《運載火箭集成式飛行控制器技術(shù)規(guī)范》

ICS49.020

CCSV37

團體標準

T/ZKJXXXXXX—XXXX

運載火箭集成式飛行控制器技術(shù)規(guī)范

Technicalspecificationforintegratedflightcontrollersforlaunchvehicles

(征求意見稿)

在提交反饋意見時，請將您知道的相關(guān)專利連同支持性文件一并附上。

XXXX-XX-XX發(fā)布XXXX-XX-XX實施

中關(guān)村空間信息產(chǎn)業(yè)技術(shù)聯(lián)盟發(fā)布

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運載火箭集成式飛行控制器技術(shù)規(guī)范

1范圍

本文件規(guī)定了運載火箭集成式飛行控制器（以下簡稱：集成式飛行控制器）的功能與組成、技術(shù)要

求、檢驗方法、檢驗規(guī)則、標志、包裝、運輸和貯存。

本文件適用于運載火箭集成式飛行控制器的研發(fā)、生產(chǎn)和檢驗，其他飛行控制器可參照使用。

2規(guī)范性引用文件

下列文件中的內(nèi)容通過文中的規(guī)范性引用而構(gòu)成本文件必不可少的條款。其中，注日期的引用文件，

僅該日期對應(yīng)的版本適用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改單）適用于本

文件。

GB/T191包裝儲運圖示標志

GB/T2423.1電工電子產(chǎn)品環(huán)境試驗第2部分：試驗方法試驗A：低溫

GB/T2423.2電工電子產(chǎn)品環(huán)境試驗第2部分：試驗方法試驗B：高溫

GB/T2423.15電工電子產(chǎn)品環(huán)境試驗第2部分：試驗方法試驗Ga和導則：穩(wěn)態(tài)加速度

GB/T2423.21電工電子產(chǎn)品環(huán)境試驗第2部分：試驗方法試驗M：低氣壓

GB/T2423.57電工電子產(chǎn)品環(huán)境試驗第2-81部分：試驗方法試驗Ei：沖擊沖擊響應(yīng)譜合成

GB/T17626.2電磁兼容試驗和測量技術(shù)靜電放電抗擾度試驗

GB/T17626.3電磁兼容試驗和測量技術(shù)射頻電磁場輻射抗擾度試驗

GB/T17626.6電磁兼容試驗和測量技術(shù)射頻場感應(yīng)的傳導騷擾抗擾度

GB/T17626.17電磁兼容試驗和測量技術(shù)直流電源輸入端口紋波抗擾度試驗

GB/T17626.39電磁兼容試驗和測量技術(shù)第39部分：近距離輻射場抗擾度試驗

GB/T32455—2015運載火箭術(shù)語

GB/T34516航天器振動試驗方法

ANSI/TIA/EIA-422-B平衡電壓數(shù)字接口電路的電氣特性（ElectricalCharacteristicsof

BalancedVoltageDigitalInterfaceCircuits）

3術(shù)語和定義

GB/T32455—2015界定的術(shù)語和定義適用于本文件。

集成式飛行控制器integratedflightcontroller

一種用于控制運載火箭飛行的多功能集成式設(shè)備，其用于接收外部慣性測量數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導航信號，

完成飛行控制計算并輸出控制指令與時序控制信號，從而實現(xiàn)控制火箭執(zhí)行機構(gòu)、驅(qū)動箭上火工品和電

磁閥的目的。此外，還宜具備實現(xiàn)火箭所有電氣設(shè)備的加電、斷電控制功能。

4縮略語

下列縮略語適用于本文件。

CPCI：總線接口標準（CompactPeripheralComponentInterconnect）

CPU：中央處理器（CentralProcessingUnit）

FIFO：先入先出隊列（FirstInputFirstOutput）

GPS：全球定位系統(tǒng)（GlobalPositioningSystem）

PDOP：位置精度強弱度（PositionDilutionofPrecision）

RAM：隨機存取存儲器（RandomAccessMemory）

UTC：世界協(xié)調(diào)時間（UniversalTimeCoordinated）

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5功能與組成

集成式飛行控制器一般包含飛行控制計算功能、衛(wèi)星導航功能、配電功能和時序功能，其基本原理

如圖1所示：

a)飛行控制計算功能：獲取外部的慣性測量數(shù)據(jù)和衛(wèi)星導航數(shù)據(jù)，通過處理器進行飛行控制計算

并由通訊接口輸出控制指令信號；

b)衛(wèi)星導航功能：通過外部衛(wèi)導天線獲取衛(wèi)導信號，對衛(wèi)導信號進行處理并解算出衛(wèi)導定位結(jié)果，

用于飛行控制計算；

c)配電功能：通過對外部輸入供電的控制分配，實現(xiàn)輸出多路供電至箭上其他電氣設(shè)備；

d)時序功能：實現(xiàn)各類型時序信號的高精度控制輸出，同時對時序輸出信號的回采和外部開關(guān)信

號的時序信息采集。

圖1集成式飛行控制器原理圖

6技術(shù)要求

外觀

6.1.1一般要求

集成式飛行控制器外觀應(yīng)無銹蝕和機械性損傷，著色應(yīng)滿足產(chǎn)品相關(guān)技術(shù)條件要求，涂覆層無氣泡、

無脫落。

電連接器應(yīng)完整無損，插針無斷針、縮針、歪斜現(xiàn)象，插孔內(nèi)部無多余物，表面鍍層應(yīng)清潔光亮，

各緊固件應(yīng)牢固。

對飛行方向敏感的集成式飛行控制器，應(yīng)標注飛行方向箭頭。

6.1.2銘牌要求

集成式飛行控制器應(yīng)設(shè)置銘牌，銘牌宜包含產(chǎn)品名稱代號、廠家名稱、出廠批次編號及日期等信息。

性能要求

6.2.1飛行控制計算

6.2.1.1響應(yīng)時間要求

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除另有規(guī)定外，飛行控制計算時間應(yīng)不超過運載火箭控制系統(tǒng)控制周期時間的50%。

6.2.1.2處理器要求

處理器應(yīng)滿足以下要求：

a)CPU主頻：≥200MHz；

b)CPU計算能力：≥1600MFLOPS。

6.2.1.3存儲器要求

存儲器應(yīng)滿足以下要求：

a)程序存儲器FLASH：≥16MB；

b)數(shù)據(jù)存儲器RAM：片內(nèi)RAM≥256KB，片外RAM≥16MB。

6.2.1.4晶振穩(wěn)定性要求

晶振穩(wěn)定性應(yīng)優(yōu)于10PPM。

6.2.2衛(wèi)星導航

6.2.2.1捕獲、跟蹤要求

集成式飛行控制器應(yīng)在無外部位置和速度輔助時，在下述動態(tài)條件下，能夠捕獲、跟蹤衛(wèi)星信號并

完成定位：

a)最大速度：≥9000m/s；

b)最大高度：≥3000km；

c)最大加速度：≥30m/s2；

d)最大加加速度：≥5m/s3；

e)最大角速度：≥120°/s。

6.2.2.2測量精度

測量精度應(yīng)滿足以下要求：

a)定位精度（3σ）：≤20m（PDOP≤3.0）；

b)測速精度（3σ）：≤0.5m/s（PDOP≤3.0）。

6.2.2.3捕獲時間

捕獲時間應(yīng)滿足以下要求：

a)定位啟動時間≤60s；

b)失鎖后重新捕獲時間：

1)當失鎖時間≤5s時，重捕時間≤1s；

2)當失鎖時間在5s～60s之間時，重捕時間≤10s。

3)在正常定位條件下進行定位模式切換時，在下一幀輸出新的定位結(jié)果。

6.2.2.4數(shù)據(jù)更新周期

數(shù)據(jù)更新周期應(yīng)滿足以下要求：

a)定位數(shù)據(jù)更新周期≥1Hz，數(shù)據(jù)包括：GPS時間、PDOP值、位置、速度信息；

b)應(yīng)提供定位數(shù)據(jù)秒脈沖，時間精度≤1μs。

6.2.3配電

6.2.3.1輸入要求

配電輸入應(yīng)滿足以下要求：

a)儀器配電：直流電壓（28±5）V，紋波≤500mV；

b)時序配電：直流電壓（28±5）V，紋波≤1000mV；

c)加、斷電控制信號：直流電壓（28±5）V，電流＜1A。

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6.2.3.2輸出要求

配電輸出應(yīng)滿足以下要求：

a)儀器配電具備不少于4路正端控制的儀器配電輸出；

b)時序配電具備不少于1路雙端控制的時序配電輸出；

c)每路獨立的儀器供電輸出要求：

1)輸出電壓：直流（28±5）V；

2)輸出電流：穩(wěn)態(tài)電流≥5A。

d)每路獨立的時序供電輸出要求：

1)輸出電壓：直流（28±5）V；

2)輸出電流：穩(wěn)態(tài)電流≥10A，最大過流能力≥40A（200ms脈沖）。

6.2.4時序控制

6.2.4.1時序輸出

時序開關(guān)控制精度應(yīng)優(yōu)于5ms，且輸出應(yīng)滿足以下要求：

a)火工品時序不少于10路，穩(wěn)態(tài)過流能力≥3A，脈沖過流能力≥20A（脈沖寬度為200ms）；

b)電磁閥時時序不少于10路，穩(wěn)態(tài)過流能力≥3A，輸出端應(yīng)配有消反峰電路；

c)無源觸點輸出不少于4路，穩(wěn)態(tài)過流能力≥2A，采用電磁或光電隔離。

6.2.4.2時序采集及測試

時序采集及測試應(yīng)滿足以下要求：

a)具備每路時序的輸出回采功能（采集電壓或開關(guān)狀態(tài)），采集精度優(yōu)于1ms；

b)具備采集不少于10路無源開關(guān)通斷信號，采集精度優(yōu)于1ms；

c)具備每路火工品通路阻值測試能力，通路阻值測試精度優(yōu)于1Ω，每路測試電流≤50mA，每

路測試接通時間≤100ms。

接口要求

6.3.1電氣接口

6.3.1.1通用要求

集成式飛行控制器電氣接口的連接方式、信號電平、協(xié)議等應(yīng)符合技術(shù)文件的規(guī)定。

集成式飛行控制器通訊接口一般包括1553B總線接口與RS422串口。

6.3.1.21553B總線

1553B總線一般滿足以下要求：

a)應(yīng)提供1路1553B作為總線控制器（BC）；

b)A/B雙通道熱備份；

c)通訊速率為1Mbps；

d)總線芯片選用SM61864G3（或能與之適配芯片）；

e)總線緩存不小于256KB。

6.3.1.3RS422串口

RS422串口應(yīng)滿足以下要求：

a)具備至少1路帶磁隔離或光電隔離的RS422串行通訊接口；

b)設(shè)置起始位、停止位、奇偶效驗位、波特率；

c)串口接收及發(fā)送FIFO不小于2KB；

d)符合ANSI/TIA/EIA-422-B的規(guī)定。

6.3.2機械接口

集成式飛行控制器的安裝定位孔的大小、深度、位置和公差等應(yīng)符合相關(guān)技術(shù)文件的要求。

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環(huán)境適應(yīng)性

6.4.1振動

集成式飛行控制器應(yīng)在根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的振動環(huán)境條件下，無機械性損傷和結(jié)構(gòu)松動，通電

測試均正常。

6.4.2沖擊

集成式飛行控制器應(yīng)在根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的沖擊環(huán)境條件下，無機械性損傷和結(jié)構(gòu)松動，通電

測試均正常。

6.4.3加速度

集成式飛行控制器在對加速度敏感的三個正交軸分別為100m/s2或根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的加速度

環(huán)境條件下，無機械性損傷和結(jié)構(gòu)松動，通電測試均正常。

6.4.4高溫

集成式飛行控制器在+60℃或根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的高溫環(huán)境條件下，設(shè)備外觀不應(yīng)有變形、裂

紋、變色等異?，F(xiàn)象，通電測試正常。

6.4.5低溫

集成式飛行控制器在-40℃或根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的低溫環(huán)境條件下，設(shè)備外觀不應(yīng)有變形、裂

紋、變色等異常現(xiàn)象，通電測試正常。

6.4.6低氣壓

集成式飛行控制器在1×10-2Pa或根據(jù)產(chǎn)品實際情況規(guī)定的低氣壓作用下，設(shè)備內(nèi)外不應(yīng)有變形、開

裂等現(xiàn)象，通電測試正常。

可靠性

可靠性應(yīng)滿足以下要求：

a)集成式飛行控制器每次連續(xù)工作時間不低于4h/次；

b)集成式飛行控制器平均無故障工作時間不低于4000h。

電磁兼容性

電磁兼容性應(yīng)按照表1或相關(guān)技術(shù)文件規(guī)定的項目進行試驗，測試結(jié)果應(yīng)滿足相關(guān)要求。

表1電磁兼容性試驗項目

序號試驗名稱

1射頻場感應(yīng)的傳導騷擾抗擾度

2射頻電磁場輻射抗擾度試驗

3近距離輻射場抗擾度試驗

4直流電源輸入端口紋波抗擾度試驗

5靜電放電抗擾度試驗

安全性

6.7.1工作電壓

集成式飛行控制器在直流（28±5）V的電壓下應(yīng)能正常工作。

6.7.2電壓沖擊

集成式飛行控制器在18V/36V、不大于60s的瞬時電壓沖擊下，應(yīng)能正常工作。

6.7.3接地及絕緣強度

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集成式飛行控制器所有電路應(yīng)采用浮地設(shè)計，各電路對設(shè)備外殼的絕緣電阻以及各隔離電路之間

的絕緣電阻應(yīng)滿足以下要求：

a)在相對濕度不大于75%（溫度為25℃±5℃）時，≥50MΩ；

b)在相對濕度不大于98%（溫度為25℃±5℃）時，≥10MΩ。

6.7.4抗電強度

集成式飛行控制器各電路對設(shè)備外殼，以及各隔離電路之間的絕緣強度應(yīng)經(jīng)受住50Hz、250V電壓

的耐壓試驗。

7檢驗方法

檢驗環(huán)境條件

集成式飛行控制器應(yīng)在下列環(huán)境條件下進行試驗：

a)環(huán)境溫度：15℃～35℃；

b)相對濕度：20％～80%；

c)大氣壓力：80kPa～106kPa。

檢驗設(shè)備

7.2.1集成式飛行控制器檢驗設(shè)備包括試驗所使用的通用檢測儀器和專用測試系統(tǒng)。

7.2.2通用檢測儀器包括游標卡尺、萬用表和示波器等設(shè)備，檢測儀器應(yīng)均在檢定有效期內(nèi)。

7.2.3專用測試系統(tǒng)用于完成集成式飛行控制器的性能及功能接口測試。專用測試系統(tǒng)以多功能測試

工控機為測試系統(tǒng)核心，通過專用測試軟件依次完成飛行控制計算功能、衛(wèi)星導航功能、配電功能、時

序功能以及其他功能接口測試。測試系統(tǒng)包含的各設(shè)備應(yīng)滿足以下要求：

a)多功能測試工控機：采用標準CPCI架構(gòu)設(shè)備的工控機，內(nèi)部安裝有主板、1553B及422通訊

板卡、輸入輸出板卡和電壓采集板卡，用于完成飛行控制器的計算功能測試、通訊接口測試以

及其他功能測試；

b)時序負載模擬器：模擬時序火工品或電磁閥負載，用于檢測飛行控制器時序輸出精度以及火工

品通路阻值測試功能；

c)配電負載模擬器：模擬電氣設(shè)備負載，用于測試飛行控制器配電功能；

d)衛(wèi)導信號模擬器：模擬衛(wèi)星導航信號，用于檢測飛行控制器衛(wèi)星導航的功能與性能；

e)直流穩(wěn)壓電源：模擬電池供電，作為飛行控制器配電功能的輸入電源；

f)測試電纜：用于將飛行控制器的信號與專用測試系統(tǒng)的信號進行對應(yīng)連接，以完成所有功能接

口的測試。

7.2.4集成式飛行控制器專用測試系統(tǒng)測試框圖如圖2所示。

圖2專用測試系統(tǒng)測試框圖

檢驗步驟

7.3.1外觀

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采用目測法檢查集成式飛行控制器外觀、銘牌。

7.3.2性能測試

7.3.2.1飛行控制計算

通過元器件型號進行處理器、存儲器、晶振的參數(shù)確認，并使用軟件測試用例再次確認參數(shù)性能、

飛行響應(yīng)時間是否滿足相關(guān)技術(shù)文件要求。

7.3.2.2衛(wèi)星導航

按照以下方法進行測試：

a)接入衛(wèi)星導航模擬器，通過采用不同類型的衛(wèi)導模擬數(shù)據(jù)，對捕獲條件要求、捕獲時間、測量

精度等指標進行測試，測試結(jié)果應(yīng)滿足6.2.2的規(guī)定；

b)采用多功能測試工控機接收集成式飛行控制器的衛(wèi)星導航數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)更新周期、秒脈沖進行

測試，接收到的UTC時間、PDOP值、位置、速度信息等數(shù)值應(yīng)傳輸正常，更新頻率正確。

7.3.2.3配電

7.3.2.3.1輸入測試

通過采用直流電源，進行輸入電壓邊界測試、紋波測試等，通過外部測試設(shè)備模擬控制信號輸入，

進行加電控制功能、斷電控制功能測試。

7.3.2.3.2輸出測試

在輸入端采用足夠功率的直流電源條件下，對各路儀器配電、時序配電功能進行測試；通過外部功

率負載設(shè)備，按技術(shù)要求指標進行模擬負載測試，確認在額定輸出工況下，各路配電輸出功能工作正常。

7.3.2.4時序控制

7.3.2.4.1時序輸出

按照以下方法進行測試：

a)火工品時序測試：逐一對每路進行時序控制測試，通過外部功率負載設(shè)備，分別模擬穩(wěn)態(tài)阻性

負載工況（電流3A，時間≥10s）和脈沖負載工況（電流20A，脈沖時間200ms），并使用示

波器測量輸出信號時序時間；

b)電磁閥時序測試：逐一對每路進行時序控制測試，通過外部功率負載設(shè)備，模擬感性負載工況

（負載電感約0.5H，電流3A，時間≥10s），并使用示波器測量輸出信號時序時間；

c)無源觸點時序測試：逐一對每路進行時序控制測試，通過外部功率負載設(shè)備，模擬負載工況（電

流2A，時間≥10s），并使用示波器測量輸出信號時序時間；

d)測試結(jié)果應(yīng)滿足6.2.4.1的規(guī)定。

7.3.2.4.2時序采集及測試

按照以下方法進行測試：

a)時序回采測試：在時序輸出時，采集時序輸出狀態(tài)并記錄，測試結(jié)果應(yīng)滿足6.2.4.2a）的規(guī)

定；

b)狀態(tài)開關(guān)采集測試：通過時序負載模擬器的開關(guān)模擬功能，飛行控制器采集每一路開關(guān)的開閉

狀態(tài)并記錄，測試結(jié)果應(yīng)滿足6.2.4.2b）的規(guī)定；

c)火工品通路阻值測試：通過時序負載模擬器等效負載阻值，使用示波器確認通路阻值、測試電

流、測試時間，測試結(jié)果應(yīng)滿足6.2.4.2c）的規(guī)定。

7.3.3接口測試

7.3.3.1電氣接口

按照以下方法進行測試：

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a)通用測試：集成式飛行控制器的對外連接器型號、信號定義、通訊協(xié)議等進行檢查，應(yīng)符合技

術(shù)文件的具體規(guī)定；

b)1553B接口測試方法：

1)采用多功能測試工控機的1553B接口和示波器，對各種消息傳輸類型（如BC至RT、RT至

BC）進行測試，確認數(shù)據(jù)指令字、狀態(tài)字、數(shù)據(jù)字均收發(fā)正常、內(nèi)容符合技術(shù)文件要求；

2)確認A/B總線切換功能均正常；使用示波器確認消息響應(yīng)時間正常（應(yīng)為4μs～12μs）、

消息傳輸速率為1Mbps。

c)RS422接口測試方法：采用多功能測試工控機的RS422接口和示波器，對實際使用的起始位、

停止位、奇偶效驗位、波特率等不同配置情況進行逐一測試，通訊功能應(yīng)正常。

7.3.3.2機械接口

使用游標卡尺等檢測設(shè)備對集成式飛行控制器的安裝定位孔大小、深度、位置和公差等進行檢測，

測試結(jié)果應(yīng)滿足6.3.2的規(guī)定。

7.3.4環(huán)境適應(yīng)性

7.3.4.1振動

按照GB/T34516的規(guī)定進行試驗。

7.3.4.2沖擊

按照GB/T2423.57的規(guī)定進行試驗。

7.3.4.3加速度

按照GB/T2423.15的規(guī)定進行試驗。

7.3.4.4高溫

按照GB/T2423.2的規(guī)定進行試驗。

7.3.4.5低溫

按照GB/T2423.1的規(guī)定進行試驗。

7.3.4.6低氣壓

按照GB/T2423.21的規(guī)定進行試驗。

7.3.5可靠性

集成式飛行控制器應(yīng)在額定負載條件下，連續(xù)工作4h，各性能指標正常。

7.3.6電磁兼容性

按照表2或相關(guān)技術(shù)文件規(guī)定的試驗方法進行測試，測試結(jié)果應(yīng)符合相關(guān)要求。

表2電磁發(fā)射與敏感度試驗要求

序號試驗方法試驗名稱

1GB/T17626.6射頻場感應(yīng)的傳導騷擾抗擾度

2GB/T17626.3射頻電磁場輻射抗擾度試驗

3GB/T17626.39近距離輻射場抗擾度試驗

4GB/T17626.17直流電源輸入端口紋波抗擾度試驗

5GB/T17626.2靜電放電抗擾度試驗

7.3.7安全性

7.3.7.1工作電壓

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集成式飛行控制器在一次電源為直流23V、33V的條件下，分別進行4h加電測試，設(shè)備各性能指標

正常。

7.3.7.2電壓沖擊

集成式飛行控制器在一次電源為直流18V、36V的條件下，分別進行60s加電測試，設(shè)備各性能指標

正常。

7.3.7.3接地及絕緣強度

在集成式飛行控制器的各帶電回路之間、各獨立帶電回路與外殼之間采用直流50V的絕緣電阻計進

行絕緣電阻測試，測試結(jié)果應(yīng)滿足6.7.3的規(guī)定。

7.3.7.4抗電強度

集成式飛行控制器各獨立電路對裝備外殼以及各隔離電路之間的抗電強度應(yīng)經(jīng)受住50Hz、250V（有

效值）電壓的耐壓試驗（交流擊穿試驗裝置電壓應(yīng)連續(xù)可調(diào)，容量應(yīng)不小于0.5kVA），持續(xù)時間為1min

（當電壓提升25%時，作用時間為1s），無擊穿、電暈和飛弧現(xiàn)象。每次抗電強度檢查后，應(yīng)進行絕緣

強度檢查。

8檢驗規(guī)則

檢驗分類

本規(guī)范規(guī)定的檢驗分類如下：

a)鑒定檢驗；

b)驗收檢驗；

c)例行檢驗。

檢驗項目

鑒定檢驗、驗收檢驗及例行檢驗項目見表3。

表3檢驗項目

序號檢驗項目鑒定檢驗驗收檢驗例行檢驗技術(shù)要求試驗方法

1外觀√√—6.17.3.1

2飛行控制計算√√—6.2.17.3.2.1

3衛(wèi)星導航√√—6.2.27.3.2.2

4配電√√—6.2.37.3.2.3

5時序控制√√—6.2.47.3.2.4

6接口√√—6.37.3.3

7環(huán)境適應(yīng)性√△√6.47.3.4

8可靠性√√—6.57.3.5

9電磁兼容性√——6.67.3.6

10安全性√√—6.77.3.7

注：“√”為必檢項目；“△”為可選項目；“—”為不檢項目。