GB/T 42044-2022 空间站应用有效载荷通用设计要求

　　ICS 49 . 020 CCS V 04

　　中 华 人 民 共 和 国 国 家 标 准

　　GB/T 42044—2022

　　空间站应用有效载荷通用设计要求

　　General design requirements for utilization payloads of space station

　　2022-10-12 发布 2022-10-12 实施

　　国家市场监督管理总局国家标准化管理委员会

　　

　　发

　　

　　布

　　GB/T 42044—2022

　　目 次

　　前言 Ⅰ

　　1 范围 1

　　2 规范性引用文件 1

　　3 术语和定义 1

　　4 有效载荷分类 1

　　5 设计依据 2

　　6 设计原则 2

　　7 机械设计要求 2

　　8 供电设计要求 4

　　9 热设计要求 6

　　10 信息与测控设计要求 8

　　11 气体接口设计要求 9

　　12 工效学设计要求 10

　　13 医学设计要求 11

　　14 安全性设计要求 12

　　15 可靠性设计要求 12

　　16 维修性设计要求 13

　　17 测试性设计要求 13

　　18 电磁兼容性设计要求 13

　　19 设计验证要求 14

　　GB/T 42044—2022

　　前 言

　　本文件按照 GB/T 1 . 1—2020《标准化工作导则 第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。

　　请注意本文件的某些内容可能涉及专利。 本文件的发布机构不承担识别专利的责任。

　　本文件由全国载人航天标准化技术委员会(SAC/TC 570)归口 。

　　本文件起草单位：中国科学院空间应用工程与技术中心、北京空间飞行器总体设计部、中国航天员科研训练中心、北京跟踪与通信技术研究所。

　　本文件主要起草人：刘伟、赵黎平、钟红恩、张立宪、张伟、黄昆、刘颖、陶新、杨金禄、许文龙、符俊。

　　Ⅰ

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　　空间站应用有效载荷通用设计要求

　　1 范围

　　本文件规定了空间站应用有效载荷的设计依据、设计原则、有效载荷分类、有效载荷通用设计及验证要求。

　　本文件适用于空间站舱内外应用有效载荷的设计和验证。 随货运飞船或载人飞船上行的有效载荷，随载人飞船下行的有效载荷，以及在货运飞船、载人飞船及货物气闸舱开展在轨实(试)验的有效载荷可参照使用。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。 其中，注 日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GB/T 30114 . 1 空间科学及其应用术语 第 1 部分：基础通用

　　GB/T 34829 空间站应用有效载荷数据通信规范

　　GB/T 35439 空间站应用有效载荷安全性、可靠性与维修性保证通用要求

　　GB 50868 建筑工程容许振动标准

　　3 术语和定义

　　GB/T 30114 . 1 界定的术语和定义适用于本文件。

　　4 有效载荷分类

　　有效载荷分类如下。

　　a) 舱内载荷主要包括实验柜标准载荷单元(SPU)、实验柜标准抽屉单元(SDU)、舱内独立载荷、舱内标准单元载荷，其中：

　　1) SPU：采用背板固定安装在舱内科学实验柜或舱内空置机柜内，具有标准接口和包络，用于实现特定科学实验目标的实验装置。 SPU标准包络大小可为 1 倍、2 倍或 4 倍单元;

　　2) SDU：采用标准导轨安装在舱内科学实验柜或舱内空置机柜内，具有标准接口和包络，用于实现特定科学实验目标的实验装置。 SDU标准包络大小可为 1 倍、2 倍或 3 倍单元;

　　3) 舱内独立载荷：安装在空间站密封舱内，具备独立完备功能和性能，除机、电、热、气等接口支持外，不依赖于其他有效载荷完成任务的科学实验与技术试验载荷。 在满足机、电、热、气等接口约束条件下，舱内独立载荷可个性化设计;

　　4) 舱内标准单元载荷：在舱内标准单元内开展实(试)验的有效载荷，其机械、供电、信息、热及抽真空等接口 由舱内标准单元提供。 舱内标准单元载荷一般分为四种规格，分别为Ⅰ 型 、Ⅱ 型 、Ⅲ型、Ⅳ型。

　　b) 舱外载荷主要包括标准舱外载荷、非标准舱外载荷。 其中，标准舱外载荷可分为中型标准舱外

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　　载荷(包络尺寸不大于 600 mm × 600 mm × 500 mm)、小型标准舱外载荷(包络尺寸不大于400 mm×400 mm×500 mm) 。

　　5 设计依据

　　空间应用有效载荷的主要设计依据为研制任务书、研制技术要求、接口要求和设计规范。

　　6 设计原则

　　空间应用有效载荷的设计原则如下。

　　a) 安全性、可靠性高：正常和故障情况下不危及航天员的安全和健康，不影响航天器安全及其飞行任务，不影响其他系统正常工作;在保证功能和性能达到规定要求的条件下，尽量使用经过飞行试验验证的、成熟的产品、部件、元器件及设计技术。

　　b) 应用效益最大化：符合应用任务需求，在满足安全要求的前提下，确保应用任务成功性，实现应用效益最大化。

　　c) 适应空间环境和任务剖面要求：设计及试验条件保证载荷能够适应其工作环境(舱内外环境)以及任务剖面要求。

　　d) 良好工效学设计：需航天员操作的载荷符合工效学要求并通过工效学评价。

　　7 机械设计要求

　　7 . 1 结构设计

　　7 . 1 . 1 载荷的结构设计应符合强度和刚度的要求，同时采取热设计、电磁兼容性(EMC) 设计和带电粒子辐射的防护设计，为元器件创造适宜长时间工作的环境。

　　7 . 1 . 2 结构设计应经过充分的结构力学分析和试验验证，证明结构设计符合力学环境条件和接 口要求。

　　7 . 1 . 3 结构设计应具有良好的安全性、维修性，并符合空间站工程工效学专用技术文件的规定。

　　7 . 1 . 4 安装在科学实验柜或舱内空置机柜内的舱内载荷，结构设计外包络尺寸、安装方式等应适应柜内基础支撑部分提供的机械支持接口，SPU、SDU采用背板固定或者导轨固定方式，非标准的舱内载荷根据需要采用或同时采用背板、导轨和框架固定方式。 安装在标准单元内的舱内载荷，结构设计外包络尺寸、安装方式等应适应标准单元提供的机械支持接口 。 随舱发射的舱内载荷，其本体尺寸和质量的要求见表 1 。

　　表 1 随舱发射的舱内载荷规格、本体尺寸及质量

　　舱内载荷规格

　　本体尺寸

　　( 宽 ×深 ×高)

　　mm

　　质量kg

　　SPU

　　1 倍单元

　　460 × 545 × 273

　　≤32 . 5

　　2 倍单元

　　460 × 545 × 555 . 5

　　≤65

　　4 倍单元

　　933 . 5 × 545 × 555 . 5

　　≤130

　　2

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　　表 1 随舱发射的舱内载荷规格、本体尺寸及质量(续)

　　舱内载荷规格

　　本体尺寸

　　( 宽 ×深 ×高)

　　mm

　　质量kg

　　SDU

　　1 倍单元

　　482 . 6 × 609 . 6 × 173 . 4

　　≤16

　　2 倍单元

　　482 . 6 × 609 . 6 × 351 . 2

　　≤32

　　3 倍单元

　　482 . 6 × 609 . 6 × 529

　　≤48

　　舱内标准单元载荷

　　Ⅰ 型

　　440 × 600 × 160

　　≤28 . 5

　　Ⅱ 型

　　440 × 600 × 331

　　≤57 . 0

　　Ⅲ型

　　440 × 600 × 502

　　≤85 . 5

　　Ⅳ型

　　440 × 600 × 1 186

　　≤200 . 0

　　7 . 1 . 5 需要舱内转运的载荷尺寸应不大于舱间转移通道通径 780 mm(局部切边)的尺寸约束。

　　7 . 1 . 6 中型标准舱外载荷、小型标准舱外载荷等通过载荷适配器安装，其机械接口设计应与载荷适配器主动端的机械接口匹配。

　　7 . 1 . 7 通过舱外载荷挂点、舱外试验平台安装或固定安装的非标准舱外载荷，结构设计外包络尺寸、安装方式等应符合空间站非标准舱外载荷机械接口要求。

　　7 . 1 . 8 需要通过机械臂实现舱外照料的舱外载荷，其机械接口设计应与舱外机械臂 目标适配器和靶标的机械接口匹配，进出舱方式、照料方式及包络尺寸应符合空间站机械臂接口要求以及空间站气闸舱进出货物接口要求的规定。

　　7 . 1 . 9 随货运飞船、载人飞船上行的有效载荷结构设计应分别符合货运飞船、载人飞船的机械接口设计要求。

　　7 . 2 布局设计

　　7 . 2 . 1 应按科学实验柜或舱内空置机柜为舱内载荷提供的完整或分割的空间及任务规划安排合理布局。

　　7 . 2 . 2 空间应用舱外载荷布局设计要求如下：

　　a) 应符合视场、朝向、安装及精测、就近布局等要求;

　　b) 电连接器插拔、设备总装等应符合对其操作通道和空间等的要求;

　　c) 应符合散热要求;

　　d) 在轨展开的舱外载荷，(其收拢状态)应确保符合发射包络尺寸要求，运动范围应符合在轨包络尺寸要求;

　　e) 应确保航天员着舱外航天服操作的要求。

　　7 . 3 连接设计

　　7 . 3 . 1 背部有接插件对接的舱内载荷应有导向设计。 当有更换需求时，连接用紧固件应选用防脱落紧固件，且应优先选用快拆紧固件。

　　7 . 3 . 2 通过舱外载荷适配器安装的标准舱外载荷连接方式、紧固件选用应符合空间站标准舱外载荷机械接口要求。

　　7 . 3 . 3 舱外载荷与机械臂的连接方式、紧固件选用应符合空间站舱外载荷与机械臂机械接口要求。

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　　7 . 3 . 4 需航天员维修的紧固件的布局和设计应保证可视、可达，并留有足够的操作空间;每类紧固件均应易于与其他类紧固件区分;拆装舱外载荷紧固件的操作力应与航天员着舱外航天服状态下的施力特性匹配。

　　7 . 3 . 5 舱外载荷的连接点应保证与航天器结构之间具有足够的连接强度和刚度，同时连接接触面应符合舱外载荷的热控(热传导)和电气接地要求，以及防冷焊设计要求。

　　7 . 4 抗力学环境设计

　　7 . 4 . 1 随舱发射的有效载荷抗力学环境设计要求如下：

　　a) 应具有足够的强度和刚度，能够经受力学试验、地面运输和操作、飞行入轨、在轨运行、在轨维修中的力学载荷作用，并符合规定的安全裕度要求;

　　b) 载荷的结构部件应具有足够的屈服和强度安全裕度;

　　c) 大型载荷在安装状态下的固有频率不应与航天器和相关安装结构的固有频率产生耦合，并通过试验验证对载荷性能不产生影响;

　　d) 在应力集中敏感处，应采取措施减小应力集中;在应力集中部位附近，可以开卸载槽、卸载孔或卸载沟;

　　e) 对于交变温度场引起的循环热应力，设计中应合理选用线胀系数小、导热系数大的材料，以及高温持久极限高、韧性好的材料，以提高抗热疲劳强度;结构应有热伸缩适应性，不同金属焊接时尽可能选择膨胀系数相同或相似的材料。

　　7 . 4 . 2 随飞船发射的有效载荷抗力学环境设计要求如下：

　　a) 货物的结构设计应符合强度和刚度要求，同时兼顾热设计、EMC设计和带电粒子辐照的防护设计;

　　b) 不符合飞船力学环境要求的有效载荷，应设计减振方案;

　　c) 采用支架安装或直接安装货物设计时，一般宜保证其固有频率大于 100 Hz,有特殊要求的货物应另行协商确定。

　　7 . 4 . 3 运动部件的锁紧、解锁设计要求如下：

　　a) 锁紧应能经受上升阶段振动和冲击要求;

　　b) 限位与锁紧应能经受在轨振动和冲击要求;

　　c) 锁紧在经受上升阶段和/或在轨阶段后，应能正常解锁。

　　7 . 5 运动部件设计

　　7 . 5 . 1 运动部件应符合运动活动包络要求。

　　7 . 5 . 2 运动部件应采取防护设计，避免运动部件与机械臂、航天员活动相互之间造成影响。

　　7 . 5 . 3 运动部件应进行润滑设计和分析。

　　7 . 5 . 4 对于有相对运动的部件，如舱外伸展机构等，在最恶劣的运动条件下，总动力矩与总阻力矩的比值(即动力比系数)应大于 3 。

　　8 供电设计要求

　　8 . 1 一般要求

　　8 . 1 . 1 在实现功能和性能的前提下，载荷宜尽可能减少接口电路类型或选用的器件类型。

　　8 . 1 . 2 载荷的电路设计宜尽可能采用规范化设计，尽量采用推荐电路或在航天产品中已验证过的单元

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　　电路和功能模块，确保电路设计规范和可靠。

　　8 . 1 . 3 使用航天器一次母线电源和空间应用系统供电电源的载荷，应能承受由于故障或瞬态干扰在供电电源偏离电压额定值的安全电压，并满足以下供电接口要求。

　　a) 单路用电功率应满足供电接口要求，瞬时功率(峰值功耗)不应超过供电接口允许的最大功率。

　　b) 应保证各路供电线路之间的可靠电气隔离;对每路供电线路采取可靠的过流保护措施，确保供电线路和上一级供电设备的安全。

　　c) 应用指令母线上只允许连接接触器、继电器线包和其他空间应用系统层测控专用设备负载，不准许接其他负载。

　　d) 使用航天器指令电源的载荷，平台指令母线只能用于接触器及继电器线包供电。 当航天器指令母线用于继电器线包时，应在指令电源与继电器线包之间设置限流电阻。

　　8 . 1 . 4 使用航天器一次供电电源、空间应用系统供电电源和标准单元供电电源的载荷的各单机设备应采取有效措施抑制启动电流浪涌(如采用限流电阻、软启动电路设计等)，且启动浪涌不应影响设备前级的熔断器或不应超过固态功率电子开关的保护曲线设定值。 单机设备内多个电性能模块单元采用分布式二次供电时，每个电性能模块单元应分别采取启动电流浪涌抑制措施。

　　8 . 1 . 5 载荷的供电线路应采取必要的短路防护措施，以避免造成航天器电源或空间应用系统电源故障。

　　8 . 1 . 6 载荷接地要求如下。

　　a) 所有直接使用航天器一次电源的供电应有专用电源回线，一次电源回流不应通过其他电源回线、信号回线、结构地及其他结构件返回。

　　b) 直接使用一次电源的载荷内部电路应与其机壳及航天器结构隔离，隔离阻抗应不小于 1 MΩ。

　　c) 对于将一次电源进行二次变换后再使用的载荷，应使一次电源回线与机壳隔离，与载荷二次电源回线接地点相隔离，隔离阻抗应不小于 1 MΩ。

　　d) 空间应用系统有效载荷配电器为载荷提供的 28 V供电电源应有专用电源回线，该电源回流不应通过其他电源回线、信号回线、结构地及其他结构件返回。

　　e) 直接使用空间应用系统电源的载荷内部电路应与其机壳及航天器结构隔离(浮地)，隔离阻抗应不小于 1 MΩ。

　　f) 使用标准单元电源的载荷电源回流不应通过其他电源回线、信号回线、结构地及其他结构件返回，机壳接地应通过标准单元提供的供电接 口 电连接器的“机壳地”接点实现，电阻值不大于10 MΩ,直接使用标准单元电源的载荷内部电路应与其机壳及航天器结构隔离(浮地)，隔离阻抗应不小于 1 MΩ。

　　g) 载荷的浮地设备内部电路与机壳隔离，由电源回线作为其内部电路参考电位。 隔离阻抗应不小于 10 MΩ。

　　h) 除有特殊要求需要绝缘安装外，所有载荷的结构外壳应通过搭接接地到航天器结构上。

　　8 . 1 . 7 电连接器要求如下。

　　a) 载荷电连接器应按功能独立使用，避免一个电连接器与多处相连。

　　b) 供电和功率驱动用连接器应与信息传输用连接器分开，控制火工装置用电连接器应单独使用并标识清楚。

　　c) 具有多个电连接器的载荷，其电连接器的位置应合理安排设计，尽可能避免在插拔操作时出现相互干涉。

　　d) 应进行环境适应性设计，舱外载荷电连接器应适应原子氧和紫外等舱外环境条件。

　　e) 通过载荷适配器安装的舱外载荷，应选用与载荷适配器匹配的专用电连接器。

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　　8 . 2 舱内载荷供电设计

　　8 . 2 . 1 使用空间站平台供配电资源的舱内载荷，应按空间站平台的供配电设计要求执行。 使用空间应用系统供配电资源的舱内载荷，应按空间应用系统的供配电要求执行。 使用标准单元供配电资源的舱内载荷，应按标准单元的供配电要求执行。

　　8 . 2 . 2 舱内载荷可利用科学实验柜前面用户接口面板上电连接器提供的 28 V 电源或者矩形背插电连接器提供的 100 V 电源供电接口，通过机柜控制器和面板开关进行加断电。

　　8 . 2 . 3 启动电流浪涌瞬态特性要求如下。

　　a) 使用 28 V 电源启动时，启动电流应限制在其最大额定电流的 1 . 5 倍或 2 A(取其大者)，持续时间不大于 5 ms,上升斜率不大于 10 6 A/s。

　　b) 使用 100 V 电源启动时，启动电流应限制在其最大额定电流的 4 倍且不超过 20 A,持续时间不大于 5 ms,上升斜率不大于 10 6 A/ s。

　　8 . 3 舱外载荷供电设计

　　8 . 3 . 1 使用空间站平台供配电资源的舱外载荷，应按空间站平台的供配电设计要求执行。 使用空间应用系统供配电资源的舱外载荷，应按空间应用系统的供配电要求执行。

　　8 . 3 . 2 舱外标准载荷可利用载荷适配器电连接器提供的 100 V供电接口;通过舱外载荷挂点、舱外试验平台安装的非标准舱外载荷可利用挂点对接装置被动端提供的 100 V供电接口 。

　　8 . 3 . 3 应采取有效措施(增加限流电阻或软启动电路等)抑制 100 V供电负载的启动浪涌电流;浪涌幅度应限制在其最大额定电流的 4 倍且不超过 20 A,持续时间不大于 5 ms,上升斜率不大于 10 6 A/ s。

　　8 . 3 . 4 有机械臂转运和操作需求的舱外载荷，在舱外载荷转运过程中，舱外载荷与机械臂有供电接 口的，其接口设计应按空间站工程专用技术文件的规定执行。

　　9 热设计要求

　　9 . 1 舱内载荷热设计

　　9 . 1 . 1 -般要求

　　舱内载荷热设计一般要求如下。

　　a) 舱内载荷热接口包括实验柜支撑系统或标准单元提供的风冷接口和液冷接 口，以及密封舱舱内热环境。 舱内载荷可根据需要选用液冷、风冷中的一种措施或组合措施，并可通过主动温控设计保证特定的温度范围或温控精度。

　　b) 载荷主动温控功率应留有余量，适应低温工况和启动时的需求。

　　c) 优先选用结构简单、可靠性高、技术成熟、使用范围广的温控措施，以降低设计的复杂性。

　　9 . 1 . 2 风冷设计

　　舱内载荷风冷设计要求如下。

　　a) 采用风冷设计的舱内载荷内部布局应能形成流畅的气流通道，不应阻塞进、出风口 。

　　b) 舱内载荷内部有局部热风无法排出时，应增加导流风扇。

　　c) 实验柜支撑系统或标准单元提供的风量不符合舱内载荷散热需求时，舱内载荷内部可 自带风扇以强化风冷散热效果。

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　　d) 与实验柜支撑系统风道相通的舱内载荷，其风道应根据需要进行气隔离设计。

　　9 . 1 . 3 液冷设计

　　舱内载荷液冷设计要求如下。

　　a) 应考虑管路接口规格、流量阻力特性、密闭工质的温度适应性、发射力学环境适应性、工质容积、储存等相关因素，必要时考虑设置储能设备。

　　b) 对于采用液冷方式散热的舱内载荷，通过专用快换接头接入柜内散热液体回路，入口端采用DN8X1G快换接口，出口端采用 DN8X2G快换接口 。

　　c) 与科学实验柜有液冷接口的舱内载荷，在柜体提供的分支基础上进行设计，不应增加分级，不应增加流量在线调节装置，不应增加与液体工质接触的温度、压力、流量测量装置。

　　d) 载荷内部不应单独设置泵等二次增压设备及泄压装置。

　　e) 有更换需求的载荷应设计符合人机工效学操作要求的快速断接器。

　　f) 应根据舱内环境条件及自身热特性考虑防结露设计、防菌防霉设计。

　　g) 应保证与液体工质接触的管路、阀门、传感器等与液体工质(36%乙二醇水溶液)的材料相容性。

　　h) 采用冷板液冷设计的舱内载荷冷板应由高热导率材料制成，载荷应设计内部传热途径，将热量传输到冷板，与冷板安装接触面之间应添加导热填料或导热垫。

　　9 . 2 舱外载荷热设计

　　9 . 2 . 1 -般要求

　　舱外载荷热设计一般要求如下。

　　a) 舱外载荷热设计应满足其与空间站平台的热接口要求。

　　b) 应进行舱外载荷在轨外热流分析。

　　c) 小功耗载荷的热设计以被动热控措施为主，大功耗、中等功耗载荷的热设计以主动式热控为主。

　　d) 温度敏感的舱外载荷和在阴影区可能出现温度过低的舱外载荷应进行主动控温，重要的加热回路、控温线路和传感器应有备份;宜依靠电加热升温，依靠导热、辐射降温，不宜设置专门用于降温的冷却设备，以降低设计复杂性。

　　e) 含样品的舱外载荷，应按样品的科学要求进行主动热设计，根据科学实验的需要，局部可采用一定的制冷措施(如热电制冷等)。

　　f) 具有探测器类温度敏感元器件的舱外载荷，主动温控应能够为温度敏感元器件提供正常工作温度范围。

　　g) 在转运过程中如需机械臂操作，与机械臂之间的热接口应符合空间站舱外载荷与机械臂的热接口要求。

　　9 . 2 . 2 舱外载荷主动热设计

　　舱外载荷主动热设计要求如下。

　　a) 大功耗载荷应预留快速断接器接口，内部设计冷板，通过外部液体回路进行散热和保温。

　　b) 中等功耗载荷应将热量集中传导至外部提供的热沉表面，最终通过外部液体回路进行散热。

　　c) 主动热控措施在高温端或低温端时，应保留一定余量的控制能力。

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　　9 . 2 . 3 舱外载荷被动热设计

　　舱外载荷被动热设计要求如下。

　　a) 在舱外载荷的合适位置设置散热面，内部热源与辐射散热面应建立良好热通道，散热面喷涂热控涂层;辐射散热面与热沉间尽量不应有遮挡。

　　b) 对散热面进行热控涂层处理时，应使散热面具有较大的表面发射率和较小的可见光表面吸收率。

　　c) 选择热控涂层材料时应考虑涂层性能的退化问题，不应选用因污染会改变辐射性能的涂层。

　　d) 除了散热面之外的其他外露表面应使用多层热包覆隔热，减小外界热环境的影响。 热包覆应选用不影响载荷科学探测的材料。

　　10 信息与测控设计要求

　　10 . 1 舱内载荷信息与测控设计

　　舱内载荷信息与测控设计要求如下。

　　a) 舱内载荷可利用科学实验柜背插连接器和前面资源接口面板连接器提供的 RS422 和千兆以太网信息通信资源;每个标准连接器信息接口包括一路 RS422、一路千兆以太网、一路指令电源、两路程控指令、一路直采遥测和一路 1-wire双总线温度采集接口 。

　　b) 舱内载荷与科学实验柜的 RS422 为点对点连接，RS422 通信链路波特率为 115 . 2 kbit/s,用于传输数据注入、时间码、数字量遥测、工程参数等数管数据。

　　c) 千兆以太网用于传输应用数据、数管数据，科学实验柜提供科学实验系统的单路千兆以太网最大下行速率为 600 Mbit/s,单柜多路千兆以太网下行速率不应超过 650 Mbit/s。

　　d) 标准单元内载荷可利用标准单元后部提供的 1553B 总线和百兆以太网信息通信资源，1553B总线用于传输数据注入、时间码、数字量遥测等数据，百兆以太网用于传输应用数据、工程参数等数据。

　　e) 程控指令设计要求：

　　1) 源类型为集电(漏)极开路门(OC 门)开关;导通时集电极(命令线)电压不大于 1 . 5 V;负脉冲宽度为 80 ms±10 ms;

　　2) 命令作用状态时，集电(漏)极开路门被接通(低电平)，指令回路中有电流，吸收电流能力不小于 200 mA;命令非作用状态时，集电( 漏)极开路门断开( 高电平)，指令回路中无电流;

　　3) 负载一端接程控命令线，另一端接负载供电电压，电压可选范围为 3 . 3 V~30 V,负载最大电流不大于 180 mA;

　　4) 负载电路能抑制遥控开关动作过程中产生的瞬态效应，正常运行时负载不应造成开/关命令信号源的过载。

　　f) 舱内载荷内部不多于 4 个测点的温度采集，每路 1-wire 双总线温度采集接口可通过不多于8 个传感器实现对载荷内部的温度采集。

　　10 . 2 舱外载荷信息与测控设计

　　10 . 2 . 1 测控设计

　　舱外载荷的测控由平台、有效载荷舱外管理设备等共同完成，并符合以下要求。

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　　a) 测控分类分层支持条件：

　　1) 第一层：舱外载荷的 100 V母线接通或断开、电压电流监测由平台完成;

　　2) 第二层：有效载荷舱外管理设备的测控、母线切换由舱内配电器实现;

　　3) 第三层：有效载荷舱外管理设备实现对舱外配电器应用电源 1/2 的加/断电及控制系统A/B机切换;

　　4) 第四层：有效载荷舱外管理设备实现对舱外载荷的测控。

　　b) 测控设计要求：

　　1) 应能采集自身数字量遥测，通过其信息接口统一汇总至有效载荷舱外管理设备;

　　2) 程控指令应实现有效载荷的加断电、切主备等;

　　3) 平台提供的总线指令由有效载荷舱外管理设备、有效载荷舱外配电器接收并解析，实现对有效载荷的程控。

　　10 . 2 . 2 数据管理

　　舱外载荷的数据管理由应用信息主机、有效载荷舱外管理设备、有效载荷自身共同完成，并符合以下要求。

　　a) 数据管理分层、分类设计：

　　1) 第一层：平台通过与应用信息主机之间的 1553B接口实现数据管理;

　　2) 第二层：应用信息主机通过 1553、1553B接口实现对非标准舱外载荷、有效载荷舱外管理设备的数据管理;

　　3) 第三层：有效载荷舱外管理设备实现对舱外载荷的数据管理;

　　4) 第四层：舱外载荷实现自身的数据管理。

　　b) 有效载荷数据管理设计应按 GB/T 34829 的规定执行。

　　10 . 2 . 3 数据传输

　　舱外载荷的数据传输接口要求应符合应用信息系统对舱外载荷的数传接口要求，并符合以下要求：

　　a) 下行应用数据和工程数据由应用信息系统统一接收管理，经平台下行;

　　b) 舱内外设备间通过舱内外的应用信息网相互连接的通路进行传输;

　　c) 信息传输应通过舱内应用信息系统和舱外应用信息系统转接完成;

　　d) 数据通过标准接口使用应用信息网络中布置的在轨数据存储资源和数据处理资源。

　　10 . 2 . 4 其他要求

　　其他要求如下。

　　a) 标准舱外载荷通过与舱外载荷适配器主动端巡检遥测接口采集舱外载荷适配器主动端模拟量遥测，将模拟量遥测转换为数字量遥测，标准舱外载荷与舱外载荷适配器主动端的巡检接口设计按空间站工程专用技术文件的规定执行。

　　b) 有机械臂转运和操作需求的舱外载荷，在舱外载荷转运过程中，舱外载荷与机械臂有信息接口的，其接口设计按空间站工程专用技术文件的规定执行。

　　1 1 气体接口设计要求

　　1 1 . 1 一般要求

　　空间站实验舱内部分科学实验柜为舱内载荷提供真空接口、废气排放接口和氮气接口等气体接口 。

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　　GB/T 42044—2022

　　1 1 . 2 真空接口/废气排放接口设计

　　舱内载荷使用抽真空接口、废气排放接口的要求如下。

　　a) 可通过科学实验柜提供的软管实现真空连接和废气连接，其中，软管与真空连接端应采用DN16FW1M( 弯 头 型)或 DN16FZ1M( 直 通 型)快 换 接 头;软 管 与 废 气 连 接 端 应 采 用DN16FW2M(弯头型)或 DN16FZ2M(直通型)快换接头。

　　b ) 真空接口、废气排放接 口 的真空指标为：真空系统总阀处、排废气系统总阀处真空度不大于

　　0 . 15 Pa; 2 h 内，能将 100 L 的载荷工作区从 1 个标准大气压降到机柜接口处真空度。

　　c) 舱内载荷经真空接 口、废气排放接 口排放气体的初始温度为 16 ℃ ~ 45 ℃、压 力 不 大 于276 kPa(绝对压力)。

　　d) 设置过滤装置，排放输出至真空接口、废气排放接口的气体颗粒不大于 50 μm。

　　e) 使用废气排放接口单次排气量不大于 2 000 L(1 atm) 。

　　f) 应通过设计降低排放气体中的水蒸气成分，以防止结露。

　　g) 应通过设计去除或收集不允许排放的成分，经处理后的排出气体成分应与真空管路、排废气管路材料相容。

　　1 1 . 3 氮气接口设计

　　氮气接口设计要求如下。

　　a) 科学实验柜内应设置控制氮气流量、通断的阀门。

　　b ) 手动调控装置应设计为从科学实验柜前面进行操作。

　　c) 氮气接口应按氮气供应时最大设计压力进行设计。

　　d) 确保氮气接口获得的氮气不与舱内空气进行交换。

　　12 工效学设计要求

　　舱内外载荷的工效学设计应按空间站工程工效学专用技术文件的规定执行，通过相关评价，并符合以下要求。

　　a) 航天员可能触及的有效载荷表面，应无毛刺、尖角、锐变等突出物，其外露边和外露角的尺寸应符合专用技术文件的规定，不符合规定时，应采取遮挡措施。

　　b ) 需要航天员操作的载荷，不应对舱外航天服和航天员产生可能造成伤害的反冲;对航天员操作后需明确操作状态的载荷，应为航天员提供有效的反馈，如机械反馈、视觉反馈或组合反馈。

　　c) 航天员与操作载荷之间应有充足的信息联系，并保证信息的可视、可读、可懂。

　　d) 应采用统一规定、简洁、易懂的标识和编码，其设置应在航天员或舱外服视野约束条件下可视，在照明灯和阳照面条件下均易识别。

　　e) 线缆应有明确的标识，长度较大的线缆应设计固定措施，易损坏的线缆应设计防护措施;规划线缆的路径，使其不应被卡住、不应妨碍航天员的作业活动、不应构成安全隐患(如松垂、挂钩)等。

　　f) 需航天员操作的气体和液体管道应具有弯曲能力，管道的布局和路径不应影响航天员活动。管道连接应便于航天员操作，并设计防插错标识。

　　g) 连接器优先选用符合单手操作的连接器，应便于组件和单元的拆卸和更换，连接或卸开一个连接器不应要求拆卸其他连接器，在连接和拆卸过程中不应使人员和设备受到危险泄露、电击、

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