LEO卫星发射机功率长期变化分析①

时间：2024-07-28

李强，李会锋，王旭，李肖瑛，王超，程富强，周轩

(1.航天器在轨故障诊断与维修重点实验室，西安 710043；2.西安卫星测控中心，西安 710043)

0 引言

低轨(Low Earth Orbit，LEO)卫星在轨运行中，会受到复杂空间环境的各种影响[1-3]。对于半导体电子元器件，较为关注的是空间辐射环境产生的各种效应与危害。空间高能粒子通过器件例如固态功放时，会在器件中产生各种复杂影响，例如电离与非电离作用并释放能量，进而造成各种辐射损伤[4-6]。

高能粒子辐射效应一般分为瞬时辐射与累积辐射两种。瞬时辐射效应主要是高能粒子穿过材料时在其径迹周围电离产生的带电粒子(等离子体)激发电路薄弱环节而出现各种单粒子效应，进而对电路工作造成影响或危害[7-9]。累积辐射效应主要分为电离与非电离两种，前者由电离作用下的长期能量累积形成，为总电离剂量效应，即电荷的重新分布造成器件参数与性能的变化；后者是高能粒子在非电离作用下(例如碰撞)对材料形成的损伤，主要表现为位移损伤以及能量累积损伤[10-12]。

对于固态功放类的功率器件，单粒子效应中危害较大的是单粒子锁定、单粒子烧毁、单粒子栅穿等类型，前者一般需要断电、加电处理才能恢复器件工作，但其在大电流下的功耗以及温升等可能带来的次生影响不可轻视[13-15]；后二者危害甚剧，造成元件直接烧毁或损坏(且事后一般难以在轨检测)，严重时可能使得器件功能丧失、系统性能下降，极端时甚至导致任务失败。

累积辐射对功率器件的损伤机理较为复杂，比如材料在高能粒子作用下可能出现原子位移或晶格破坏而产生缺陷[12,16-17]，这些缺陷可能导致器件暗电流增加、载流子寿命缩短、热平衡多数载流子浓度降低、迁移率减慢等事件发生，进而使得器件性能出现下降或者退化，例如电流放大倍数降低、电压阈值漂移、增益下降等。

当前，对于半导体功率器件的相关工作多集中在开发、设计、地面测试等方面；但在空间应用验证方面，一般文献关注较少，而长期在轨应用案例则提及更少。这里，以某在轨运行超过15年的LEO卫星为例，关注发射机重要遥测参数长期变化，着重分析发射机功率衰减情况，考察空间环境影响，为航天器长期管理中的遥测诊断与故障检测[18-19]、器件健康检查与空间操控等事件提供数据支持和参考。

1 卫星轨道长期变化

某LEO卫星运行在近圆、太阳同步轨道卫星轨道，晨昏轨道设计，降交点地方时(Local Time of Descending Node，LTDN) 在06:00 AM附近，初始轨道高度约600 km，姿控为三轴稳定、偏置动量控制。卫星入轨以来的半长轴、倾角、光照角(地日矢量与轨道面法线的夹角)、降交点地方时(Local Time of Descending Node，LTDN)变化如图1所示(图1中横轴MJD为积日，自2000年1月1日零时开始的天计数)。

(c)光照角 (d)LTDN

图2给出了具体的轨道高度衰减的速率变化，为便于反映空间环境下的太阳活动对卫星轨道的影响，图2中一并给出了表征太阳活动强弱的F10.7数据曲线(纵轴单位1sfu=10-22W·m-2·Hz-1)。

(a)半长轴衰减速率

(b)F10.7曲线

轨道数据时间的起至段为2004年9月至2020年3月。显然，卫星入轨以来，从未进行过轨道控制。在空间环境作用下，卫星轨道半长轴一直在衰减，这主要是大气阻尼所致[20-22]：太阳活动越强，轨道衰减越快；反过来，太阳活动越弱，轨道衰减越慢。

轨道倾角主要受到日月摄动的影响[23-25]，呈振荡变化，振荡周期为1年。降交点地方时变化呈现出年周期与长期两种变化规律。光照角在0.1°～33.4°之间变化，同样具有年周期与长期变化规律。

2 发射机功率衰减估计模型

卫星测控系统的应答机中有发射机，其信号放大链路的末级由固态功放组成(无真空器件)。发射机在轨期间的温度变化如图3所示(图中Js为积秒，为某日的秒计数，起点为当日零点，终点为次日零点，在0 s～86 400 s之间)，分别给出2018年分至日、整个在轨期间某些年份的冬至日的数据。

(a)2018温度

(b)多年冬至温度

可以看出，发射机温度变化具有轨道周期、年周期、长期共三种规律。

轨道周期表现为在卫星运行的一轨之中，温度呈现规律变化，以6月数据为例，卫星在阴影区时发射机温度最高，而在轨道的另一侧对应位置时温度最低，其它时段的温度则在这两个值之间变化。

年周期表现为冬至前后温度为全年最高，夏至期间为全年最低。另外，在冬至与夏至期间，每一轨的温度起伏相对较大，振幅大于春分与秋分的情形。

长期变化变化表现为入轨初期温度整体水平较低，随着在轨时间延长，温度逐渐升高。此外，温升速度在早期要快，后期则减慢。

温度的轨道周期变化与整星热控系统的温控有关，而整星温控与太阳辐照、器件工作散热需求等有关；年周期变化与轨道光照、日地距离远近变化有关，夏至前后距离太阳较远，光照也较差，整星温度水平较低；冬至前后，情形正好相反，整星温度水平最高，发射机温度也处于全年最高水平。长期变化则与太阳辐照下的整星热控涂层、绝缘材料等性能下降有关，在太阳辐照特别是紫外辐照影响下，卫星热控涂层、材料可能出现降解或裂解，材料隔热性能下降[26-28]，整星温度水平逐年升高。

由此可见，发射机温度的轨道周期、年周期、长期变化都与空间环境特别是太阳辐照有很大关系。

在轨期间，卫星应答机的发射机输出功率存在衰减，其早期的遥测变化如图4所示。

图4 发射机功率遥测

图4数据表明，虽然在单轨、多轨甚至多天的时长内，发射机输出功率为定值；但从更长时间范围看(例如分至点之间的时长)，则功率输出存在明显下降。

以2005年与2006年各自的年内春夏数据变化看，第一年的衰减幅度为1.1 mW，第二年情形则为3.4 mW，后者显著高于前者，这里存在衰减增强现象。

针对发射机输出功率变化，多使用Arrhenius模型(即为指数模型)、Eyring模型、逆幂律模型等[29]。为了便于进行比较，这里还同时进行对数拟合。其中，对数拟合公式为：

y=aln(x+b)+c

(1)

式中，y为发射机输出功率，mW；a为零值，mW；x为以d为单位的积日的数值，无量纲；b为时间偏移量，同样是以d为单位的时间数值，无量纲；c为截距，mW。

指数拟合公式为：

y=aebx+c

(2)

式中，y为发射机输出功率，mW；a为零值，mW；x为积日，d；b为时间系数，d-1；c为截距， mW。显然，这里b<0。

对于式(1)和式(2)，可采用LM算法[30-31]进行求解。根据估计得到的结果，可以进行功率衰减分析，还可以在此基础上进行功率在轨漂移下的预测与故障诊断、器件健康状态评估[18-19]。

3 结果与讨论

在轨期间的发射机功率数据如图5所示，时间从2005年春分开始，至2020年春分截止；同样，采用分至日的采样方式，但中间存在8个分至点数据缺失(2013年与2014年)。为便于比较，图5同时给出了功率衰减的动态平均数据：假定原始数据为N个，按序进行后项减前项，得到N-1个差值数据(衰减数据)；在差值数据最前面补上一项，其值为0，得到N个新数据；针对新数据，进行逐项累加下的均值计算，得到动态平均数据。

(a)在轨功率遥测

(b)功率衰减下的动态平均

显然，在入轨后的最初约两年的时间里，功率衰减速度较快，功率下降15.0 mW共用641 d；随后功率下降速度减慢，再次下降15.0 mW共用2192 d(未考虑第一个490.4 mW数据点)；最后，功率基本进入稳定阶段，输出几乎不发生变化。

从动态平均数据来看，初期，衰减速度一路下行振荡变大，至2006年冬至达到最大；随后，一路上行逐渐变小，振荡情形趋缓。衰减速度变化基本为初期快、后期慢的规律。若将衰减速度对横轴进行对称上翻，则极大值成为峰值，曲线中出现波峰。这个入轨2年后出现的波峰正好可以说明衰减具有加速与减速特征。

还有，除了图4中的2005年与2006年的春夏数据的衰减增强外，2005年与2006年的年秋冬数据也存在同样情况：前者下降约6.2 mW，后者下降超过7.4 mW，后者衰减幅度大于前者。

综上可知，2006年以前的数据(峰值之前)表现出明显的衰减增强特征，这可能是低剂量率辐射损伤增强效应[32-33]所致，即半导体器件在低剂量率辐照下的损伤比高剂量率的明显：结合图2与图5，在太阳活动最低的时段，功率衰减明显高于其它时段。文献[34-36]的地面测试表明，在长期累积的低剂量率辐射下，半导体器件可能出现阈值漂移加大、电流降幅增加等现象，器件性能老化、衰退可能比高剂量率辐射下的情形更甚。而入轨2年的时段适逢第23个太阳周期的末程，太阳辐射强度在逐渐减小至最低水平(参见图2)，也符合低剂量率的时机和条件。

利用LM算法，结合图5中的数据，求解的拟合结果对应为：

对数：a为-9.71，b为-1698.34，c为573.39；相关系数0.9731；

指数：a为103.01，b为-6.60×10-4，c为489.93；相关系数0.9773。

显然，指数拟合结果更优。拟合后的数据结果如图6所示。

图6 衰减拟合

在图6中：在5463 d内，原始遥测数据从519.7 mW下降到491.4 mW，减少28.3 mW，衰减率为5.45%，年均衰减率为0.36%；对数拟合值从521.5 mW变化至489.4 mW，减少32.1 mW，衰减率达到6.16%，年均衰减率约0.41%；指数情形下，由519.2 mW降至490.7 mW，减少28.5 mW，衰减率达到5.49%，年均衰减率不足0.37%。虽然指数拟合相关系数仅比对数拟合的高约0.44%，但从以上数据比较可看出，指数拟合结果更接近于实测数据，效果更优。

利用拟合数据，可进行后期功率预测。在图6数据基础上，向后延续10年，得到的预测结果如图7所示。

在图7中，以最后数据为参考，10年之后，指数预测值为490.0 mW，对数预测结果为484.6 mW，两者间的差值变大至5.4 mW。从图6的在轨数据看，后期功率基本进入稳定期，继续衰减下降的空间不大，因此可考虑以指数预测结果作为后期器件健康状态或者输出功率评估的参考(毕竟，指数拟合下的相关系数更优)。

图7 衰减预测

整体上，发射机功率年均衰减率低于0.37%，即使与当前太阳电池阵功率衰减数据相比，前者也不逊于后者，而且后者已基本能满足多数长寿命应用场合的需求。因此，前者同样能够满足这一需求甚至年限更长。所以，国产LEO卫星发射机固态功放器件性能较优，适合于低轨空间的长期、稳定应用。

文献[37]在检验星用C频段固态功率放大器时，在地面使用热考核方法，在0 ℃～350 ℃范围内，器件输出功率波动小于0.2 dB；文献[29]对X频段固态功率放大器的寿命考核也是采用热试验方法，用不同温度进行检验。这里，因为数据存在缺失，未能采集得到完整的温度遥测数据，因此使用时间变量直接进行拟合分析。实际上，卫星入轨后，随着时间延长，温度逐渐升高，即时间、温度、功率之间具有相关性，本例中0.97以上的相关系数也可以说明这一点。

另外，地面测试中，一般较少关注辐射影响因素，而对于固放长期在轨运行情形，可能需考虑低剂量率辐射下的损伤增强效应的影响。在本例中的早期时间段表现较为明显，而在后期的时间段并不明显，将来还需继续积累数据与其它案例观察、分析。例如，考虑使用衰减速度峰值之后的数据进行拟合得到新曲线，然后计算新、旧曲线之间的积分差值，尝试用差值对低剂量率辐射损伤增强效应进行量化、评估。

此外，后续若进一步提高器件性能，可考虑针对缓解、减轻低剂量率辐射损伤增强效应的影响展开工作。还有，在太阳活动高年，功率下降并不明显，但也没有反弹或者升高迹象，太阳活动高年(或者太阳活动增强)与功率下降之间的长期数据关联关系，还需持续关注。

在空间操控中，需加强超长寿命运行卫星健康状态检查与维护，对于半导体功率器件，需重点关注其在太阳活动低年时期的功率衰减，定期进行功率预测与分析、评估等工作。