一种基于单机EMC 试验结果的航天器系统级电磁兼容性分析方法

刘 岩，陈瑞勋，孙 犇

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

0 引言

航天器配置应答机天线、中继天线[1]、数传天线、导航天线和空空通信天线[2]等多种数据传输天线，为在轨飞行任务提供数据传输和导航支持。天线的电磁信号加载效应会引起接收机、敏感器等设备的电性能指标发生不同程度的变化，影响敏感设备的正常工作甚至导致任务失败，因此航天器电磁兼容性[3]已成为影响在轨飞行安全的关键考量之一。

传统航天器研制采用方案、初样、正样逐步递进的研制模式，在单机初样研制阶段开展单机EMC 试验，在整器初样和正样研制阶段开展系统级EMC 试验[4]，以验证航天器自兼容以及与其他系统（如运载火箭、交会对接飞行器等）间的电磁兼容性。

若单机EMC 试验结果超标，需要采取针对性措施进行更改，更改到位再验证，直至完全合规；若系统级EMC 试验未能通过，问题单机仍需进行技术更改，重复上述流程，直至试验通过。这种研制模式和流程能够对航天器电磁兼容性进行充分验证并确保飞行任务中不发生相关问题，但效率相对较低。若能在开展系统级EMC 试验前分析单机EMC 试验结果的影响，可对问题早发现早解决，从而提高整器研制效率。

本文首先对航天器单机设备开展的EMC 试验进行分析梳理，结合航天器系统级电磁兼容规范和单机在航天器内部的布局情况，总结归纳基于单机EMC 试验结果的系统级电磁兼容性仿真分析方法；然后以某航天器单机RE（radiated emission）、RS（radiated susceptibility）、CE（conducted emission）、CS（conducted susceptibility）试验结果为例，结合实际布局情况，仿真计算得到航天器系统级电磁兼容情况，并与系统级EMC 试验结果进行比对，评估利用单机EMC 试验结果+仿真分析的方式预测系统级电磁兼容性的可行性和有效性。

1 分析方法

航天器单机EMC 试验项目包括电源线传导发射（CE102）、天线端口传导发射（CE106）、电场辐射发射（RE102）、天线谐波和乱真输出辐射发射（RE103）、电源线传导敏感度（CS101）、静电放电敏感度（CS112）、电缆束注入传导敏感度（CS114）、电缆束注入脉冲激励传导敏感度（CS115）、电缆和电源线阻尼正弦瞬变传导敏感度（CS116）和电场辐射敏感度（RS103）——以上各试验项目编号参见GJB 151B—2013《军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求与测量》[5]中的规定。其中，发射类EMC 试验超标情况可能会对航天器其他设备、运载火箭或来往航天器产生干扰，敏感类EMC 试验超标情况可能会在工作时受到航天器其他设备、运载火箭或来往航天器的干扰。

为了评估单机EMC 试验结果对于航天器系统级电磁兼容性的影响，本文提出一种基于单机EMC试验结果的航天器系统级电磁兼容性仿真分析方法。具体来讲，就是采用电子单机传导发射或辐射发射试验结果与接收设备、敏感单机或系统的敏感度限值相比较（比较关系如表1 所示），同时结合航天器系统布局，考虑自由空间损耗（空衰）等影响因素，评估单机EMC 试验结果超标对航天器系统级电磁兼容性的影响。

表1 电子单机EMC 试验结果比较关系Table 1 Comparison items for the equipment’s EMC tests

具体分析方法如下：

1）电源线传导发射（CE102）与同一母线上其他设备的电源线传导敏感度（CS101）为对应测试项目，可通过类比方式评估各自超标的影响，如图1所示。CS101 表征了外部提供一定水平电源线传导信号激励时，被测设备能可靠执行其工程任务并满足各项技术性能指标要求的能力（性能级）。在CS101 试验通过的情况下，对应CE102 超标情况，将单机设备CE102 超标频点的幅值与航天器电磁兼容规范中CS101 对应频点的幅值限值进行比较：若前者不大于后者，说明超标结果并未达到能够影响敏感设备正常工作的程度；若前者大于后者，则说明超标情况可能会影响器上其他设备工作，需要开展微波暗室试验验证。在CS101 试验未通过的情况下，先获取CS101 试验实测幅值，再将单机设备CE102 超标频点的幅值与CS101 试验对应频点的实测幅值进行比较：若前者不大于后者，说明超标结果并未达到能够影响敏感设备正常工作的程度；若前者大于后者，则说明超标情况可能会影响器上其他设备工作，需要开展微波暗室试验验证。

图1 CE102 与CS101 类比评估流程Fig. 1 Flow chart of assessment by comparison between CE102 and CS101

2）对于航天器非射频接收设备，电场辐射发射（RE102）与电场辐射敏感度（RS103）为对应测试项目，可通过类比方式评估各自超标的影响。先将RE102测试结果进行转换[6-7]，

式中：α为RE102 的直接测试结果，dBμV/m；β为量纲转换后的测试结果，V/m。后续的类比评估流程与前述的CE102 与CS101 类比评估流程相同。

3）对于航天器射频接收设备，电场辐射发射（RE102）测试结果应与接收机灵敏度进行比较。若单机设备RE102 超标频点的幅值不大于接收机灵敏度，则超标情况不会影响其他设备工作；若单机设备RE102 超标频点的幅值大于接收机灵敏度，则超标情况可能影响其他设备工作，需结合设备布局情况，获取超标设备与接收机的间距；考虑空衰后计算得到超标频点在接收机处的幅值[8]，

式中：γ为考虑空衰后单机设备RE102 超标结果分析值；V为单机设备RE102 试验结果实测值；R为RE102 超标设备与射频接收设备间的距离。再将考虑空衰后超标频点的幅值与接收机灵敏度作比对，若幅值仍然大于接收机灵敏度，则需要开展微波暗室试验验证。

4）若静电放电敏感度（CS112）、电缆束注入传导敏感度（CS114）、电缆束注入脉冲激励传导敏感度（CS115）、电缆和电源线阻尼正弦瞬变传导敏感度（CS116）测试结果超标，则被测设备可能因传导干扰导致工作异常，应对被测设备失效对飞行任务的影响以及故障蔓延后果进行分析。上述试验结果不会对航天器其他设备造成电磁兼容影响，不在本文探讨范围内。

5）天线端口传导发射（CE106）、天线谐波和乱真输出辐射发射（RE103）、微波无源部件电磁泄漏控制要求（SE）为强制性试验标准，一般很少出现超标情况，本文不对其进行考虑。

2 仿真研究

2.1 计算模型

为了对第1 章所述分析方法的有效性进行确认，首先开展仿真计算。选取某航天器典型单机EMC试验工况进行分析。

假定某航天器为两舱结构，AIT 阶段为直立姿态，返回舱在上、服务舱在下，两舱各配置若干功能设备进行飞行控制，服务舱下端面与运载火箭对接。大型航天器一般配置有数百台电子设备，在初样研制阶段均需各自完成单机EMC 试验。本文选取该航天器的4 台普通电子单机（并按照A～D 顺序编号）建立计算模型，分析单机EMC 试验超标结果对于整个航天器电磁兼容性的影响。航天器电子单机大致可分为射频类、非射频类和供配电类，本文计算模型中，设备A、C 为非射频类产品，设备B为射频类产品，均超过了航天器系统电磁兼容规范所规定的限值要求（综合航天器自兼容与运载火箭要求得出）；设备D 为供配电设备，超过了航天器自兼容CS101 限值。其中设备A、B、C 按照系统级电磁兼容规范开展EMC 试验的超标情况见表2；设备D 的超标频段为115～9685 kHz，最大超标值为88.33 dBV。

表2 电子单机RE102 试验超标情况Table 2 The out-of-standard results of electrical equipment in RE102 test

分析单机RE102 试验超标结果对于航天器电磁兼容性能影响时，需考虑空衰因素。空衰与电磁波频率和传播距离直接相关，超标频点参见表2，设备B 与敏感设备的间距假定为1.5 m。

此外，除分析超标设备对于航天器自身的影响，还须在计入空衰的前提下，分析与运载火箭的兼容性问题，超标频点参见表2，设备A～C 与星/箭分离面的间距见表3。

表3 超标电子单机与星/箭分离面的间距Table 3 Spacing between the out-of-standard equipment and the S/R separating area

2.2 计算结果

根据第1 章分析方法和2.1 节计算模型，开展单机EMC 试验结果对航天器电磁兼容性影响仿真分析。

1）设备A

首先开展自兼容分析，利用式(1)进行量纲转换后，与敏感设备对应频点RS103 的规范要求限值进行比较；然后对设备A 单机超标对运载火箭的影响进行分析，利用式(2)进行空衰计算，将计入空衰后的RE102 超标结果与运载火箭在对应频点的限值进行比较，结果如图2 所示。可以看出，设备A的单机RE102 超标结果最大值不足0.012 V/m，远小于RS103 的限值（10 V/m）；计入空衰后的单机RE102 超标结果最大值为10 dBμV/m，小于运载火箭在对应频点的限值（15 dBμV/m）。说明设备A 的RE102 超标频点不在航天器射频设备接收频段内，也不会对运载火箭的运行产生影响，即不存在影响飞行任务的风险，不需进行射频设备影响分析。

图2 设备A 测试数据影响分析Fig. 2 Influence analysis of Equipment A’s test results

2）设备B

设备B 为射频类产品，除与设备A 相同的类比分析外，还需将计入空衰后的RE102 超标结果与射频接收设备灵敏度（-133 dBm）进行比较，结果如图3 所示，可以看出：布置于航天器相应位置后，设备B 的单机RE102 超标结果对于整器的影响最大值不足0.012 V/m，远小于RS103 的限值（10 V/m）；计入空衰后的单机RE102 超标结果对于运载火箭的影响最大值为7.93 dBμV/m，小于运载火箭在对应频点的限值（15 dBμV/m），亦小于射频接收设备灵敏度指标（-133 dBm）。说明设备B 计入空衰后的单机RE102 超标结果未超过自兼容限值及运载火箭限值，不存在影响飞行任务的风险。

图3 设备B 测试数据影响分析Fig. 3 Influence analysis of Equipment B’s test results

3）设备C

采用与设备A 相同的类比分析方法开展设备C的单机EMC 试验结果对航天器电磁兼容性影响仿真分析，结果如图4 所示，可以看出：布置于航天器相应位置后，设备C 的单机RE102 超标结果对于整器的影响最大值不足0.04 V/m，远小于RS103 的标准限值（10 V/m），说明设备C 的单机RE102 超标结果未超过非射频设备RS103 的标准限值；计入空衰后的单机RE012 超标结果（属于550～750 MHz频段）对运载火箭影响最大值约为20.984 dBμV/m，超出运载火箭限值5.984 dB，存在影响飞行任务的可能，需开展专门试验验证。设备C 的单机RE102超标频点不在航天器射频设备接收频段内，无须进行射频设备影响分析。

图4 设备C 测试数据影响分析Fig. 4 Influence of Equipment C’s test results

4）设备D

采用与设备A 相同的类比分析方法开展设备D 的单机EMC 试验结果对航天器电磁兼容性影响仿真分析，设备D 的CE102 试验最大超标值（88.33 dBV）小于对应频点CS101 的标准限值（120 dBV），不存在影响飞行任务的风险。

2.3 微波暗室试验验证

对于计入空衰后仍超出运载火箭限值的设备C，按照如下流程开展微波暗室试验验证工作：

1）开展验证工作前，对微波暗室的噪声环境进行测试。

2）航天器停放于微波暗室中，整器加电，开展超标频段扫频，扫频结果与背景噪声环境进行比对，获得整器辐射发射数据。

3）获得扫频数据后，设备C 断电，再次开展超标频段扫频，扫频结果与背景噪声环境进行比对，获得设备C 断电情况下的整器辐射发射数据。

4）若整器加电测试结果未超出运载火箭限值，则通过测试；若设备C 断电的测试结果仍然超限，则交由运载火箭系统确认，若判断存在风险则需开展更改再确认工作。

3 实际测试数据分析

根据某型号在微波暗室实际测试数据，设备A～D 均加电的情况下，航天器设备工作正常，射频链路稳定，在星/箭分离面进行扫频测试，结果如图5 所示。可以看出，在运载火箭接收频段（550～750 MHz）中存在超标情况，其他频段未出现超标情况，与2.2 节计算分析结果相符。

图5 航天器扫频测试结果（所有设备加电）Fig. 5 Frequency sweeping results for spacecraft(all electrical equipment in the working state)

将设备C 关机后，再次对星/箭分离面进行扫频测试，结果如图6 中紫色部分所示。可以看出，设备C关机后，在运载火箭接收频段（550～750 MHz）中超标情况明显降低，证明原有超标情况是由设备C 所致，与2.2 节计算分析结果中的超标设备、超标频段一致，只是超标量有所不同，表明本文提出的分析方法可利用单机EMC 试验结果有效预测航天器系统级电磁兼容情况。

图6 航天器扫频测试结果（设备C 关机）Fig. 6 Frequency sweeping results for spacecraft(Equipment C in the off state)

4 结束语

本文给出一种基于单机EMC 试验结果的航天器系统级电磁兼容性分析方法，结合模型进行仿真计算，并与实际的系统级EMC 试验数据进行比较。结果表明：本文提出的方法能够依靠单机EMC试验结果和仿真分析在开展系统级电磁兼容试验前对超标单机对于航天器电磁兼容性的影响进行预先评估，有助于问题的早发现早解决，从而提高整器研制效率。

后续工作中，将通过与实际测试结果比对、迭代，进一步修正仿真分析方法和模型，提高评估准确性。