馬繼峰 王美娥 周春梅 林金永

1.宇航智能控制技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 1008542.北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

近年來(lái)，隨著我國(guó)科學(xué)技術(shù)和航天科技的飛速發(fā)展，火箭、衛(wèi)星等飛行器大量投入使用。飛行器在飛行過(guò)程中，會(huì)受到各種空間輻射環(huán)境的影響。在飛離地球大氣層的過(guò)程中會(huì)受到雷電等電磁脈沖的影響，在環(huán)地球軌道上可能會(huì)遇到地球輻射帶、銀河宇宙射線、太陽(yáng)宇宙射線等空間高能粒子的輻射，甚至可能受到核爆電磁脈沖等的影響。這些電磁脈沖輻射環(huán)境會(huì)引起航天器控制系統(tǒng)材料、設(shè)備和電子元器件的性能退化、功能失效，引起航天器在軌故障，縮短航天器的壽命，嚴(yán)重時(shí)導(dǎo)致空間任務(wù)失敗。所以，針對(duì)飛行器控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境的分析非常重要，是開(kāi)展控制系統(tǒng)抗電磁脈沖加固設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)和依據(jù)，是關(guān)系到飛行器安全飛行保障、以及生命、財(cái)產(chǎn)和國(guó)防安全的重要問(wèn)題。

一般采用理論分析、先驗(yàn)知識(shí)、仿真模擬驗(yàn)證和試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的組合方法，開(kāi)展電磁脈沖耦合途徑和損傷規(guī)律研究，摸索飛行器控制系統(tǒng)的電磁脈沖敏感點(diǎn)和薄弱環(huán)節(jié)，開(kāi)展有針對(duì)性的防護(hù)方案研究。主要技術(shù)路線是從輻射環(huán)境分析到損傷機(jī)理分析，再到防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、防護(hù)效果驗(yàn)證(試驗(yàn)、仿真)、防護(hù)技術(shù)評(píng)估，最后開(kāi)展高層次的電磁脈沖防護(hù)技術(shù)研究。本文利用CST公司的3D電磁場(chǎng)仿真軟件CST STUDIO SUITETM(以下簡(jiǎn)稱(chēng)為CST軟件)分析對(duì)飛行器控制系統(tǒng)影響較大的典型空間電磁環(huán)境的空間分布規(guī)律，并進(jìn)而仿真分析電磁脈沖可能對(duì)控制系統(tǒng)的耦合規(guī)律和產(chǎn)生的影響等。CST軟件運(yùn)用三維可視化技術(shù)，可直觀表現(xiàn)飛行器機(jī)體、控制系統(tǒng)周邊的電磁場(chǎng)分布情況，對(duì)于觀察電磁脈沖場(chǎng)對(duì)控制系統(tǒng)設(shè)備的干擾、損傷效應(yīng)，測(cè)試脈沖電場(chǎng)、脈沖磁場(chǎng)的干擾值及損傷值比較有效。

1 CST軟件介紹

CST軟件是德國(guó)CST公司開(kāi)發(fā)的面向3D電磁場(chǎng)、電路和溫度場(chǎng)設(shè)計(jì)工程師的一款專(zhuān)業(yè)仿真軟件包。它將8個(gè)子軟件集成在同一平臺(tái)下，可以為用戶(hù)提供完整的系統(tǒng)級(jí)和部件級(jí)的數(shù)值仿真分析。CST軟件主要包括CST MICROWAVE STUDIO，CST EM STUDIO，CST PARTICLE STUDIO，CST MPHYSICS STUDIO，CST DESIGN STUDIO，CST PCB STUDIO，CST CABLE STUDIO，CST MICROSTRIPES等，具體的功能描述如表1所示。

表1 CST軟件模塊介紹

2 控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境分析方案設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境分析的目的是通過(guò)使用電磁場(chǎng)及電磁兼容分析軟件，建立或?qū)腼w行器整體外殼及控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型，并建立核電磁脈沖(NEMP, Nuclear ElectroMagnetic Pulse)場(chǎng)強(qiáng)模型，考察NEMP通過(guò)飛行器外殼孔縫和天線等途徑對(duì)飛行器內(nèi)部的耦合效應(yīng)以及電纜耦合效應(yīng)情況，進(jìn)而分析在NEMP作用下飛行器控制系統(tǒng)(相關(guān)單機(jī)、電路、電纜等)的可能薄弱環(huán)節(jié)，為進(jìn)一步的防護(hù)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

2.1 分析對(duì)象

分析對(duì)象為飛行器整體外殼及控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型，主要是由飛行器不同艙段的外殼結(jié)構(gòu)模型和控制系統(tǒng)組件結(jié)構(gòu)模型組成。

這些不同艙段參考典型運(yùn)載火箭飛行過(guò)程中依次出現(xiàn)的飛行器第一級(jí)整體外殼模型、飛行器第二級(jí)外殼模型、非屏蔽狀態(tài)的飛行器第二級(jí)外殼模型(整流罩拋掉)、飛行器第三級(jí)外殼模型、裸露儀器艙等模型組成?？刂葡到y(tǒng)組件結(jié)構(gòu)模型包括控制組合結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)電路板、控制系統(tǒng)電纜、慣性測(cè)量組合等的結(jié)構(gòu)模型。

2.2 分析方案

控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境分析是應(yīng)用電磁場(chǎng)及電磁兼容理論與方法分析飛行器內(nèi)部，特別是飛行器控制系統(tǒng)相關(guān)的內(nèi)部電磁場(chǎng)分布和輻射效應(yīng)情況。整個(gè)分析方案由3部分組成：功能模塊、電磁輻射效應(yīng)分析、飛行器結(jié)構(gòu)模型研究，如圖1所示。

圖1 飛行器控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境分析方案

電磁輻射效應(yīng)分析過(guò)程從NEMP場(chǎng)設(shè)置開(kāi)始，對(duì)飛行器系統(tǒng)逐層逐步向下進(jìn)行分析。首先分析位于場(chǎng)中的飛行器系統(tǒng)內(nèi)部場(chǎng)強(qiáng)情況，從飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型出發(fā)分析殼體孔縫耦合效應(yīng)和天線耦合效應(yīng)。在獲取飛行器系統(tǒng)內(nèi)部電磁場(chǎng)分布以后分析控制組合內(nèi)部的電磁場(chǎng)分布情況和電纜耦合效應(yīng)情況。最后根據(jù)控制組合內(nèi)部的電磁場(chǎng)分布情況分析電路板電磁輻射效應(yīng)情況。

飛行器結(jié)構(gòu)模型分為2個(gè)層次：飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型和飛行器控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型。飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型主要是飛行器各級(jí)殼體、整流罩等的簡(jiǎn)化模型，重點(diǎn)描述飛行器儀器艙位置、結(jié)構(gòu)，孔縫，天線安裝位置等輻射耦合部分。飛行器控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型主要包括控制組合結(jié)構(gòu)模型、控制組合內(nèi)部電路板模型、控制系統(tǒng)電纜模型、天線模型、慣性測(cè)量組合模型等。這些結(jié)構(gòu)模型不僅包括具體尺寸和安裝位置，還應(yīng)重點(diǎn)描述孔縫、材料等情況，以便進(jìn)行電磁輻射效應(yīng)分析。

2.3 分析內(nèi)容

1)助推段飛行器殼體NEMP耦合途徑和耦合規(guī)律研究

針對(duì)飛行器助推段的不同飛行艙段的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)(各級(jí)結(jié)構(gòu)以及頭罩分離前后)，開(kāi)展各狀態(tài)下(外露和不外露狀態(tài))飛行器殼體電磁脈沖耦合途徑與耦合規(guī)律研究，并通過(guò)電磁場(chǎng)分析軟件CST的相應(yīng)模塊進(jìn)行結(jié)構(gòu)建模仿真，開(kāi)展電磁脈沖耦合規(guī)律和薄弱環(huán)節(jié)分析，了解特定對(duì)象對(duì)NEMP的敏感點(diǎn)和薄弱環(huán)節(jié)，為后續(xù)的加固設(shè)計(jì)提供依據(jù)。具體內(nèi)容包括：飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型和飛行器控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型設(shè)計(jì)和建立；飛行器整體電磁環(huán)境分析；飛行器第二級(jí)飛行階段電磁環(huán)境分析；非屏蔽狀態(tài)的飛行器第二級(jí)飛行階段電磁環(huán)境分析；飛行器第三級(jí)飛行階段電磁環(huán)境分析；裸露儀器艙飛行階段電磁環(huán)境分析。

2)NEMP效應(yīng)仿真分析技術(shù)研究

針對(duì)控制系統(tǒng)的集成電路等元器件和電路板、整機(jī)、系統(tǒng)等，通過(guò)相關(guān)的仿真軟件建立電氣仿真模型，研究其電磁脈沖損傷模式和損傷機(jī)理，開(kāi)展系統(tǒng)NEMP效應(yīng)仿真分析，建立測(cè)試用例庫(kù)和效應(yīng)仿真軟件及硬件環(huán)境。具體內(nèi)容包括：器件、電路板、整機(jī)、系統(tǒng)等各級(jí)電氣模型設(shè)計(jì)和建立；控制組合內(nèi)部電磁場(chǎng)分析；控制系統(tǒng)電纜電磁耦合效應(yīng)分析；控制組合內(nèi)部電路板電磁耦合效應(yīng)分析；飛行器天線耦合效應(yīng)分析；慣性測(cè)量組合電磁耦合效應(yīng)分析；輻射效應(yīng)庫(kù)初步設(shè)計(jì)。

3 電磁脈沖輻射環(huán)境分析試驗(yàn)

以助推段飛行器殼體核電磁脈沖耦合途徑和耦合規(guī)律研究為例，介紹電磁脈沖輻射環(huán)境分析試驗(yàn)過(guò)程。

本試驗(yàn)是分析飛行器在具有整流罩保護(hù)環(huán)境下(控制設(shè)備不外露狀態(tài))飛行器殼體電磁脈沖耦合途徑與耦合規(guī)律。首先進(jìn)行簡(jiǎn)化的飛行器殼體結(jié)構(gòu)建模，使用電磁場(chǎng)分析的工具軟件CST，建立飛行器助推段外殼(重點(diǎn)研究?jī)x器艙和整流罩)的結(jié)構(gòu)模型，設(shè)置核電磁脈沖(NEMP)環(huán)境和結(jié)構(gòu)材料參數(shù)，主要考察NEMP通過(guò)飛行器外殼孔縫等途徑對(duì)飛行器內(nèi)部的耦合效應(yīng)，進(jìn)而分析在NEMP作用下飛行器飛行控制系統(tǒng)可能存在的薄弱環(huán)節(jié)，為進(jìn)一步的系統(tǒng)防護(hù)設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

飛行器助推段外殼簡(jiǎn)化模型，如圖2所示。此簡(jiǎn)化模型描述了飛行器助推段的典型飛行狀態(tài)結(jié)構(gòu)信息，這時(shí)飛行器主要由彈頭和儀器艙組成，儀器艙中包括若干個(gè)控制系統(tǒng)設(shè)備。

(1) 飛行器結(jié)構(gòu)模型構(gòu)建

飛行器結(jié)構(gòu)模型構(gòu)建主要包括建立飛行器各級(jí)殼體、整流罩等的簡(jiǎn)化模型，重點(diǎn)描述飛行器儀器艙位置、結(jié)構(gòu)、孔縫位置等輻射耦合部分，不僅包括具體尺寸和安裝位置，還應(yīng)重點(diǎn)描述孔縫、材料等情況，以便進(jìn)行電磁輻射效應(yīng)分析。

(2) 軟件功能模塊應(yīng)用

飛行器殼體核電磁輻射效應(yīng)分析過(guò)程從NEMP場(chǎng)參數(shù)設(shè)置開(kāi)始，主要分析位于NEMP輻射場(chǎng)中的飛行器系統(tǒng)內(nèi)部場(chǎng)強(qiáng)情況，從飛行器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型出發(fā)分析殼體孔縫耦合效應(yīng)。

在如圖2所示的飛行器殼體上設(shè)置縫隙的位置如圖3所示，縫隙的參數(shù)為500*2mm，500*5mm和500*10mm 三種。入射波沿X方向傳播，電場(chǎng)極化方向?yàn)閆方向，磁場(chǎng)極化方向?yàn)?Y方向，輸入的核電磁脈沖波形為：

E(t)=kE0(e-αt-e-βt)

取k=1，E0=6.5×104V/m，α=4.0×107s-1，β=5.88×108s-1。

輸入的波形如圖4所示。

圖3 飛行器殼體上添加縫隙位置

(3) 電磁耦合效應(yīng)分析

在飛行器殼體外部和內(nèi)部分別選取3個(gè)檢測(cè)點(diǎn)，檢測(cè)點(diǎn)的位置如圖5所示，P1在飛行器外部，P2在飛行器內(nèi)部中心的位置，P3在飛行器內(nèi)部靠近孔縫的位置。通過(guò)CST軟件進(jìn)行仿真分析，得到每個(gè)檢測(cè)點(diǎn)上的耦合電場(chǎng)強(qiáng)度的時(shí)間和頻率相關(guān)變化規(guī)律如圖6～8所示。

圖4 輸入電磁脈沖波形

圖5 飛行器殼體俯視圖中設(shè)置的3個(gè)檢測(cè)點(diǎn)位置(藍(lán)色線條為孔縫的位置)

圖6 縫隙為500*2mm，3個(gè)檢測(cè)點(diǎn)耦合電場(chǎng)的時(shí)域和頻域圖

圖7 縫隙為500*5mm，3個(gè)檢測(cè)點(diǎn)耦合電場(chǎng)的時(shí)域和頻域圖

(4) 電磁耦合效應(yīng)分析

從上述仿真計(jì)算的結(jié)果可以看到，飛行器殼體上的孔縫能夠?qū)EMP進(jìn)行耦合，對(duì)飛行器內(nèi)部的屏蔽效能產(chǎn)生較大影響，主要表現(xiàn)：

1)飛行器殼體外部檢測(cè)點(diǎn)上的結(jié)果不受孔縫影響，而飛行器內(nèi)部檢測(cè)點(diǎn)上的耦合電磁場(chǎng)受到孔縫尺寸變化的影響；

2)核電磁脈沖經(jīng)過(guò)飛行器外殼孔縫，耦合到了飛行器內(nèi)部并且發(fā)生了諧振，飛行器殼體內(nèi)部的耦合場(chǎng)強(qiáng)在諧振區(qū)大大加強(qiáng)；

圖8 縫隙為500*10mm，3個(gè)檢測(cè)點(diǎn)耦合電場(chǎng)的時(shí)域和頻域圖

3)飛行器殼體內(nèi)部的耦合場(chǎng)強(qiáng)并不均勻分布，距離孔縫較近的檢測(cè)點(diǎn)場(chǎng)強(qiáng)是較遠(yuǎn)的檢測(cè)點(diǎn)場(chǎng)強(qiáng)的10倍左右，距離孔縫越近耦合場(chǎng)強(qiáng)越強(qiáng)；

4)飛行器殼體孔縫的寬邊尺寸相同，孔縫窄邊的尺寸變化時(shí)，耦合諧振的頻點(diǎn)基本不變，隨著窄邊尺寸的增大，耦合能量增大。

4 小結(jié)

采用理論分析和仿真模擬分析是開(kāi)展電磁脈沖輻射環(huán)境研究的重要技術(shù)手段，這部分研究工作也通常是工業(yè)部門(mén)開(kāi)展研究過(guò)程中的薄弱環(huán)節(jié)。本文選取了業(yè)內(nèi)常用、功能強(qiáng)大的商用軟件CST作為仿真工具，進(jìn)行了控制系統(tǒng)電磁脈沖輻射環(huán)境分析。在制定電磁脈沖輻射環(huán)境分析方案后，以助推段飛行器殼體核電磁脈沖耦合途徑和耦合規(guī)律研究試驗(yàn)為例進(jìn)行了研究對(duì)象的建模研究，設(shè)置了電磁脈沖環(huán)境參數(shù)，選取了檢測(cè)點(diǎn)監(jiān)測(cè)電磁脈沖場(chǎng)強(qiáng)和孔縫耦合的分布規(guī)律，得到了仿真分析的結(jié)果。

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