载人航天器与伴随卫星间射频系统电磁兼容性分析方法

中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094

伴随卫星相对主航天器距离近且实时跟随，可以作为载人航天器的安全辅助工具，对载人航天器进行工作状态检测，为航天员出舱活动以及空间飞行器交会对接等提供直接的技术支持。同时，伴随卫星搭载多个试验载荷，在轨任务期间需要开展伴飞、飞越观测以及多平台空间协同等试验，为载人航天器的技术试验提供支持，并进行多项新技术试验，拓展空间技术应用。

释放与伴飞过程中可能出现伴随卫星发射天线主瓣进入载人航天器接收天线主瓣的情况，导致航天器间的电磁兼容问题，影响航天器无线通信设备正常工作，严重时妨碍飞行任务的顺利进行。常规的航天器电磁兼容性分析主要针对航天器自兼容、内部射频系统、电子设备电磁兼容性与线缆串扰[1-5]等方面进行研究，伴飞任务航天器间的电磁兼容问题则很少涉及[6]。

本文根据伴随卫星的飞行任务工况和射频系统发射功率、天线增益、带外抑制、接收灵敏度等信息，分析了伴随卫星发射天线与载人航天器接收天线间的电磁干扰问题，针对分析识别的电磁干扰风险得到了载人航天器与伴随卫星能够兼容工作的最小相对距离，从而确保了航天器间在轨兼容工作。

1 航天器间电磁兼容分析模型

根据国际电联频率设计要求和航天器的设计方案，伴随卫星发射设备工作在S频段，载人航天器接收设备分别工作在L、S、Ku、Ka频段。因此，重点考虑频带间隔近的S频段射频收发系统间的电磁兼容性，保证伴随卫星发射机带外杂散信号在载人航天器平台接收机频带内不会抬高接收机的噪声功率进而影响接收通道的信噪比，从而确保载人航天器在轨能够电磁兼容。

航天器间射频系统的潜在电磁干扰程度，可以用系统间电磁干扰安全裕度IM来表示，IM能够直接反映接收机带内干扰信号(发射机带外杂散信号)对接收机的影响[7]。

按照下式确定航天器间干扰设备和敏感设备之间的电磁兼容性分析模型：

IM=S-E

(1)

式中：S为敏感设备敏感度阈值；E为干扰设备等效干扰信号强度。

根据载人航天器各设备在飞行任务中的关键等级，将敏感设备的安全裕度分为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ类[8]：

Ⅰ类设备：由于工作性能降低或受到破坏，会直接危及系统成功飞行和人身安全的设备，其安全裕度一般不小于12 dB。

Ⅱ类设备：由于工作性能降低或受到破坏，会使系统不能完成某些功能任务，但不至于影响系统和人身安全的设备，其安全裕度一般不小于6 dB。

Ⅲ类设备：由于工作性能降低或受到破坏，使人有轻度不适感，使系统性能下降，但不影响系统效能，其安全裕度一般不小于0 dB。

以Ⅱ类设备为例，分析结果中，如果IM>6，表示干扰设备和敏感设备之间满足电磁兼容性要求；如果0

2 电磁干扰安全裕度分析方法

对载人航天器与伴随卫星间的电磁兼容性进行分析，需考虑的影响因素包括各航天器使用的无线发射和接收设备的频点、天线布局、天线方向图、发射功率、发射机带外抑制、发射天线最大增益、接收天线最大增益和接收机灵敏度等[9]，以及释放与伴飞过程中伴随卫星与航天器的相对姿态和相对距离等数据。

以伴随卫星发射天线、载人航天器接收天线为例，航天器间电磁干扰安全裕度分析模型如图1所示。

图1 电磁干扰安全裕度分析模型Fig.1 Safty margin analysis model of electromagnetic interference

将系统间电磁干扰安全裕度的主要影响因素转化为衰减因子，代入式(1)得到：

IM(f)=Pr(fr)-Pt(ft)+Lt1(f)+

Lt2(f)+Atr+Lr1(f)+Lr2(f)

(2)

式中：

1)Pr(fr)为接收机在接收频率fr时的灵敏度，根据接收机的实测值确定；

2)Pt(ft)为发射机在发射频率ft时的发射功率，根据发射机的实测值确定；

3)Lt1为发射谱相对主谱的衰减值，根据发射机在接收频率上的带外抑制实测值确定；

4)Lt2为发射系统馈线损耗，包括非设计频率的失配损耗，根据在发射机到发射天线链路损耗的实测值确定；

5)Atr为收发系统天线间的隔离度，这一项衰减因子与伴随卫星发射天线和载人航天器接收天线的相对姿态、距离有关，对于安全裕度的结果及最终的干扰判断都具有很重要的作用；

6)Lr1为接收机天线到接收机输入端口的馈线损耗，包括非设计频率的失配损耗，根据接收机到接收天线链路损耗的实测值确定；

7)Lr2为所计算的接收频率相对于正常信号通带的衰减值，根据接收机的实际工作频段确定。对于接收机工作频段内的电磁干扰问题进行分析时，此项取0 dB。

对电磁干扰安全裕度进行分析时，上述衰减因子一般在实测值的基础上选取轨最恶劣工况。其中，Atr根据航天器间的相对姿态、距离进一步分析计算。

3 天线间隔离度分析方法

航天器间发射天线对接收天线的干扰主要是考察天线之间的耦合情况，也就是计算它们之间隔离度[10-12]。天线的隔离度定义为接收机天线吸收功率与发射机发射功率比值的10倍对数值[13]：

(3)

假设发射天线是各向同性的，则在接收天线处的功率密度为：

假设接收天线无损耗、已匹配，其有效接收面积Ae为：

则得到接收天线收到的功率为：

(4)

式中：Gt为发射天线增益；Gr为接收天线增益；λ为发射天线的波长；r为发射天线与接收天线的距离。

式(4)代入式(3)，得到天线隔离度公式：

(5)

将航天器间运动过程的相对距离r代入式(5)可得到发射天线与接收天线的隔离度。

由于伴随卫星释放到伴飞过程，将根据轨道设计进行控制，相对姿态不确定且距离为变量，因此存在发射天线主瓣可能进入主航天器接收天线主瓣的可能，按照电磁兼容最恶劣条件分析的原则，式(5)中r取最小距离，Gt、Gr在取天线增益最大值进行分析。

4 分析结果

某载人航天器与伴随卫星执行伴飞任务，首先根据总体方案梳理载人航天器与伴随卫星的相对运动情况，伴随卫星释放口位于载人航天器对地面，与载人航天器分离完成后，通过载人航天器下方绕至飞行方向前方进行伴随飞行。伴随卫星释放过程中不进行主动轨道控制，依靠相对运动特性远离载人航天器。当伴随卫星运动至一定距离后实施第一次轨道机动，之后通过主动轨道控制远离载人航天器。其次，根据载人航天器与伴随卫星的射频系统设计方案，载人航天器安装了4副接收天线，1副位于对天面，2副位于对地面，1副位于前锥段；伴随卫星安装了1副发射天线。经综合分析飞行工况和天线布局，伴随卫星释放初期及绕飞过程中，可能存在伴随卫星发射天线主瓣进入载人航天器的2副对地面和1副前锥段接收天线主瓣的工况。因此，将伴随卫星发射天线1与载人航天器的3副接收天线确定为分析对象，建立航天器间电磁兼容性分析模型。

本文给定发射天线和接收天线的发射功率、带外抑制、天线增益、接收频率等指标，如表1、表2所示。表1中，发射功率为伴随卫星发射机的最大功率，带外抑制为发射机在载人航天器接收频率的带外抑制值，发射天线增益为最大增益。表2中，接收天线增益为载人航天器接收天线的最大增益。

表1 伴随卫星发射天线参数Table 1 Transmitting antenna parameters for adjoint satellite

表2 载人航天器接收天线参数Table 2 Receiving antenna parameters for human spacecraft

初始设计时伴星从释放时就开始通信，因此伴随卫星和航天器间最小距离可以认为是从1 m起，由以上载人航天器与伴随卫星天线参数代入式(2)，假设载人航天器接收天线为II类设备，安全裕度要求为6 dB，对于馈线损耗均以0 dB计算，此时计算结果不满足6 dB安全裕度要求。进一步通过分析得到载人航天器与伴随卫星兼容工作的最小相对安全距离，如表3所示。

表3 载人航天器与伴随卫星兼容工作安全距离Table 3 Safe distance between human spacecraft and adjoint satellite

经分析，当伴随卫星释放后，发射天线1在距离航天器大于48 m后工作，则与航天器的接收天线1、接收天线2的安全裕度大于6 dB；在距离航天器大于739 m后工作，则与航天器的接收天线3的安全裕度大于6 dB。

对天宫二号与伴随卫星采用上述方法进行了分析，根据分析识别的电磁干扰风险，提出了伴随卫星射频设备工作时序优化的系统解决方案，经天宫二号与伴随卫星在轨飞行验证，未出现电磁干扰。

5 结束语

本文提出了一种载人航天器与伴随卫星间射频设备的电磁兼容性分析方法，通过建立伴飞运动过程航天器间的电磁干扰安全裕度分析模型，对伴随卫星发射天线与载人航天器接收天线的等效干扰信号进行了分析，得出了工程应用上重要参数的计算方法。本文提出的方法能够准确、快速地对载人航天器与伴随卫星间的电磁干扰问题进行预测与分析，有效地识别航天器间潜在的电磁干扰风险，可为空间伴随飞行、编队飞行等近距离相对运动航天器间的电磁兼容性分析与飞行方案设计提供参考。