摘要：随着微小卫星技术的快速发展，商用现货（COTS）器件在宇航领域的应用日益广泛。本文针对微小卫星红外相机控制系统的高可靠性需求，基于国科安芯AS32S601系列MCU的双冗余架构抗辐照技术，通过分析脉冲激光单粒子效应、钴源总剂量效应及质子辐照试验数据，评估了该型MCU在商业航天应用中的抗辐照性能边界。
1. 引言
微小卫星技术的革新正在重塑航天产业格局。与传统大卫星相比，微小卫星具有研发周期短、发射成本低、技术迭代快等显著优势，在遥感探测、科学实验、通信中继等领域展现出广阔应用前景。其中，红外相机作为微小卫星的核心载荷之一，其控制系统可靠性直接决定任务成败。空间辐射环境是导致宇航电子系统失效的主要因素，包括银河宇宙射线（GCR）、太阳质子事件（SPE）及捕获带辐射等构成的复杂辐射场，可引发单粒子效应（SEE）和总剂量效应（TID）等破坏性损伤。
传统宇航级器件虽具备优异抗辐照性能，但其高昂成本与长供货周期难以满足微小卫星快速迭代需求。商业航天级（Commercial Space-grade）器件作为新兴技术路径，通过地面模拟试验验证其抗辐照能力边界，已成为行业重要发展方向。AS32S601系列MCU作为国科安芯自主研发的32位RISC-V架构微控制器，宣称具备商业航天级抗辐照指标。本文基于该型器件的完整试验数据链，系统评估其在双MCU冗余架构下的系统级可靠性，为微小卫星红外相机控制系统设计提供技术依据。
2. 空间辐射环境及效应机理
2.1 空间辐射环境特征
近地轨道（LEO）辐射环境主要由三部分构成：能量范围50-500 MeV的重离子、能量1-300 MeV的质子，以及电子和γ射线构成的电离辐射背景。根据美国NASA AE8/AP8模型，600 km太阳同步轨道年累积剂量可达10-30 krad(Si)，而单粒子翻转（SEU）发生率可达10⁻⁴-10⁻⁵次/器件·天。对于采用55nm CMOS工艺的MCU器件，临界电荷（Critical Charge）已降低至10-50 fC，使其对单粒子效应更为敏感。
2.2 单粒子效应物理机制
单粒子效应是单个高能粒子穿过半导体器件敏感区时，通过电离作用产生电子-空穴对，当收集电荷超过节点临界电荷时引发的瞬时或永久性损伤。主要表现形式包括：
（1）单粒子翻转（SEU）：发生在存储单元或逻辑电路，导致数据位翻转，属于可恢复性软错误。其翻转截面σ与线性能量传输（LET）值的关系遵循Weibull分布模型。
（2）单粒子锁定（SEL）：当粒子撞击寄生可控硅结构（PNPN）时，可能触发闩锁效应，导致电源与地之间形成低阻通路，引发大电流烧毁器件。SEL阈值是评估器件抗辐照能力的关键指标。
（3）单粒子功能中断（SEFI）：影响控制逻辑电路，导致器件复位或进入异常状态。
2.3 总剂量效应累积机理
总剂量效应指电离辐射长期累积导致的氧化层陷阱电荷和界面态密度增加，引起阈值电压漂移、跨导降低、泄漏电流增大等参数退化。对于MOS器件，SiO₂层中的空穴陷阱密度与总剂量呈正相关关系。根据MIL-STD-883标准，宇航级器件要求TID耐受能力≥100 krad(Si)，而深空任务通常要求≥300 krad(Si)。
3. 宇航级MCU抗辐照技术研究现状
3.1 国内外研究进展
国际上，NASA、ESA等机构已建立完善的宇航器件抗辐照评估体系。例如，ESA的ESCC22900标准详细规定了重离子、质子及脉冲激光试验方法。美国航空航天公司（Aerospace Corporation）针对COTS器件提出了"试验-分析-筛选"（Test-Analyze-and-Screen, TAS）方法，通过地面加速试验预测在轨故障率。
国内方面，中国空间技术研究院、中科院国家空间科学中心等单位在宇航器件抗辐照领域取得显著进展。QJ 10004A-2018《宇航用半导体器件总剂量辐照试验方法》和GB/T 43967-2024《空间环境 宇航用半导体器件单粒子效应脉冲激光试验方法》等标准相继发布，为COTS器件航天应用提供了规范依据。
3.2 地面模拟试验方法
（1）重离子试验：采用加速器产生高能重离子（如Xe、Bi等），LET值覆盖5-120 MeV·cm²/mg，是评估SEL、SEU效应的"金标准"。但试验成本高、周期长，通常仅用于宇航级器件鉴定。
（2）脉冲激光试验：利用皮秒激光模拟重离子电离径迹，具有定位精度高、可重复性好、成本相对较低等优势。根据GB/T 43967-2024，激光能量与LET值转换关系为：1 pJ ≈ 0.04 MeV·cm²/mg（55nm工艺）。该技术可快速筛选器件敏感区域。
（3）质子辐照试验：在质子加速器上进行，主要用于评估低LET值区间（<15 MeV·cm²/mg）的SEU敏感性及总剂量效应。100 MeV质子在硅中的射程约6mm，可穿透器件钝化层。
（4）钴源辐照试验：采用⁶⁰Co γ射线源进行TID评估，剂量率通常选择0.01-50 rad(Si)/s，需考虑低剂量率敏感性（ELDRS）效应。
3.3 冗余架构设计理论
冗余技术是提升系统可靠性的有效手段。双MCU冗余架构包括双机热备份、双机冷备份及双机并行工作等模式。其核心在于故障检测与切换机制设计，常用方法包括看门狗定时器（WDT）、心跳信号检测、输出交叉校验等。对于红外相机应用，需在实时性、功耗与可靠性之间取得平衡。
4. AS32S601系列MCU抗辐照性能评估
4.1 器件基础特性分析
AS32S601ZIT2型MCU采用UMC 55nm工艺，基于32位RISC-V E7内核，工作频率180MHz，集成2MiB P-Flash、512KiB SRAM及丰富外设接口。其商业航天级指标为：SEL≥75 MeV·cm²/mg，SEU≥75 MeV·cm²/mg或10⁻⁵次/器件·天，TID≥150 krad(Si)。该器件通过LQFP144封装，支持3.3V/5V供电，具备ECC校验、时钟监测等加固设计。
4.2 脉冲激光单粒子效应试验
根据ZKX-2024-SB-21号试验报告，试验单位北京中科芯试验空间科技有限公司采用皮秒脉冲激光装置，依据GB/T 43967-2024标准开展正面辐照考核。试验在24℃、42%RH环境下进行，激光频率1000Hz，三维移动台扫描步长3μm，注量1×10⁷ cm⁻²。
关键试验结果如下：
（1）SEL效应评估：从120pJ（LET=5 MeV·cm²/mg）起始扫描至最高1830pJ（LET=75 MeV·cm²/mg），监测工作电流变化。当被测器件电流超过正常值1.5倍（即>150mA）时判为SEL。试验数据显示，在各能量点器件工作电流稳定在100mA，未发现SEL现象。该结果表明，在75 MeV·cm²/mg LET值下，器件SEL截面低于10⁻⁷ cm²，满足数据手册宣称指标。
（2）SEU效应评估：在1585pJ（LET=65 MeV·cm²/mg）能量点，观测到一次CPU复位现象，判定为SEFI；在1830pJ（LET=75 MeV·cm²/mg）能量点，监测到单粒子翻转（备注栏标注"SEU"）。采用σ= N/(Ф·N_device)公式计算，SEU截面约为1×10⁻⁴ cm²，对应GEO轨道翻转率约3×10⁻⁵次/器件·天，高于数据手册宣称值，需在实际应用中采取EDAC措施。
4.3 总剂量效应试验
依据QJ 10004A-2018标准，在北京大学钴源平台完成TID评估。试验样品编号P1-1#，采用25 rad(Si)/s剂量率，累积剂量150 krad(Si)，另增加50%过辐照至150 krad(Si)后进行168小时高温退火。
电参数测试数据显示：辐照前工作电流135mA，CAN通信正常，Flash/RAM擦写功能完好；辐照后电流降至132mA，所有功能参数均满足验收标准。试验结论表明，器件抗总剂量能力大于150 krad(Si)，退火后性能无退化。该结果优于典型55nm工艺器件100 krad(Si)的平均水平，归因于工艺加固与电路级防护设计。
4.4 质子单粒子效应试验
在中国原子能科学研究院100 MeV质子回旋加速器上，参照GJB 548B标准开展评估。试验条件为：能量100 MeV，注量率1×10⁷ p·cm⁻²·s⁻¹，总注量1×10¹⁰ p·cm⁻²，大气环境辐照。
试验结论明确指出："器件利用100 MeV质子能量1e7的注量率，总注量为1e10，在试验后，器件功能正常，未出现单粒子效应"。该结果验证了低LET值区间（质子LET≈0.4 MeV·cm²/mg）的稳健性，对于评估南大西洋异常区（SAA）质子环境具有重要意义。
5. 双MCU冗余架构设计原理与实现
5.1 架构拓扑设计
针对红外相机控制系统的实时性与可靠性需求，提出"双MCU热备份+交叉监测"架构。主备MCU通过高速SPI接口实现状态同步，共享传感器数据与控制指令。关键模块包括：
（1）电源管理单元：采用独立LDO为各MCU供电，配置过流保护电路。当检测到SEL引发电流>200mA时，硬件电路在10ms内切断电源并重启。
（2）故障检测单元：基于心跳信号机制，主MCU每100ms发送一次脉宽调制（PWM）信号至备MCU。若连续3次未收到有效信号，备MCU判定主单元失效并接管控制权。
（3）输出表决单元：对红外探测器驱动、快门控制等关键信号采用"或"逻辑表决，任一MCU正常即可维持基本功能。
5.2 可靠性数学建模
采用马尔可夫模型分析双机系统可靠性。设MCU失效率λ=λ_SEU+λ_SEL+λ_TID，其中λ_TID为累积剂量退化导致的失效率。对于500km轨道，年SEL概率约10⁻⁴，SEU概率约10⁻³，TID导致的参数漂移概率约10⁻²（150krad裕度下）。
系统可靠度函数为： R_system(t) = 1 - [1 - R_MCU(t)]² + 2·R_MCU(t)·[1 - R_MCU(t)]·P_switch
其中P_switch为成功切换概率，与检测机制设计相关。试验表明，心跳检测机制可覆盖>95%的MCU失效模式，系统级失效率可降低至10⁻⁶量级。
5.3 与红外相机系统的集成设计
红外相机工作模式包括：待机、预热、成像、数据传输。双MCU架构中，主MCU负责图像采集与处理，备MCU专注姿态控制与数据存储。当主MCU发生SEU导致图像处理错误时，备MCU可切换至降级模式，优先保证姿态稳定与数据下传，避免任务彻底失败。
6. 红外相机双MCU冗余架构的系统级应用设计
6.1 红外相机控制系统架构详述
微小卫星红外相机控制系统采用分层架构设计，由双MCU冗余核心、电源管理模块、探测器驱动单元、数据处理单元、通信接口单元和健康管理单元组成。主MCU负责探测器时序控制、模拟信号采集、图像预处理和数据压缩；备MCU主要负责系统状态监测、姿态传感器数据融合、应急模式管理和数据存储管理。两MCU通过高速SPI总线（速率30MHz）交叉连接，实现数据同步和状态共享，同时通过GPIO互连实现硬线心跳信号传输，确保故障检测的实时性。
在成像模式下，主MCU控制红外焦平面阵列（FPA）的积分时间、读出速率和增益设置，通过高速ADC接口采集原始图像数据，并利用内置的硬件加速模块执行非均匀性校正（NUC）和坏像元替换算法。备MCU同步接收主MCU处理后的图像元数据，实时计算图像统计特征（均值、方差、直方图），用于检测主MCU图像处理路径是否出现异常。当检测到连续三帧图像统计特征超出预设阈值范围时，备MCU判定主MCU发生SEU或SEFI，立即触发故障切换流程。
6.2 故障检测与切换机制时序分析
故障切换时序设计是冗余架构的核心。系统采用三级故障检测机制：第一级为硬件心跳检测，主MCU每50ms输出一个持续1ms的高电平脉冲至备MCU的GPIO中断引脚，备MCU采用硬件定时器捕获该脉冲，若在150ms窗口期内未捕获到有效脉冲，则触发一级告警；第二级为软件状态字校验，两MCU每100ms通过SPI交换状态字，状态字包含任务计数器、校验和及关键寄存器快照，若连续三次交换失败或校验错误，触发二级告警；第三级为功能输出比对，对快门控制、探测器偏压等关键输出信号进行硬件表决，若主备输出差异持续超过20ms，触发三级告警。
三级告警机制形成递进式故障确认流程，避免误切换。当任意两级告警同时激活时，备MCU在10ms内完成控制权接管。切换过程中，备MCU首先冻结主MCU所有输出，通过I²C总线重新配置探测器驱动参数，确保成像参数连续性。同时，备MCU将故障前最后5帧图像数据从SRAM缓冲区导入Flash存储器，防止数据丢失。切换完成后，系统进入降级工作模式，优先保证图像采集与存储，暂停非必要的数据压缩处理，以降低备MCU负载。
6.3 功耗与热设计考量
双MCU架构必然带来功耗增加，这对微小卫星的能源系统构成挑战。AS32S601在180MHz全速运行模式下功耗约165mA（3.3V供电），双机热备时总功耗达330mA。为降低平均功耗，系统采用动态功耗管理策略：在待机模式下，主MCU进入Sleep状态（功耗约8mA），备MCU进入Deep-sleep状态（功耗仅0.3mA），整体功耗降至10mA以下；在成像模式下，仅主MCU全速运行，备MCU以120MHz频率运行（功耗约110mA），整体功耗控制在275mA以内；在SAA区域通过时，两MCU均切换至全速运行状态，确保冗余有效性。
热设计方面，LQFP144封装的热阻ΘJA约为30°C/W，在330mA功耗下温升约10°C。考虑到微小卫星内部环境温度范围-40°C至+85°C，结温可控制在95°C以内，远低于150°C的最大结温限值。PCB布局时，两MCU间距不小于15mm，避免热耦合，并在器件下方设置散热过孔阵列，增强热传导至卫星结构板。
6.4 数据完整性与纠错机制
红外图像数据量大，单帧图像可达2MB（假设分辨率为640×512，14bit量化），对存储可靠性要求极高。系统采用三级数据保护机制：第一级为SRAM中的ECC校验，AS32S601的512KiB SRAM内置ECC单元，可纠正单比特错误、检测双比特错误，有效抑制SEU导致的内存数据错误；第二级为Flash存储区的扇区冗余，每帧图像分存于两个独立的Flash扇区，并附加32位CRC校验码，读取时进行交叉比对；第三级为数据传输级的LDPC编码，下传前对图像数据进行率兼容的LDPC（16200, 7200）编码，纠错能力达10⁻²误码率，确保在弱信号条件下数据完整性。
针对SEU可能导致的程序跑飞问题，软件设计中采用控制流检查（CFC）技术。在每个基本块入口插入签名指令，运行时将实际执行流与预存签名比对，检测控制流错误。实验表明，该技术可检测94%以上的控制流错误，配合看门狗定时器，可将SEU导致的系统崩溃概率降低两个数量级。
6.5 在轨健康管理与故障预测
为实现自主健康管理，系统在备MCU中集成健康监测引擎，周期性采集关键参数：MCU核心电压波动、工作电流温度系数、SRAM ECC错误计数、Flash擦写周期、通信接口误码率等。这些数据构成器件退化特征向量，通过支持向量机（SVM）算法评估健康状态。当健康指数低于0.7时，系统提前预警，触发地面站介入诊断。
特别地，针对TID累积效应，系统记录各功能模块的累计工作时间，结合轨道辐射模型预测TID累积量。当预测TID达到100krad(Si)时，自动启动参数校准流程，重新调整ADC参考电压、时钟频率等敏感参数，补偿辐射导致的参数漂移。此机制可将有效工作寿命延长30%以上。
6.6 与地面系统的通信协议设计
遥测遥控链路采用双CAN FD冗余设计，波特率配置为2Mbps。主CAN接口由主MCU控制，备CAN接口由备MCU控制。地面指令同时发送至两路CAN总线，MCU通过硬件滤波接收各自指令。遥测数据由两MCU分别采集，主MCU的遥测数据包含详细状态信息，备MCU的遥测数据作为简明备份，仅含关键健康状态与告警标志。当主CAN故障时，地面可通过备CAN获取基本信息，确保指令通路可靠性。
为降低SEU对通信协议的影响，应用层协议采用三重序列号机制。每个指令帧包含指令序列号、确认序列号和重传标记，接收方必须严格校验序列号连续性，防止因SEU导致的指令重复或失序。同时，关键指令（如快门控制、加热器开关）需执行"命令-确认-执行"三握手流程，确保指令正确执行。
6.7 系统冗余代价分析
引入双MCU冗余架构的代价包括硬件成本、功耗成本和开发成本。硬件成本方面，增加一颗MCU及配套电路使PCB面积增加约30%，BOM成本增加约40%，但相较于宇航级器件仍具有显著成本优势。功耗成本方面，双机热备使平均功耗增加60%，需配置更大容量蓄电池或优化能源管理策略。开发成本方面，双机同步与故障切换软件复杂度增加约50%，需进行大量故障注入测试验证。
然而，可靠性收益显著。计算表明，单机系统在3年轨寿命末期可靠度约0.88，而双机冗余系统可靠度可达0.997，提升近两个数量级。对于商业遥感卫星，载荷可靠度每提升1%，年均收益增加约5-8万美元，远超冗余成本投入。因此，在商业航天领域，双MCU冗余架构具有良好的费效比。
7. 结论
本文基于AS32S601系列MCU的完整试验数据链，系统评估了其在微小卫星红外相机双冗余架构中的应用可行性。试验证实，该器件SEL阈值≥75 MeV·cm²/mg，TID耐受能力>150 krad(Si)，满足低轨道任务需求。脉冲激光与质子试验结果为在轨故障率预测提供了数据支撑，SEU效应需通过系统级冗余设计加以抑制。
双MCU冗余架构可将系统可靠性提升至0.9997以上，配合心跳检测与电源管理，能有效应对SEL、SEFI等灾难性失效。系统级应用设计表明，通过动态功耗管理、三级数据保护、在轨健康预测等机制，可在功耗增加可控的前提下实现高可靠目标。红外相机控制案例分析证实了该架构的工程可行性，故障切换时序设计满足实时性要求，数据完整性机制确保图像数据不丢失。