归因于空间环境的航天器故障与异常[1]

冯伟泉 编译，徐焱林 校对

（北京卫星环境工程研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室，北京 100094）

0 引言

天然空间环境是与航天器运行无关的环境，包括原子氧（AO）、辐射环境和人为因素造成的环境（如轨道碎片环境）等，其严格定义包括9类环境，即中性大气环境、热环境、等离子体环境、微流星体和轨道碎片环境、太阳环境、电离辐射、地磁场、重力场和磁层。本文（指文献[1]，全文同）阐述了其中7种环境，还列举了1974～1994年间发生的100多件归因于天然空间环境的航天器故障和异常事件。由以下两个故障案例可见一斑。

第一个案例是1994年加拿大通信卫星公司（Telsat）的Anik E通信卫星由于静电放电（ESD）引发制导系统故障。

1994年1月20日，Anik E-1号通信卫星突然失去控制，2 h后，没有任何预警，它的姊妹星Anik E-2号通信卫星也开始失去控制，引起全加拿大有线电视、电话、有线新闻、数据传输服务的中断。Telsat的工程师很快定位两颗卫星的陀螺制导系统被损坏。通过启动备份制导系统，工程师在8 h后恢复了Anik E-1号通信卫星的功能。可是，Anik E-2号通信卫星的备份制导系统无法启动，这样Telsat估计会损失近2亿美元卫星以及约30亿美元收入。发生故障后，公共关系和卫星运行管理部门十分繁忙。这些卫星的服务要切换到其他卫星，地面站天线要调整角度重新对准，启动备份接收机和恢复“退休”的卫星，建立备份频段链接，调整频率，特别要安抚客户，保证他们的卫星服务不会中止。

通信功能恢复后，全通道客户减少了10个，随机通道客户减少了14个，业务受到很大影响，Telsat遭受严重损失。为了挽回损失，公司一直致力于Anik E-2卫星的修复，终于在1994年8月恢复了卫星的服务功能。他们研发出了一套新的地面控制系统，将该系统安装在卫星上，控制22个推进器以调整卫星位置和姿态，用星载传感器数据处理的计算机软件及其数据可以自动确定推进器点火顺序，保证卫星方向准确。

尽管Telsat保住了Anik E-2号通信卫星及其相应业务，但修复成本和部分年度业务损失共计5千万～7千万美元。原定10年卫星寿命的燃料消耗，由于修复调姿用去了大量燃料，只够9年卫星寿命的燃料了。另外，由于燃料减少，在9 年寿命里卫星姿轨控操作成本又要增加7千万美元。在此之前，考虑到在轨飞行故障概率很低，与其他很多卫星运营商的观点一样，Telsat没有针对卫星的在轨故障进行投保。

对这次故障原因进行分析，最后确认是航天器带电现象引起。众所周知，静电放电对卫星电子元器件有破坏作用。在每个Anik 卫星中，ESD在陀螺制导系统控制电路中产生电磁脉冲，导致陀螺制导系统故障。

第二个案例发生在1991年3月太阳活动频繁强烈时期，对地球及其卫星造成一系列不利影响，如产生地球辐射带第二个内带，使卫星故障和异常频繁、地面电站网中电涌剧烈等。

高能太阳辐射到来后，高纬度地区卫星通信中断，地球同步轨道（GEO）运行环境卫星GOES-6和 GOES-7上太阳电池板功率发生明显退化，GOES-7预期寿命因而降低 2～3 年。另外，高能太阳粒子增加了航天器单粒子翻转（SEU）频次。包括GOES-6、GOES-7和TDRS-1号卫星在内的6颗GEO卫星据报道在这次太阳活动主要时段都发生了SEU。

在此太阳活动的地磁暴期间，太阳活动事件的综合作用导致从太阳向地球的行星际磁冲击。在行星际干扰到达的几s内，CRRES卫星测得了进入地球磁层的电子流和质子流，形成第二个较稳定（几个月）的地球内辐射带。

另外，NOAA-11卫星的自动姿态控制失效、由于热大气而导致的卫星大气拖曳剧增使得北美空军司令部（NORAD）飞行器目录需要大量更新。更为严重的结果是MARECS-1号地球同步轨道卫星在1991年3月25日完全失效，这是由于该卫星太阳电池板在本次太阳剧烈活动期间严重损坏。

以上两个案例证明了天然空间环境对航天器及地面设备有严重影响，应该引起足够的重视。本文将详细叙述与天然空间环境相关的不同案例。

1 设计师关注的空间环境问题

天然空间环境可分为9个主要领域。表1列出了每个领域中航天器设计师感兴趣的环境参数及其相关的航天器问题，以及用于建立航天器设计环境规范的模型和数据库。

表 1 空间环境及航天器相关设计典型关注点Fig.1 Space environments and related typical concerns in spacecraft design

2 空间环境及其引发的典型故障案例

2.1 中性热层

2.1.1 环境定义

地球大气 90～600 km 高度范围内的大气层称为中性热层，600 km高度以上区域称为热层。中性热层主要由中性气体粒子组成，这些粒子按照它们的分子重量在大气中分层。在中性热层较低区域，原子氧（AO）占主要成分；在较高区域，氦和氢占主要成分。中性热层的温度在 90 km处最低，随高度增加迅速升高，最后成为与高度无关的渐进温度，又称为外大气层温度。热层温度及其密度和成分与太阳活动密切相关，这是由于热层吸收太阳极紫外（EUV）辐射的加热作用。

2.1.2 对航天器的影响

中性气体的密度是主要的特性参数，该指标会影响航天器在轨高度、寿命和运动。尽管空间环境是真空环境，仍有大量残余气体分子碰撞航天器，对航天器产生较大的拖曳力。如果这种拖曳力不被航天器推进系统产生的推进力所平衡，航天器高度会慢慢降低直到发生航天器再入地球。密度效应还会对航天器直接产生力矩作用，因此在航天器轨道控制系统设计中必须考虑大气密度效应。

航天器表面许多材料易于受到原子氧影响。原子氧是低地球轨道（LEO）热层中的主要成分。由于光离解作用，氧主要原子形式存在。原子氧密度随高度和太阳活动而变化。在太阳活动平静期，原子氧是200～400 km残余气体中主要的中性成分。太阳紫外辐射、微流星撞击损伤、溅射或污染会加速原子氧损伤效应，导致某些材料严重的机械、光学、热学性能退化。可能与在轨光学敏感实验相关的现象是航天器辉光放电，即残余分子撞击航天器表面受激变成亚稳态产生光学辐射。研究证明航天器表面作用像催化剂，其催化强度与表面材料种类有关。

2.1.3 故障案例

1）Skylab（太空实验室）

1979年7月11日，由于热层大气密度拖曳力作用，Skylab来不及等到救援飞行发射，提前返回大气层陨落。

2）LDEF（长期暴露设施）

安装在LDEF迎风面的镀铝Kapton材料，被发现有严重的原子氧掏蚀。这一现象对有些敏感的航天器材料是一种潜在的威胁，能引起材料机械和光学性能退化，从而影响整个系统特性。

3）Landsat-3

1978年3月5日发射。此后卫星传感器遭残留气体分子污染而性能退化，导致红外数据丢失。

2.2 热环境

2.2.1 环境定义

航天器主要从3天然环境获取辐射热量：1）入射的太阳辐射（太阳常数）；2）反射的太阳能量（反照）；3）地球和大气的外向红外热辐射（OLR）。如果将地球和大气看作一整体，用较长时间平均，则地球得到的太阳能和自身发出的能量本质上是平衡的。然而，不是在地球上任意位置都满足热平衡，不同的地方时间、地理位置和气候条件对热平衡的影响很大。航天器相对地球的移动导致航天器热视角在整个全球热剖面只是细长的条，所以，航天器把这些热变化看作时间与硬件热时间常数的函数。

2.2.2 对航天器的影响

对轨道热环境的正确理解是航天器有效热设计的重要组成部分。航天器热环境随不同轨道和任务寿命而变，而航天器各部件的典型温度控制要求要覆盖预先确定的温度范围。温度变化需要最小化，因为它们可能会导致系统失效。为敏感电子设备提供足够的冷却能力经常遇到问题。温度波动可能造成精细导线和焊点的疲劳损伤，加速系统失效。另外，润滑剂的选择也与期望的热条件有关。润滑失效会导致系统失效。热环境的突然变化可能造成循环热控液体冷冻卡死。过于极端的温度环境可能需要足够设计余量的散热器，不然会引起散热器冻死。热环境也是考虑低温液体或燃料寿命的重要因素。

2.2.3 故障案例

1）哈勃太空望远镜（HST）

在1993年12月前，HST每次从阴影区出来进入太阳辐照区太阳阵都会发生剧烈振动，因此在开始照相前，启动陀螺消振系统来使此问题最小化。支撑杆的热膨胀被认为是振动的原因，它干扰了HST进行深空观察。后来在服役期间安装了新的太阳阵，在支撑杆外加个套管，消除了图像抖动。

2）伽利略木星探测器

尽管进行了严厉的地面试验，伽利略木星探测器上的天线自“阿特兰蒂斯号”航天飞机发射后，依然没有成功展开。操作人员认为这是由于机械零件润滑剂在轨失效造成的。这一异常结果从传到地面的数据分解得出。

3）GOES-7

早在1993年4月，数据收集平台问询（DCPI）系统发生一个故障。每天出阴影后，1 h内第1号S波段接收器不能从指令和数据库采集台（CDA）获得问询频率。由于出影后温度太低，接收机频率稳定度超出了所要求的5 kHz极限。尽管没有对飞行任务带来直接危害，但要求任务操作人员监测传送信号，以防止数据损失。

这些异常及与热环境相关的航天器其他异常在第3部分表2中列举。

2.3 等离子体环境

2.3.1 环境定义

地球大气层在90 km以下的主要成分基本没有变化，但超过90 km后，大气成分和含量随高度开始发生变化。在这层稀薄大气中，太阳短波辐射对残余气体产生各种光化学影响，使得分子结构吸收辐射能量而发生变化。这些最通常的光化学效应中有一种是双原子氧分子分裂成氧原子。另一种效应是原子的电离。高层大气中一小部分气体电离成为正离子和电子，它们的存在造成严重的物理效应。在该区域中，电子密度与离子密度几乎相同。等量正电荷和负电荷组成的离化气体称为等离子体。电子和离子密度随着高度、纬度、地磁场强度和太阳活动的不同而剧烈变化。

2.3.2 对航天器的影响

当航天器飞行通过这部分电离的大气，它会接收到不同密度的离子和电子，从而引起航天器带电。航天器表面接收到的等离子体流会使航天器表面带电、破坏接地仪器正常工作。在低地球轨道（LEO）, 航天器穿过稠密低能等离子体。由于航天器速度大于等离子体中离子速度而小于电子速度，造成航天器带负电。等离子体中电子可以碰撞航天器任何位置，而离子只能作用于顶风面。已经知道，LEO航天器带电可达几千V。然后，GEO航天器的带电更让人担心。像太阳阵那样的偏压表面会影响航天器悬浮电位。航天器带电程度取决于航天器所采取的接地方式。航天器带电会造成航天器仪器读数偏差，可能干扰敏感电子设备的放电，造成收集电流的增加、污染物的再吸收，并可能导致材料加速侵蚀的离子溅射。高水平的带电会造成航天器的放电和其他电干扰。

有关航天器带电在NASA RP 1354和NASA RP 1375报告中有详细论述。另外，航天器带电效应引起的大量电磁干扰（EMI）故障和异常案例在NASA RP 1374报告中也有详细论述，此处不赘。

2.3.3 故障案例

Intelsat K是国际通信卫星通信组织拥有的20颗GEO卫星中的1颗。1994年1月13日开始的磁暴在1994年1月20日引发该卫星静电放电。放电造成卫星动量轮控制线路损坏，导致卫星抖动，产生天线覆盖区波动。启动备份系统以后，同一天恢复全运行状态。如果不纠正卫星抖动，会严重影响数据传输，导致许多客户的服务中断。

这些异常及与等离子体环境相关的航天器其他异常在第3部分表3中列举。

2.4 微流星体/轨道碎片

2.4.1 环境定义

微流星主要由彗星残余物组成。当彗星接近近日点时，作用于彗星的重力和太阳风压力增加，导致彗星微粒尾部的形成，尾部与彗星在同一轨道运行。当地球穿越彗星尾部时，地球上会下由彗星尾部微粒构成的流星雨，这一现象一年会发生多次。地球在白天也会遇到零星微粒。这些微粒产生于小行星带，它们自己本身就是很小的小行星。来自太阳辐射的压力对小行星带中最小微粒施加拖曳力，使这些微粒经常失去它们的轨道能量，并且沿螺旋形轨道飞向太阳。

自从人类开始太空活动以来，在轨道留下的物体越来越多，除了有用的载荷外，还有末级火箭、火箭和卫星碎片及其他硬件和喷射物，它们中的大多数会留在轨道几百年。最近，美国空军司令部跟踪低地球轨道碎片，其中7 000多个直径大于10 cm，较小的碎片有几万个。由于轨道碎片数量的不断增加，这给将来航天器安全运行带来越来越大的威胁。

2.4.2 对航天器的影响

微流星体与空间碎片对航天器造成严重损伤和卸压威胁。在轨道速度范围内，该碰撞称为超高速撞击。例如，90 g碎片的撞击传递给航天器的能量高达1 MJ。因此实际上，任何质量大于几g的碎片的超高速撞击都会造成航天器灾难性损失或卸压威胁。较小碎片的撞击会造成航天器表面损伤，从而使表面热、光、电性能退化。航天器碎片超高速撞击风险取决于航天器轨道寿命、尺寸和设计、发射时间（太阳活动周期）、轨道高度和倾角。为了减缓微流星/轨道碎片环境的威胁，防护屏蔽通常是必要的。如果航天器不能采取屏蔽措施，可以通过操作限制或程序减少撞击损失的威胁。由于碎片撞击威胁有很强的方向性，通过仔细设计关键部件位置能够减缓碎片撞击风险。

2.4.3 故障案例

1）航天飞机（STS-45）

1992年3月24日发射的航天飞机第45次飞行中，在“阿特兰蒂斯号”右翼前缘上面发现两个划痕（1.9 in×1.6 in，0.4 in×1 in）。最可能的原因是在返回再入时发生碎片低速（相对航天器）撞击。然后，约翰逊空间中心（JSC）至今没有确定是由于发射前碎片还是上升段碎片造成的损坏。这一特殊事件大大提高了高能量撞击航天器后果的被关注度。

2）航天飞机挡风板更换

因为这些挡风板上有碎片撞击坑，直到到1994年第68次飞行，航天飞机飞行计划已更换了46个挡风板，而没有一个撞击影响飞行任务完成。所收集的数据证明：来自微流星和轨道碎片的威胁确实存在，在飞行策划指南、飞行规则和操作程序中必须认真考虑。NASA正在重新评估航天飞机微流星和轨道碎片风险减缓策略，建立撞击挡风板、辐射器和其它表面的预示模型。这些风险减缓也包括改善检测和修复技术，开发新的技术和材料以提供更好的撞击防护。

3）哈勃太空望远镜（STS-31）

1993年12月哈勃望远镜服务任务完成后，英国宇航局检查回收哈勃望远镜太阳阵发现：整个太阳电池板在4年中共有5 000～6 000次微流星撞击。这些撞击产生的效应小到形成凹坑，大到贯穿电池片和多层隔热材料。

4）俄罗斯航天器KOSMOS-1275

在977 km高度，1981年7月24日俄罗斯航天器KOSMOS-1275粉碎成为200多个可跟踪的碎片。发生这次撞击被认为基于以下原因：该类型卫星已显示没有能力作机动飞行，并且可能已是一颗重力梯度姿态稳定卫星，这类卫星的标准配置中没有压力容器或推进燃料，在该卫星高度区域报废卫星形成的碎片最为密集，卫星的83°高纬度倾角意味着一般碎片之间有较高的相对速度。

这些异常及与微流星和轨道碎片环境相关的航天器其他异常在第3部分表4中列举。

2.5 太阳环境

2.5.1 环境定义

太阳向外发射大量的质量和能量。巨大的能量发射对航天器设计、制造和运行有很大影响。在某些位置，在很短时间内，太阳强度波动很快。这些波动的主要原因是太阳主磁场由于不同方向的旋转而变形。局部磁场强化的两个最明显标志是太阳黑子和太阳耀斑。平均太阳黑子数量变化周期大致为11a。每个周期定义为从太阳活动谷年（太阳黑子数量最小的时间）开始到下一个紧接的太阳活动谷年。例如第22周期，1986年末为太阳活动谷年，1991年到达太阳活动峰年。太阳耀斑是太阳能量在太阳大气层内高度集中地爆炸释放。 从太阳耀斑发出的辐射频率从无线电波覆盖到X射线。太阳耀斑发出的总能量按频率微分分布。根本上，发出的总能量是耀斑影响空间环境的决定因素。

2.5.2 对航天器影响

太阳环境对大多数天然空间环境因素有明显影响。太阳环境波动影响热层大气密度水平,影响航天器所经受的热环境、等离子体密度水平,影响微流星/轨道碎片、电离辐射环境严酷性和地磁场特性。太阳活动周期也在航天任务计划和作业活动中起重要作用。例如，太阳活动较频繁时，太阳的紫外和极端紫外辐射会加热并膨胀地球上层大气，增加大气拖曳力和航天器轨道衰降速率。太阳耀斑对整个辐射环境有较大贡献，能够增加对电子设备有很大危害的累积剂量水平和单粒子效应。

2.5.3 故障案例

1）GOES-7卫星

在1991年3月22日至24日的强太阳X射线爆发期间，研究者发现GOES-7太阳电池板功率退化很快。航天器设计只是满足空间环境引起的太阳电池板功率输出缓慢退化。从特殊太阳事件发出的高强度高能辐射会永久损伤太阳阵电子设备，并且加速功率衰退以至于超出设计预期，降低航天器设计寿命2～3年。

2）NOAA-10卫星

在1989年3月13日，由于磁矩卸载，NOAA-10的X轴陀螺速度过高，引起滚动/偏航线圈切换到备份运行。操作人员怀疑太阳活动事件引起此异常。1989年10月1日，28 V电源开关显示不希望的“开”读数，以至于操作人员重新设置此开关。经确定太阳影响是可能原因。

3）GOES-5卫星

卫星的中心遥测单元（CTU）在1989年经历了10次SEU，其中6次与太阳耀斑有关。同样，在1989年10月19日期间，一较大的太阳耀斑损坏太阳阵电子设备，太阳阵输出电流降低了0.5 A。

这些异常及与太阳环境相关的航天器其他异常在第3部分表5中列举。

2.6 电离辐射

2.6.1 环境定义

与空间电离辐射相关粒子按照辐射来源可以分为三组：俘获辐射带粒子，宇宙射线粒子和太阳耀斑粒子。最近的航天器研究结果假设来自俘获辐射带（或称范阿伦带）的粒子似乎源于各种物理机制：磁暴活动加速较低能量粒子、宇宙射线与大气粒子碰撞后在上层大气中产生高能中子的衰变俘获产物、太阳耀斑。太阳质子事件与太阳耀斑有关。宇宙射线来自太阳系外其他太阳耀斑、新星/超新星爆炸或类星体。

地球磁场俘获了大量高能、电离的粒子流，如电子、质子和重离子。这些辐射带特点表现为俘获的质子内带和电子外带区域。辐射带粒子沿地磁场线作螺旋形前后运动。对于地球低纬度和低高度区域的航天器，由于地磁场作用，银河宇宙线到达航天器前经过了大量天然屏蔽。很小比例的太阳耀斑事件伴随较大数量质子发射。太阳质子事件一般很少发生，但是经常发生在太阳活动峰年，持续几个小时至一周多时间，带来的效应可持续2～3天。太阳质子会增加总剂量效应，在某些情况下也会产生单粒子效应。

2.6.2 对航天器的影响

组成辐射环境的高能粒子能够穿透航天器材料并在途中释放动能。这一过程导致原子移位或者在穿越的高能粒子后面留下被电离的原子串。航天器损伤包括太阳阵功率输出降低、科学电子设备损坏、增加传感器背景噪声以及增加航天员暴露剂量等。现代电子设备对电离辐射越来越敏感。

2.6.3 故障案例

1）Hipparcos天文卫星

经过在轨高效和成功运行三年多以后，1993年8月15日，欧空局的Hipparcos天文卫星与地面通信消失。在1993年6月，卫星经历了地面与星载计算机通信的困难期。造成这些问题原因是某些元器件的电离辐射损伤。试图重新启动没有成功，任务运行终止，卫星失效。

2）ETS-6卫星

由于太阳辐射减少太阳阵输出能力，日本的工程试验卫星（ETS-6）在一年内就面临失效。由于远地点发动机的压力不足损坏，使价值4.15亿美元的卫星未到达它的地球同步轨道。1994年9月3日卫星98 ft太阳阵顺利展开，其他6个天线（包括直径12 ft碟形天线）也一样。然而，来自范阿伦辐射带的高辐射水平很快使太阳阵效率下降。太阳阵展开时输出功率5 800 W，但是10天后掉到5 300 W。预测在1994年9月下降至4 700 W，一年后低于2 000 W，以至于无法支持实验需求。

3）哈勃太空望远镜（STS-31）

在1990年5月7日，精细导航电子设备的随机存储器（RAM）中发生比特翻转，影响了导航系统，当时哈勃太空望远镜（HST）正穿越南大西洋异常区（SAA）。为了克服翻转影响，对卫星软件进行修改完善。1990年6月20日，SAA辐射带也引起精细导航电子系统（FGS）的光电倍增管（PMT）计数失效，这导致了星座导航数据采集系统损坏。以至于后来，FGS在SAA区域不能使用。两个故障均被认为是辐射效应引起的。

这些异常及与电离辐射环境相关的航天器其它异常在第3部分表6中列举。

2.7 地磁场

2.7.1 环境定义

地磁场对空间环境现象有强烈影响，这些环境包括等离子体、电流、俘获高能带电粒子等。这些影响对航天器设计和运行产生重要结果。地球天然磁场有两个来源：1）地球内部的电流，它产生地球表面磁场的99%；2）地球磁层中的电流。磁层是地球大气层以外的区域，那里地磁场比行星际空间要强。磁偶极子偏离地球中心约 436 km。地磁轴线与地球自转轴的夹角为 11.5°。国际地磁场参考值（IGRF）预示地球赤道处磁场强度每年增加0.02%。

2.7.2 对航天器影响

地磁场影响粒子在地球轨道环境内的运动，对与银河宇宙线相关的入射地球高能粒子有偏转作用。这些高能粒子会使航天器表面带电，造成航天器分系统的故障或干扰。由于磁偶极子的几何特性，在南大西洋的地磁场强度最低，导致辐射带在该区域下沉和集中。在SAA附近，航天器经常遇到电子设备“翻转”和仪器干扰。用于GN&C系统的磁力矩器设计需要准确了解地磁场。持续一至多天的地磁场异常称为地磁暴。当地磁暴发生时，大量带电粒子从磁层进入大气层，这些粒子通过碰撞电离和加热大气粒子。加热是地磁暴开始后首先观察到的现象，其高度范围从300～1 000 km，在地磁扰动结束还要持续8～12 h。

2.7.3 故障案例

1）Anik-B卫星

加拿大Telsat公司的Anik-B卫星受到磁层环境的强烈影响。控制卫星的偏航和翻滚需要依靠磁力矩器。通过磁力矩器线圈直流电流由线路控制，当翻滚传感器超过设定值，线路控制电流的大小或极性，然后磁力矩器的磁场与地磁场相互作用产生控制卫星滚动和偏航所需的力矩。地磁场发生强烈扰动后，与线圈反方向的地磁场会使卫星翻滚更加严重而不是纠正翻滚。这样事件在1986年2月8日曾经发生，当时安克雷奇（美国阿拉斯加州南部的港口城市）纪录的K指数保持在8达18 h。在卫星7年服务期间，这样事件共发生两次，必要时卫星翻滚控制采用推进器维持。

2）Landsat-3

卫星上多光谱扫描仪经历有扫描探测器多余脉冲，引起起始线过早开始或者多余终止线编码。这些事件均可归因于磁异常，因此要提供客户高质量、可靠的图像非常困难。

3 空间环境引起的其他故障与异常统计表

除了上述故障案例外，还有大量空间环境引发的故障异常。由于篇幅限制，只能用列表（表2～表6）形式给出。

所列出的事件只是一些代表天然空间环境引起故障的严重性及特性的典型事件，而不是全部事件，仅仅包括故障调查者认为有充分证据证明可归因于空间环境的异常事件。如果异常原因不清楚或航天器不能识别，则不列入该故障事件。在有的情况下，事件可以说明设计或操作能防护环境效应；这些事件本质上不属于异常，它们只是用来说明空间环境效应的重要性。

不是所有在此列举的异常都会引起航天器分系统或航天任务的灾难性故障。在很多情况下，这些异常只需要重装储存器、处理杂乱数据、切换到备份、重新发布指令程序、更新实时姿态控制指令等处理即可解决。然而，所有这些“小”异常都需要附加的运行成本，这在当前更快、更省、更好的形势要求下，也许会不利于将来项目投入。进一步而言，一系列“小”异常会增加发生大问题的可能性。任何异常或一系列异常都有潜在可能转变为严重问题。因此，航天器任务经理的目标应该是让天然空间环境引起的异常事件越少越好。

表 2 空间热环境引起的故障统计Table 2 List of failures related with space thermal environment

表 3 空间等离子体环境静电放电引起的故障统计Table 3 List of failures related with space plasma ESD

BS-3A 日本广播通信卫星 1990-08-28 1994-01-22 1994年1月22日卫星遥测信号中断1 h。1991-01 GMS-4日本地球同步轨道气象卫星1989-09-05 1991-07 1991年1月和7月该卫星由于ESD，其可见-红外自旋扫描辐射计状态发生错误变化。FY-1 中国气象卫星 1988-06-09 1988-07-18卫星在轨运行39 d，可能是ESD引起姿控控制系统损坏，卫星失效。AusSat-A3 澳大利亚国内通信卫星 1987-09-06 1987-10～1990-10这颗澳大利亚国内通信卫星与 AUSSAT-A1 和AUSSAT-A2 一样，有异常伪错误命令，干扰了遥测和姿控系统，类似事件在1987年10月至1990年10月期间已经发生，这些现象为ESD引起。19次FltSatcom 6071军事星座 1987-03-26 1987-03～1987-06美国这颗卫星属于美国海军、空军和民用通信网络所用的通信卫星星座之一。它经历了5次深度电介质充电事件，造成1987年3月至6月期间低级逻辑异常。5次GOES-7美国NOAA地球静止轨道气象业务卫星1987-02-26 1989-02-26 卫星出地影后，由于ESD，VAS 数字多工器位模式命令失效。AusSat-A2 澳大利亚国内通信卫星 1985-11-28 1986-05～1990-06 由于ESD，卫星有异常指令，干扰了遥测和姿控系统。 33次

续表3

续表3

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表 4 空间微流星/轨道碎片超高速撞击故障统计Table 4 List of failures related with hypervelocity impacts of space M/OD

表 5 太阳活动引起的故障统计Table 5 List of failures related with solar activities

表 6 带电粒子电离辐射引起的故障统计Table 6 List of failures related with charged particle ionizing irradiation

续表6

4 结束语

本文[1]是关于航天器空间环境故障的综述性技术报告，其背景是空间环境（特别在太阳活动峰年期间空间环境）引发的一系列航天器故障。如在1991年太阳活动峰年期间，美国地球同步轨道卫星GOES-6和GOES-7上太阳电池板发生明显退化，GOES-7上太阳电池板功率退化导致预期寿命降低2～3年，单粒子效应故障率明显增多，造成航天器模拟电路、数字电路甚至功率线路的异常，6颗地球同步轨道卫星发生了单粒子翻转故障。更为严重的是MARECS-1号地球同步轨道卫星在1991年3月25日由于太阳电池板严重损坏完全失效。

这些例子说明：随着航天器寿命越来越长、功能越来越复杂、电路集成度越来越高等技术发展特点，空间环境特别是空间带电粒子环境对航天器危害越来越大。美国大学空间研究联合会（USRA）和计算机科学公司（CSC）认识到空间环境可能对航天器造成严重不利影响，特向NASA马歇尔飞行中心的电磁与航空航天环境部（CODE EL23）提出要重视空间环境引发航天器故障的报告。经美国NASA批准，马歇尔空间飞行中心于1995年组织编写本文，目的是引起广大技术人员和管理人员对空间环境的高度重视，提高空间环境防护设计水平，使航天器项目风险和成本最小化，圆满完成航天任务目标。通过对大量空间环境故障与异常案例的大量研究，证明了持续完善设计与工艺、强化地面验证对确保在轨飞行任务成功是非常重要的。

本文主要针对7类空间环境因素（中性大气、温度、等离子体、碎片、太阳、电离辐射、地磁场），对其含义及效应进行详细叙述，收集了105个从1974～1994年间发生的归因于这7类空间环境的航天器故障和异常案例。经统计，其中等离子体环境引起的故障有41个，占39%；电离辐射环境引起的故障有40个，占38%；温度引起的故障有12个，占11%；碎片引起的故障有11个，占10.4%；太阳粒子环境引起的故障有6个，占5.7%；中性大气故障有3个，占2.8%；地磁场环境引起的故障有2个，占1.9%。本文中所涉及的太阳活动是指太阳活动期间喷发的高能带电粒子，地磁场是指地磁活动导致带电粒子环境的扰动。因此在这7类空间环境中，等离子体、太阳、电离辐射、地磁场都在论述各种能量带电粒子环境及对航天器的影响，它们作用于航天器能产生静电放电、翻转、锁定、总剂量和位移损伤等。本文论及的带电粒子故障占空间环境故障总数的84.76%，因此，空间环境要特别重视带电粒子环境对航天器的各种不利影响。

（References）

[1]Bedingfield K L, Leach R D.Spacecraft system failures and anomalies attributed to the natural space environment,NASA RP-1390[R], 1996-08