劉 巖，陳瑞勛，孫 犇

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

0 引言

航天器配置應(yīng)答機天線、中繼天線[1]、數(shù)傳天線、導(dǎo)航天線和空空通信天線[2]等多種數(shù)據(jù)傳輸天線，為在軌飛行任務(wù)提供數(shù)據(jù)傳輸和導(dǎo)航支持。天線的電磁信號加載效應(yīng)會引起接收機、敏感器等設(shè)備的電性能指標發(fā)生不同程度的變化，影響敏感設(shè)備的正常工作甚至導(dǎo)致任務(wù)失敗，因此航天器電磁兼容性[3]已成為影響在軌飛行安全的關(guān)鍵考量之一。

傳統(tǒng)航天器研制采用方案、初樣、正樣逐步遞進的研制模式，在單機初樣研制階段開展單機EMC 試驗，在整器初樣和正樣研制階段開展系統(tǒng)級EMC 試驗[4]，以驗證航天器自兼容以及與其他系統(tǒng)（如運載火箭、交會對接飛行器等）間的電磁兼容性。

若單機EMC 試驗結(jié)果超標，需要采取針對性措施進行更改，更改到位再驗證，直至完全合規(guī)；若系統(tǒng)級EMC 試驗未能通過，問題單機仍需進行技術(shù)更改，重復(fù)上述流程，直至試驗通過。這種研制模式和流程能夠?qū)教炱麟姶偶嫒菪赃M行充分驗證并確保飛行任務(wù)中不發(fā)生相關(guān)問題，但效率相對較低。若能在開展系統(tǒng)級EMC 試驗前分析單機EMC 試驗結(jié)果的影響，可對問題早發(fā)現(xiàn)早解決，從而提高整器研制效率。

本文首先對航天器單機設(shè)備開展的EMC 試驗進行分析梳理，結(jié)合航天器系統(tǒng)級電磁兼容規(guī)范和單機在航天器內(nèi)部的布局情況，總結(jié)歸納基于單機EMC 試驗結(jié)果的系統(tǒng)級電磁兼容性仿真分析方法；然后以某航天器單機RE（radiated emission）、RS（radiated susceptibility）、CE（conducted emission）、CS（conducted susceptibility）試驗結(jié)果為例，結(jié)合實際布局情況，仿真計算得到航天器系統(tǒng)級電磁兼容情況，并與系統(tǒng)級EMC 試驗結(jié)果進行比對，評估利用單機EMC 試驗結(jié)果+仿真分析的方式預(yù)測系統(tǒng)級電磁兼容性的可行性和有效性。

1 分析方法

航天器單機EMC 試驗項目包括電源線傳導(dǎo)發(fā)射（CE102）、天線端口傳導(dǎo)發(fā)射（CE106）、電場輻射發(fā)射（RE102）、天線諧波和亂真輸出輻射發(fā)射（RE103）、電源線傳導(dǎo)敏感度（CS101）、靜電放電敏感度（CS112）、電纜束注入傳導(dǎo)敏感度（CS114）、電纜束注入脈沖激勵傳導(dǎo)敏感度（CS115）、電纜和電源線阻尼正弦瞬變傳導(dǎo)敏感度（CS116）和電場輻射敏感度（RS103）——以上各試驗項目編號參見GJB 151B—2013《軍用設(shè)備和分系統(tǒng)電磁發(fā)射和敏感度要求與測量》[5]中的規(guī)定。其中，發(fā)射類EMC 試驗超標情況可能會對航天器其他設(shè)備、運載火箭或來往航天器產(chǎn)生干擾，敏感類EMC 試驗超標情況可能會在工作時受到航天器其他設(shè)備、運載火箭或來往航天器的干擾。

為了評估單機EMC 試驗結(jié)果對于航天器系統(tǒng)級電磁兼容性的影響，本文提出一種基于單機EMC試驗結(jié)果的航天器系統(tǒng)級電磁兼容性仿真分析方法。具體來講，就是采用電子單機傳導(dǎo)發(fā)射或輻射發(fā)射試驗結(jié)果與接收設(shè)備、敏感單機或系統(tǒng)的敏感度限值相比較（比較關(guān)系如表1 所示），同時結(jié)合航天器系統(tǒng)布局，考慮自由空間損耗（空衰）等影響因素，評估單機EMC 試驗結(jié)果超標對航天器系統(tǒng)級電磁兼容性的影響。

表1 電子單機EMC 試驗結(jié)果比較關(guān)系Table 1 Comparison items for the equipment’s EMC tests

具體分析方法如下：

1）電源線傳導(dǎo)發(fā)射（CE102）與同一母線上其他設(shè)備的電源線傳導(dǎo)敏感度（CS101）為對應(yīng)測試項目，可通過類比方式評估各自超標的影響，如圖1所示。CS101 表征了外部提供一定水平電源線傳導(dǎo)信號激勵時，被測設(shè)備能可靠執(zhí)行其工程任務(wù)并滿足各項技術(shù)性能指標要求的能力（性能級）。在CS101 試驗通過的情況下，對應(yīng)CE102 超標情況，將單機設(shè)備CE102 超標頻點的幅值與航天器電磁兼容規(guī)范中CS101 對應(yīng)頻點的幅值限值進行比較：若前者不大于后者，說明超標結(jié)果并未達到能夠影響敏感設(shè)備正常工作的程度；若前者大于后者，則說明超標情況可能會影響器上其他設(shè)備工作，需要開展微波暗室試驗驗證。在CS101 試驗未通過的情況下，先獲取CS101 試驗實測幅值，再將單機設(shè)備CE102 超標頻點的幅值與CS101 試驗對應(yīng)頻點的實測幅值進行比較：若前者不大于后者，說明超標結(jié)果并未達到能夠影響敏感設(shè)備正常工作的程度；若前者大于后者，則說明超標情況可能會影響器上其他設(shè)備工作，需要開展微波暗室試驗驗證。

圖1 CE102 與CS101 類比評估流程Fig. 1 Flow chart of assessment by comparison between CE102 and CS101

2）對于航天器非射頻接收設(shè)備，電場輻射發(fā)射（RE102）與電場輻射敏感度（RS103）為對應(yīng)測試項目，可通過類比方式評估各自超標的影響。先將RE102測試結(jié)果進行轉(zhuǎn)換[6-7]，

式中：α為RE102 的直接測試結(jié)果，dBμV/m；β為量綱轉(zhuǎn)換后的測試結(jié)果，V/m。后續(xù)的類比評估流程與前述的CE102 與CS101 類比評估流程相同。

3）對于航天器射頻接收設(shè)備，電場輻射發(fā)射（RE102）測試結(jié)果應(yīng)與接收機靈敏度進行比較。若單機設(shè)備RE102 超標頻點的幅值不大于接收機靈敏度，則超標情況不會影響其他設(shè)備工作；若單機設(shè)備RE102 超標頻點的幅值大于接收機靈敏度，則超標情況可能影響其他設(shè)備工作，需結(jié)合設(shè)備布局情況，獲取超標設(shè)備與接收機的間距；考慮空衰后計算得到超標頻點在接收機處的幅值[8]，

式中：γ為考慮空衰后單機設(shè)備RE102 超標結(jié)果分析值；V為單機設(shè)備RE102 試驗結(jié)果實測值；R為RE102 超標設(shè)備與射頻接收設(shè)備間的距離。再將考慮空衰后超標頻點的幅值與接收機靈敏度作比對，若幅值仍然大于接收機靈敏度，則需要開展微波暗室試驗驗證。

4）若靜電放電敏感度（CS112）、電纜束注入傳導(dǎo)敏感度（CS114）、電纜束注入脈沖激勵傳導(dǎo)敏感度（CS115）、電纜和電源線阻尼正弦瞬變傳導(dǎo)敏感度（CS116）測試結(jié)果超標，則被測設(shè)備可能因傳導(dǎo)干擾導(dǎo)致工作異常，應(yīng)對被測設(shè)備失效對飛行任務(wù)的影響以及故障蔓延后果進行分析。上述試驗結(jié)果不會對航天器其他設(shè)備造成電磁兼容影響，不在本文探討范圍內(nèi)。

5）天線端口傳導(dǎo)發(fā)射（CE106）、天線諧波和亂真輸出輻射發(fā)射（RE103）、微波無源部件電磁泄漏控制要求（SE）為強制性試驗標準，一般很少出現(xiàn)超標情況，本文不對其進行考慮。

2 仿真研究

2.1 計算模型

為了對第1 章所述分析方法的有效性進行確認，首先開展仿真計算。選取某航天器典型單機EMC試驗工況進行分析。

假定某航天器為兩艙結(jié)構(gòu)，AIT 階段為直立姿態(tài)，返回艙在上、服務(wù)艙在下，兩艙各配置若干功能設(shè)備進行飛行控制，服務(wù)艙下端面與運載火箭對接。大型航天器一般配置有數(shù)百臺電子設(shè)備，在初樣研制階段均需各自完成單機EMC 試驗。本文選取該航天器的4 臺普通電子單機（并按照A～D 順序編號）建立計算模型，分析單機EMC 試驗超標結(jié)果對于整個航天器電磁兼容性的影響。航天器電子單機大致可分為射頻類、非射頻類和供配電類，本文計算模型中，設(shè)備A、C 為非射頻類產(chǎn)品，設(shè)備B為射頻類產(chǎn)品，均超過了航天器系統(tǒng)電磁兼容規(guī)范所規(guī)定的限值要求（綜合航天器自兼容與運載火箭要求得出）；設(shè)備D 為供配電設(shè)備，超過了航天器自兼容CS101 限值。其中設(shè)備A、B、C 按照系統(tǒng)級電磁兼容規(guī)范開展EMC 試驗的超標情況見表2；設(shè)備D 的超標頻段為115～9685 kHz，最大超標值為88.33 dBV。

表2 電子單機RE102 試驗超標情況Table 2 The out-of-standard results of electrical equipment in RE102 test

分析單機RE102 試驗超標結(jié)果對于航天器電磁兼容性能影響時，需考慮空衰因素?？账ヅc電磁波頻率和傳播距離直接相關(guān)，超標頻點參見表2，設(shè)備B 與敏感設(shè)備的間距假定為1.5 m。

此外，除分析超標設(shè)備對于航天器自身的影響，還須在計入空衰的前提下，分析與運載火箭的兼容性問題，超標頻點參見表2，設(shè)備A～C 與星/箭分離面的間距見表3。

表3 超標電子單機與星/箭分離面的間距Table 3 Spacing between the out-of-standard equipment and the S/R separating area

2.2 計算結(jié)果

根據(jù)第1 章分析方法和2.1 節(jié)計算模型，開展單機EMC 試驗結(jié)果對航天器電磁兼容性影響仿真分析。

1）設(shè)備A

首先開展自兼容分析，利用式(1)進行量綱轉(zhuǎn)換后，與敏感設(shè)備對應(yīng)頻點RS103 的規(guī)范要求限值進行比較；然后對設(shè)備A 單機超標對運載火箭的影響進行分析，利用式(2)進行空衰計算，將計入空衰后的RE102 超標結(jié)果與運載火箭在對應(yīng)頻點的限值進行比較，結(jié)果如圖2 所示?？梢钥闯觯O(shè)備A的單機RE102 超標結(jié)果最大值不足0.012 V/m，遠小于RS103 的限值（10 V/m）；計入空衰后的單機RE102 超標結(jié)果最大值為10 dBμV/m，小于運載火箭在對應(yīng)頻點的限值（15 dBμV/m）。說明設(shè)備A 的RE102 超標頻點不在航天器射頻設(shè)備接收頻段內(nèi)，也不會對運載火箭的運行產(chǎn)生影響，即不存在影響飛行任務(wù)的風(fēng)險，不需進行射頻設(shè)備影響分析。

圖2 設(shè)備A 測試數(shù)據(jù)影響分析Fig. 2 Influence analysis of Equipment A’s test results

2）設(shè)備B

設(shè)備B 為射頻類產(chǎn)品，除與設(shè)備A 相同的類比分析外，還需將計入空衰后的RE102 超標結(jié)果與射頻接收設(shè)備靈敏度（-133 dBm）進行比較，結(jié)果如圖3 所示，可以看出：布置于航天器相應(yīng)位置后，設(shè)備B 的單機RE102 超標結(jié)果對于整器的影響最大值不足0.012 V/m，遠小于RS103 的限值（10 V/m）；計入空衰后的單機RE102 超標結(jié)果對于運載火箭的影響最大值為7.93 dBμV/m，小于運載火箭在對應(yīng)頻點的限值（15 dBμV/m），亦小于射頻接收設(shè)備靈敏度指標（-133 dBm）。說明設(shè)備B 計入空衰后的單機RE102 超標結(jié)果未超過自兼容限值及運載火箭限值，不存在影響飛行任務(wù)的風(fēng)險。

圖3 設(shè)備B 測試數(shù)據(jù)影響分析Fig. 3 Influence analysis of Equipment B’s test results

3）設(shè)備C

采用與設(shè)備A 相同的類比分析方法開展設(shè)備C的單機EMC 試驗結(jié)果對航天器電磁兼容性影響仿真分析，結(jié)果如圖4 所示，可以看出：布置于航天器相應(yīng)位置后，設(shè)備C 的單機RE102 超標結(jié)果對于整器的影響最大值不足0.04 V/m，遠小于RS103 的標準限值（10 V/m），說明設(shè)備C 的單機RE102 超標結(jié)果未超過非射頻設(shè)備RS103 的標準限值；計入空衰后的單機RE012 超標結(jié)果（屬于550～750 MHz頻段）對運載火箭影響最大值約為20.984 dBμV/m，超出運載火箭限值5.984 dB，存在影響飛行任務(wù)的可能，需開展專門試驗驗證。設(shè)備C 的單機RE102超標頻點不在航天器射頻設(shè)備接收頻段內(nèi)，無須進行射頻設(shè)備影響分析。

圖4 設(shè)備C 測試數(shù)據(jù)影響分析Fig. 4 Influence of Equipment C’s test results

4）設(shè)備D

采用與設(shè)備A 相同的類比分析方法開展設(shè)備D 的單機EMC 試驗結(jié)果對航天器電磁兼容性影響仿真分析，設(shè)備D 的CE102 試驗最大超標值（88.33 dBV）小于對應(yīng)頻點CS101 的標準限值（120 dBV），不存在影響飛行任務(wù)的風(fēng)險。

2.3 微波暗室試驗驗證

對于計入空衰后仍超出運載火箭限值的設(shè)備C，按照如下流程開展微波暗室試驗驗證工作：

1）開展驗證工作前，對微波暗室的噪聲環(huán)境進行測試。

2）航天器停放于微波暗室中，整器加電，開展超標頻段掃頻，掃頻結(jié)果與背景噪聲環(huán)境進行比對，獲得整器輻射發(fā)射數(shù)據(jù)。

3）獲得掃頻數(shù)據(jù)后，設(shè)備C 斷電，再次開展超標頻段掃頻，掃頻結(jié)果與背景噪聲環(huán)境進行比對，獲得設(shè)備C 斷電情況下的整器輻射發(fā)射數(shù)據(jù)。

4）若整器加電測試結(jié)果未超出運載火箭限值，則通過測試；若設(shè)備C 斷電的測試結(jié)果仍然超限，則交由運載火箭系統(tǒng)確認，若判斷存在風(fēng)險則需開展更改再確認工作。

3 實際測試數(shù)據(jù)分析

根據(jù)某型號在微波暗室實際測試數(shù)據(jù)，設(shè)備A～D 均加電的情況下，航天器設(shè)備工作正常，射頻鏈路穩(wěn)定，在星/箭分離面進行掃頻測試，結(jié)果如圖5 所示?？梢钥闯觯谶\載火箭接收頻段（550～750 MHz）中存在超標情況，其他頻段未出現(xiàn)超標情況，與2.2 節(jié)計算分析結(jié)果相符。

圖5 航天器掃頻測試結(jié)果（所有設(shè)備加電）Fig. 5 Frequency sweeping results for spacecraft(all electrical equipment in the working state)

將設(shè)備C 關(guān)機后，再次對星/箭分離面進行掃頻測試，結(jié)果如圖6 中紫色部分所示?？梢钥闯觯O(shè)備C關(guān)機后，在運載火箭接收頻段（550～750 MHz）中超標情況明顯降低，證明原有超標情況是由設(shè)備C 所致，與2.2 節(jié)計算分析結(jié)果中的超標設(shè)備、超標頻段一致，只是超標量有所不同，表明本文提出的分析方法可利用單機EMC 試驗結(jié)果有效預(yù)測航天器系統(tǒng)級電磁兼容情況。

圖6 航天器掃頻測試結(jié)果（設(shè)備C 關(guān)機）Fig. 6 Frequency sweeping results for spacecraft(Equipment C in the off state)

4 結(jié)束語

本文給出一種基于單機EMC 試驗結(jié)果的航天器系統(tǒng)級電磁兼容性分析方法，結(jié)合模型進行仿真計算，并與實際的系統(tǒng)級EMC 試驗數(shù)據(jù)進行比較。結(jié)果表明：本文提出的方法能夠依靠單機EMC試驗結(jié)果和仿真分析在開展系統(tǒng)級電磁兼容試驗前對超標單機對于航天器電磁兼容性的影響進行預(yù)先評估，有助于問題的早發(fā)現(xiàn)早解決，從而提高整器研制效率。

后續(xù)工作中，將通過與實際測試結(jié)果比對、迭代，進一步修正仿真分析方法和模型，提高評估準確性。