航天器VHF/UHF/L频段弱电磁信号兼容性设计
航天器上一些用于接收地面小功率终端所发射的微弱电磁信号的卫星通信、数据采集等载荷设备，这类载荷设备接收机灵敏度较高（通常在-140～-110 dBm之间），频率相对较低（通常为VHF、UHF和L频段），属于弱电磁信号处理设备，极易受到来自航天器平台数据管理、姿态控制与供配电等电子设备的噪声信号的辐射干扰。通过采取一系列有效的干扰防护措施，有效抑制航天器平台设备对弱电磁信号处理载荷设备的干扰噪声电平，对保证航天器在轨业务的顺利开展十分必要。
1.干扰机理分析
任何电磁干扰现象的存在都是干扰源、干扰传播途径和受扰设备3个根本要素同时作用的结果。航天器弱电磁信号处理设备受扰时，也通常是器上某台设备产生的电磁噪声信号通过特定的辐射通道耦合进入弱电磁信号处理设备的射频接收通道（通常为接收天线）。因此，对干扰源和干扰传播途径进行分析识别，有助于航天器总体设计时有针对性地采取有效防护措施。
航天器上潜在的干扰源大多数情况为综合电子单元、数据管理单元、姿态控制计算机、供配电单元等使用了低频晶体振荡器、CPU、FPGA等电子器件的设备。虽然CPU、FGPA一般被认为是易受干扰的器件，但其运行时的高速数字信号在频域的覆盖范围可以达到上GHz，虽然单个频点的能量不高，但整体频谱非常丰富，极易覆盖弱电磁信号处理设备的工作频段；晶体振荡器的高次谐波通常很难被有效抑制，频谱上看都是规律的谐波点频分布，但在单个谐波频率上的能量较高，产生的干扰通常更为严重，比如工程上曾经发现工作频率为40 MHz的晶体振荡器的高次谐波频率进入GPS 接收机1565～1585 MHz工作频带的情况。另外，应答机、数传、通信机等射频设备的高频本地振荡器也是重要的干扰信号源。
电磁干扰信号的传播途径主要是辐射传播，即干扰源设备内部电路板上的电磁噪声信号通过设备的互联电缆向外辐射。如果互联电缆在航天器内，则这些信号会通过航天器舱板上的孔缝泄漏效应或穿舱电缆的二次发射效应，耦合进入弱电磁信号处理设备的接收天线；如果互联电缆在航天器外，则这些射频信号在舱外直接耦合进入弱电磁信号处理设备的接收天线，进而对弱电磁信号处理设备的工作造成影响。
弱电磁信号处理设备受扰的机理如图1所示，图中：途径1为航天器舱外设备及其互联电缆辐射的电磁噪声信号，直接耦合进入弱电磁信号处理设备天线的过程；途径2为舱内设备及其互联电缆辐射的电磁噪声信号，通过舱壁上的孔缝耦合进入弱电磁信号处理设备天线的过程；途径3为舱内设备及其互联电缆辐射的电磁噪声信号，通过射频同轴电缆的二次辐射效应耦合进入弱电磁信号处理设备天线的过程。
2.综合防护措施
2.1单机设备及分系统电磁兼容设计
2.1.1单机设备屏蔽、隔离设计
1）设备内部模块间增加金属隔板（严格密封，避免缝隙天线），从结构上将各模块分隔开，构成相对独立的空间，增加屏蔽效果。
2）设备内部主要干扰源电路，如晶振、A/D转换电路等需要进行屏蔽加固，可以考虑单独分腔或者增加盖板控制辐射水平。
3）设备电磁信号的泄露，主要通过连接设备的低频线缆传导辐射而来，因此针对设备内部I/O接口电路进行屏蔽加固，可以单独分腔或者增加盖板控制耦合。
4）设备不能有明显开孔和缝隙，设备机壳接缝要紧密，固定螺钉要加密设计，明显接缝要用导电胶或者导电胶带封堵；设备接插件要与设备机壳完全搭接，并固定紧密。
5）设备内部不同电路板间的信号传输，在条件允许的情况下，尽量采用屏蔽线，其在电路板上的焊点要用导电胶封堵屏蔽线裸露部分。
6）将电源线、数字信号线及非敏感模拟信号线、敏感模拟信号线分开敷设。同一类电缆通过同一个连接器出入机壳，不同电缆交叉时应尽量交成直角。
7）设备内部模块间的线应分类线扎。模块间传输时钟、晶振等信号的线，应采用同轴线，不得使用排线或者飞线。
2.1.2单机设备滤波设计
1）二次电源入口有必要的滤波电容或者滤波电路，并且滤波特性不仅要考虑针对电源特性的滤波，还要考虑整星在低频敏感频段的辐射发射要求，防止电源线作为干扰传导路径。
2）设备设计时要考虑所使用的时钟信号的谐波特性，如果在整星低频敏感频段内有明显谐波，要在晶振、A/D转换电路、FPGA输出、I/O接口电路处考虑增加滤波措施。
3）针对射频发射设备，如果发射功率大且距离星上敏感设备工作频段近，要考虑增加外置滤波器的方式，抑制发射带宽近区的电磁能量。
4）对发射设备采取滤波措施，对接收设备要抑制镜象干扰、中频干扰和寄生干扰。
2.1.3单机设备接地、搭接设计
1）印制电路板上应考虑采用多点接地等措施降低干扰。
2）印制电路板上时钟信号走线要采取包地设计。
3）印制电路板上的干扰源电路和敏感电路要分区设计，不能跨区走线。
4）针对I/O接口电路要与其它电路设计尺寸约1厘米的隔离区，并将其地用加密螺钉就近与设备机壳搭接。
5）一次电源母线与设备壳体的直流电阻应大于1MΩ。
6）信号地与二次电源地为同一点。该地与设备机壳的隔离要求为：直流电阻大于1MΩ。
7）一次电源母线应与二次电源母线和信号线相隔离。隔离要求为直流电阻大于1MΩ。
2.2航天器系统级电磁兼容设计
整星EMC控制从有意辐射发射控制和无意辐射发射控制两方面开展工作。有意辐射发射的主要控制措施为同频段发射设备和接收设备的兼容性，尽可能的减少互相干扰。在载荷接收频带内的发射信号，尽可能提高隔离度。
无意辐射发射的主要控制从辐射源控制和传输路径控制两方面采取措施。辐射源主要为各单机设备，单机在进行设计时，需采取相应的EMC措施，系统级EMC规范对各单机EMC试验条件提出加严要求。在传输路径抑制方面，高频电缆和低频部分电缆准备采取进行屏蔽的措施。
2.2.1电气地基准网络
卫星作为一个电子系统，必须提供一个等位面，即零信号的参考面，它可以防止不希望有的地电流在电路间流动和相互作用。进一步说，EGRN通过整个系统在所有频率上的低阻抗回流电路，使系统的各个部分，包括电气、机械、结构等等都保持在相同的电位上。其功能应能满足操作人员安全，同时满足ESD和EMC综合要求。
这个电位基准面不能用来作为大电流返回路径。EGRN包括所有铝表板、铝箔带、连接导线以及对接壳。通常在星载结构上选择一个易于外部操作的基准点作为电位参考点，将一次电源负端与该点搭接。在地面测试时，允许选择与之相近的物理结构作为接地点与大地单点连接。
2.2.2低阻通路
1）舱段对接面低阻搭接小于5mΩ(在0.5A下测量)。
2）两相邻金属部分电阻小于10mΩ(在0.5A下测量)。
3）设备对星体搭接电阻小于10mΩ(在0.5A下测量)。
4）卫星的结构件和所有导电部件间实现良好搭接，阻值小于10mΩ(在0.5A下测量)。
2.2.3星体构型设计
1）星体舱板不能有明显缝隙，舱板采用止口设计，个别缝隙要用单面镀铝聚酰亚胺胶带封堵；
2）卫星穿舱高频电缆要通过法兰穿舱，舱外电缆要用镀铝膜屏蔽包裹，且连接的设备要与星体良好接插并用镀铝膜包裹；
3）卫星穿舱低频电缆舱内、舱外均要用镀铝膜屏蔽包裹，且连接的设备要与星体良好接插并用镀铝膜包裹；
4）星体构型应考虑ESD的要求；
5）星体不允许有孤立部件，星体的所有部件都应采取接地措施接地。
6）舱外设备互联电缆的电磁噪声信号，部分会通过天线、星敏感器、太阳敏感器等设备的支架镂空处向外泄漏，因此需要对这些镂空部位进行专门的屏蔽处理，可用屏蔽材料将支架整体包覆，且屏蔽材料与航天器舱板支架 360°良好搭接。
7）无法单独进行屏蔽处理的一些舱外设备互联电缆，可进行舱体结构电磁隔离设计。通常在舱板上适当位置安装一定宽度的金属挡板或具有一定硬度的金属网，干扰电磁噪声信号的传播路径。
2.2.4材料选用
1）星体外表面(含热包敷层)材料的选用符合静电洁净度的相关要求；
2）选用金属材料必须通过相容性分析，避免由于选用不同材料而影响射频设备的多点接地要求。
2.2.5星内布局与电缆网
1）星上设备应尽量按其功率大小、工作频率高低分类，规定同类、不同类的位置，充分利用安装空间实现隔离目的。易成为干扰源的设备和敏感设备尽量避免放置在一个舱内。
2）星内电缆应尽量按其所载信号幅度大小、频率高低分类，电源线、数字信号线和非敏感模拟信号线、解锁装置用线、敏感模拟信号线应分开线扎和敷设。不同类电缆尽量避免通过一个连接器出入机壳，不同类电缆交叉时应尽量交成直角，电缆之间应保持一定距离。
3）星内设备、线缆布局应有适当空间，电缆距结构高度应小于1cm，每隔一定距离固定。（走线平整）4）尽量避免天线安装面有通孔，连接天线与射频设备的射频电缆应尽量使用法兰穿舱，以抑制电磁干扰通过开孔传播。舱板通孔应为圆孔能放进SMA导柱即可，舱板应为沉孔，SMA法兰应下沉安装。5）星载敏感设备、大功率设备、电缆尽量避免放置在靠近星体舱板开口处。
6）导线可采用屏蔽措施，单层屏蔽不能满足要求时，可采用双层、三层屏蔽，屏蔽层（除同轴线外）不应作为载流导体。所有同轴和双轴数据总线电缆的外屏蔽应搭接到设备机壳，搭接电阻应不超过10mΩ。
7）电缆屏蔽层可单端接地或双端接地。电缆屏蔽层的接地有引线搭接和360°搭接两种，应尽量采用360° 搭接，如果引线搭接不可避免，应使引线尽可能短。
8）单端接地时，对于防止外界辐射电磁场进入电路系统的屏蔽线，屏蔽层应在负载端零信号点或高阻抗端接地；对于防止输出交变信号产生辐射电磁场的屏蔽线，屏蔽层应在信号源端接地。（就近接地）
9）可考虑将电缆埋于结构中或特殊屏蔽管道中，以切断干扰传播路径。
2.3卫星电磁兼容试验
卫星完全处于整星真实状态，主要进行以下项目测试：
1）自兼容测试
验证卫星各分系统加电时，能否正常兼容工作，尤其验证载荷是否受到星体干扰泄漏的影响和射频分系统能否电磁兼容。
2）辐射性测试
测试内容包括：测量卫星的电磁环境，尤其针对运载要求的辐射发射限值。
卫星发射状态不上电，因此仅考虑卫星自兼容测试状态即可，卫星将完成整星EMC测试，形成系统级EMC测试报告。
