标准编号:	GJB 1416A-2017
中文名称:	航天器控制系统通用规范
英文名称:	General specification for spacecraft control system
行业分类:	GJB    国家军用行业标准
发布日期:	2017-09-12
实施日期:	2017-12-1
标准状态:	valid
替代旧标准:	GJB 1416-1992 卫星姿态控制系统通用规范
翻译语言:	英文
文件格式:	PDF
中文字符数:	16000 字
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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

航天器控制系统通用规范 1 范围 本规范规定了航天器控制系统的技术要求、质量保证规定和交货准备等。 本规范适用于航天器控制系统的设计、生产、试验和验收。 2 引用文件 下列文件中的有关条款通过引用而成为本规范的条款。凡注日期或版次的引用文件，其后的任何修改单(不包含勘误的内容)或修订版本都不适用于本规范，但提倡使用本规范的各方探讨使用其最新版本的可能性。凡不注日期或版次的引用文件，其最新版本适用于本规范。 GB／T 191 包装储运图示标志 GJB 150.1A—2009 军用装备实验室环境试验方法 第1部分：通用要求 GJB 150.9A—2009 军用装备实验室环境试验方法 第9部分：湿热试验 GJB 150.15A—2009 军用设备实验室环境试验方法 第15部分：加速度试验 GJB 150.16A—2009 军用装备实验室环境试验方法 第16部分：振动试验 GJB 150.18A—2009 军用设备实验室环境试验方法 第18部分：冲击试验 GJB 151 军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求与测量 GJB 190 特性分类 GJB 421 卫星术语 GJB 899 可靠性鉴定和验收试验 GJB 1027 运载器、上面级和航天器试验要求 GJB 1030 卫星控制系统仿真试验方法 GJB 2042 卫星电源系统通用规范 GJB 2203 卫星产品洁净度及污染控制要求 GJB 2496 载人飞航天工程术语 GJB 2998 卫星产品标志 GJB 3590 航天系统电磁兼容性要求 GJB／Z 35 元器件降额准则 GJB／Z 1391 故障模式、影响及危害性分析指南 QJ 977 非金属材料复验规定 QJ 1286 卫星姿态控制系统试验规程 QJ 1386 金属材料复验规定 QJ 2172 卫星可靠性设计指南 QJ 2236 航天产品安全性保证要求 QJ 2437 卫星故障模式影响和危害度分析 QJ 2463 三轴稳定卫星控制系统测试方法 QJ 2850 航天产品多余物预防和控制 QJ 3065.1 元器件选用管理要求 QJ 3128 航天型号软件开发规范 QJ 3130 航天型号软件配置管理规范 3 要求 3.1 系统组成 控制系统一般由敏感器、控制器、执行机构组成，如图1所示： a) 敏感器一般包括光学敏感器(红外地球敏感器、星敏感器、太阳敏感器、紫外敏感器等)、惯性敏感器(陀螺仪、加速度计等)、磁强计、导航敏感器(交会对接敏感器、导航接收机等)、射频敏感器等； b) 控制器一般包括控制计算机、应急控制器、人控线路等； c) 执行机构一般包括推力器和(或)发动机(冷气推力器、单组元推力器、双组元推力器和(或)发动机、电推进推力器等)、动量轮或反作用轮、控制力矩陀螺、磁力矩器、太阳电池阵驱动机构、天线指向驱动机构等。 敏感器 光学敏感器 磁强计 导航敏感器 射频敏感器 其他敏感器 控制器 控制计算机 应急控制器 人控线路 执行机构 推力器和／或发动机 动量轮／反作用轮 控制力炬陀螺 磁力炬器 太阳电池阵驱动机构 无线指向驱动机构 其他执行机构 注1：控制系统有时还包含专用供电组件或DC／DC电源变换器。 注2：控制系统配置根据任务要求具体确定。 图1 控制系统组成示意图 3.2 系统的功能和性能 3.2.1 系统功能 系统的功能根据各航天器控制系统的具体要求选定。控制系统的主要功能如下： a) 程序控制及模式控制。 b) 发射段的导航和逃逸救生控制。 c) 消除航天器与运载火箭分离后的初始姿态偏差及太阳电池阵、天线展开时的姿态扰动。 d) 太阳、地球等天体的捕获及定向控制。 e) 正常姿态建立及稳定。 f) 姿态机动、姿态偏置、轨道控制期间的姿态稳定。 g) 轨道捕获、轨道机动和轨道保持。 h) 自主导航。 i) 太阳电池阵、天线等多体控制。 j) 组合体控制(用于交会对接后的空间站组合体、空间站实验室组合体等)。 k) 交会对接和撤离控制。 l) 对于载人航天器，应具备航天员参与的姿态、轨道、交会对接和撤离、返回等的控制能力。 m) 制动控制。 n) 返回再入控制。 o) 天体表面着陆控制。 p) 天体表面上升控制。 q) 自旋稳定卫星的起旋和消旋控制。 r) 自主章动阻尼控制。 s) 发送遥测数据。 t) 接收遥控指令，具备遥控注入数据和(或)在轨编程的功能。 u) 接收人控指令。 v) 故障安全功能。在控制系统组件发生故障使航天器丢失姿态基准、无法维持正常业务的情况下，控制系统具有自主诊断及重构的能力，协同航天器其他系统，自主使航天器处于保证电源、通信链路及推进剂供应的安全状态，等待地面处理，必要时自主实现正常姿态的恢复等。 3.2.2 系统性能 系统的性能根据各航天器控制系统的具体要求选定。 控制系统在设计时，应考虑航天器不同运行阶段的动力学特性和干扰力矩，使下列主要性能参数符合专用技术文件的规定： a) 允许的最大初始姿态角速度； b) 允许的初始姿态角； c) 姿态偏置范围和精度； d) 姿态机动所需时间； e) 姿态测量精度； f) 姿态确定精度； g) 姿态控制精度； h) 姿态稳定度； i) 轨道确定精度； j) 轨道控制精度； k) 导航精度； l) 制导精度； m) 太阳电池阵指向精度； n) 天线指向精度； o) 抗扰动能力； p) 交会对接初始对接条件和控制精度； q) 返回落点控制精度和最大过载(载人或非载人)； r) 喷气次数和推进剂消耗量； s) 控制系统的鲁棒性和最坏参数组合情况下的稳定裕度； t) 二级控制精度(星间链路，光学观测平台)； u) 控制系统动态品质； v) 控制系统可靠度； w) 设计寿命等。 3.3 组件的功能和性能 3.3.1 敏感器 3.3.1.1 敏感器功能 敏感器功能应符合专用技术文件的规定，一般包括： a) 利用光学系统敏感参考目标，获取航天器相对于参考目标或惯性空间的姿态或位置信息； b) 利用惯性仪表获取航天器姿态或导航信息； c) 通过敏感天体磁场获取航天器姿态或位置信息； d) 利用光学、电磁等手段获取两个或者多个航天器间的相对位置和(或)相对姿态信息； e) 通过敏感位置已知的射频发射源发出的电波获取航天器相对于该发射源的姿态或位置信息。 3.3.1.2 敏感器性能 敏感器性能应符合专用技术文件的规定，一般包括： a) 测量范围； b) 视场范围； c) 绝对／相对精度； d) 分辨率； e) 线性度； f) 测量带宽； g) 时间需求(包括采样率，最大延迟时间，采样率及延迟时间的稳定性等)； h) 允许的最大噪声； i) 误差模型及通过标定后获得的相关参数； j) 允许的剩磁矩等。 3.3.2 控制器 3.3.2.1 控制器功能 在相关系统软、硬件的支持下，控制器完成如下主要功能： a) 完成待发、发射、入轨、星(船、器)箭分离后、在轨(含交会对接等土要在轨工作模式)、离轨、返回等过程的程序控制； b) 完成控制过程中有关工作模式的自动(或手动)设置和切换；完成各种工作模式下控制系统的结构重组，包括完成各种工作模式的推力器选择；完成相应工作模式的参数修改及通道偏置量设置； c) 在各种工作模式中，完成姿态敏感器测量数据(或手动控制命令)的采集、处理，航天器各轴的姿态角及角速度计算，导航计算，相对位置／相对姿态计算；根据各通道的偏置或补偿量，按设定的控制规律计算得到各通道的控制量并送给执行机构； d) 提供与测控或数管的遥控接口，接收地面遥控指令，实现组件的主备份切换；完成控制系统各种控制模式、状态的设置和切换；完成控制系统控制参数的设置； e) 提供与测控或数管的遥测接口，向测控或数管发送控制系统各敏感器的测量输出值、工作参数，各控制通道的主要控制量；集中变换、传送各组件工作的状态参数及系统工作的各种模式等； f) 提供各种敏感器信号和其他控制指令的输入接口； g) 提供与控制执行机构的输出接口； h) 完成动量交换组件的自动卸载； i) 太阳电池阵和天线的指向控制； j) 轨道计算； k) 星历计算； l) 内存下传及由遥控修改内存数据和程序； m) 故障检测、隔离和恢复。 3.3.2.2 控制器性能 控制计算机(数字控制器)的主要性能如下： a) 计算机字长； b) 存储容量； c) 运算速度； d) 中央处理器类型； e) 采样时间； f) 中断； g) 控制周期； h) 冗余度(多机、单机工作，存储器冷备份及结构切换／重组等)； i) 防单粒子翻转(SEU)、单粒子锁定(SEL)及其他偶然错误的容错； j) 输入／输出接口； k) 内存下传及可修改内存数据的容量； l) 允许的剩磁矩等。 3.3.3 执行机构 3.3.3.1 执行机构功能 执行机构功能应符合专用技术文件的规定，一般包括： a) 利用自身携带的工质，依靠反作用原理直接产生推力或力矩； b) 利用高速旋转刚体的角动量，通过改变其角动量的大小或方向，与航天器进行动量交换； c) 产生偶极子磁矩，与所处地的磁场相互作用产生磁控力矩； d) 控制太阳电池阵对太阳定向并传输太阳电池阵产生的电能； e) 控制天线指向，使天线波束对准给定目标。 3.3.3.2 执行机构性能 执行机构性能应符合专用技术文件的规定，一般包括： a) 产生执行作用的方式； b) 绝对／相对精度； c) 产生作用的范围； d) 分辨率； e) 线性度； f) 响应时间、阶跃响应特性； g) 时间需求(包括指令接收时间间隔、最大延迟等)； h) 允许的最大噪声； i) 允许的剩磁矩等。 3.4 尺寸 控制系统组件的外形和机械接口尺寸等应符合产品图样的要求。 3.5 重量 控制系统组件的重量应符合专用技术文件的规定。 3.6 外观质量 控制系统组件的外观应完整无损伤。产品表面应无划伤、碰伤、毛刺、锈蚀、裂纹、脱落等缺陷。基准镜等光学表面应光洁、无污斑及划痕。电连接器的插针应排列整齐、无弯曲和缩针现象，插孔应洁净、无污迹和多余物。产品表面涂层应满足热控要求，安装面应满足平面度要求。 保护件应为红色。 3.7 标志和代号 控制系统组件的标志和代号应符合GJB 2998和专用技术文件的规定。产品上应有产品代号、阶段标志、批次号、电连接器标志、极性标志(若有)、流向标志(若有)等。 3.8 材料和元器件 3.8.1 材料 控制系统组件所使用的金属材料应从规定的范围内选用，并按QJ 1386的规定进行复验；非金属材料应从规定的范围内选用，并按QJ 977的规定复验。 对于载人航天器，还应考虑所用非金属材料释放的微量污染物对载人航天器封闭空间的影响及航天员活动对原材料的腐蚀影响。 3.8.2 元器件 控制系统组件所使用的元器件应按QJ 3065.1的规定选用，元器件的质量等级和抗辐射要求应与承担的任务相适应。 3.9 理化性能 3.9.1 相容性 控制系统组件使用的金属和非金属材料应与相接触的工作介质相容。 3.9.2 防污染 发动机和(或)推力器安装位置和喷气方向应考虑对敏感器等的影响，避免工作时喷气羽流对敏感器等的污染。 3.10 洁净度控制 控制系统组件及环境的洁净度应符合GJB 2203的规定。 3.11 多余物控制 控制系统组件的多余物控制应符合QJ 2850的规定。 3.12 导通和绝缘 控制系统组件外表面在电气上应为连通的导体，任意两个可检测点之间的电阻值应不大于10mΩ。 控制系统组件内部电路一般对外壳绝缘。控制系统组件各独立电路的地线对外壳以及各独立电路之间的绝缘电阻在标准大气条件下应不小于10MΩ，在湿热条件下应不小于1MΩ。标准大气条件应符合GJB 150.1A—2009的规定，湿热条件应符合GJB 150.9A—2009的规定。 3.13 介质耐压 介质耐压有要求的组件各独立电路的地线对外壳以及各独立电路之间的抗电强度应满足：在电压有效值为250V～500V、频率为50Hz的交流电压下试验1min，不产生击穿放电或损坏。 3.14 电源适应性 控制系统组件在供电电压偏离标称值一定范围内，功能及性能参数应符合要求。 3.15 电源种类及功耗 控制系统组件所选电源电乐种类应符合GJB 2042的规定，DC／DC电源变换器额定输出电压一般为±5V、±12V和±15V等。电源应具有有效的过流、过压、欠压等自我保护能力和浪涌抑制能力。控制系统组件的功耗应符合专用技术文件的规定。 3.16 控制系统验证 3.16.1 概述 控制系统验证一般包含数学仿真、半物理仿真、全物理仿真、星(船、器)地计算机联试及控制系统试验。在控制系统研制的不同阶段，应进行全部或部分验证，至少应包括数学仿真及控制系统试验。 3.16.2 数学仿真 为验证方案设计的正确性，在方案设计中应进行数学仿真。数学仿真所用的数学模型应正确、详尽，并经验证确认。用此数学模型对不同的干扰、轨道特性、设计的不同参数和初始条件对控制系统进行数学仿真，验证控制系统性能。 3.16.3 控制系统试验 控制系统组件验收后、交付航天器总装前进行的电性能及物理测试包括：组件在系统条件下的性能测试、组件间以及与航天器其他系统间的接口匹配测试、系统开路测试、系统闭路测试、光学敏感器的光学性能检查、敏感器和执行机构的极性检查等。控制系统各产品均为实物，控制系统动力学以及航天器其他系统相关部分可由地面计算机及接口电路仿真实现。控制系统试验尽可能与在轨飞行状态一致。