樣是超低軌道衛星面臨的環境效應之一［15-16］。200 km 超低軌道衛星的軌道高度受大氣影響而產生的衰減情況如圖8 所示。若不進行軌道維持，在半個軌道周期內大氣阻力可使軌道衰減約1.2 km。在設計壽命為50 d 的情況下，為維持軌道位置，需要額外燃料約173 kg，表明軌道攝動與衰減效應對衛星攜帶燃料影響很大［17］。

圖8 200 km 軌道衛星高度受大氣影響的衰減情況［17］Fig.8 Orbit attenuation of satellite affected by atmosphere at the altitude of 200 km［17］

1.3 地面環境模擬試驗

目前，美國、加拿大等主要采用激光誘發原子氧源模擬裝置進行原子氧試驗，原子氧純度最高可達99%以上。與國外相比，我國在高品質原子氧源研制方面還存在差距，原子氧設備主要采用微波電離原子氧源模擬裝置，原子氧純度一般在95%左右。

現有原子氧試驗標準（ASTM E2089—00、QJ 20285—2014）規定的地面模擬原子氧試驗加速倍數在1 000 倍左右。而超低軌道原子氧通量較LEO軌道約高2 個數量級，地面模擬試驗加速倍數需要達到10 萬倍左右，目前高加速試驗因子下原子氧侵蝕機理尚不清晰，等效加速試驗方法有待研究和建立。

2 橢圓軌道環境因素分析及對衛星的影響

2.1 主要環境特征

橢圓軌道一般遠地點高至36 000 km、近地點低至400 km，具有監視范圍廣、探測視場大、跟蹤持續性強等優勢，已成為軍事偵察衛星重點部署軌道。橢圓軌道衛星在運行過程中頻繁穿越地球輻射帶（如圖9 所示），衛星經歷的輻射帶粒子環境呈現周期性變化。1960 年，蘇聯發射了閃電型通信衛星，其軌道傾角達到63.4°，開啟了橢圓軌道的開發應用，然而早期衛星設計壽命僅1～2 a［18］。1990 年，美國專門發射了一顆名為“釋放與輻射綜合效應”的試驗衛星（Combined Release and Radiation Effects Satellite，CRRES），通過搭載的電子譜儀（Medium Electron Sensor A，MEA）、內部放電測試儀器（Internal Discharge Monitor，IDM）探測了軌道電子環境并對內部充放電進行測量，驗證了空間電子輻射環境引起的內部充放電效應，為其橢圓軌道導彈預警體系的部署提供了支撐。隨著我國對橢圓軌道應用研究的深入，在其環境效應方面也取得了一些研究成果［19-20］。

圖9 衛星橢圓軌道穿越地球輻射帶示意圖Fig.9 Schematic diagram of elliptical orbital satellite passing through the earth radiation belt

本文利用ESA 的FLUMIC 模型［21］及NASA 的AP8 模型［22-23］，分別仿真分析了橢圓軌道衛星在一個軌道周期（12 h）內運行時的電子及質子積分通量，計算結果如圖10 和圖11 所示。可以看出，橢圓軌道衛星在1 個軌道周期（12 h）內2 次穿越內、外輻射帶區域。橢圓軌道衛星經過外輻射帶中心區域時，能量大于0.2 MeV 的高能電子積分通量達到峰值3.23×107cm?2·s?1·sr?1，比GEO軌道高10倍左右，平均電子通量也達到GEO 軌道的1.2 倍；當其經過內輻射帶中心區域時，能量大于20 MeV 的高能質子積分通量達到峰值5.40×103cm?2·s?1，平均質子通量與800 km 高度SSO 軌道接近。由此可見，衛星在橢圓軌道運行時反復穿越內外輻射帶，經歷的是一個典型的動態交變輻射環境，高的瞬時電子通量和高的瞬時質子通量交替變化，造成橢圓軌道與其他軌道不同的環境效應。

圖10 橢圓軌道及GEO 軌道1 周期內電子積分通量（E＞0.2 MeV）與時間關系圖Fig.10 Electron integrated flux（E>0.2 MeV）of elliptical orbit and GEO during 1 period

圖11 橢圓軌道及SSO 軌道1 周期內質子積分通量（E＞20 MeV）與時間關系圖Fig.11 Proton integrated flux（E>20 MeV）of elliptical orbit and SSO during 1 period

2.2 環境效應及影響分析

深層充放電效應：通常認為空間高能電子穿透衛星表層，在衛星的PCB 介質板、接插件絕緣體等介質材料內部沉積并建立電場，當電場增大并超過介質材料的擊穿閾值時，將會誘發靜電放電（Electrostatic Discharge，ESD），對衛星內部電子產品產生影響［24-25］。

本文以衛星常用聚四氟乙烯（Poly Tetra Fluoroethylene，PTFE）介質材料為研究對象，采用交替、恒定的電子束流密度分別進行輻照放電試驗。以 6×107cm?2·s?1束流密度輻照2 h 和關閉束流后靜置4 h 交替的形式模擬動態電子輻照環境；以2×107cm?2·s?1束流密度連續輻照模擬恒定電子輻照環境，該束流密度為交替輻照的平均電子束流密度。試驗結果分別如圖12 和圖13 所示。

圖12 聚四氟乙烯在交替電子束流密度下充放電情況Fig.12 Charging and discharging of PTFE under dynamic beam current

圖13 聚四氟乙烯在恒定電子束流密度下介質充放電情況（束流密度2×107 cm?2·s?1）Fig.13 Charging and discharging of PTFE under constant beam current（2×107 cm?2·s?1）

由圖12 可見，交替電子束流輻照條件下，介質表面電位隨循環次數增加交替升高，到第3 個循環周期時，在13.9 h 出現了放電脈沖。由圖13 可見，恒定電子束流輻照條件下，介質表面電位持續上升，當輻照進行到21.1 h 出現放電脈沖。圖中表明：在平均通量相同的情況下介質在交替電子輻照環境下相對于恒定環境更易產生充放電，這可能是由于聚四氟乙烯在第一次短時高電子束流密度輻照下，介質被充電造成表面電位升高，介質的化學結構、微觀結構發生了變化；隨后的第2 次短時高電子束流密度輻照，充電進一步加劇了這些變化，介質表面電位仍呈現升高趨勢；直到第3 次短時高電子束流輻照，介質的化學鍵產生斷裂，出現開裂等損傷缺陷，表面電位持續升高到一定程度時產生放電。然而，在平均束流密度恒定輻照環境下，介質的化學結構、微觀結構變化是逐漸累積遞增的，當表面電位升高至放電閾值時產生放電。由于橢圓軌道環境下介質的深層充放電的影響因素非常復雜，對介質材料的深層充放電評估難度較大，需要深入研究該軌道交替電子輻照環境下充放電機理與試驗方法。

2.3 地面環境模擬試驗

目前，深層充放電試驗設備主要采用能量范圍0.5～2.0 MeV 的高能電子束裝置作為模擬源［26］。現有的深層充放電試驗標準（NASA-HDBK-4002A、QJ 20703—2018）均采用平均束流密度模擬空間電子輻照的方式，由于橢圓軌道衛星運行時反復穿越內外輻射帶，經歷高的瞬時電子通量和高的瞬時質子通量交替變化，沿用現有的試驗標準不能充分考核該軌道下電子產品等的可靠性及壽命。目前對于星上帶有孔洞、尖角等異型結構的深層充放電效應主要采用仿真分析的手段進行考核，相應的NASCAP-2K、DICTAT 等國外軟件處于禁運狀態。近年來，我國自主開發的相關軟件、模型與國外相比存在一定的差距，還需要進一步深化和在軌驗證。

3 7 000～8 500 km 中軌道環境因素分析及對衛星的影響

3.1 主要環境特征

中軌道高度通常為2 000～20 000 km，其中，7 000～8 500 km 軌道區域具有覆蓋范圍廣、通信延時較低等優勢，已成為各航天大國競相爭奪的軌道區域。典型的衛星星座有歐洲的O3b，其運行軌道位于8 062 km，目前已形成4 組16 顆衛星。由于早期衛星故障頻發，第二代O3b 衛星采取了專門的輻射防護措施，保證服務能力。我國7 000～8 500 km中軌道應用剛剛起步，該區域位于地球內輻射帶邊緣，惡劣的質子輻射環境是最顯著的環境特征，成為威脅在軌衛星安全的重要因素。

本文利用NASA的AP8和AE8模型，選取8062km（0°傾角）中軌道參數，計算了該軌道下的質子和電子積分通量，并與GEO、LEO、SSO 軌道進行對比，如圖14 和圖15 所示。

圖14 4 類軌道質子積分通量對比Fig.14 Comparison of proton integrated flux of four orbits

圖15 4 類軌道電子積分通量對比Fig.15 Comparison of electron integrated flux of four orbits

由圖14 和圖15 可見，8 062 km 中軌道質子積分通量在目前常用軌道中最高，且電子積分通量也相對較高。其中，能量0.1～50.0 MeV 質子積分通量達到5.66×107cm?2·s?1，高于其他軌道1～4 個數量級，通常認為是8 062 km 中軌道總劑量效應顯著的主要原因；能量大于50 MeV 質子積分通量與SSO相近，被認為是8 062 km 中軌道單粒子效應與SSO相當的主要原因。

3.2 環境效應及影響分析

總劑量效應：空間高能質子、電子入射到電子元器件內部，與器件材料的原子核外電子發生電離作用產生額外的電荷，這些電荷的堆積，會引起較為嚴重的總劑量效應，造成材料加速退化、器件性能衰退等問題，如熱控涂層開裂變色、MOS 器件閾電壓漂移、光電器件背景噪聲增加等。帶電粒子特別是高能質子入射材料與器件后，除通過電離作用產生總劑量效應外，還會通過非彈性碰撞的方式產生位移損傷，將對衛星太陽電池、CCD 器件、光纖器件等產生不利影響，造成太陽電池斷路電流和開路電壓下降、CCD 暗電流增大等故障［27］。

本文利用NASA 的SHIELDOSE-2 模型計算了不同等效鋁屏蔽厚度下8 062 km 中軌道在軌1 a質子沉積劑量，并與SSO 軌道下的相關數據進行對比，如圖16 所示。

圖16 不同屏蔽厚度下的8 062 km 與SSO 軌道質子年沉積劑量對比Fig.16 Comparison of annual deposition dose on the medium earth orbit with the altitude of 8 062 km with SSO under different shielding thickness

由圖16可知，3 mm 等效鋁屏蔽條件下，8 062 km中軌道質子年沉積劑量為81.1 krad，遠高于SSO 軌道0.69 krad 質子年沉積劑量。以電子器件抗輻射指標50 krad、設計壽命8 a 為例，SSO 軌道采用3 mm 厚度等效鋁屏蔽防護可滿足抗輻射指標，而8 062 km 中軌道則需采用8 mm 以上厚度的等效鋁才滿足抗輻射指標。以SAST3000 平臺為例，屏蔽厚度從3 mm 增加至8 mm 會造成衛星整體增重約5%（防護面積按10 m2計算）。因此，采用常規等效鋁屏蔽的方法，將會給衛星帶來較大附加質量問題。

為此，俄羅斯航天系統公司（RKS）已經開發了組合屏蔽輻射防護涂層，防護效果是鋁的2.0～2.5倍［28］。上海衛星裝備研究所基于帶電粒子在納米復合材料界面處極化和激發的感應電場對入射粒子能量損失增強作用原理，研究開發了針對中軌道質子環境的復合輻射防護薄膜，主要屏蔽指標與俄羅斯組合屏蔽輻射防護涂層相當，防護膜的主要性能參數見表1。

表1 復合輻射防護薄膜主要性能參數Tab.1 Main performance parameters of composite radiation protective film

單粒子效應：高能質子和重離子是誘發單粒子效應的主要因素，當空間高能粒子擊中半導體器件的敏感節點，粒子導致的電離會在器件里形成一個電流脈沖，接著可能導致邏輯軟錯誤，發生單粒子翻轉或燒毀等。

本文以衛星上常用的Xilinx公司VirtexII系列100萬門FPGA為對象，利用ESA開發的SPENVIS［29］軟件進行單粒子翻轉率計算，獲得該器件在8 062 km中軌道的單粒子翻轉率為8.27×10?7次/（bi·ts），而在SSO 的翻轉率為5.90×10?7次/（bit·s）。仿真結果表明，8 062 km 軌道單粒子翻轉概率與SSO 軌道相當，因此，8 062 km 中軌道器件抗單粒子效應指標設計時通常參考SSO 軌道。

3.3 地面環境模擬試驗

通常認為LEO、GEO、SSO 等軌道總劑量效應主要是以電離損傷為主（位移損傷較弱）［30］，目前材料器件總劑量效應地面模擬試驗主要采用60Co γ 射線作為模擬源，主要是基于γ 射線對材料器件的電離損傷原理。但在7 000～8 500 km 軌道，材料器件總劑量效應主要由高通量質子引起，除了電離損傷外，位移損傷也不容忽視，沿用現有的試驗標準（MIL-STD-883、QJ 10004—2008）不能充分考核該軌道下的電子產品等的可靠性及壽命，模擬電離損傷、位移損傷協同作用的地面試驗設備與評估方法已成為國內外研究熱點。

單粒子效應模擬試驗設備主要采用重離子加速器作為輻照源，由重離子引起的單粒子效應的模擬試驗方法相對成熟，已形成相應標準（GJB 7242—2011、QJ 10005—2008）。但 在7 000～8 500 km 軌道，由質子引起的單粒子效應也逐漸引起關注，模擬試驗方法還不成熟，相關試驗標準正在制定中。

4 墳墓軌道環境因素分析及對衛星的影響

4.1 主要環境特征

墳墓軌道處于較GEO 高300 km 左右的位置。墳墓軌道最初的應用主要是針對壽命末期的高軌衛星，利用剩余燃料將衛星推送至GEO 軌道300 km以上，以減少軌道資源占用和降低空間垃圾的不利影響。近年來，隨著在軌維護技術的發展，美國諾格公司在2020 年2 月26 日成功“復活”了“國際通信衛星901”［31］，把它從墳墓軌道帶回了靜止軌道。因此，墳墓軌道不僅可用于存放退役衛星，在隱蔽軍用衛星方面也顯示出巨大潛力。這既是空間在軌維護技術的進步，也為空間攻防衛星技術的發展提供了新的軌道選擇。墳墓軌道的軌道參數與GEO接近，因此，兩者環境十分接近，該軌道粒子輻射環境與GEO 軌道基本相同。

4.2 環境效應及影響分析

由于墳墓軌道環境與GEO 類似，故產生的效應程度也相同，主要有總劑量效應、充放電效應等，可參照GEO 抗輻射措施進行設計。但由于墳墓軌道參數的獨特性，會發生星下點漂移。同時，隨著該軌道衛星數量的增多，其帶來的空間碎片問題不容忽視。

星下點西漂：墳墓軌道高度較GEO 高300 km，本文通過計算二體假設的軌道方程可獲得兩軌道的軌道周期和角速度。墳墓軌道與GEO 軌道周期和角速度對比見表2，墳墓軌道衛星較GEO 軌道衛星星下點每日西漂3.82（°）/d，約94 d 后退1 圈，故墳墓軌道應用時應考慮衛星星下點位置變化對其功能的影響，需采取軌道維持控制措施，保障實時位置滿足衛星應用需求。

表2 墳墓軌道與GEO 軌道周期和角速度對比Tab.2 Comparisons of period and angular velocity between tomb orbit and GEO orbit

空間碎片撞擊：隨著GEO 軌道廢棄衛星進入墳墓軌道數量的增多，墳墓軌道的空間碎片問題日趨嚴重。空間碎片撞擊衛星會造成其太陽能電池表面損傷、電子部件受損、載荷分系統徹底毀壞，甚至造成衛星解體，繼而產生新的碎片隱患。

4.3 地面環境模擬試驗

空間碎片撞擊地面模擬試驗主要采用氫氣炮、激光驅動碎片等方式，并形成了相關試驗標準（ISO 11227：2012、QJ 20129—2012、Q/QJA 525—2018）。氫氣炮方式驅動毫米級彈丸，速度可以達到7 km/s 左右；激光方式驅動微米級碎片，速度可達10 km/s 左右。目前針對大于厘米級空間碎片的高速撞擊等效試驗方法和設備尚未建立。

5 拉格朗日點環境因素分析及對衛星的影響

拉格朗日點是存在于兩個天體間的5 個相對平衡點。日-地拉格朗日點（L1～L5）具有相對太陽和地球靜止的特點，如圖17 所示，其中，L1 和L2 點距離地球1.5×106km，已成為太陽觀測、天文探測、宇宙觀察等領域的應用熱點。歐美已在拉格朗日點上部署了多顆科學研究衛星，并開展空間天氣預報及天文探測活動［32-33］。

圖17 日-地系拉格朗日點示意圖Fig.17 Schematic diagram of Lagrange points in the solarearth system

拉格朗日點衛星處于行星際空間，面對的環境主要包括太陽宇宙射線和銀河宇宙射線［34］。本文分別利用JPL模型［35-36］和CREME96模型［37-38］計算了拉格朗日點的平均太陽宇宙線及銀河宇宙線粒子能譜，結果如圖18 和圖19 所示。

圖18 拉格朗日L1 點的太陽宇宙線（Solar Cosmic Rays，SCR）質子能譜（1 a 平均）Fig.18 Proton energy spectrum of solar cosmic rays at L1（annual mean）

圖19 拉格朗日L1 點的銀河宇宙線（Galactic Cosmic Rays，GCR）質子能譜（1 a 平均）Fig.19 Particle energy spectra of galactic cosmic rays at L1（annual mean）

由圖18 和圖19 可以看出，拉格朗日點太陽宇宙線質子通量達1.10×104cm?2·s?1，銀河宇宙線的質子通量達3.55×10?1cm?2·s?1·sr?1，其次是He、O等成分。由此可見，拉格朗日點的質子通量低于地球軌道。

太陽在爆發性活動期間會發射大量高能帶電粒子（絕大部分為質子），稱為太陽質子事件（Solar Proton Event，SPE）。運行于拉格朗日L1 點的SOHO 衛星觀測到的一次太陽質子事件期間的質子通量變化如圖20 所示［39］。由圖可見，在太陽質子事件期間，太陽宇宙線質子瞬時通量在短時間內急劇升高，比平靜期高2～4 個量級，需要采用抗輻加固措施。

圖20 太陽粒子事件期間質子通量變化［39］Fig.20 Proton fluence of solar cosmic rays during a solar proton event［39］

6 結束語

綜上所述，衛星在超低軌道、橢圓軌道、中軌道、墳墓軌道等典型軌道運行時，將面臨高通量原子氧及中性大氣、交變電子輻射、高通量質子、空間碎片等典型環境，容易造成衛星表面材料剝蝕與大氣攝動、深層充放電、總劑量與單粒子、碎片撞擊損傷等效應，對衛星可靠性帶來嚴重影響。后續針對衛星的空間環境試驗方法和防護措施，提出建議如下：

1）有針對性地加強地面等效模擬試驗方法研究，提升地面模擬試驗綜合能力。重點針對高通量原子氧侵蝕效應、交變電子輻射環境深層充放電效應和高通量質子總劑量效應，開展等效模擬試驗方法研究，形成面向多材料、多器件體系的試驗與評估標準。同時，加強空間環境綜合模擬試驗設備研制，推進先進分析測試手段和方法在試驗評估中的利用，提升地面模擬試驗的準確性和有效性。

2）加強在軌搭載試驗驗證，建立典型材料、器件及產品的環境效應數據庫。目前，我國在軌搭載驗證較為分散，尚未實施系統、持續的空間搭載試驗研究。衛星典型材料、器件及產品的環境效應數據庫尚不完善，數據量和數據有效性均待提升。衛星關鍵材料和器件的空間環境效應評估軟件多為國外進口，自主開發的軟件系統較少，且缺乏在軌搭載試驗數據的驗證。

3）分類開展衛星抗輻加固設計，重視“新材料、新技術、新方法”在抗輻射產品開發中的應用。針對批產商業衛星、高性能長壽命衛星等，分類開展抗輻加固措施研究。對商業衛星，重點在于商用器件的壽命評估；對長壽命衛星，需綜合考慮高可靠、輕量化、低成本等多目標，加強衛星總體和抗輻加固一體化協同設計。運用新材料、新技術、新方法開展空間粒子輻射、原子氧侵蝕、碎片撞擊等防護產品的開發，提升衛星多軌道環境適應性。