电磁兼容顶层量化设计.docx

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电磁兼容顶层量化设计

一种大型复杂电子信息系统电磁兼容顶层量化设计新方法

摘　要:

提出一种适用于飞机类大型复杂电子信息系统的电磁兼容顶层量化设计的新方法。

按照飞机结构外型及装机分系统、电子设备、机载天线结构和相对布局,依据机载电子系统的设计原理、输入输出端口特性及电特性摸底测试数据,建立整机电磁兼容数字飞机模型和机载电子系统的电磁兼容行为级仿真模型。

根据机载电子系统的工作带宽、接收灵敏度、极化特征、信号特征、前端的非线性特征、接收天线特性、发射功率、带外杂散发射特性、发射天线特性、在飞机上的可能布局、连接线缆的衰减特性等,采用场-场、场-路、路-路的“场路耦合协同分析法”,建立全机装机设备的电磁干扰关联矩阵,并根据装机电子系统的电磁干扰和敏感特征,对装机电子分系统进行电磁兼容安全性分类。

从而实现整机的电磁兼容性预测、顶层电磁兼容性指标的制定、分系统电磁兼容性指标的分解、全机电磁兼容性的量化评估,并达到全机电磁兼容性的量化控制。

该方法已成功应用于三类飞机整机的电磁兼容顶层设计和全机电磁兼容性整改。

实践试验表明,全机电磁兼容性良好,无重大电磁兼容性问题出现,飞机设计研制及整改一次性成功。

关键词:

飞机;　电子信息系统;　电磁兼容;　顶层设计;　系统建模;　行为级仿真

引　言

随着信息时代的进步,催生了一大批专用的复杂电子信息系统,在有限的空间和平台上集成大量的电子信息设备,呈现出“四性”特点:

信息化的高度集成性、性能指标的高度先进性、使用环境和使用模式的高度复杂性、电磁兼容对系统安全的决定性。

系统的电磁兼容问题已成为多学科高度交叉、系统内/系统间/系统与环境间的电磁干扰耦合交融的系统工程问题,成为决定现代大型复杂电子信息系统研制成败的关键问题之一。

但是,由于电磁兼容性问题特别是系统级电磁兼容问题所具有的复杂性、隐藏性、想定不已知性、考核指标的统计性等不同于一般电子信息系统电气电器性能指标的固有特点,使复杂电子信息系统的电磁兼容顶层设计一直是一个难题。

特别是对于飞机这类对电磁兼容性要求极高、“四性”问题更为尖锐的系统,整机电磁兼容性的顶层量化设计技术更是一个重大技术难题。

本文以飞机为背景,研究并提出了一种电磁兼容顶层量化设计技术。

提出了一种飞机全机电磁兼容顶层量化设计和全过程量化控制流程,提出了基于灰度的“整机电磁兼容数字飞机”概念和机载电子系统

的“电磁兼容行为级仿真模型”概念,提出了建立全机装机设备的电磁干扰关联矩阵的“场路耦合协同分析法”。

本方法已成功应用于三类飞机的整机电磁兼容性预测、顶层电磁兼容性指标制定、分系统电磁兼容性指标分解、全机电磁兼容性量化评估、全机电磁兼容问题整改。

试验表明,全机具有良好的电磁兼容性,无重大电磁兼容性问题出现,飞机设计研制及整改一次性成功。

1　整机电磁兼容问题特点与难点

电磁兼容性虽然是电子信息系统固有特性,但是了解电磁兼容性的特点和整机电磁兼容问题的难点,对于飞机整机电磁兼容顶层量化设计研究十分重要[4]。

电磁兼容性是电子信息系统固有的特性,但由于其隐蔽性和想定不已知性,使得电磁兼容性指标、电磁兼容模型、电磁兼容设计、电磁兼容检测、电磁兼容评估、电磁兼容试验等均有其特殊性。

特殊性一,电磁兼容指标与其它电气电器指标不同,其指标具有概率统计特性。

由于整机电磁兼容性是飞机所有电子信息系统综合作用的结果,因此不论是整机的电磁发射（EMI）特性还是整机敏感（EMS）特性,都具有概率统计特征。

所以飞机整机电磁兼容的数据样本、数据样本的获取方法和数据样本的统计方法,对飞机整机电磁兼容性指标的确定十分关键。

特殊性二,电磁兼容性设计与其它电气电器设计不同,其设计流程为“两部曲”。

传统电气电器系统的设计可称为“正常信号设计”,即根据其功能指标要求完成电气电器设计。

如根据工作频率、射频带宽、工作方式及相关指标、接收机灵敏度、解调方式、带外抑制杂波谐波、发射功率、调制方式等参数设计机载电台。

但本文提出的电磁兼容性设计包括“正常信号设计流程”和“正常信号与非预计信号共同作为设计输入的设计流程”两个设计过程。

其中,非预期信号特指电台安装到飞机上由飞机带来的干扰信号以及机载电台在空中面临的电磁环境信号的总和。

飞机带来的干扰信号,主要指机上电源和阻抗等加载条件不理想导致的干扰、其他机载电子信息设备对电台的干扰等综合影响,空中电磁环境信号主要指飞机飞行时所处环境中的电磁干扰,如民用通信对飞机的影响等。

“正常信号与非预计信号共同作为设计输入的设计”特指将正常设计信号与机内外环境带来的干扰信号共同作为电台的输入,评估对电台的影响,只有当机载电台对上述干扰信号有相应的防护性设计,机载电台才具备装机能力,并能与机上其他设备兼容工作。

特殊性三,电磁兼容试验与其它电气电器试验不同,它通过外观表象的检测诊断故障。

系统级电磁兼容试验是一种对飞机整机进行的试验,检测的数据为整机工作时的综合数据。

因此对

飞机电磁兼容性问题的判断,类似“中医看病”,即通过外观表象判断内部存在的问题。

系统级电磁兼容试验的一个主要任务就是检测分系统合格的情况下,由于系统互联与耦合带来的新电磁兼容问题。

这种“诊断式”试验使得全机电磁兼容试验复杂而重要。

特殊性四,系统级电磁兼容试验不同于设备分系统级试验,它属于大尺度系统的试验。

图1　飞机全机电磁兼容顶层量化设计流程

从系统规模角度可以将电磁兼容问题分为器件级、板级、设备级、分系统、系统级、系统集级（多系统的集合）等不同层次。

由于飞机集合了大量电子信息及控制设备,且分布于大尺度上,因此无论是EMI试验还是EMS试验,测试天线均只能覆盖飞机局部和部分设备,从而使系统级电磁兼容试验无论是从指标上还是方法上均与器件级、板级、设备级、分系统的试

验有本质不同。

2　全机电磁兼容顶层量化设计流程

本文提出的飞机全机电磁兼容顶层量化设计流程如图1所示。

它包括八个主要内容。

①飞机总体依据用户的顶层使用要求和系统级电磁兼容标准等来制定整机顶层电磁兼容设计指标,并验证指标的合理性;

②飞机总体将全机顶层电磁兼容设计指标逐级向分系统进行量化分解;

③飞机总体依据整机电磁兼容数字模型,即数字飞机,采用“分系统与总体的协同设计”的方式,对分系统设计方案的电磁兼容性进行量化评估;

④飞机总体在分系统设计定型之前完成对分系统电磁兼容性能的全面检测;

⑤飞机总体通过数字飞机和④中的检测数据,预测各分系统性能对实现全机电磁兼容顶层设计指标的影响;

⑥飞机总体通过数字飞机对各分系统的指标以及整机集成方案进行调整和重新设计,解决分系统设计及工艺实现中指标偏离（包括优于原设计指标和劣于原设计指标）对全机电磁兼容性的影响（新一轮分

系统与总体的协同设计,弥补分系统的缺陷）;

⑦通过全机电磁兼容综合仿真测试平台（飞机全机电磁兼容铁鸟台）,完成模拟装机环境的系统联调试验（分系统与总体的协同试验）;

⑧全系统电磁兼容试验（验证设计有效性,排查残余隐患）。

图1飞机全机电磁兼容顶层量化设计流程

3　自顶向下全机电磁兼容量化设计

自顶向下全机电磁兼容量化设计技术是针对飞机研制中的复杂电磁环境及电磁兼容问题,为解决传统的电磁兼容工作忽视预设计、缺乏系统性,解决后期暴露问题的难度较大等问题提出的。

传统的飞机设计过程中,飞机总体依据全机系统的设计功能对各分系统提出指标要求,这时往往没有系统科学地考虑各分系统间（包括强辐射源与敏感端口之间）的相互关联;在分系统的研制或生产过程中,设备供应商也主要依据飞机系统总体提供的技术协议来实现设计参数,对各分系统间的电磁兼容相互关联关系未给予充分考虑,导致全机电磁兼容问题在飞机系统集成的后期大量暴露。

为解决现代飞机机载任务系统数量多、系统工作频带宽、收发设备频带交叠严重、发射设备辐射功率大、接收设备灵敏度高、天线数量多带来的严重电磁兼容问题,必须通过自顶向下全机电磁兼容量化设计技术,建立全机电磁兼容的分析模型,建立所有关联设备的电磁兼容关联矩阵,通过数字飞机、半实物仿真、协同仿真试验等方法,不断对系统设计方案进行分析、设计、评估、检测、优化、调整,直至全机达到良好的电磁兼容。

图2所示为飞机自顶向下全机电磁兼容设计流程。

自顶向下全机电磁兼容量化设计技术的三个核心技术是全机电磁兼容数字化模型（数字飞机）、全机电磁干扰关联矩阵,以及电磁兼容指标分解和量化分配。

本论文将重点对这三部分进行论述。

4　数字飞机（电磁兼容数字化模型）

数字飞机是进行全机电磁兼容性量化设计评估的关键,是开展预测评估的基础平台。

数字飞机的功能是能够在飞机整机系统层面分析全机各分系统间的干扰关联关系,建立各分系统的特征分析模型。

全机各分系统间的关联关系包括设计信号流程和干扰信号流程,包括路—路层面的关联、路—场层面的关联和场—场层面的关联。

各分系统的特征分析模型,即各分系统的行为级仿真模型。

建立数字飞机的流程为:

①建立飞机参数化曲面模型;②建立飞机外部天线布局和内部设备布局的模型;③建立各机载设备间的干扰关联关系;④分析飞机内部、外部电磁环境及可能的干扰源分布;⑤建立干扰关联关系的数学描述模型;⑥建立数字飞机。

图3为某飞机的全机电磁兼容数字化模型（数字飞机）。

图4为自动驾驶仪的电磁兼容行为级仿真模型。

机载分系统和设备的行为级仿真模型应依据分系统和设备的设计原理图、工作原理图、电磁兼容测

试数据来建立。

图5为某机载电台调幅部分的设计原理图,图6为其收发链路的“正常信号与非预计信号共同作为设

计输入设计流程”中的行为级仿真模型。

图6中,非预计信号包含了窄带（高斯）随机过程的干扰影响、脉冲干扰对系统的影响、单频点连续波

干扰、宽带噪声对直扩电台的干扰影响以及任务电台对机载通信电台的干扰影响。

实践证明,数字飞机及行为级仿真模型对准确高效地分析整机电磁兼容问题、电磁兼容故障定位及电

图6　“正常信号与非预计信号共同作为设计输入的设计流程”行为级仿真模型

磁兼容整改方案设计非常有效。

图7为使用该技术成功解决某飞机的一个机载设备出现电磁兼容故障的实例。

由图7（d）可见,改进前后辐射发射下降20dB,且改进后的辐射发射测试曲线与图7（c）预测的

改进效果吻合,说明基于行为级仿真模型进行电磁兼容整改设计是非常有效的。

另一个非常成功的实例为采取行为级仿真模型技术解决某数字传输系统受到电磁干扰问题。

通过在行为级仿真模型上进行改进方案的量化设计,使带外抑制指标改善接近30dB,实测结果与预测结果十分吻合（实测数据为80dBm,预测数据为82.8dBm）。

5　全机系统电磁干扰关联矩阵

建立全机电子系统设备干扰关联关系之所以是实现电磁兼容顶层设计的关键部分,是因为全机系统干扰关系复杂、分析工作量大。

只有全面充分考虑所有设备间的干扰关联关系以及电磁环境的影响,才能保证全机电磁兼容设计的准确有效。

全机系统干扰关系复杂性可以通过某机载平台实例说明。

待分析的发射设备（通过天线端口产生辐射的设备）、辐射/耦合设备（通过电磁泄露产生辐射或接收辐射的设备）、接收设备（通过天线端口接收辐射的设备）和其它敏感设备多达几十个。

经过对全机电磁兼容情况的分析、评估,产生有效电磁发射、辐射、耦合的辐射源端口和敏感端口数量往往是实际设备数量的十几倍甚至数十倍。

为了全面、清晰、准确地反映全机系统的干扰关系,我们采用干扰关系关联矩阵的数学模型来描述全机的电磁干扰关联关系,建立干扰关联矩阵。

该方法不仅可以全面了解全机系统的干扰关系,而且可以进行各干扰要素干扰权重的分析,进而对全机电磁兼容性进行评估和优化,对分系统进行电磁兼容量化指标分配[1][4]。

设备受扰关联矩阵需考虑辐射源端口和敏感端口一一对应的关系。

设（Ei,Rj）为辐射源端口Ei和敏感端口Rj之间的能量传输关系,设Iij（f）为辐射源端口和敏感端口之间的隔离度,I（Ei,Rj）为敏感设备受扰的隔离度矩阵。

天线隔离度矩阵可描述收发设备间通过天线端口进行能量传输时的隔离,由收发天线的辐射特性、在

机身表面的安装位置、收发天线间的电尺寸、遮挡情况、收发天线间的极化匹配等因素决定。

在考虑发射设备和接收设备一对一关系的情况下,如果要求全机系统完全满足电磁兼容性要求,则此时必须保证接收机不能出现受扰或减敏现象,定义此时的天线隔离度安全阈值矩阵为

Acompat（dB）=（Acompij）=（Pt-LtB-Ltf）TE-（Psmin+LrB+Lrf-Sm）TR

（1）式中,为Kronecker积。

其中,Pt为全机系统发射设备发射功率矩阵,LtB为发射设备在分析频点的发射衰减量矩阵,Ltf为发射馈线损耗矩阵,Psmin为接收设备的灵敏度矩阵,LrB为接收设备在分析频点的接收抑制量矩阵,Lrf为接收设备的接收馈线损耗矩阵,S/N为接收设备正常工作时所需的信噪比矩阵,Sm为接收设备所要求的电磁兼容安全裕度矩阵,TE为发射转换矩阵（1×M1阶矩阵）,TR为接收转换矩阵（N1×1阶矩阵）。

式

（1）是电磁兼容设计的最理想阈值。

满足此式,说明飞机系统内其它发射设备辐射的信号不会通过天线端口对接收机产生干扰。

当不满足上式时,不一定会出现干扰现象,对每一部接收设备来说如果同时满足式

（2）中两项,接收机就能够正常工作,只是接收机可能会出现减敏现象,相应的技术指标也会下降。

Psj/（Jj+Nj）≥（S/N）mj和Psj≥Psmin

（2）其中,Psj为接收机j接收到的信号功率,Jj为接收机j接收到的外部干扰功率,Nj为接收机j的内部噪声功率,对于某一特定接收机来说,其值相对稳定在某一具体数值上。

事实上,对每一部接收机来说,在任一频谱分量上都会受到机载平台上任一部发射设备的影响,只是影响的程度不同而已。

考虑接收机受到所有发射设备影响时（通过天线辐射功率）,耦合到接收机天线端口的干扰功率矩阵为JA=[J1　…　Jj…JN1]=10lg（TE）+（Pt-LtB-Ltf）TE-（LrB+Lrf）TR-A（dBm）i∈[1,M1],j∈[1,N1]（3）在考虑所有辐射源辐射的功率耦合到敏感设备时,耦合端口不再只是天线端口,也可能通过孔缝、线缆或其它复合干扰通道耦合,此时耦合到其它敏感端口的干扰功率可以根据不同的耦合途径,采用相同方法计算得到JN1+1…JN2及相应的端口隔离安全阈值Icompat。

通过以上定义的关联矩阵,则可以基于这样的数学模型进行设备电磁兼容性分析。

6　电磁兼容指标分解和量化分配

依据全机电磁兼容数字化模型（数字飞机）,利用全机电磁兼容干扰关联矩阵给出的机载设备之间的电磁干扰关系,便可以进一步完成全机电磁兼容顶层指标的制定和指标的量化分解。

根据电磁兼容三要素“辐射源、敏感设备和耦合途径”,在进行系统电磁兼容分析和评估时,除了把收发设备和天线的部分性能参数纳入考虑范围,还要把耦合途径的指标纳入辐射源和敏感设备的指标体系中。

耦合路径由辐射源和敏感设备的安装位置确定,也就是说对于给定的机载平台,只要辐射源和敏感设

备的布局确定,则耦合途径相应固定。

一般情况下,可以把辐射源中影响电磁兼容的参数分解为八项,分别为发射功率Pt、工作频段f、发射带外衰减LtB、发射天线功率增益Gt、发射馈线损耗Ltf、发射天线极化方式p、发射设备安装位置Ve、天线安装位置Va,记为E8i（Pt,f,LtB,Gt,Ltf,p,Ve,Va）;同样把敏感设备中影响电磁兼容的参数分解为八项,分别为接收灵敏度Ps、工作频段f、接收带外抑制LrB、接收天线功率增益Gr、接收馈线损耗Lrf、接收天线极化方式p、接收设备安装位置Vr、天线安装位置Va,记为R8j（Ps,f,LrB,Gr,Lrf,p,Vr,Va）。

这些影响系统电磁兼容的参数中,有些相对独立,不会受其它参数变化的影响,可由分系统承制商设计完成,比如发射机发射功率、工作频率、发射带外衰减,接收机的灵敏度、工作频率、接带外抑制等参数;有些则相互关联,当其它参数发生变化时,该参数也会发生相应的改变,比如天线的功率增益、极化特性等,当天线的安装位置发生变化时,天线的辐射特性、功率增益、天线间的极化损耗等参数均会发生变化。

6.1　顶层设计指标制定举例

机上某接收系统R和某发射系统T,通过对R的工作带宽、接收灵敏度、极化特征、信号特征、前端的非线性特征、接收天线的特性等分析,对T的工作带宽、发射功率、带外杂散发射特性、发射天线的特性等分析,考虑到T和R在飞机上的可能布局、T和R连接线缆的衰减特性,可得到T和R之间满足90dB的隔离度时相互兼容。

但90dB的隔离度指标并非T、R之间的最终设计指标。

因为装机环境还将对R产生影响,故还需对T和R装机环境进行分析。

假设其它同机发射设备还会产生14dB的干扰,考虑到6dB的安全裕度,所以T和R之间的隔离度必须达到110dB才能兼容。

可见,110dB的隔离度才是T和R之间应满足的设计指标。

6.2　顶层设计指标分解举例

假设机上某接收系统R和某发射系统T具有110dB隔离度时方可兼容工作,飞机机体带来的隔离为20dB,则余下90dB的隔离须由T和R两个系统分担,可有几种选择:

①T被分配A/dB的隔离,R被分配（90-A）/dB的隔离;

②T只能承担A/dB的隔离,R只能承担B/dB的隔离,飞机则需再承担（90-A-B）/dB的隔离;

③T被分配A/dB的隔离,R被分配（90-A）/dB的隔离;但T只能完成（A-a）/dB的隔离,则由R承担（90-A+a）/dB的隔离;

④T只能承担A/dB的隔离,R只能承担B/dB的隔离,飞机无法再承担（90-A-B）/dB的隔离———设计闭锁措施。

综上所述,在整个系统的电磁兼容设计过程中,为了实现全机系统干扰关系关联矩阵各元素的求解和全机电磁兼容性评估及优化等,需要完成的主要工作包括构建特种飞机的电磁仿真模型、构建飞机几何模型、电磁环境分析、机体屏蔽性能分析、辐射源的确定、敏感点的选择、耦合模型建立、干扰关系关联矩阵构建、隔离度计算、设备布局优化、天线布局优化、行为级仿真[7][8]、半实物仿真、机载天线辐射特性分析、频率规划、全机电磁兼容性评估、指标分配、全机系统电磁兼容试验、试验与仿真数据交互迭代等。

7　结束语

本文提出的“自顶向下全机电磁兼容量化设计”方法是实现飞机电磁兼容顶层设计和飞机全机电磁兼容量化控制的新方法,数字飞机和机载设备的行为级仿真模型是实施“自顶向下全机电磁兼容量化设计”基本手段,“场路耦合协同分析法”是准确分析机载设备电磁干扰关系的核心技术。

实践试验表明,基于本文提出的新方法,可以实现整机的电磁兼容性预测、顶层电磁兼容性指标的制定、分系统电磁兼容性指标的分解、全机电磁兼容性的量化评估,并达到全机电磁兼容性的量化控制。

本文方法在三类飞机整机的电磁兼容顶层设计和全机电磁兼容性整改中得到了成功应用。

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~398.

ANovelMethodofTop-levelEMCDesignTechnology

forLargeandComplexElectronicInformationSystems

SuDonglin,　LeiJun,　LiuYan,　XieShuguo,　DaiFei

Abstract:

Thispaperpresentsanovelmethodoftop-levelEMC（electromagneticcompatibility）designtechnologyforlargeand

complexelectronicinformationsystems,suchasaircraft.ANumericalAirplaneModel（NAM）isbuiltwithEMCeffects.Perform-

anceSimulationModels（PSM）ofelectronic-equipmentsaremade.InordertoensuretheNAMandPSMcorrect,thefollowingin-

formationshouldbeconcerned:

thestructureofairplaneandequipments,therelativelocationsofequipments,thespecificationand

operation-principlesoftheelectronic-equipments,andtheinputsandoutputsoftheelectronic-equipments,etc.Theelectromagnetic

interferencematrix（EIM）isbuiltbyanovelmethod,called“field-circuithybridmethod———ECHM”.TheEIMisthefunctionof

bandwidth,sensitivity,polarization,signalcharacteristics,non-linearoffront-and-end,receiver-antenna,radiationpower,charac-

teristicsoff-bandwidth,harmonious,intermodulation,transmitterantenna,location,andattenuationofcables,etc.Basedonthe

ECHM,EIMandEMI/EMSperformance,thesafetyofplanecanbepredicated.Thesafetyleveroftheequipmentscanbeclassi-

fied.Thewhole-plane’sEMCperformancecanbepredicated.Thetop-levelEMCspecificationcanbesetdownanddisassembledto

thesub-systemsandequip