CN112415280A - 一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统及方法，包括：航天器放置在电波混响室的测试区内，航天器与地测设备进行有线连接；电波混响室内仅测试航天器的无意信号；接收天线设置在电波混响室内的顶角接收信号；测试系统设置在电波混响室外，通过测试系统测试系统路径的插入损耗和功率值；步进电机驱动及控制系统与搅拌器连接；根据预设频点触发步进电机驱动及控制系统，根据步进电机驱动及控制系统控制搅拌器，通过搅拌器的搅拌，改变电磁波的边界条件，在电波混响室内形成均匀场；信号源用于施加已知功率电平，验证测试系统系统路径的插入损耗。本发明旨在保证航天器辐射发射测试的天地一致性。

Description

一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统及方法
技术领域
本发明涉及航天器电磁兼容测试领域，具体地，涉及一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，更为具体地，涉及一种测量航天器辐射发射的试验方法。
背景技术
航天器上装载了大量的电子设备和各类天线，在航天器发射过程中，会产生很多有意无意的辐射，同时测试天线在发射过程中需要开机，无意发射和有意发射产生的复杂电磁场，可能会对其他系统如运载、发射场等大系统造成潜在的干扰，所以要对航天器指定工作状态下的辐射发射进行测量。航天器在发射阶段需要与地面建立通信连接,在整流罩内的环境本身就是一个大型谐振腔。运载等大系统对航天器的辐射发射提出的要求都较严苛，一般为在运载等系统的接收频段内，航天器的辐射发射不能超过一定的场强值，且该值较国军标的要求低很多。
航天器的辐射发射测试不同于单机的辐射发射测试，航天器由于需要遥测遥控等功能，地面设备需和星上建立无线射频连接，单机测试时即使有天线也是处于待发状态。加之，星上的无线功率一般较大，降低仪器器件的使用寿命,甚至是损坏地面测量接收机。故设计一种航天器辐射发射专用的试验方法，是解决问题的有效途径之一。
专利文献CN109613342A(申请号：201811409407.4)公开了一种运载火箭电磁辐射发射分布式测量方法，通过在运载火箭仪器舱内、外布置测点，采用分布式测量手段在单次模飞流程中同时获取运载火箭模飞流程中仪器舱内外的电磁辐射发射特征数据，大大的减少了模飞流程次数，从而降低了测量风险，提高了测量精度。同时本发明方法可以利用实时频谱捕获及存储技术获取运载火箭模飞流程中的辐射发射，为航天器电磁兼容性评估提供技术支撑。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统及方法。
根据本发明提供的一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统，包括：航天器、搅拌器、接收天线、测试系统、步进电机驱动及控制系统和信号源；
所述航天器放置在电波混响室的测试区内，所述航天器与地测设备进行有线连接；电波混响室内仅测试航天器通过包括电缆、孔、缝对外辐射的无意信号；
所述接收天线设置在电波混响室内的角落接收信号；
所述测试系统设置在电波混响室外，通过测试系统测试系统路径的插入损耗和功率值；
所述步进电机驱动及控制系统与所述搅拌器连接；根据预设频点触发步进电机驱动及控制系统，根据步进电机驱动及控制系统控制搅拌器，通过搅拌器的搅拌，改变电磁波的边界条件，在电波混响室内形成均匀场；
所述信号源用于施加已知功率电平，验证测试系统系统路径的插入损耗。
优选地，所述测试系统包括：衰减器、EMI接收机和矢量网络分析仪；
所述接收天线与所述衰减器连接；所述衰减器与所述EMI接收机连接，记录当接收天线接收无意信号时，EMI接收机的实际测量值P0；
断开衰减器与接收天线、EMI接收机的连接，将矢量网络分析仪通过电缆与衰减器两端连接，对系统路径进行校验，获得系统路径的插入损耗IL。
优选地，所述仅测试航天器的无意信号包括航天器所有主动发射信号全部通过有线连接方式测量，仅测量包括通过孔、缝、电缆辐射出来的无意信号。
根据本发明提供的一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，运用上述所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统执行如下步骤：
步骤M1：预估待测航天器的无意辐射频段的等效全向辐射功率P；
步骤M2：根据等效全向辐射功率P选择衰减器，并确保待测点位置处测得的功率P0未超过EMI接收机的安全功率P1，接收天线接收无意信号，记录EMI接收机的实际测量值P0；
步骤M3：使用矢量网络分析仪对系统路径进行检验，获得系统路径的插入损耗IL；
步骤M4：接收天线接收信号源信号，利用信号源施加一已知功率电平的校验信号到系统校验路径，测量EMI接收机测量值与路径补偿值之和在注入电平的预设范围内；
步骤M5：航天器加电至待测状态，接收天线接收信号，对EMI接收机测量结果根据插入损耗进行补偿，EMI接收机设置为平均值检波方式，获得航天器在电波混响室内的平均对外辐射功率PAveRec。
优选地，所述步骤M2包括：衰减器的衰减量选取L>P-P1，其中，L表示衰减器的衰减量；P表示等效全向辐射功率，P1表示EMI接收机的安全功率。
优选地，所述步骤M2还包括：当等效全向辐射功率P未超过滤波器安全输入功率P1，则提高测试低噪声不选取衰减器。
优选地，所述步骤M5包括：
Figure BDA0002800300510000031
其中，CVF表示电波混响室的确认系数，为电波混响室的固有属性；ηTx表示电波混响室确认过程中使用的发射天线的效率；PAveRec表示EMI接收机的测量值；IL表示插入损耗；PRad表示航天器无意对外辐射；P0表示EMI接收机在平均值检波方式下的示值读数。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明使用电波混响室，航天器所处的电磁环境更加贴近实际发射过程；
2、本发明测试过程中，采用射频有线方式，主要测试通过航天器孔、缝、电缆等辐射出来的信号，测试结果更加符合实际。
3、本发明电磁信号经过多次反射，不再区分水平极化和垂直极化，可以实现航天器辐射发射的快速测试，试验效率更高；
4、本发明电波混响室不使用吸波材料，相比传统的微波屏蔽暗室，造价低，具有较高的性价比；
5、本发明旨在保证航天器EMC测试的天地一致性，准确测试航天器发射段和在轨运行期间的对外电磁辐射发射情况，验证航天器发射器期间对应的运载的接收频段电磁兼容性要求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
根据本发明提供的一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统，如图1所示，包括：航天器、搅拌器、接收天线、测试系统、步进电机驱动及控制系统和信号源；
所述航天器放置在电波混响室的测试区内，所述航天器与地测设备进行有线连接；电波混响室内仅测试航天器通过包括电缆、孔、缝对外辐射的无意信号；
所述接收天线设置在电波混响室内的角落接收信号；
所述测试系统设置在电波混响室外，通过测试系统测试系统路径的插入损耗和功率值；
所述步进电机驱动及控制系统与所述搅拌器连接；根据预设频点触发步进电机驱动及控制系统，根据步进电机驱动及控制系统控制搅拌器，通过搅拌器的搅拌，改变电磁波的边界条件，在电波混响室内形成均匀场；
所述信号源用于施加已知功率电平，验证测试系统系统路径的插入损耗。
具体地，所述测试系统包括：衰减器、EMI接收机和矢量网络分析仪；
所述接收天线与所述衰减器连接；所述衰减器与所述EMI接收机连接，记录当接收天线接收无意信号时，EMI接收机的实际测量值P0；
断开衰减器与接收天线、EMI接收机的连接，将矢量网络分析仪通过电缆与衰减器两端连接，对系统路径进行校验，获得系统路径的插入损耗IL。
具体地，所述仅测试航天器的无意信号包括航天器所有主动发射信号全部通过有线连接方式测量，仅测量包括通过孔、缝、电缆辐射出来的无意信号。
根据本发明提供的一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，运用上述所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统执行如下步骤：
步骤M1：预估待测航天器的无意辐射频段的等效全向辐射功率P；
步骤M2：根据等效全向辐射功率P选择衰减器，并确保待测点位置处测得的功率P0未超过EMI接收机的安全功率P1，接收天线接收无意信号，记录EMI接收机的实际测量值P0；
步骤M3：使用矢量网络分析仪对系统路径进行检验，获得系统路径的插入损耗IL；
步骤M4：接收天线接收信号源信号，利用信号源施加一已知功率电平的校验信号到系统校验路径，测量EMI接收机按正常数据扫描方式扫描，测量EMI接收机测量值与路径补偿值之和在注入电平的±3dB范围内；
步骤M5：航天器加电至待测状态，接收天线接收信号，对EMI接收机测量结果根据插入损耗进行补偿，EMI接收机设置为平均值检波方式，获得航天器在电波混响室内的平均对外辐射功率PAveRec。
具体地，所述步骤M2包括：衰减器的衰减量选取L>P-P1，其中，L表示衰减器的衰减量；P表示等效全向辐射功率，P1表示EMI接收机的安全功率。
具体地，所述步骤M2还包括：当等效全向辐射功率P未超过滤波器安全输入功率P1，则提高测试低噪声不选取衰减器。
具体地，所述步骤M5包括：
Figure BDA0002800300510000051
其中，CVF表示电波混响室的确认系数，为电波混响室的固有属性；ηTx表示电波混响室确认过程中使用的发射天线的效率，对数周期天线取0.75，喇叭天线取0.9；PAveRec表示EMI接收机的测量值；IL表示插入损耗；PRad表示航天器无意对外辐射；P0表示EMI接收机在平均值检波方式下的示值读数。
实施例2
实施例2是实施例1的变化例
一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，如图1所示，包括：
步骤1：将航天器放置在电波混响室的测试区内，断开航天器上所有有意发射,改成有线连接方式,电波混响室内仅测试航天器通过壳体/电缆等辐射出去的无意信号；
步骤2：预估某待测航天器的无意辐射功率最大频段为1.8GHz，等效全向辐射功率为30dBmW；
步骤3：在火箭方要求的频段用接收机、衰减器和该频段的标准测试天线进行预测量，选用(L>P-P1)40dB的衰减器，确保在待测频段内测得的无意辐射功率最大值未超过接收机的安全功率P1，记录接收机的实际测量值P0(-45dBm)和衰减器衰减值L(40dB)；
步骤3：用信号发生器施加一已知功率为-50dBm的2.5GHz的校验信号到系统校验路径，测量接收机按正常数据扫描方式扫描，确认测量值+路径补偿值在注入电平的±3dB范围之内；
步骤5：航天器加电至待测状态，根据测试系统所选用的部件，包过电缆损耗、衰减器系数等修正系数后，对测量结果进行补偿，则实际测试位置处各频点的平均功率值PAveReV，按照公式(1)获得航天器无意对外辐射功率PRad。
步骤6：按照1m距离估算，距离航天器1m处产生的无意辐射场强为
Figure BDA0002800300510000061
单位V/m。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (7)

1.一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统，其特征在于，包括：航天器、搅拌器、接收天线、测试系统、步进电机驱动及控制系统和信号源；
所述航天器放置在电波混响室的测试区内，所述航天器与地测设备进行有线连接；电波混响室内仅测试航天器通过包括电缆、孔、缝对外辐射的无意信号；
所述接收天线设置在电波混响室内的角落接收信号；
所述测试系统设置在电波混响室外，通过测试系统测试系统路径的插入损耗和功率值；
所述步进电机驱动及控制系统与所述搅拌器连接；根据预设频点触发步进电机驱动及控制系统，根据步进电机驱动及控制系统控制搅拌器，通过搅拌器的搅拌，改变电磁波的边界条件，在电波混响室内形成均匀场；
所述信号源用于施加已知功率电平，验证测试系统系统路径的插入损耗。
2.根据权利要求1所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统，其特征在于，所述测试系统包括：衰减器、EMI接收机和矢量网络分析仪；
所述接收天线与所述衰减器连接；所述衰减器与所述EMI接收机连接，记录当接收天线接收无意信号时，EMI接收机的实际测量值P0；
断开衰减器与接收天线、EMI接收机的连接，将矢量网络分析仪通过电缆与衰减器两端连接，对系统路径进行校验，获得系统路径的插入损耗IL。
3.根据权利要求1所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统，其特征在于，所述仅测试航天器的无意信号包括航天器所有主动发射信号全部通过有线连接方式测量，仅测量包括通过孔、缝、电缆辐射出来的无意信号。
4.一种基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，其特征在于，运用权力要求1-3中任一权利要求所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试系统执行如下步骤：
步骤M1：预估待测航天器的无意辐射频段的等效全向辐射功率P；
步骤M2：根据等效全向辐射功率P选择衰减器，并确保待测点位置处测得的功率P0未超过EMI接收机的安全功率P1，接收天线接收无意信号，记录EMI接收机的实际测量值P0；
步骤M3：使用矢量网络分析仪对系统路径进行检验，获得系统路径的插入损耗IL；
步骤M4：接收天线接收信号源信号，利用信号源施加一已知功率电平的校验信号到系统校验路径，测量EMI接收机测量值与路径补偿值之和在注入电平的预设范围内；
步骤M5：航天器加电至待测状态，接收天线接收信号，对EMI接收机测量结果根据插入损耗进行补偿，EMI接收机设置为平均值检波方式，获得航天器在电波混响室内的平均对外辐射功率PAveRec。
5.根据权利要求4所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，其特征在于，所述步骤M2包括：衰减器的衰减量选取L>P-P1，其中，L表示衰减器的衰减量；P表示等效全向辐射功率，P1表示EMI接收机的安全功率。
6.根据权利要求5所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，其特征在于，所述步骤M2还包括：当等效全向辐射功率P未超过滤波器安全输入功率P1，则提高测试低噪声不选取衰减器。
7.根据权利要求4所述的基于电波混响室的航天器辐射发射测试方法，其特征在于，所述步骤M5包括：
Figure FDA0002800300500000021
其中，CVF表示电波混响室的确认系数，为电波混响室的固有属性；ηTx表示电波混响室确认过程中使用的发射天线的效率；PAveRec表示EMI接收机的测量值；IL表示插入损耗；PRad表示航天器无意对外辐射；P0表示EMI接收机在平均值检波方式下的示值读数。
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