CN111327378A - 用于航天器交会对接绕飞的emc分析方法 - Google Patents

用于航天器交会对接绕飞的emc分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，包括步骤：a.收集整理绕飞航天器的计算输入条件；b.简化航天器模型及计算输入条件；c.将所有输入条件代入Friis传输方程，得到航天器发射机构对接收机构的等效干扰强度；d.将等效干扰强度与接收机构的灵敏度比较，得到安全裕量；e.根据安全裕量，明确干扰情况。根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，能够利用仿真轨道和天线技术指标，对绕飞过程中航天器间的电磁兼容情况进行预测，便于用户根据结果判断在轨可能发生的故障，提前进行预案准备甚至修改飞行方案，避免对任务的顺利完成造成影响。

Description

用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法
技术领域
本发明涉及一种用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法。
背景技术
绕飞运动在空间交会与对接、空间目标识别与侦察、在轨服务与应急情况处理等活动中均有重要的作用，是高级在轨操作的使能控制技术。在绕飞过程中，从航天器(即追踪航天器)可以通过自身携带的观测仪器，来实现对主航天器(即目标航天器)的观测，并通过航天器间的无线通信实现相对位置、相对姿态和对方工作状态等信息的交互。绕飞过程中可能存在主、从航天器接收天线进入对方发射天线波束范围产生干扰的情况，导致航天器间的电磁兼容问题，影响无线通信设备的正常工作，妨碍任务的顺利进行，需要设计一种用于交会对接绕飞的EMC分析方法。
常规的航天器电磁兼容性分析主要针对航天器自兼容、内部电路电磁兼容、模块电磁兼容等方面进行研究，持续相对运动的航天器间的电磁兼容问题分析则没有涉及。
发明内容
本发明的目的在于解决上述问题，提供一种用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，包括以下步骤：
a.收集整理绕飞航天器的计算输入条件；
b.简化航天器模型及计算输入条件；
c.将所有输入条件代入Friis传输方程，得到航天器发射机构对接收机构的等效干扰强度；
d.将等效干扰强度与接收机构的灵敏度比较，得到安全裕量；
e.根据安全裕量，明确干扰情况。
根据本发明的一个方面，在所述a步骤中，进行绕飞任务中主、从航天器间电磁兼容分析，需收集整理绕飞过程中，主、从航天器使用的各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、发射天线增益、接收天线增益和接收机灵敏度指标，以及绕飞过程中主、从航天器的相对姿态和相对距离数据作为分析的计算输入条件。
根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，简化航天器模型主要简化航天器天线模型，简化航天器天线模型及计算输入条件包括：
(1)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器上接收天线进入对方发射天线波束范围的可能性，定义绕飞过程中两航天器间的天线干扰对，非干扰对天线不在计算范畴内；
(2)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器表面安装的舱外设备及电缆等进入对方发射天线波束范围的可能性，根据已有单机EMC试验数据和相关标准规范进行类比，分析发射天线对舱外设备干扰的可能性；
(3)确定天线干扰对后，对于安装多台天线的航天器，依据不同天线的波束宽度进行分类，依据绕飞轨迹将整个分析过程划分成若干个工况，每种工况下只涉及当前角度下存在的干扰对计算；
(4)绕飞过程中，如果两航天器的相对距离远大于航天器尺寸和天线尺寸，则可将航天器视为质点，天线间的距离可认为与质点间的相对距离相等，否则需要采用实际参数进行计算；
(5)对于每个干扰对的计算，采取极端工况进行分析，简化分析过程：绕飞过程中航天器飞行姿态的变化将对计算带来影响，假定整个飞行过程中每个天线干扰对始终保持最大增益指向，所述保持最大增益指向即一直工作在最大增益工况下，则计算中天线增益选取天线最大增益即可；绕飞过程中天线干扰对之间的距离变化将对计算带来影响，由于所述(3)步中划分的每个工况下的最恶劣情况为距离最近时的计算结果，所以选取每个工况下天线干扰对的最小相对距离进行计算即可。
根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，航天器发射机构和接收结构为航天器发射天线和接收天线；
Friis传输方程中等效干扰强度与发射天线和接收天线增益成正比，选取发射天线和接收天线的最大增益进行计算，不考虑绕飞过程中的天线指向问题，认为整个绕飞过程中发射天线和接收天线均保持正对状态。
根据本发明的一个方面，所述Friis传输方程为：
Figure BDA0002279661720000031
式中：Pr为等效干扰的接收功率(dBm)；Pt为发射功率(dBm)；B为发射机带外抑制(dBc)；Gt为发射天线最大增益(dB)；Gr为接收天线最大增益(dB)；r为收发天线距离(m)；λ为接收频率波长(m)，λ＝C/f，C为光速(m/s)，f为接收天线频率(MHz)；
Figure BDA0002279661720000032
为空衰(dB)；
Figure BDA0002279661720000033
为天线隔离度(dB)。
根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，安全裕量为航天器发射机构的等效干扰信号强度与接收机构的灵敏度之差。
根据本发明的一个方面，在所述e步骤中，将安全裕量与GJB3590-99标准规定进行比较，明确干扰情况。
根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，利用主、从航天器的质心相对运动信息，结合航天器表面天线的技术指标，经过模型简化和流程处理，提出一种空间绕飞任务中航天器间电磁兼容问题的仿真分析方法，该方法计算过程简单，能够利用少量的输入条件快速判断绕飞航天器间的电磁兼容情况，为航天器在轨工况分析和故障预案设计提供支持。并且能够利用仿真轨道和天线技术指标，对绕飞过程中航天器间的电磁兼容情况进行预测，便于用户根据结果判断在轨可能发生的故障，提前进行预案准备甚至修改飞行方案，避免对任务的顺利完成造成影响。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法的流程图；
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的简化航天器模型的流程图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法的流程图。如图1所示，根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，包括以下步骤：
a.收集整理绕飞航天器的计算输入条件；
b.简化航天器模型及计算输入条件；
c.将所有输入条件代入Friis传输方程，得到航天器发射机构对接收机构的等效干扰强度；
d.将等效干扰强度与接收机构的灵敏度比较，得到安全裕量；
e.根据安全裕量，明确干扰情况。
实际上，本发明是为了在任务开始前预先了解交会对接绕飞任务中航天器间的电磁兼容情况，提供一种用于交会对接绕飞的EMC分析方法。本发明根据无线电波传输理论，发射机与接收机之间的信号传输强度可采用Friis传输方程进行估算，得到发射机对接收机的等效干扰信号强度。采用该方法得到绕飞航天器上各个发射机对接收机的等效干扰强度，与GJB3590-99航天系统电磁兼容性要求中规定的内容进行比较，得到各个发射机与接收机之间的安全裕量，明确干扰情况。
根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，进行绕飞任务中主从航天器间电磁兼容分析，需收集整理绕飞过程中，主从航天器使用的各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、发射天线增益、接收天线增益和接收机灵敏度等指标，以及绕飞过程中主、从航天器的相对姿态和相对距离等数据。
在本发明中，由于交会对接绕飞过程中两航天器的飞行姿态、轨道、天线指向等数据时刻在发生变化，统计每一时刻的所有参数进行计算所带来的工作量将十分巨大。为了简化计算，需要对航天器模型尤其是天线模型以及计算输入条件进行简化，便于快速得到仿真结果。
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的简化航天器模型的流程图。如图2所示，在本实施方式中，简化航天器天线模型的流程包括：
(1)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器上接收天线进入对方发射天线波束范围的可能性，定义绕飞过程中两航天器间的天线干扰对，非干扰对天线不在计算范畴内；
(2)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器表面安装的舱外设备(尤其是传感器等敏感设备)及电缆等进入对方发射天线波束范围的可能性，根据已有单机EMC试验数据和相关标准规范进行类比，分析发射天线对舱外设备干扰的可能性；
(3)确定天线干扰对后，对于安装多台天线的航天器，依据不同天线的波束宽度进行分类，依据绕飞轨迹将整个分析过程划分成若干个工况，每种工况下只涉及当前角度下存在的干扰对计算；
(4)绕飞过程中，如果两航天器的相对距离远大于(10倍以上)航天器尺寸和天线尺寸，则可将航天器视为质点，天线间的距离可认为与质点间的相对距离相等；否则需要采用实际参数进行计算；
(5)对于每个干扰对的计算，采取极端工况进行分析，简化分析过程：绕飞过程中航天器飞行姿态的变化将对计算带来影响，假定整个飞行过程中每个天线干扰对始终保持最大增益指向，即一直工作在最大增益工况下，则计算中天线增益选取天线最大增益即可；绕飞过程中天线干扰对之间的距离变化将对计算带来影响，由于第3步中划分的每个工况下的最恶劣情况为距离最近时的计算结果，所以选取每个工况下天线干扰对的最小相对距离进行计算即可。
根据本发明的一种实施方式，在上述c步骤中，根据无线电波传输理论，发射天线对接收天线的干扰情况可采用Friis传输方程的等效干扰计算公式进行估算，得到发射天线对接收天线的等效干扰信号强度。由于天线方向图含有角度信息，不同发/入射角的发射/接收天线增益不同。Friis传输方程中等效干扰强度与发射天线和接收天线增益成正比，出于加严计算的考虑，选取发射天线和接收天线的最大增益进行计算，即不考虑绕飞过程中的天线指向问题，认为整个绕飞过程中发射天线和接收天线均保持正对状态。
等效干扰计算公式，即Friis传输方程如下：
Figure BDA0002279661720000061
式中：Pr为等效干扰的接收功率(dBm)；Pt为发射功率(dBm)；B为发射机带外抑制(dBc)；Gt为发射天线最大增益(dB)；Gr为接收天线最大增益(dB)；r为收发天线距离(m)；λ为接收频率波长(m)，λ＝C/f，C为光速(m/s)，f为接收天线频率(MHz)；
Figure BDA0002279661720000062
为空衰(dB)；
Figure BDA0002279661720000063
为天线隔离度(dB)。
根据本发明的一种实施方式，在上述d步骤中，安全裕量为航天器发射机构的等效干扰信号强度与接收机构的灵敏度之差。
根据本发明的一种实施方式，在上述e步骤中，根据GJB3590-99航天系统电磁兼容性要求规定，绕飞过程中主、从航天器所使用的射频设备电磁干扰危害度类别为II类(性能下降，包括任何自主操作能力的丧失)，安全系数要求为6dB；出于加严考虑，可将设备电磁干扰危害度类别提高为I类，安全系数提高为12dB；若分析选用的发射或敏感度特性为估算值，需在安全系数上增加6dB，考虑2dB余量之后，设定本次分析的安全裕量为20dB。如果分析结果中安全裕量大于20dB，则认为可兼容工作；如果安全裕量在0～20dB之间，则认为可以兼容工作，但是安全裕量不足，需要关注，通过还原模型简化前的输入数据(如天线指向、飞行姿态等)重新计算，获取真实条件下的干扰情况；如果安全裕量为负数，则认为发射机可能对接收机产生干扰。
根据本发明的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，利用主、从航天器的质心相对运动信息，结合航天器表面天线的技术指标，经过模型简化和流程处理，提出一种空间绕飞任务中航天器间电磁兼容问题的仿真分析方法，该方法计算过程简单，能够利用少量的输入条件快速判断绕飞航天器间的电磁兼容情况，为航天器在轨工况分析和故障预案设计提供支持。并且能够利用仿真轨道和天线技术指标，对绕飞过程中航天器间的电磁兼容情况进行预测，便于用户根据结果判断在轨可能发生的故障，提前进行预案准备甚至修改飞行方案，避免对任务的顺利完成造成影响。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，包括以下步骤：
a.收集整理绕飞航天器的计算输入条件；
b.简化航天器模型及计算输入条件；
c.将所有输入条件代入Friis传输方程，得到航天器发射机构对接收机构的等效干扰强度；
d.将等效干扰强度与接收机构的灵敏度比较，得到安全裕量；
e.根据安全裕量，明确干扰情况。
2.根据权利要求1所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，在所述a步骤中，进行绕飞任务中主、从航天器间电磁兼容分析，需收集整理绕飞过程中，主、从航天器使用的各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、发射天线增益、接收天线增益和接收机灵敏度指标，以及绕飞过程中主、从航天器的相对姿态和相对距离数据作为分析的计算输入条件。
3.根据权利要求1所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，在所述b步骤中，简化航天器模型主要简化航天器天线模型，简化航天器天线模型及计算输入条件包括：
(1)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器上接收天线进入对方发射天线波束范围的可能性，定义绕飞过程中两航天器间的天线干扰对，非干扰对天线不在计算范畴内；
(2)根据天线在航天器上的安装位置，结合天线波束宽度，分析每艘航天器表面安装的舱外设备及电缆等进入对方发射天线波束范围的可能性，根据已有单机EMC试验数据和相关标准规范进行类比，分析发射天线对舱外设备干扰的可能性；
(3)确定天线干扰对后，对于安装多台天线的航天器，依据不同天线的波束宽度进行分类，依据绕飞轨迹将整个分析过程划分成若干个工况，每种工况下只涉及当前角度下存在的干扰对计算；
(4)绕飞过程中，如果两航天器的相对距离远大于航天器尺寸和天线尺寸，则可将航天器视为质点，天线间的距离可认为与质点间的相对距离相等，否则需要采用实际参数进行计算；
(5)对于每个干扰对的计算，采取极端工况进行分析，简化分析过程：绕飞过程中航天器飞行姿态的变化将对计算带来影响，假定整个飞行过程中每个天线干扰对始终保持最大增益指向，所述保持最大增益指向即一直工作在最大增益工况下，则计算中天线增益选取天线最大增益即可；绕飞过程中天线干扰对之间的距离变化将对计算带来影响，由于所述(3)步中划分的每个工况下的最恶劣情况为距离最近时的计算结果，所以选取每个工况下天线干扰对的最小相对距离进行计算即可。
4.根据权利要求1所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，在所述c步骤中，航天器发射机构和接收结构为航天器发射天线和接收天线；
Friis传输方程中等效干扰强度与发射天线和接收天线增益成正比，选取发射天线和接收天线的最大增益进行计算，不考虑绕飞过程中的天线指向问题，认为整个绕飞过程中发射天线和接收天线均保持正对状态。
5.根据权利要求4所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，所述Friis传输方程为：
Figure FDA0002279661710000021
式中：Pr为等效干扰的接收功率(dBm)；Pt为发射功率(dBm)；B为发射机带外抑制(dBc)；Gt为发射天线最大增益(dB)；Gr为接收天线最大增益(dB)；r为收发天线距离(m)；λ为接收频率波长(m)，λ＝C/f，C为光速(m/s)，f为接收天线频率(MHz)；
Figure FDA0002279661710000022
为空衰(dB)；
Figure FDA0002279661710000023
为天线隔离度(dB)。
6.根据权利要求1所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，在所述d步骤中，安全裕量为航天器发射机构的等效干扰信号强度与接收机构的灵敏度之差。
7.根据权利要求1所述的用于航天器交会对接绕飞的EMC分析方法，其特征在于，在所述e步骤中，将安全裕量与GJB3590-99标准规定进行比较，明确干扰情况。
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