標準編號:	GJB 1416A-2017
中文名稱:	航天器控制系統通用規范
英文名稱:	General specification for spacecraft control system
行業分類:	GJB    國家軍用行業標準
發布日期:	2017-09-12
實施日期:	2017-12-1
標準狀態:	valid
替代舊標準:	GJB 1416-1992 衛星姿態控制系統通用規范
翻譯語言:	英文
文件格式:	PDF
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Codeofchina.com is in charge of this English translation. In case of any doubt about the English translation, the Chinese original shall be considered authoritative. This specification replaces GJB 1416-1992 General specification for satellite attitude control system. The following main technical changes have been made with respect to GJB 1416-1992: a) the name of the specification is changed as General specification for spacecraft control system, and the application scope is expanded from "satellites" to "spacecrafts", including satellites, manned spacecrafts and space probes; b) "System composition" and "Unit functions and performance" are added; c) orbit control, orbit control accuracy, rendezvous and docking, landing point control accuracy, etc. are added in "System functions and performance". This specification was proposed by the China Aerospace Science and Technology Corporation. GJB 1416 was issued for the first time in 1992. General specification for spacecraft control system 1 Scope This specification specifies the technical requirements, quality assurance requirements and delivery preparations for spacecraft control system. This specification is applicable to the design, manufacture, test and acceptance of spacecraft control system. 2 Normative references The following normative documents contain provisions which, through reference in this text, constitute provisions of this specification. For dated reference, subsequent amendments (excluding corrections), or revisions, of any of these publications do not apply to this specification. However parties to agreements based on this specification are encouraged to investigate the possibility of applying the most recent editions of the normative documents indicated below. For undated references or references with version not indicated, the latest edition of the normative document referred to applies. GB/T 191 Packaging - Pictorial marking for handling of goods GJB 150.1A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel - Part 1: General requirements GJB 150.9A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel - Part 9: Damp heat test GJB 150.15A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel - Part 15: Acceleration test GJB 150.16A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel - Part 16: Vibration test GJB 150.18A-2009 Laboratory environmental test methods for military materiel - Part 18: Shock test GJB 151 Electromagnetic emission and susceptibility requirements for military equipments and subsystems GJB 190 Classification of characteristics GJB 421 Satellite terminology GJB 899 Reliability testing for qualification and production acceptance GJB 1027 Test requirements for launch, upper-stage, and space vehicles GJB 1030 Methods for simulation test of satellite control system GJB 2042 General specification for satellite electrical power system GJB 2203 Cleanliness and contamination control requirements for satellite product GJB 2496 Terminology for manned spacecraft astronautical engineering GJB 2998 Mark of satellite products GJB 3590 Electromagnetic compatibility requirements for space systems GJB/Z 35 Derating criteria for electrical, electronic and electromechanical parts GJB/Z 1391 Guide to failure mode, effects and criticality analysis QJ 977 Rule for re-inspection of non-metallic materials QJ 1286 Testing regulation for attitude control system of satellite QJ 1386 Rule for re-inspection of metallic materials QJ 2172 Guide to satellite reliability design QJ 2236 Safety assurance requirements for aerospace products QJ 2437 Analysis of effect and criticality of satellite failure QJ 2463 Test method for three-axis stabilized satellite control system QJ 2850 Prevention and control for foreign object debris (FOD) of space products QJ 3065.1 Management requirements for selection of components QJ 3128 Specification for development of space project software QJ 3130 Specification for software configuration management of space products 3 Requirements 3.1 System composition The control system is generally composed of sensors, controllers and actuators, as shown in Figure 1: a) sensors generally include optical sensors (infrared earth sensors, star sensors, sun sensors, ultraviolet sensors, etc.), inertial sensors (gyroscopes, accelerometers, etc.), magnetometers, navigation sensors (rendezvous and docking sensors, navigation receivers, etc.), radio frequency sensors, etc.; b) controllers generally include control computers, emergency controllers, man-control lines, etc. c) actuators generally include thrusters and/or engines (cold gas thrusters, single-component thrusters, double-component thrusters and/or engines, electric thrusters, etc.), momentum wheels or reaction wheels, control moment gyroscopes, magnetic torquers, solar array driving mechanisms, antenna orientation driving mechanisms, etc. Notes: 1 Sometimes the control system also includes special power supply units or DC/DC power converters. 2 The configuration of control system is determined according to the mission requirements. Figure 1 Schematic diagram for control system composition 3.2 System functions and performance 3.2.1 System functions The system functions are selected according to the specific requirements of spacecraft control system. The control system has the following main functions: a) program control and mode control. b) navigation and escape survival control of the launching phase. c) eliminate the initial attitude deviation of the spacecraft after it is separated from the launch vehicle and the attitude disturbance when the solar array and antenna are deployed. d) capture and directional control of celestial bodies such as sun and earth. e) establishment and stability of normal attitude. f) attitude stability during attitude maneuver, attitude offset and orbit control. g) orbit capture, maneuver and maintenance. h) autonomous navigation. i) control of celestial bodies such as solar array and antenna. j) combination control (used for space station combination after rendezvous and docking, space station laboratory combination, etc.). k) rendezvous and docking and evacuation control. l) for manned spacecraft, the control ability of attitude, orbit, rendezvous and docking, evacuation and return, etc. with astronaut participation shall be provided. m) brake control. n) return reentry control. o) celestial surface landing control. p) celestial surface rising control. q) spin-up and spin-down control of spin-stabilized satellites. r) autonomous nutation damping control. s) send telemetry data. t) receive remote control commands and have the functions of remote control data injection and/or in-orbit programming. u) receive man-control commands. v) failure-safe function. In case of failure of the control system unit, which makes the spacecraft lose its attitude reference and fail to maintain normal business, the control system has the ability of autonomous diagnosis and reconstruction, and cooperates with other spacecraft systems to make the spacecraft in a safe state with ensured power supply, communication link and propellant supply, waiting for ground treatment, and realizing the restoration of normal attitude autonomously if necessary. ? 3.2.2 System performance The system performance is selected according to the specific requirements of spacecraft control system. The dynamic characteristics and disturbance moments of spacecraft in different operation phases shall be considered in the design of control system, so that the following main performance parameters meet the requirements of special technical documents: a) the maximum allowable initial attitude angular velocity; b) allowable initial attitude angle; c) attitude offset range and accuracy; d) time required for attitude maneuver; e) attitude measurement accuracy; f) attitude determination accuracy; g) attitude control accuracy; h) attitude stability; i) orbit determination accuracy; j) orbit control accuracy; k) navigation accuracy; l) guidance accuracy; m) pointing accuracy for solar array; n) orientation accuracy for antenna; o) anti-disturbance ability; p) initial docking conditions and control accuracy of rendezvous and docking; q) control accuracy of landing point and the maximum overload (manned or unmanned); r) number of air injection and propellant consumption; s) robustness of control system and stability margin under the worst parameter combination; t) secondary control accuracy (inter-satellite link, optical observation platform); u) dynamic quality of control system; v) reliability of control system; w) design lifetime, etc. 3.3 Unit functions and performance 3.3.1 Sensors 3.3.1.1 Sensor functions The sensor functions shall meet the requirements of special technical documents, which generally include: a) acquire the attitude or position information of the spacecraft relative to the reference target or inertial space by using the reference target sensitive to optical system; b) acquire the spacecraft attitude or navigation information by using inertial instruments; c) acquire spacecraft attitude or position information through sensitive celestial magnetic fields; d) acquire the relative position and/or relative attitude information between two or more spacecrafts by optical and electromagnetic means; e) acquire the attitude or position information of the spacecraft relative to the radio frequency emission source with known sensitive position through the radio waves emitted by such source. 3.3.1.2 Sensor performance The sensor performance shall meet the requirements of special technical documents, which generally include: a) measurement range; b) field of view; c) absolute/relative accuracy; d) resolution; e) linearity; f) measurement bandwidth; g) time requirements (including sampling rate, maximum delay time, stability of sampling rate and delay time, etc.); h) allowable maximum noise; i) error model and related parameters obtained after calibration; j) allowable remnant magnetic torque, etc. 3.3.2 Controller 3.3.2.1 Controller functions With the support of related system software and hardware, the controller has the following main functions: a) complete the program control for the processes of pending, launching, injection, separation of satellite (airship, spacecraft) and launch vehicle, in-orbit (including the main in-orbit working modes such as rendezvous and docking), deorbit and return; b) complete the automatic (or manual) setting and switching of working modes in the control process; complete the structural reorganization of the control system in various working modes, including the selection of thrusters in various working modes; complete the parameter modification and channel offset setting of the corresponding working mode; c) in various working modes, complete the acquisition and processing of attitude sensor measurement data (or manual control command), and calculate the attitude angle and angular velocity of each axis of spacecraft, navigation and relative position/attitude; calculate the control amount of each channel according to the set control rules based on the offset or compensation quantities of each channel and sent it to the actuator; d) provide remote control interface with TT&C or data management system, receive ground remote control command, and realize switching of major units and backup units; complete the setting and switching of various control modes and states of the control system; complete the setting of control parameters of the control system; e) provide telemetry interface with TT&C or data management system, and send the measured output values and working parameters of each sensor as well as the main control quantities of each control channel of the control system to TT&C or data management system; intensively transform and transmit the working state parameters of each unit and various working modes of system; f) provide input interfaces for various sensor signals and other control commands; g) provide the output interface with the control actuator; h) complete the automatic unloading of momentum exchange unit; i) pointing control of solar array and orientation control of antenna; j) orbit calculation; k) ephemeris table computation; l) memory downloading and modification of memory data and programs by remote control; m) failure detection, isolation and recovery. 3.3.2.2 Controller performance The control computer (digital controller) has the following performance: a) computer word length; b) memory capacity; c) computing speed; d) type of CPU; e) sampling time; f) interruption; g) control cycle; h) redundancy (multi-computer, single-computer operation, cold backup of memory and structure switching/reorganization, etc.); i) fault tolerance against single event upset (SEU), single event latchup (SEL) and other accidental errors; j) input/output interface; k) memory downloading and modification of the capacity of memory data; l) allowable remnant magnetic torque, etc.

Foreword i 1 Scope 2 Normative references 3 Requirements 4 Quality assurance requirements 5 Delivery preparation 6 Instructions

航天器控制系統通用規范 1 范圍 本規范規定了航天器控制系統的技術要求、質量保證規定和交貨準備等。 本規范適用于航天器控制系統的設計、生產、試驗和驗收。 2 引用文件 下列文件中的有關條款通過引用而成為本規范的條款。凡注日期或版次的引用文件，其后的任何修改單(不包含勘誤的內容)或修訂版本都不適用于本規范，但提倡使用本規范的各方探討使用其最新版本的可能性。凡不注日期或版次的引用文件，其最新版本適用于本規范。 GB／T 191 包裝儲運圖示標志 GJB 150.1A—2009 軍用裝備實驗室環境試驗方法 第1部分：通用要求 GJB 150.9A—2009 軍用裝備實驗室環境試驗方法 第9部分：濕熱試驗 GJB 150.15A—2009 軍用設備實驗室環境試驗方法 第15部分：加速度試驗 GJB 150.16A—2009 軍用裝備實驗室環境試驗方法 第16部分：振動試驗 GJB 150.18A—2009 軍用設備實驗室環境試驗方法 第18部分：沖擊試驗 GJB 151 軍用設備和分系統電磁發射和敏感度要求與測量 GJB 190 特性分類 GJB 421 衛星術語 GJB 899 可靠性鑒定和驗收試驗 GJB 1027 運載器、上面級和航天器試驗要求 GJB 1030 衛星控制系統仿真試驗方法 GJB 2042 衛星電源系統通用規范 GJB 2203 衛星產品潔凈度及污染控制要求 GJB 2496 載人飛航天工程術語 GJB 2998 衛星產品標志 GJB 3590 航天系統電磁兼容性要求 GJB／Z 35 元器件降額準則 GJB／Z 1391 故障模式、影響及危害性分析指南 QJ 977 非金屬材料復驗規定 QJ 1286 衛星姿態控制系統試驗規程 QJ 1386 金屬材料復驗規定 QJ 2172 衛星可靠性設計指南 QJ 2236 航天產品安全性保證要求 QJ 2437 衛星故障模式影響和危害度分析 QJ 2463 三軸穩定衛星控制系統測試方法 QJ 2850 航天產品多余物預防和控制 QJ 3065.1 元器件選用管理要求 QJ 3128 航天型號軟件開發規范 QJ 3130 航天型號軟件配置管理規范 3 要求 3.1 系統組成 控制系統一般由敏感器、控制器、執行機構組成，如圖1所示： a) 敏感器一般包括光學敏感器(紅外地球敏感器、星敏感器、太陽敏感器、紫外敏感器等)、慣性敏感器(陀螺儀、加速度計等)、磁強計、導航敏感器(交會對接敏感器、導航接收機等)、射頻敏感器等； b) 控制器一般包括控制計算機、應急控制器、人控線路等； c) 執行機構一般包括推力器和(或)發動機(冷氣推力器、單組元推力器、雙組元推力器和(或)發動機、電推進推力器等)、動量輪或反作用輪、控制力矩陀螺、磁力矩器、太陽電池陣驅動機構、天線指向驅動機構等。 敏感器 光學敏感器 磁強計 導航敏感器 射頻敏感器 其他敏感器 控制器 控制計算機 應急控制器 人控線路 執行機構 推力器和／或發動機 動量輪／反作用輪 控制力炬陀螺 磁力炬器 太陽電池陣驅動機構 無線指向驅動機構 其他執行機構 注1：控制系統有時還包含專用供電組件或DC／DC電源變換器。 注2：控制系統配置根據任務要求具體確定。 圖1 控制系統組成示意圖 3.2 系統的功能和性能 3.2.1 系統功能 系統的功能根據各航天器控制系統的具體要求選定。控制系統的主要功能如下： a) 程序控制及模式控制。 b) 發射段的導航和逃逸救生控制。 c) 消除航天器與運載火箭分離后的初始姿態偏差及太陽電池陣、天線展開時的姿態擾動。 d) 太陽、地球等天體的捕獲及定向控制。 e) 正常姿態建立及穩定。 f) 姿態機動、姿態偏置、軌道控制期間的姿態穩定。 g) 軌道捕獲、軌道機動和軌道保持。 h) 自主導航。 i) 太陽電池陣、天線等多體控制。 j) 組合體控制(用于交會對接后的空間站組合體、空間站實驗室組合體等)。 k) 交會對接和撤離控制。 l) 對于載人航天器，應具備航天員參與的姿態、軌道、交會對接和撤離、返回等的控制能力。 m) 制動控制。 n) 返回再入控制。 o) 天體表面著陸控制。 p) 天體表面上升控制。 q) 自旋穩定衛星的起旋和消旋控制。 r) 自主章動阻尼控制。 s) 發送遙測數據。 t) 接收遙控指令，具備遙控注入數據和(或)在軌編程的功能。 u) 接收人控指令。 v) 故障安全功能。在控制系統組件發生故障使航天器丟失姿態基準、無法維持正常業務的情況下，控制系統具有自主診斷及重構的能力，協同航天器其他系統，自主使航天器處于保證電源、通信鏈路及推進劑供應的安全狀態，等待地面處理，必要時自主實現正常姿態的恢復等。 3.2.2 系統性能 系統的性能根據各航天器控制系統的具體要求選定。 控制系統在設計時，應考慮航天器不同運行階段的動力學特性和干擾力矩，使下列主要性能參數符合專用技術文件的規定： a) 允許的最大初始姿態角速度； b) 允許的初始姿態角； c) 姿態偏置范圍和精度； d) 姿態機動所需時間； e) 姿態測量精度； f) 姿態確定精度； g) 姿態控制精度； h) 姿態穩定度； i) 軌道確定精度； j) 軌道控制精度； k) 導航精度； l) 制導精度； m) 太陽電池陣指向精度； n) 天線指向精度； o) 抗擾動能力； p) 交會對接初始對接條件和控制精度； q) 返回落點控制精度和最大過載(載人或非載人)； r) 噴氣次數和推進劑消耗量； s) 控制系統的魯棒性和最壞參數組合情況下的穩定裕度； t) 二級控制精度(星間鏈路，光學觀測平臺)； u) 控制系統動態品質； v) 控制系統可靠度； w) 設計壽命等。 3.3 組件的功能和性能 3.3.1 敏感器 3.3.1.1 敏感器功能 敏感器功能應符合專用技術文件的規定，一般包括： a) 利用光學系統敏感參考目標，獲取航天器相對于參考目標或慣性空間的姿態或位置信息； b) 利用慣性儀表獲取航天器姿態或導航信息； c) 通過敏感天體磁場獲取航天器姿態或位置信息； d) 利用光學、電磁等手段獲取兩個或者多個航天器間的相對位置和(或)相對姿態信息； e) 通過敏感位置已知的射頻發射源發出的電波獲取航天器相對于該發射源的姿態或位置信息。 3.3.1.2 敏感器性能 敏感器性能應符合專用技術文件的規定，一般包括： a) 測量范圍； b) 視場范圍； c) 絕對／相對精度； d) 分辨率； e) 線性度； f) 測量帶寬； g) 時間需求(包括采樣率，最大延遲時間，采樣率及延遲時間的穩定性等)； h) 允許的最大噪聲； i) 誤差模型及通過標定后獲得的相關參數； j) 允許的剩磁矩等。 3.3.2 控制器 3.3.2.1 控制器功能 在相關系統軟、硬件的支持下，控制器完成如下主要功能： a) 完成待發、發射、入軌、星(船、器)箭分離后、在軌(含交會對接等土要在軌工作模式)、離軌、返回等過程的程序控制； b) 完成控制過程中有關工作模式的自動(或手動)設置和切換；完成各種工作模式下控制系統的結構重組，包括完成各種工作模式的推力器選擇；完成相應工作模式的參數修改及通道偏置量設置； c) 在各種工作模式中，完成姿態敏感器測量數據(或手動控制命令)的采集、處理，航天器各軸的姿態角及角速度計算，導航計算，相對位置／相對姿態計算；根據各通道的偏置或補償量，按設定的控制規律計算得到各通道的控制量并送給執行機構； d) 提供與測控或數管的遙控接口，接收地面遙控指令，實現組件的主備份切換；完成控制系統各種控制模式、狀態的設置和切換；完成控制系統控制參數的設置； e) 提供與測控或數管的遙測接口，向測控或數管發送控制系統各敏感器的測量輸出值、工作參數，各控制通道的主要控制量；集中變換、傳送各組件工作的狀態參數及系統工作的各種模式等； f) 提供各種敏感器信號和其他控制指令的輸入接口； g) 提供與控制執行機構的輸出接口； h) 完成動量交換組件的自動卸載； i) 太陽電池陣和天線的指向控制； j) 軌道計算； k) 星歷計算； l) 內存下傳及由遙控修改內存數據和程序； m) 故障檢測、隔離和恢復。 3.3.2.2 控制器性能 控制計算機(數字控制器)的主要性能如下： a) 計算機字長； b) 存儲容量； c) 運算速度； d) 中央處理器類型； e) 采樣時間； f) 中斷； g) 控制周期； h) 冗余度(多機、單機工作，存儲器冷備份及結構切換／重組等)； i) 防單粒子翻轉(SEU)、單粒子鎖定(SEL)及其他偶然錯誤的容錯； j) 輸入／輸出接口； k) 內存下傳及可修改內存數據的容量； l) 允許的剩磁矩等。 3.3.3 執行機構 3.3.3.1 執行機構功能 執行機構功能應符合專用技術文件的規定，一般包括： a) 利用自身攜帶的工質，依靠反作用原理直接產生推力或力矩； b) 利用高速旋轉剛體的角動量，通過改變其角動量的大小或方向，與航天器進行動量交換； c) 產生偶極子磁矩，與所處地的磁場相互作用產生磁控力矩； d) 控制太陽電池陣對太陽定向并傳輸太陽電池陣產生的電能； e) 控制天線指向，使天線波束對準給定目標。 3.3.3.2 執行機構性能 執行機構性能應符合專用技術文件的規定，一般包括： a) 產生執行作用的方式； b) 絕對／相對精度； c) 產生作用的范圍； d) 分辨率； e) 線性度； f) 響應時間、階躍響應特性； g) 時間需求(包括指令接收時間間隔、最大延遲等)； h) 允許的最大噪聲； i) 允許的剩磁矩等。 3.4 尺寸 控制系統組件的外形和機械接口尺寸等應符合產品圖樣的要求。 3.5 重量 控制系統組件的重量應符合專用技術文件的規定。 3.6 外觀質量 控制系統組件的外觀應完整無損傷。產品表面應無劃傷、碰傷、毛刺、銹蝕、裂紋、脫落等缺陷。基準鏡等光學表面應光潔、無污斑及劃痕。電連接器的插針應排列整齊、無彎曲和縮針現象，插孔應潔凈、無污跡和多余物。產品表面涂層應滿足熱控要求，安裝面應滿足平面度要求。 保護件應為紅色。 3.7 標志和代號 控制系統組件的標志和代號應符合GJB 2998和專用技術文件的規定。產品上應有產品代號、階段標志、批次號、電連接器標志、極性標志(若有)、流向標志(若有)等。 3.8 材料和元器件 3.8.1 材料 控制系統組件所使用的金屬材料應從規定的范圍內選用，并按QJ 1386的規定進行復驗；非金屬材料應從規定的范圍內選用，并按QJ 977的規定復驗。 對于載人航天器，還應考慮所用非金屬材料釋放的微量污染物對載人航天器封閉空間的影響及航天員活動對原材料的腐蝕影響。 3.8.2 元器件 控制系統組件所使用的元器件應按QJ 3065.1的規定選用，元器件的質量等級和抗輻射要求應與承擔的任務相適應。 3.9 理化性能 3.9.1 相容性 控制系統組件使用的金屬和非金屬材料應與相接觸的工作介質相容。 3.9.2 防污染 發動機和(或)推力器安裝位置和噴氣方向應考慮對敏感器等的影響，避免工作時噴氣羽流對敏感器等的污染。 3.10 潔凈度控制 控制系統組件及環境的潔凈度應符合GJB 2203的規定。 3.11 多余物控制 控制系統組件的多余物控制應符合QJ 2850的規定。 3.12 導通和絕緣 控制系統組件外表面在電氣上應為連通的導體，任意兩個可檢測點之間的電阻值應不大于10mΩ。 控制系統組件內部電路一般對外殼絕緣。控制系統組件各獨立電路的地線對外殼以及各獨立電路之間的絕緣電阻在標準大氣條件下應不小于10MΩ，在濕熱條件下應不小于1MΩ。標準大氣條件應符合GJB 150.1A—2009的規定，濕熱條件應符合GJB 150.9A—2009的規定。 3.13 介質耐壓 介質耐壓有要求的組件各獨立電路的地線對外殼以及各獨立電路之間的抗電強度應滿足：在電壓有效值為250V～500V、頻率為50Hz的交流電壓下試驗1min，不產生擊穿放電或損壞。 3.14 電源適應性 控制系統組件在供電電壓偏離標稱值一定范圍內，功能及性能參數應符合要求。 3.15 電源種類及功耗 控制系統組件所選電源電樂種類應符合GJB 2042的規定，DC／DC電源變換器額定輸出電壓一般為±5V、±12V和±15V等。電源應具有有效的過流、過壓、欠壓等自我保護能力和浪涌抑制能力。控制系統組件的功耗應符合專用技術文件的規定。 3.16 控制系統驗證 3.16.1 概述 控制系統驗證一般包含數學仿真、半物理仿真、全物理仿真、星(船、器)地計算機聯試及控制系統試驗。在控制系統研制的不同階段，應進行全部或部分驗證，至少應包括數學仿真及控制系統試驗。 3.16.2 數學仿真 為驗證方案設計的正確性，在方案設計中應進行數學仿真。數學仿真所用的數學模型應正確、詳盡，并經驗證確認。用此數學模型對不同的干擾、軌道特性、設計的不同參數和初始條件對控制系統進行數學仿真，驗證控制系統性能。 3.16.3 控制系統試驗 控制系統組件驗收后、交付航天器總裝前進行的電性能及物理測試包括：組件在系統條件下的性能測試、組件間以及與航天器其他系統間的接口匹配測試、系統開路測試、系統閉路測試、光學敏感器的光學性能檢查、敏感器和執行機構的極性檢查等。控制系統各產品均為實物，控制系統動力學以及航天器其他系統相關部分可由地面計算機及接口電路仿真實現。控制系統試驗盡可能與在軌飛行狀態一致。