航天器屏蔽电缆的电磁兼容性设计

刘 静，周丽萍

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

0 引言

航天器电磁兼容设计在型号研制中占极重要的地位，其电子设备均会产生无意电磁干扰能量，并可能对其周围敏感电子设备造成影响。通常总体设计人员会制定型号电磁兼容规范，提出单机产品的电磁兼容试验要求，控制航天器上电子产品的电磁发射性能（干扰源特性）及抗电磁干扰性能（敏感源特性），确保其电磁兼容性（EMC）。

从型号实际研制过程发现，总体仅靠型号EMC 规范要求来解决系统电磁兼容问题是不够的：航天器EMC 设计不但与其单机电子设备、分系统的电磁兼容性相关，而且与整个航天器结构外形、总装工艺、热控及信号传输路径等也有直接关系。例如单机产品的电源、信号接口插座及相连各类电缆接口的设计，往往会影响分系统和单机的EMC 性能，对电缆采取屏蔽处理是减少干扰耦合途径[1-4]、改善航天器EMC 的重要方式。

1 航天器电缆的EMC 设计

1.1 航天器电缆EMC 设计准则

根据电缆传输信号的频率、上升/下降时间、接口电路阻抗、传输信号最大峰-峰值电压、接口电路对电磁场耦合敏感程度等因素，选用适宜的电缆；当电源和信号用同一个连接器传输时，应合理分配接点，使电源、低电平信号和脉冲信号各间隔至少1 个点，必要时将这些用于隔离的接点就近与接地点连接[5]；电源线应扭绞；基准电压、基准电流及各类传感器输出信号的传输线需要采用屏蔽电缆。

铺设不同类型信号线缆束（火工品线缆单独成束）时，需采取空间隔离或物理隔离措施，尽量保持20 dB 的线束间距。电缆束铺设距航天器结构高度尽量小于10 mm。

航天器内电缆布局时，应尽量避免靠近其舱板开口处。航天器内外相连穿舱电缆应采用屏蔽电缆，并通过法兰穿过壳体，保证穿舱电缆的屏蔽层与航天器有良好的搭接。

采取空间隔离、增加屏蔽措施是电缆网EMC设计中改善系统安全余量的有效手段，既经济实惠又安全可靠。

1.2 屏蔽电缆的屏蔽皮接地原则和原理

如果要对并行的两束电缆中敏感的那束采取屏蔽措施，除了选用屏蔽导线外，还要考虑屏蔽皮的接地。如果屏蔽层的任意一端接地，本质上就能消除两线间的容性耦合。而为了消除感性耦合，屏蔽线必须双端接地。双端接地的电缆屏蔽皮对感性耦合只有在干扰频率f大于屏蔽层的拐点频率fSH时才有屏蔽作用，如图1所示[6]。屏蔽皮的传输阻抗与很多技术相关，因此串扰频率不同时，屏蔽皮上耦合的电流并不相同，编织网上的孔缝也会起作用，故会表现出不同形式。通常典型屏蔽层的拐点频率为10 mΩ/(2π×0.5 µH)≈3.1 kHz。

图1 屏蔽层接地对屏蔽线感性耦合的影响示意 Fig.1 Illustration of the effect of shield grounding on the inductive coupling to a shielded wire

当电缆束端接的负载不同时，屏蔽皮接地尾辫线的影响也不同。例如，R=50 Ω，比较长0.5、3 、8 cm 的尾辫线抗串扰性能：频率在1 MHz 以上时，最长的尾辫线导致的串扰比最短的大30 dB；拐点频率在6 kHz 以上时，屏蔽线缆的屏蔽皮开始起效，频率在100 kHz 以下时，尾辫线部分的串扰呈感性，并且比屏蔽皮部分的串扰影响要小得多；随着频率的增加，尾辫线的耦合作用继续以20 dB/10 倍频的速度增加，并且在频率大于100 kHz 以后开始大于屏蔽皮部分的耦合作用。

当负载变大（R=1 kΩ）时，比较长0.5、3、8 cm的尾辫线也有类似的结果，只是受影响的频率比100 kHz 更低。这是因为屏蔽线部分的感性耦合电平降得很低，所以在很低的频率上尾辫线的感性耦合作用开始大于屏蔽皮部分的耦合作用，尾辫线的作用就不容忽视了。

图2描述的简化模型[7]显示了电缆屏蔽皮末端接地是如何抵抗外部干扰的，可以看出屏蔽皮和连接器之间的尾辫线如何成为关键薄弱点。

图2 电缆屏蔽双端接地 Fig.2 Cable shield connected to the chassis at both ends

假定接地平面的电阻可忽略（这是最差情况），则

其中：RS为屏蔽皮阻抗；LS为接地面上屏蔽皮的自电感；LT为屏蔽皮的转移电感；RC为屏蔽皮接地阻抗；LC为屏蔽皮接地自电感；LTC为屏蔽皮接地转移电感。通常典型值为RS=10 mΩ/m×电缆长度；LS=0.5 µH/m×电缆长度。

对铝制的螺旋形屏蔽皮来说，LT=(若干nH/m)×电缆长度；对编织网状屏蔽皮来说，LT＜1nH/m×电缆长度，LTC≈20 nH（3 cm 长尾辫线），LTC≈ 150 pH（D 型座），LTC≈5/50 pH（BNC 旧的/新的，视情况而定）。

从公式(2)可以看出，屏蔽皮的终端接地阻抗LTC对电缆的屏蔽特性有严重影响。

1.3 常用屏蔽终端的接地方式[8]

1）接地针方式。屏蔽皮通过一根线（尾辫线）接到接插件的接地针上，接地针通过单元内部用额外的一根线接到设备单元的底座上，如图3。这种方法应该尽量避免使用，因其主要缺点在于屏蔽皮上耦合的外部干扰将直接注入到设备单元电封装内部。而单元的电封装形式利用的是法拉第笼原理，目的是保护内部电路免受外部电磁干扰的侵入；这种方法将使其变成容易被耦合电流激励的射频电容。为了确保法拉第笼的完整性，应当确保干扰电流在电封装盒外表面流动。

图3 屏蔽皮连接到接地针（应避免使用这种方法） Fig.3 Cable shield connected to a ground pin (a solution to be avoided)

2）金属梳方式。屏蔽皮通过电缆接插件上的一个金属梳接地，金属梳通过接插件的扭紧固定螺栓接地，如图4。每根双绞线的屏蔽皮都通过一根尾辫线（图4中黄色线）接到梳子顶点，这个接地装置直接安装在接插件罩子上，对D 型连接器来说，这种装置通过接口扭紧固定螺栓接到单元盒的地上。这种方法可以避免尾辫线通过接地针进入设备单元盒内部，并且可以将尾辫线的长度限制在几cm 内。导线的屏蔽皮与金属梳的连接方式见图5。

图4 电缆屏蔽皮接到金属梳的接地方式 Fig.4 Cable shields connected to a halo ring: the grounding

图5 电缆屏蔽皮连到金属梳的连接示意图 Fig.5 Cable shields connected to a halo ring: the layout

3）EMC 尾罩里的金属环方式。EMC 尾罩是电缆接插件后部的一种金属罩，如图6，屏蔽皮尾辫接地线接到接插件的金属环上。

图6 电缆屏蔽皮尾辫线连接到EMC 连接器尾罩内 的金属环 Fig.6 Cable shields connected to a halo ring inside a connector backshell

4）EMC 尾罩里的接地签方式。屏蔽皮尾辫线接到EMC 连接器尾罩内的接地签，如图7。

图7 连接器尾罩内的接地签 Fig.7 Grounding tag inside a connector back-shell

5）连接器尾罩通过D 型接插件的扭紧固定螺栓接到设备单元盒上。每个电缆屏蔽皮都通过尾辫线焊接到尾罩上，如图8，尾辫线完全包在尾罩里。

图8 连接器尾罩内的接地签与屏蔽皮连接示意 Fig.8 Cable shield connection to a grounding tag inside a connector backshell

6）360 °尾罩接地方式（图9）。屏蔽皮直接接到连接器EMC 尾罩特殊部位，然后扭紧压接屏蔽皮，这样可以完全不用尾辫线。

图9 屏蔽皮360°接地方式 Fig.9 Tag ring cable shield termination

1.4 屏蔽电缆外加屏蔽皮的讨论

图10这种利用尾辫线接地的方式，尾辫线处的屏蔽连续性被破坏，给法拉第笼引入一个“洞”，给外部电磁场一个干扰路径，降低了屏蔽效果。法拉第笼的完整性可以通过在连接器背壳尾罩上再加外部屏蔽来修复，如图11。

图10 尾辫线连接示意图 Fig.10 The pigtail connection

图11 连接器尾罩和外屏蔽 Fig.11 Connector backshell and overshield

这种配置下内部屏蔽对整体屏蔽效能的作用只对低频有效。对存在外部屏蔽的情况，内屏蔽的目的只能是减少电缆束内部各数字信号线之间的电磁干扰。因此图12这种将电缆束内部的几根独立的屏蔽皮连接到一块然后去接地的方式是错误的。

图12 外屏蔽里边的屏蔽电缆 Fig.12 Shielded cables inside an overshield

频率在几十kHz 以上时，感应到内部信号线屏蔽皮上的共模电压将通过尾辫线的接地点传播。尾辫线将一个内部电缆屏蔽皮上的共模电压传到 另一个屏蔽皮，并破坏其抗电磁干扰的能力。尾辫线之间相互紧密接触或者双绞在一起都会破坏屏蔽，均应该避免。

1.5 屏蔽皮终端接地方式对屏蔽性能的影响

为研究如何优化电缆连接器，在严格测试并比较完前面5 种接地方式的典型表现后，可以得出以下结论：

1）接地针方式。将导致EMC 特性最差。一根9 cm长的尾辫线将破坏整个信号链路EMC 特性20～30 dB。尾辫线漏电感将导致整个屏蔽皮的屏蔽效能降低。一般在用圆形连接器且机械稳定度要求非常高或要求多次方便测量屏蔽皮搭接电阻时才可能使用该方式。

2）金属梳方式。因为尾辫线很短，EMC 特性有改善，然而，尾辫线的存在仍然降低EMC 性能——5cm 的长尾辫线比1.5m 的电缆屏蔽皮的漏电感还要大。金属梳会导致电缆网重量增加，需要在EMC特性与重量上折中考虑，另外，此方法最大缺点是连接器插拔操作过程中接地可靠性降低。

3）EMC 尾罩里的金属环方式。与金属梳方式比较一致，这种方法可改善连接器插拔的机械可靠性。

4）EMC 尾罩里的接地签方式。EMC 特性与前面方法一致，但尾辫线可能更长，故效果可能更差。

5）360 °尾罩接地方式。这项技术将电缆皮通过连接器尾罩直接接地，避免使用尾辫线，因此大大减少接地线的漏电感，与金属梳方式相比，屏蔽效果有10～30 dB 的改善。这种方式可改善接插件插拔的可靠性，对EMC、电缆组装以及设计的继承性都是一种不错的选择方式。

通过对同一种电路的负载，用不同屏蔽终端接地方式，得到各种不同的共模发射电流，如图13所示。

图13 各种电缆和电缆束屏蔽皮接地方式的比较 Fig.13 Comparison of various cable and bundle shielding methods

1.6 目前国内航天器屏蔽电缆常用的屏蔽皮接地 方式

目前国内航天器电缆屏蔽设计一般是将电缆屏蔽皮与电缆头部电连接器的尾罩螺钉进行连接，连接方式类似1.5 节中金属梳的连接方式，如图14所示。

图14 国内航天器屏蔽电缆常用的屏蔽皮接地方式 Fig.14 Shielding methods commonly used in home-made spacecraft

按照欧标ECSS-E-HB-20-07A《空间工程电磁兼容技术》[7]的5.2 章节“系统级设计”中所述，这种设计使得尾辫线成为关键薄弱点 尾辫线的存在导致漏电感增大而降低屏蔽电缆的EMC 性能，因此尾辫线的长度应尽可能短（不能大于 3 cm）。目前正在使用的国内航天器电缆屏蔽通常对尾辫线的长度没有要求。对于低频信号且灵敏度要求不高的传输电缆，这种连接方式暂时满足单机要求，但降低了屏蔽效能。而当单机设备的外围存在干扰信号或电缆传输信号的频率较高时，则在电缆设计时应该额外增加专门的电缆屏蔽皮接地设计要求。

2 电缆屏蔽设计解决型号电磁兼容问题实例

某型号微波遥感卫星的高精度定位系统为全套引进产品，由于受国际合作渠道及流程限制，初样研制阶段没能参与航天器整星测试验证，正样上星测试后发现进口产品自身与其天线有不兼容问题。

首先，总体对产品的EMC 设计及外围电磁环境进行分析，该产品最初电缆设计是非屏蔽的，在产品地面验收测试时发现，地面供电及数据管理系统都有干扰信号会经由接插件口泄漏，测试结果可确认，在401.25 MHz 附近的最大干扰信号比指标要求的噪声背景电平大20 dB。为了解决自兼容问题，分别试用磁珠及屏蔽线的方式对电缆进行改进 并测试。

1）航天器电源及产品的配电设备加电后，用近场探头在电缆接插件附近测得辐射发射电平接近本底噪声-135 dBm。产品开机后接插件附近出现噪声，干扰最大值为-73.4 dBm，见图15。

图15 产品改进前测得的辐射发射频谱 Fig.15 The radiated field measured by spectrum analyzer before redesign

2）产品供电电缆加磁珠后，接插件附近噪声干扰最大值为-86.2 dBm，相比加磁珠前改善13 dB。通过增加磁珠的数量，可以看到产品的干扰被进一步抑制，改进最多可达-91 dBm。

3）对电源线缆进行屏蔽防波套改进，重新测试产品接插件附近噪声干扰最大值为-94.9 dBm，此时，数管遥测线缆上嗅探到的辐射发射电平为-87.9 dBm，已经反超电源线缆，于是给遥测线加磁珠，将遥测线上干扰也降低至-94.4 dBm。此试验结果说明必须同时对电源电缆和数管遥测电缆进行改进，改进后的结果是干扰降低至-104.7 dBm，见 图16。

图16 产品改进后测得的辐射发射频谱 Fig.16 The radiated field measured by spectrum analyzer after redesign

综上所述，通过使用屏蔽线或者磁珠的方式都能使干扰得到显著降低。但综合考虑增加磁珠的可靠性风险，最终选择了采用360°双端接地的屏蔽防波套来增大干扰耦合度，从而解决了该产品的自兼容问题。

3 结束语

本文提出了航天器屏蔽电缆的EMC 设计方法，主要对屏蔽电缆的屏蔽皮单双端接地、尾辫线长短选择、电缆束外加屏蔽的注意事项以及多种屏蔽皮接地设计的优缺点进行了详细论述，并给出了详细应用案例及效果展示，为航天器电缆网的电磁兼容设计提供了经验和参考。

（Reference）

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[2] Williams T.电磁兼容设计与测试[M].李迪,译.北京: 电子工业出版社,2008: 288

[3] 陈穷.电磁兼容性工程设计手册[M].北京: 国防工业出版社,1993: 436

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[6] Paul C R.电磁兼容导论[M].闻映红,梁婷,阎少楠,等,译.北京: 人民邮电出版社,2007: 428

[7] ECSS-E-HB-20-07A Space engineering: Electromagnetic compatibility hand book[S],2012

[8] 陈淑凤.航天器电磁兼容技术[M].北京: 中国科学技术出版社,2007: 104