載人航天器與伴隨衛星間射頻系統電磁兼容性分析方法

中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094

伴隨衛星相對主航天器距離近且實時跟隨，可以作為載人航天器的安全輔助工具，對載人航天器進行工作狀態檢測，為航天員出艙活動以及空間飛行器交會對接等提供直接的技術支持。同時，伴隨衛星搭載多個試驗載荷，在軌任務期間需要開展伴飛、飛越觀測以及多平臺空間協同等試驗，為載人航天器的技術試驗提供支持，并進行多項新技術試驗，拓展空間技術應用。

釋放與伴飛過程中可能出現伴隨衛星發射天線主瓣進入載人航天器接收天線主瓣的情況，導致航天器間的電磁兼容問題，影響航天器無線通信設備正常工作，嚴重時妨礙飛行任務的順利進行。常規的航天器電磁兼容性分析主要針對航天器自兼容、內部射頻系統、電子設備電磁兼容性與線纜串擾[1-5]等方面進行研究，伴飛任務航天器間的電磁兼容問題則很少涉及[6]。

本文根據伴隨衛星的飛行任務工況和射頻系統發射功率、天線增益、帶外抑制、接收靈敏度等信息，分析了伴隨衛星發射天線與載人航天器接收天線間的電磁干擾問題，針對分析識別的電磁干擾風險得到了載人航天器與伴隨衛星能夠兼容工作的最小相對距離，從而確保了航天器間在軌兼容工作。

1 航天器間電磁兼容分析模型

根據國際電聯頻率設計要求和航天器的設計方案，伴隨衛星發射設備工作在S頻段，載人航天器接收設備分別工作在L、S、Ku、Ka頻段。因此，重點考慮頻帶間隔近的S頻段射頻收發系統間的電磁兼容性，保證伴隨衛星發射機帶外雜散信號在載人航天器平臺接收機頻帶內不會抬高接收機的噪聲功率進而影響接收通道的信噪比，從而確保載人航天器在軌能夠電磁兼容。

航天器間射頻系統的潛在電磁干擾程度，可以用系統間電磁干擾安全裕度IM來表示，IM能夠直接反映接收機帶內干擾信號(發射機帶外雜散信號)對接收機的影響[7]。

按照下式確定航天器間干擾設備和敏感設備之間的電磁兼容性分析模型：

IM=S-E

(1)

式中：S為敏感設備敏感度閾值；E為干擾設備等效干擾信號強度。

根據載人航天器各設備在飛行任務中的關鍵等級，將敏感設備的安全裕度分為Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ類[8]：

Ⅰ類設備：由于工作性能降低或受到破壞，會直接危及系統成功飛行和人身安全的設備，其安全裕度一般不小于12 dB。

Ⅱ類設備：由于工作性能降低或受到破壞，會使系統不能完成某些功能任務，但不至于影響系統和人身安全的設備，其安全裕度一般不小于6 dB。

Ⅲ類設備：由于工作性能降低或受到破壞，使人有輕度不適感，使系統性能下降，但不影響系統效能，其安全裕度一般不小于0 dB。

以Ⅱ類設備為例，分析結果中，如果IM>6，表示干擾設備和敏感設備之間滿足電磁兼容性要求；如果0

2 電磁干擾安全裕度分析方法

對載人航天器與伴隨衛星間的電磁兼容性進行分析，需考慮的影響因素包括各航天器使用的無線發射和接收設備的頻點、天線布局、天線方向圖、發射功率、發射機帶外抑制、發射天線最大增益、接收天線最大增益和接收機靈敏度等[9]，以及釋放與伴飛過程中伴隨衛星與航天器的相對姿態和相對距離等數據。

以伴隨衛星發射天線、載人航天器接收天線為例，航天器間電磁干擾安全裕度分析模型如圖1所示。

圖1 電磁干擾安全裕度分析模型Fig.1 Safty margin analysis model of electromagnetic interference

將系統間電磁干擾安全裕度的主要影響因素轉化為衰減因子，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)為接收機在接收頻率fr時的靈敏度，根據接收機的實測值確定；

2)Pt(ft)為發射機在發射頻率ft時的發射功率，根據發射機的實測值確定；

3)Lt1為發射譜相對主譜的衰減值，根據發射機在接收頻率上的帶外抑制實測值確定；

4)Lt2為發射系統饋線損耗，包括非設計頻率的失配損耗，根據在發射機到發射天線鏈路損耗的實測值確定；

5)Atr為收發系統天線間的隔離度，這一項衰減因子與伴隨衛星發射天線和載人航天器接收天線的相對姿態、距離有關，對于安全裕度的結果及最終的干擾判斷都具有很重要的作用；

6)Lr1為接收機天線到接收機輸入端口的饋線損耗，包括非設計頻率的失配損耗，根據接收機到接收天線鏈路損耗的實測值確定；

7)Lr2為所計算的接收頻率相對于正常信號通帶的衰減值，根據接收機的實際工作頻段確定。對于接收機工作頻段內的電磁干擾問題進行分析時，此項取0 dB。

對電磁干擾安全裕度進行分析時，上述衰減因子一般在實測值的基礎上選取軌最惡劣工況。其中，Atr根據航天器間的相對姿態、距離進一步分析計算。

3 天線間隔離度分析方法

航天器間發射天線對接收天線的干擾主要是考察天線之間的耦合情況，也就是計算它們之間隔離度[10-12]。天線的隔離度定義為接收機天線吸收功率與發射機發射功率比值的10倍對數值[13]：

(3)

假設發射天線是各向同性的，則在接收天線處的功率密度為：

假設接收天線無損耗、已匹配，其有效接收面積Ae為：

則得到接收天線收到的功率為：

(4)

式中：Gt為發射天線增益；Gr為接收天線增益；λ為發射天線的波長；r為發射天線與接收天線的距離。

式(4)代入式(3)，得到天線隔離度公式：

(5)

將航天器間運動過程的相對距離r代入式(5)可得到發射天線與接收天線的隔離度。

由于伴隨衛星釋放到伴飛過程，將根據軌道設計進行控制，相對姿態不確定且距離為變量，因此存在發射天線主瓣可能進入主航天器接收天線主瓣的可能，按照電磁兼容最惡劣條件分析的原則，式(5)中r取最小距離，Gt、Gr在取天線增益最大值進行分析。

4 分析結果

某載人航天器與伴隨衛星執行伴飛任務，首先根據總體方案梳理載人航天器與伴隨衛星的相對運動情況，伴隨衛星釋放口位于載人航天器對地面，與載人航天器分離完成后，通過載人航天器下方繞至飛行方向前方進行伴隨飛行。伴隨衛星釋放過程中不進行主動軌道控制，依靠相對運動特性遠離載人航天器。當伴隨衛星運動至一定距離后實施第一次軌道機動，之后通過主動軌道控制遠離載人航天器。其次，根據載人航天器與伴隨衛星的射頻系統設計方案，載人航天器安裝了4副接收天線，1副位于對天面，2副位于對地面，1副位于前錐段；伴隨衛星安裝了1副發射天線。經綜合分析飛行工況和天線布局，伴隨衛星釋放初期及繞飛過程中，可能存在伴隨衛星發射天線主瓣進入載人航天器的2副對地面和1副前錐段接收天線主瓣的工況。因此，將伴隨衛星發射天線1與載人航天器的3副接收天線確定為分析對象，建立航天器間電磁兼容性分析模型。

本文給定發射天線和接收天線的發射功率、帶外抑制、天線增益、接收頻率等指標，如表1、表2所示。表1中，發射功率為伴隨衛星發射機的最大功率，帶外抑制為發射機在載人航天器接收頻率的帶外抑制值，發射天線增益為最大增益。表2中，接收天線增益為載人航天器接收天線的最大增益。

表1 伴隨衛星發射天線參數Table 1 Transmitting antenna parameters for adjoint satellite

表2 載人航天器接收天線參數Table 2 Receiving antenna parameters for human spacecraft

初始設計時伴星從釋放時就開始通信，因此伴隨衛星和航天器間最小距離可以認為是從1 m起，由以上載人航天器與伴隨衛星天線參數代入式(2)，假設載人航天器接收天線為II類設備，安全裕度要求為6 dB，對于饋線損耗均以0 dB計算，此時計算結果不滿足6 dB安全裕度要求。進一步通過分析得到載人航天器與伴隨衛星兼容工作的最小相對安全距離，如表3所示。

表3 載人航天器與伴隨衛星兼容工作安全距離Table 3 Safe distance between human spacecraft and adjoint satellite

經分析，當伴隨衛星釋放后，發射天線1在距離航天器大于48 m后工作，則與航天器的接收天線1、接收天線2的安全裕度大于6 dB；在距離航天器大于739 m后工作，則與航天器的接收天線3的安全裕度大于6 dB。

對天宮二號與伴隨衛星采用上述方法進行了分析，根據分析識別的電磁干擾風險，提出了伴隨衛星射頻設備工作時序優化的系統解決方案，經天宮二號與伴隨衛星在軌飛行驗證，未出現電磁干擾。

5 結束語

本文提出了一種載人航天器與伴隨衛星間射頻設備的電磁兼容性分析方法，通過建立伴飛運動過程航天器間的電磁干擾安全裕度分析模型，對伴隨衛星發射天線與載人航天器接收天線的等效干擾信號進行了分析，得出了工程應用上重要參數的計算方法。本文提出的方法能夠準確、快速地對載人航天器與伴隨衛星間的電磁干擾問題進行預測與分析，有效地識別航天器間潛在的電磁干擾風險，可為空間伴隨飛行、編隊飛行等近距離相對運動航天器間的電磁兼容性分析與飛行方案設計提供參考。