CN102323507B - 电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法 - Google Patents

Abstract

电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法，首先将离子推力器安装于透波副舱内，透波副舱与主真空罐连接，通过透波副舱使离子推力器羽流产生的电磁辐射干扰发射到主真空罐外。连接各设备及天线。电推进系统开机正常工作状态下，使应答机上行和下行电平均为弱电平，检查上行指令接收和下行遥测误码情况；如果指令接收均正确，误码率满足要求，则表明应答机没有受扰；观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况，如果遥测正确、定位正常，则表明GPS接收机没有受扰。

Description

电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法

技术领域

本发明涉及一种电推进系统电磁兼容性试验方法，特别是电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性试验方法。 

背景技术

由于卫星电推进系统工作时具有高电压、大电流、较大的电压或电流变化率、以及复杂的等离子体环境，因此电推进系统工作时产生的辐射发射电磁干扰对卫星的星上射频设备造成潜在的影响。这些辐射电磁干扰可能来自于供配电管理单元(PPU)、电缆线、电推力器以及引出羽流中的发射。电推进系统与星上射频设备要确保电磁兼容，因此必须进行电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性验证。 

国内目前只对PPU、数字接口控制单元(DICU)等进行过单独的设备级电磁兼容性测试，没有进行过整个电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性试验，也没有提出这方面的方法。 

国外进行电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验的方法是：建设一个电推进系统电磁兼容性测试实验室，这个实验室包括用于容纳羽流的透波真空罐，全电波的暗室两部分，即将普通的电推进测试室和普通的电磁兼容性测试室结合在一起，完成电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性测试。测试的时候，将整个卫星推入电推进系统电磁兼容性测试实验室，卫星和电推进系统进行相关的测试流程，考察辐射电磁兼容性。这种方法的不足是需要建设专门的电推进系统电磁兼容性测试实验室，代价高昂。而目前电推进系统尚属于试验产品，数量极少，为此建设专门的实验室，利用率不高。 

在没有电推进系统电磁兼容性测试实验室的情况下，如何对电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性进行验证，这是一个难题，国内外尚没有提出 解决方法。主要的困难在于，电推进系统的离子推力器必需在真空环境中工作，无法直接安装于装有天线的卫星上，而离子推力器产生的羽流会产生电磁辐射干扰，该干扰与卫星射频设备的辐射兼容性又必须得到验证。 

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服没有电推进系统电磁兼容性测试实验室的困难，提供了一种方法简便、易于实现的电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法。 

本发明的技术解决方案是：电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法，步骤如下： 

(1)将电推进系统的离子推力器放置于透波副舱内，同时将透波副舱与主真空罐固定连接，离子推力器通过电缆与放置在透波副舱和主真空罐外的电推进系统的其余部分连接；离子推力器的安装位置靠近透波副舱末端中心位置，确保在透波副舱内有1米长的羽流；所述透波副舱为圆柱形玻璃钢材料； 

(2)在主真空罐和透波副舱连接部位的两侧安装两块吸波材料板，尖劈状吸波材料朝向透波副舱一侧，并能够完全遮挡主真空罐； 

(3)使用抽气系统对主真空罐抽真空； 

(4)将卫星结构体置于透波副舱处，卫星结构体上安装应答机天线两付、GPS天线一付； 

(5)应答机、遥控单元、星务计算机、天线进行星上设备连接，同时测控地面天线与测控地面设备连接； 

(6)电推进系统不加电，将应答机射频口接收到的上行电平调整为灵敏度电平以上3dB，将测控地面设备射频口的下行电平调整为灵敏度电平以上3dB； 

(7)遥控指令经测控地面天线发出并由卫星上的应答机天线接收，经应答机传送给遥控单元和星务计算机，在星务计算机上检查有无指令漏误； 

(8)由星务计算机发送测试码，经遥控单元、应答机、应答机天线向测控地面天线发送，在测控地面设备检查测试码的误码率； 

(9)电推进系统加电，处于正常工作状态；保持应答机口和测控地面设备射频口的电平不变，再次检查上行指令接收和下行遥测误码情况；如果指令接收均正确，误码率满足要求，则表明应答机没有受到电推进系统的干扰； 

(10)用有线方式连接两台GPS接收机和GPS仿真器，GPS接收机、GPS地面测试设备开机，电推进系统不开机；两台GPS接收机一台工作于绝对定位模式，另一台工作于相对定位模式；观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况； 

(11)电推进系统开机，改变电推进系统的工作模式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况； 

(12)把工作于相对定位模式的GPS接收机和GPS仿真器的连接改为无线方式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况； 

(13)改变电推进系统的工作模式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况。 

本发明的原理是：离子推力器安装于透波副舱内，透波副舱与主真空罐连接，通过透波副舱使离子推力器发出的羽流产生的电磁辐射干扰发射到罐外。在卫星结构体上按照实际布局状态安装应答机、GPS接收机的天线，因此射频设备的天线将按照实际星上电磁边界耦合电磁辐射干扰。连接各设备及天线。电推进系统开机正常工作状态下，使应答机上行和下行电平均为弱电平，检查上行指令接收和下行遥测误码情况；如果指令接收均正确，误码率满足要求，则表明应答机没有受扰；观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况，如果遥测正确、定位正常，则表明GPS接收机没有受扰。 

本发明与现有技术相比的优点在于： 

(1)本发明方法避免了建设专门的电推进系统电磁兼容性测试实验室的巨大代价，实现了在没有电推进系统电磁兼容性测试实验室情况下电推进系统与星上射频设备的辐射电磁兼容性的有效验证，节约了成本； 

(2)本发明方法采用透波副舱与主真空罐连接的方式，实现了羽流产生的 电磁辐射能够被罐外天线接收到，又避免了使用全透波主真空罐的巨大投入，降低了测试复杂性； 

(3)本发明方法将星上射频设备及地面测试设备置于电推进系统实验室内进行性能测试，操作简便，易于实现。 

附图说明

图1为本发明应答机辐射敏感性测试示意图； 

图2为本发明GPS接收机辐射敏感性测试示意图。 

具体实施方式

本方法主要包括应答机辐射敏感性测试和GPS接收机辐射敏感性测试。 

应答机辐射敏感性测试示意图如图1所示，整个系统由电推进系统(离子电源模块、推进剂贮供单元、数字接口与控制模块、离子推力器模块)、TS-6真空系统(主真空罐、抽气系统)、透波副舱、控制计算机、应答机、遥控单元、星务计算机、测控地面设备、地面测控天线、应答机天线、卫星结构体、吸波材料板等组成。 

电推进系统由一套(含推力器支架)氙离子推力器、一套离子电源、一套推进剂贮供单元、一套数字接口与控制模块组成。四个组成单元之间的相互关系为：推进剂贮供单元受数字接口与控制模块的控制以维持气路状态和向推力器供应推进剂；电源处理单元向数字接口与控制模块提供工作电源，并受控制单元控制分别向推力器、推进剂贮供单元供应工作电源；数字接口与控制模块分别控制电源处理单元的供电状态和推进剂贮供单元的供流状态，并获取和贮存系统工作参数和状态参数；推力器在供电和供流条件下电离推进剂原子、引出高能离子束流并对束流进行中和，由此产生反作用推力。 

TS-6真空系统由主真空罐和抽气系统组成。主真空罐为不锈钢材料，长9.8m，直径2.4m，泵的氙气抽速为165000L/s。离子推力器的束流喷到主真空室的靶上。靶是由一系列0.6m高的铝锥体组成的，表面覆盖了一层柔性石墨，石墨的作用就是减少高能离子的溅射和推力器产生的频率高于80MHz的 电磁辐射通过主真空罐金属壁面的反射。主真空罐真空度为：空载时：≤1.0×10^-4Pa；推力器工作时：≤8.0×10^-3Pa。 

透波副舱为圆柱形玻璃钢材料，透波副舱长1.8m、直径0.9m，一端与主真空罐相连。推力器出口到副舱出口的距离为1100m。试验得到20cm氙离子电推力器的束流发散角小于30°。 

透波真空室副舱主要指标如下： 

a)频率在1kHz～18GHz范围的电磁波透过率：≥80％ 

b)工作温度：≥120℃ 

c)承受外压：≥2大气压 

透波副舱的功能是与主真空罐共同形成真空环境，同时使羽流产生的电磁波透出主真空罐。 

EMC测试接收机和EMC测试天线选用罗德施瓦茨公司的产品。控制计算机功能是监测和控制电推进系统的四个模块：推力器、离子电源模块、推进剂贮供单元、数字接口与控制模块。对各个模块进行开关机、工况转换等。 

吸波材料板选用德国法兰克尼亚公司的产品，置于主真空罐与透波副舱连接处，吸收电磁辐射，避免主真空罐壁产生的反射的影响。 

应答机、遥控单元、星务计算机、应答机天线选用现有卫星平台产品。 

应答机的功能是接收地面站发送的上行信号，送星务分系统遥控单元；将来自星务分系统的遥测码发往地面站。遥控单元的功能是接收应答机输出的信号，与星务主计算机通过总线网络通信，接受主计算机命令。星务中心计算机的功能是遥控注入数据接收、分析、和传送；遥测数据的生成与发送。 

测控地面设备、地面测控天线选用现有测试设备，测控地面设备的功能是发送上行遥控指令，接收下行遥测信息，判断遥测误码。测控地面天线的功能是收发射频信号。 

卫星结构体的作用是提供星上电磁耦合的边界条件。 

应答机辐射敏感性测试流程如下： 

a将离子推力器模块安装于透波副舱内，安装位置靠近透波副舱末端中心位置，确保在透波副舱内有1米长的羽流，同时确保羽流不会喷射到主真空罐与透波副舱的连接部位的罐壁上，造成羽流溅射。 

b将透波副舱与主真空罐固定连接，离子推力器电缆在透波副舱和主真空罐内走线到主真空罐的电缆孔穿出，与离子电源模块和推进剂贮供单元连接。确保电缆走线不在羽流束角内。 

c在主真空罐和透波副舱连接部位的两侧安装两块吸波材料板，尖劈状吸波材料在透波副舱一侧，以便遮挡金属材料的主真空罐，避免电磁反射对测试的影响。 

d连接电推进系统各模块和控制计算机，开机。 

e使用抽气系统对主真空罐抽真空，使之满足真空度要求。 

f将卫星结构体置于透波副舱处，安装应答机天线两付、GPS天线一付于RM星上。 

g连接应答机、天线、应答机加电自检。 

h连接遥控单元、星务计算机、遥控单元，星务计算机加电自检。 

i应答机与遥控单元连接，连接测控地面天线、测控地面设备。 

j电推进系统不加电。 

k将应答机射频口接收到的上行电平调整为灵敏度电平以上3dB，将测控地面设备射频口的下行电平调整为灵敏度电平以上3dB。 

l测控地面设备发出指令，经测控地面天线，由星上应答机天线接收，经应答机传送给遥控单元和星务中心计算机，在星务中心计算机单检上检查有无指令漏误。 

m由星务中心计算机发送全A码，经遥控单元、应答机、应答机天线向测控地面天线发送，测控地面设备检查误码率。 

n电推进系统加电，处于正常工作状态。 

o保持应答机口和测控地面设备射频口的电平不变，再次按照l、m条检查 上行指令接收和下行遥测误码情况。如果指令接收均正确，误码率满足要求，则表明应答机没有受到电推进系统的干扰。 

GPS接收机辐射敏感性测试示意图如图2所示，整个系统由电推进系统(离子电源模块、推进剂贮供单元、数字接口与控制模块)、TS-6真空系统、控制计算机、GPS动态仿真器、功分器、GPS接收机B、GPS接收机A、GPS地面测试设备、地面GPS天线、GPS天线、卫星结构体等组成。 

GPS接收机、GPS天线选用现有卫星平台产品，两台GPS接收机均能够实现绝对定位，另外GPS接收机A能够接收GPS接收机B传送的绝对定位信息，实现相对定位。GPS天线用于接收射频信号。 

地面GPS天线、GPS地面测试设备、GPS动态仿真器选用现有的测试设备，GPS动态仿真器模拟在轨GPS卫星发出的信号环境，GPS地面测试设备处理GPS接收机的数据。地面GPS天线将GPS动态仿真器的信号发出。 

GPS接收机辐射敏感性测试流程如下： 

a电推进系统(离子电源模块、推进剂贮供单元、数字接口与控制模块)、控制计算机保持连接状态不变。之前的其他地面辅助设备保持状态不变。 

b用有线方式连接两台GPS接收机和GPS仿真器，GPS接收机、GPS地面测时设备开机，其他设备不开机。 

c GPS接收机B一台工作于绝对定位工作模式，GPS接收机A工作于相对定位模式；观察GPS接收机的遥测参数，观察绝对定位情况和相对定位情况。 

d在电推进系统典型的工作模式运行期间(包括负载切换等典型的瞬态状态)，观察GPS接收机的性能监测项及定位情况；测试结束后，电推进系统关机。 

e把GPS接收机A和GPS仿真器的连接改为无线方式(通过转发器和天线)，GPS接收机、GPS地检设备开机，其他设备不开机。 

fGPS接收机B工作于绝对定位工作模式，GPS接收机A工作于相对定 位模式；观察GPS接收机的遥测参数，观察绝对定位情况和相对定位情况. 

g在电推进系统典型的工作模式运行期间(包括负载切换等典型的瞬态状态)，观察GPS接收机的性能监测项及定位情况。 

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。 

Claims (1)

1.电推进系统与星上射频设备辐射电磁兼容性试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)将电推进系统的离子推力器放置于透波副舱内，同时将透波副舱与主真空罐固定连接，离子推力器通过电缆与放置在透波副舱和主真空罐外的电推进系统的其余部分连接；离子推力器的安装位置靠近透波副舱末端中心位置，确保在透波副舱内有1米长的羽流；所述透波副舱为圆柱形玻璃钢材料；

(2)在主真空罐和透波副舱连接部位的两侧安装两块吸波材料板，尖劈状吸波材料朝向透波副舱一侧，并能够完全遮挡主真空罐；

(3)使用抽气系统对主真空罐抽真空；

(4)将卫星结构体置于透波副舱处，卫星结构体上安装应答机天线两付、GPS天线一付；

(5)应答机、遥控单元、星务计算机、天线进行星上设备连接，同时测控地面天线与测控地面设备连接；

(6)电推进系统不加电，将应答机射频口接收到的上行电平调整为灵敏度电平以上3dB，将测控地面设备射频口的下行电平调整为灵敏度电平以上3dB；

(7)遥控指令经测控地面天线发出并由卫星上的应答机天线接收，经应答机传送给遥控单元和星务计算机，在星务计算机上检查有无指令漏误；

(8)由星务计算机发送测试码，经遥控单元、应答机、应答机天线向测控地面天线发送，在测控地面设备检查测试码的误码率；

(9)电推进系统加电，处于正常工作状态；保持应答机射频口和测控地面设备射频口的电平不变，再次按照步骤(7)和步骤(8)分别检查有无指令漏误和测试码的误码率；如果指令接收均正确，误码率满足要求，则表明应答机没有受到电推进系统的干扰；

(10)用有线方式连接两台GPS接收机和GPS仿真器，GPS接收机、GPS地面测试设备开机，电推进系统不开机；两台GPS接收机一台工作于绝对定位模式，另一台工作于相对定位模式；观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况；

(11)电推进系统开机，改变电推进系统的工作模式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况；

(12)把工作于相对定位模式的GPS接收机和GPS仿真器的连接改为无线方式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况；

(13)改变电推进系统的工作模式，观察GPS接收机的遥测参数，确定绝对定位情况和相对定位情况。

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