月球探測輻射環(huán)境分析

薛玉雄，楊生勝，安 恒，石 紅，把得東，曹 洲

(蘭州空間技術(shù)物理研究所，真空低溫技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，甘肅蘭州730000)

1 引言

世界航天大國都非常重視月球探測。冷戰(zhàn)時(shí)期，美國和前蘇聯(lián)展開了以月球探測為中心的空間競賽，掀起了第一次月球探測高潮。自1958～1976年，美國和前蘇聯(lián)共發(fā)射83個(gè)月球探測器，其中成功47個(gè)。1969年7月，美國阿波羅－11飛船實(shí)現(xiàn)了人類首次登月，此后阿波羅－12、14、15、16、17和蘇聯(lián)的月球－16、20和24，相繼進(jìn)行了不載人和載人登月取樣，大大提高了人類對月球、地球和太陽系的認(rèn)識(shí)，月球探測取得了劃時(shí)代的成就［1～5］。1994年和1998年，美國成功發(fā)射了“克萊門汀”(Clementine)和“月球勘探者”(Lunar Prospector)號月球探測器，對月球形貌、資源、水冰等進(jìn)行了探測。1998年“月球勘探者”號的成功發(fā)射，揭開了人類重返月球的序幕，迎來了人類月球探測的第二次高潮。

近年來，月球探測與利用成為空間探索活動(dòng)的熱點(diǎn)，美國的“空間探索新構(gòu)想”和歐洲的“曙光”計(jì)劃都把月球作為向火星進(jìn)軍的技術(shù)驗(yàn)證平臺(tái)和中轉(zhuǎn)基地，日本更是把月球探測和利用作為未來空間探索的重點(diǎn)發(fā)展領(lǐng)域，美、歐、日、俄等國都計(jì)劃在2025年前后建造月球基地，使其成為航天器組裝、維修和補(bǔ)給的“中繼站”。2003年9月27日ESA成功發(fā)射首個(gè)月球探測器SMART－1。

2004年2月ESA公布了“曙光”(Aurora)空間探索計(jì)劃，在該計(jì)劃中規(guī)劃了月球探測項(xiàng)目。2005年4月ESA提出了歐洲“宇宙遠(yuǎn)景2015－2025”，按太陽系探測、天體物理、基礎(chǔ)物理3個(gè)領(lǐng)域規(guī)劃了探測任務(wù)，其中月球探測將包含在太陽系探測任務(wù)中。NASA在2005年9月正式宣布了“2018年載人重返月球計(jì)劃”，將研制新一代宇宙飛船——“乘員探索飛行器”(CEV)，并規(guī)劃于2018年使美國宇航員重返月球，為此，NASA確定了“月球試驗(yàn)臺(tái)和任務(wù)”(Lunar Testbeds and Missions)，以2008年的機(jī)器人月球探測任務(wù)為開始?！皺C(jī)器人月球探測計(jì)劃”是NASA空間探索新計(jì)劃的關(guān)鍵單元，目的為驗(yàn)證載人火星飛行要用到的工程技術(shù)和新技術(shù)，如2008年10月成功發(fā)射的“月球勘測軌道器”(Lunar Reconnaissance Orbiter，LRO)。

我國于2007年成功發(fā)射嫦娥一號月球探測器，作為我國探月“繞”、“落”、“回”三期工程的第一階段，為我國進(jìn)行月球探測太空活動(dòng)奠定了基礎(chǔ)，獲得了大量關(guān)于近月軌道的空間環(huán)境信息和月球表面元素及月表圖像等有用信息。2010年10月發(fā)射嫦娥二號探測器，在軌運(yùn)行正常，進(jìn)一步驗(yàn)證了月球探測的相關(guān)技術(shù)，為探月后期工程提供了技術(shù)保障。目前，正在進(jìn)行探月二期相關(guān)研究，為后續(xù)載人登月奠定了基礎(chǔ)。

在月球探測過程中，航天器已脫離了地球磁場保護(hù)，近月軌道遭遇太陽高能粒子事件的概率相對更大，空間輻射環(huán)境相對更加惡劣［6～11］，帶電粒子與航天器材料及電子器件相互作用，引起多種輻射效應(yīng)，對探測器的危害性也相對增強(qiáng)。因此，月球探測輻射環(huán)境問題受到了國內(nèi)外的普遍關(guān)注。

2 月球探測輻射環(huán)境分析

月球探測一般分為“繞、落、回”三步完成。月球探測任務(wù)的典型飛行軌道如圖1所示。

圖1 月球探測飛行軌道示意圖

月球探測軌道通常包括月球探測器從發(fā)射星箭分離后圍繞地球的調(diào)相軌道、奔月軌道、環(huán)月軌道、以及在月面著陸工作期間的全過程。因此，探月衛(wèi)星軌道的輻射環(huán)境特點(diǎn)，就在于在其運(yùn)行過程的不同階段，由于所處空域的差異而面臨不同的輻射環(huán)境，主要如下:

調(diào)相軌道階段——月球探測衛(wèi)星的調(diào)相軌道，一般近地點(diǎn)高度在幾百千米、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度在幾萬千米左右，軌道周期通常在十幾小時(shí)到幾十小時(shí)左右，因此，這一階段，衛(wèi)星將反復(fù)穿越內(nèi)、外輻射帶、以及磁層頂:在內(nèi)輻射帶中將面臨高能電子和質(zhì)子，在外輻射帶中主要面臨高能電子，穿出磁層頂后主要面臨太陽風(fēng)。這一階段，衛(wèi)星還面臨銀河宇宙線高能粒子。由于衛(wèi)星在這一階段總共只運(yùn)行幾天時(shí)間，而且通常不會(huì)選擇在太陽耀斑爆發(fā)期間發(fā)射，因此衛(wèi)星在調(diào)相軌道階段，可以認(rèn)為不會(huì)面臨太陽宇宙線。

奔月軌道階段——奔月軌道近似于一個(gè)大橢圓軌道的1/2，其起始點(diǎn)在距離地球高度幾百千米左右，而終點(diǎn)在距離地球高度38萬千米的月球附近，因此，該軌道也穿越了內(nèi)、外輻射帶，并穿越磁層頂。但是由于該軌道終點(diǎn)距離地球很遠(yuǎn)，因此衛(wèi)星奔月過程中，在磁層頂內(nèi)運(yùn)行的時(shí)間很短，而大部分時(shí)間都在磁層頂外運(yùn)行，也就是運(yùn)行于行星際空間。因此衛(wèi)星在奔月過程中可以認(rèn)為主要是面臨行星際空間的輻射環(huán)境，也就是太陽風(fēng)和銀河宇宙線。同樣由于奔月過程只有幾天時(shí)間，不會(huì)選擇太陽耀斑爆發(fā)期間發(fā)射，因此衛(wèi)星奔月過程可以認(rèn)為不會(huì)面臨太陽宇宙線。

環(huán)月軌道階段——環(huán)月軌道距離地球約38萬千米，距離月球高度在200千米左右，因此衛(wèi)星在此軌道內(nèi)不受地球輻射帶的影響。而月球磁場極其微弱，通常可認(rèn)為月球沒有磁場，因此月球周圍不存在類似地球輻射帶一樣的穩(wěn)定捕獲粒子區(qū)域。因此，衛(wèi)星在環(huán)月軌道上，也就是處于行星際空間之中，其面臨的輻射環(huán)境是太陽風(fēng)和銀河宇宙線?？紤]到衛(wèi)星環(huán)月階段通常持續(xù)1～2年，此期間如果發(fā)生太陽耀斑事件，則衛(wèi)星還將面臨太陽宇宙線粒子。另外，環(huán)月軌道通常是月球的極軌道，因此當(dāng)衛(wèi)星運(yùn)行到月球的背日面區(qū)域時(shí)，由于月球的幾何遮擋，其面臨的太陽風(fēng)環(huán)境將大幅度減弱，如遭遇太陽耀斑爆發(fā)，則在此區(qū)域太陽宇宙線也將因月球遮擋而減弱。

月面著陸工作階段——月球探測器著陸月面上之后，在月晝期間，所面臨的輻射環(huán)境與在環(huán)月軌道上基本相似，即主要包括太陽風(fēng)和銀河宇宙線，如遇太陽耀斑爆發(fā)則有太陽宇宙線。月夜期間，由于月球的幾何遮擋，月球探測器只遭遇銀河宇宙線。

綜合上述特點(diǎn)，月球探測衛(wèi)星從發(fā)射到環(huán)月工作乃至著陸月面的全過程中，只有在調(diào)相軌道和奔月軌道階段位于磁層頂之內(nèi)的區(qū)域會(huì)遭遇地球輻射帶，衛(wèi)星也只有在此區(qū)域會(huì)由于輻射帶粒子而積累輻射劑量;而在磁層頂外的區(qū)域衛(wèi)星只遭遇太陽風(fēng)和銀河宇宙射線，這兩類輻射源會(huì)對衛(wèi)星產(chǎn)生其他類型的輻射效應(yīng)，如充/放電效應(yīng)、單粒子效應(yīng)等;在太陽耀斑爆發(fā)期間，高能太陽耀斑質(zhì)子也會(huì)對衛(wèi)星產(chǎn)生影響。

3 CE－1月球輻射環(huán)境探測結(jié)果分析

3.1 CE－1探測的月球輻射環(huán)境

CE－1探測器搭載的科學(xué)儀器主要有:高能粒子探測器、太陽風(fēng)離子探測器、干涉成像光譜儀、X射線譜儀、微波探測儀等8種有效載荷，主要對近月空間輻射環(huán)境、月表物質(zhì)有用元素的含量和分布等進(jìn)行了探測，并獲得了大量的科學(xué)探測數(shù)據(jù)。用于輻射環(huán)境的探測器包括:高能粒子探測器(High Particles Detector，HPD)和太陽風(fēng)離子探測器(Solar Wind Ions Detector，SWID)，其探測器外形結(jié)構(gòu)如圖2和圖3所示。輻射環(huán)境探測器探測了地月空間環(huán)境輻射粒子(如質(zhì)子、電子、重離子以及太陽風(fēng)等離子體)的能量、通量大小，獲得了典型高能帶電粒子的能譜，以及太陽風(fēng)離子的體速度、離子溫度和數(shù)密度。

圖2 高能粒子探測器

圖3 太陽風(fēng)離子探測器

高能粒子探測器主要探測距月面200千米近月軌道行星際空間的高能粒子環(huán)境，如高能質(zhì)子、電子、重離子。圖4分別給出了CE－1衛(wèi)星高能粒子探測器繞月飛行一月和一年中獲取的不同能量段質(zhì)子平均微分通量率變化情況。

圖4 CE－1高能粒子探測器高能質(zhì)子微分通量率

圖4 (a)中粒子的波動(dòng)性比圖4(b)中的波動(dòng)性明顯，這是由于選取的時(shí)間段較短。從圖4(b)中可以看出，整個(gè)探測周期內(nèi)質(zhì)子通量率隨時(shí)間變化平緩，一年內(nèi)質(zhì)子微分通量率在1.46～2.74(Counts/cm2·s·sr)范圍內(nèi)變化，說明此探測周期處于太陽活動(dòng)平靜期，沒有出現(xiàn)大范圍的太陽擾動(dòng)事件。因此，CE－1衛(wèi)星探測的高能質(zhì)子都來自于銀河宇宙射線。

圖5給出了高能粒子探測器獲取的繞月飛行一月和一年中重離子微分通量率的平均分布情況。

圖5 CE－1高能粒子探測器重離子微分通量率

從圖5中可以看出，He離子微分通量隨時(shí)間變化平緩，而Li、C離子微分通量隨時(shí)間變化比較明顯。從圖5(b)中可以看出，C離子一年內(nèi)的平均微分通量率范圍在4.18～5.56(Counts/s)之間，而He離子的通量率為2.48 ～2.52(Counts/cm2·s·sr)范圍內(nèi)，Li離子的通量率變化范圍在2.24 ～3.18(Counts/s)之間。從這些數(shù)據(jù)中可以看出He離子的微分通量率隨時(shí)間變化很小，相對而言Li、C離子的微分通量率隨時(shí)間變化波動(dòng)大，這與探測器的性能及空間重離子的分布豐度有關(guān)。

圖6給出了高能粒子探測器繞月飛行一月和一年中高能電子積分通量率的平均變化。

圖6 CE－1高能粒子探測器電子積分通量率

從圖6中可看出，CE－1衛(wèi)星繞月飛行一年內(nèi)高能電子的積分通量率范圍在2.82～15.12(Counts/cm2·s·sr)之間，低能電子的積分通量率范圍在0.41～5.12(Counts/cm2·s·sr)之間，積分通量變化比較小，即說明CE－1衛(wèi)星繞月飛行期間，高能電子通量沒有出現(xiàn)急劇增加，進(jìn)一步說明CE－1衛(wèi)星沒有遭遇太陽耀斑事件，高能粒子探測器探測到的高能電子都來自于銀河宇宙射線。

太陽風(fēng)離子探測器主要探測月球軌道上太陽風(fēng)等離子體的變化情況，如圖7所示。

圖7(a)、(b)中左圖，不同顏色代表了不同能量段的太陽風(fēng)離子通量，右圖是相應(yīng)時(shí)間段內(nèi)太陽風(fēng)離子通量隨能量的平均變化趨勢，(a)左圖中19:40左右大約480 eV處出現(xiàn)了通量最大值約為107/cm2·sr·keV·s，右圖中能量為547 eV的太陽風(fēng)離子平均通量達(dá)到峰值，約為9.21×105/cm2·sr·keV·s。(b)圖出現(xiàn)雙峰，峰值分別出現(xiàn)在700 eV和1 400 eV左右，初步判斷2種粒子分別為質(zhì)子和α粒子，其平均通量分別為2.6×105/cm2·sr·keV·s和 5.8×105/cm2·sr·keV·s，在太陽風(fēng)等離子體中，質(zhì)子密度比 α 粒子高 2個(gè)量級，占據(jù)主導(dǎo)地位，(a)(b)兩圖比較可知能量較高的太陽風(fēng)等離子體密度要低一些。這個(gè)結(jié)果和帶電粒子在空間的實(shí)際分布情況基本吻合。

3.2 基于探測數(shù)據(jù)分析對航天器影響

CE－1探測器在整個(gè)探測周期內(nèi)沒有遭遇特大太陽耀斑事件，粒子波動(dòng)比較平緩，如高能質(zhì)子通量率在1.46～2.74(Counts/cm2·s·sr)范圍內(nèi)。上述探測數(shù)據(jù)表明，在繞月探測中，探測器主要遭受太陽風(fēng)和銀河宇宙射線的輻射影響。

圖7 太陽風(fēng)離子探測器在軌數(shù)據(jù)分析

近月軌道高能帶電粒子(電子、質(zhì)子、α粒子以及其他重離子)與探測器材料、電子設(shè)備相互作用，能誘發(fā)多種輻射效應(yīng)，如充放電效應(yīng)、單粒子效應(yīng)、位移損傷效應(yīng)等，影響探測器材料及電子器件的性能，對航天器功能造成一定的影響，甚至導(dǎo)致探測器功能失效或?yàn)?zāi)難性事故。

(1)單粒子效應(yīng)

近月軌道的高能質(zhì)子、重離子，與探測器電子設(shè)備相互作用，引起單粒子效應(yīng)，對探測器功能造成一定的影響，甚至導(dǎo)致探測器功能失效或?yàn)?zāi)難性事故。如高能質(zhì)子、重離子誘發(fā)功率MOSFET器件發(fā)生單粒子燒毀和單粒子?xùn)艙舸┬?yīng)，產(chǎn)生瞬態(tài)大電流和高電壓，使得器件會(huì)被擊穿或熱損壞。又如CE－1衛(wèi)星入軌以后，所使用的FPGA頻繁發(fā)生單粒子翻轉(zhuǎn)，使其有效載荷幾天出現(xiàn)一次功能異常，必須通過地面操作執(zhí)行斷電重啟動(dòng)作才能恢復(fù)，衛(wèi)星既定的載荷功能實(shí)現(xiàn)受到嚴(yán)重影響。

(2)位移損傷效應(yīng)

近月軌道的高能質(zhì)子，與CCD等光電器件相互作用，引起的位移損傷效應(yīng)，影響CCD器件的電荷轉(zhuǎn)換率，有效輸出信號降低，影響信號的獲取特別是CCD器件成像時(shí)圖像上出現(xiàn)斑點(diǎn)甚至造成器件損壞不能成像［11～19］。如高能質(zhì)子、電子照射太陽電池誘發(fā)位移損傷，使得光電轉(zhuǎn)換效率下降，輸出電流減小，整個(gè)太陽電池陣的輸出功率下降。

(3)輻射總劑量效應(yīng)

繞月軌道的高能質(zhì)子、電子，進(jìn)入探測器的材料、器件中，與其原子、分子等發(fā)生電離作用，將能量傳遞給被輻照的物質(zhì)，從而對材料、器件的性能產(chǎn)生影響。如高能質(zhì)子、電子照射雙極性器件，降低器件增益，引起器件性能參數(shù)退化。

(4)表面帶電效應(yīng)

近月軌道的太陽風(fēng)等離子體，與探測器材料相互作用，引起表面充放電效應(yīng)，電荷積累超過一定閾值后會(huì)產(chǎn)生靜電放電，表面靜電放電可能將產(chǎn)生具有瞬時(shí)高壓和強(qiáng)電流特征的電磁脈沖，導(dǎo)致探測器上的敏感電子元器件及組件損壞或誤動(dòng)作，干擾探測器與地面通信，影響探測器的飛行壽命，甚至造成探測器飛行任務(wù)的失敗。同時(shí)，靜電放電還能夠使探測器表面材料產(chǎn)生物理性能損傷，導(dǎo)致材料性能退化。

(5)內(nèi)帶電效應(yīng)

近月軌道的高能電子能量足夠高，足以穿過探測器表面的屏蔽層和電子儀器盒，進(jìn)入探測器內(nèi)部材料表面或者儀器內(nèi)部絕緣材料，如電纜套、支座絕緣子或者電路板集成電路密封劑等，使其充電，引起內(nèi)帶電效應(yīng)，導(dǎo)致探測器材料性能下降或者損壞某些敏感器件，對探測器在軌安全帶來嚴(yán)重的危險(xiǎn)。

基于以上分析，在未來的月球探測器設(shè)計(jì)中，對輻射環(huán)境的防護(hù)應(yīng)著重考慮以下方面:

(1)為了滿足高性能需求，月球探測器將大量采用高性能器件，由于月球無磁場屏蔽，銀河宇宙射線中高能粒子會(huì)使高性能器件發(fā)生單粒子事件，如CMOS器件的單粒子鎖定、FPGA器件的功能中斷等等，給探測器在軌安全帶來嚴(yán)重的危險(xiǎn)，因此，需要重點(diǎn)解決單粒子效應(yīng)防護(hù)問題。

(2)月球探測器大量應(yīng)用高性能CCD相機(jī)，于是，高能質(zhì)子引起位移損傷效應(yīng)防護(hù)技術(shù)也是需要引起高度關(guān)注。

(3)太陽風(fēng)離子、高能電子，引起探測器充/放電效應(yīng)，造成太陽電池及材料性能下降，影響探測器飛行壽命。因此，月球探測器充/放電效應(yīng)防護(hù)設(shè)計(jì)也是必須解決的問題。

(4)在后續(xù)的載人探月任務(wù)中，重離子引起的宇航員的生物效應(yīng)問題，于是，宇航員的輻射防護(hù)是載人探月的輻射防護(hù)重點(diǎn)。

4 結(jié)束語

總結(jié)了月球探測的輻射環(huán)境特點(diǎn)，介紹了CE－1探測的輻射環(huán)境探測結(jié)果，分析了空間環(huán)境對航天器的影響，指出后續(xù)須關(guān)注輻射防護(hù)問題，供以后相關(guān)科研人員參考。

致 謝:感謝中科院國家天文臺(tái)月球與深空探測科學(xué)應(yīng)用中心肖瀟老師、任鑫老師提供CE－1數(shù)據(jù)，空間中心王馨悅老師幫助CE－1探測數(shù)據(jù)的分析，在此表示衷心的感謝。

［1］ADAMS J H，BHATTACJARYA M.The ionizing radiation environment on the moon［J］.Advances in Space Rearch，2007，40:338～341.

［2］TRIPATHI R K，BADAVI F F，WILSON J W，et al.A characterization of the lunar radiation environment［J］.Advances in Space Research，2006，(37):1749 ～1758.

［3］TRIPATHI R K，WILSON J W，BADAVI F F.A characterization of the moon radiation environment for radiation analysis［J］.Advances in Space Research ，2006(37):1749～1758.

［4］WOOLFORD B，CONNOLLY J H，CAMPBELL P.Human factors implications for shielding in Shielding Strategies for Human Space Exploration［R］.NASA CP 3360，1997.

［5］BADHWAR G D.Free Space Radiation Environment，in Risk Evaluation of Cosmic－Ray Exposure in Long－Term Manned Space Mission［M］.Tokyo:Kodansha Scientific Ltd，1999:17 ～32.

［6］歐陽自遠(yuǎn).我國月球探測的總體目標(biāo)與發(fā)展戰(zhàn)略［J］.地球科學(xué)進(jìn)展，2004，6(19):1～6.

［7］WILSON J W.Shielding Strategies for Human Space Exploration:A Workshop Johnson Space Center［J］.Houston，TX.，1995:45～56.

［8］PETERSON，LEIF E，NACHTWEY，et al.Radiation Hazards to Crews of Interplanetary Missions［M］.Washington，D.C:National Academy Press，1996:1 ～15.

［9］BADHWAR G D，CUCINATTA F A，O’NEILL P M.An analysis of interplanetary space radiation exposure for various solar cycles［J］.Radiat.Res.，1994，(138):201 ～208.

［10］歐陽自遠(yuǎn).嫦娥一號衛(wèi)星的初步科學(xué)成果與嫦娥二號衛(wèi)星的使命［J］.航天器工程，2010，(5):9～19.

［11］SUSSINHAM J C，WATKINS S A，COCKS F H.Forty years of development of active systems for radiation protection of spacecrafts［J］.Astronaut Sci，1999，(47):165 ～ 175.

［12］RAM K，TRIPATHI，JOHN W，et al.Electrostatic space radiation shielding［J］.Advances in Space Research，2008，(42):1043～1049.

［13］ELEANOR A，BLAKEY.Information needed to make radiation Protection Recommendations for space Missions beyond Low－Earth Orbit［J］.Advances in Space Research，2007，40(4):1 ～34.

［14］TRIPATHI R K，WILSON J W，CUCINOTTA F A，et al.Deep space mission shielding optimization［J］.Society of Automotive Engineers(SAE)，2001，(1):23 ～26.

［15］NCRP.Uncertainties in Fatal Cancer Risk Estimates Used in Radiation Protection［R］.NCRP Report No.126，1997.

［16］WILSON J W，SIMONSEN L C，SHINN J L.Radiation Analysis for the Human Lunar Return Mission［R］.NASA TP－3662.

［17］OU YANG ZI YUAN.Preliminary Scientific Results of Chang’E－1 Lunar Orbiter［J］.Chin J Space Sci，2008，(5):9 ～17.

［18］曹洲，薛玉雄，楊世宇，等.單粒子效應(yīng)激光模擬試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.真空與低溫，2006，3:166～172.

［19］高欣，楊生勝，牛小樂，等.空間輻射環(huán)境與測量［J］.真空與低溫，2007，1:41 ～46.