GB/T 40537-2021 航天产品裕度设计指南

　　ICS 49 . 020 CCS V 7 1

　　中 华 人 民 共 和 国 国 家 标 准

　　GB/T 40537—2021

　　航天产品裕度设计指南

　　Guidelinesfordesignmarginofaerospaceproducts

　　2021-08-20 发布 2022-03-01 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 40537—202 1

　　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。

　　本文件由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会(SAC/TC 425)提出并归口 。

　　本文件起草单位：上海宇航系统工程研究所、中国航天标准化研究所。

　　本文件主要起草人：韩冬梅、王义元、柳征勇、冯淑红、胡迪科、陈晓强、吕箴、李鹏、张华、施斐、许冬彦。

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　　航天产品裕度设计指南

　　1 范围

　　本文件提供了航天产品裕度设计的总则、环境裕度设计、结构机构裕度设计、电子电路裕度设计、热防护裕度设计和软件裕度设计等方面的建议，并给出了相关信息。

　　本文件适用于运载火箭、航天器产品裕度设计。 其他航天产品可参照使用。

　　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 32296、GB/T 32452 和 GB/T 32455 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　裕度 margin

　　表征设计值与需求值之间余量的大小程度。

　　3.2

　　辐射设计裕度 radiationdesignmargin;RDM

　　产品的抗辐射能力与预示的工作环境辐射剂量之比。

　　4 总则

　　4 . 1 基本原则

　　航天产品可靠性裕度设计，是用以补偿产品生产、使用等的各种不确定性，提高产品可靠性。 进行裕度设计基本原则一般包括：

　　a) 综合航天产品的设计、制造、试验、使用、维护等全寿命周期下的约束，兼顾先进性;

　　b) 考虑航天产品不同特性，采用相应的广义裕度设计，一般考虑环境(含防热、抗力学、抗辐射、抗电磁干扰等)裕度、强度裕度、驱动裕度、寿命裕度、电子电路裕度、软件设计裕度等;

　　c) 重视应力-强度干涉分析，采用提高平均强度、降低平均应力、避免应力集中、减少强度散布等方法，找出应力与强度最佳匹配;

　　d) 考虑极限设计情况，包括各种参数的最坏情况和组合情况;

　　e) 对航天产品的裕度进行有效评估和验证，对未经过充分试验验证的、一致性差的，建议采用较大的裕度。

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　　4 . 2 程序

　　航天产品广义裕度设计程序一般包括：

　　a) 结合航天产品和任务剖面，确定航天产品的关键参数特征量进行裕度设计;

　　b) 根据任务要求，按本文件推荐的裕度建议，结合航天产品本身特点确定特征量的设计值;

　　c) 对特征量的设计值进行分析、验证，明确裕度设计结果;

　　d) 有条件的建议验证到极限裕度，若验证设计裕度过高或不足，可进行优化设计，并对优化结果进行再分析与验证。

　　4 . 3 各研制阶段工作内容

　　航天产品各研制阶段，裕度设计工作包括：

　　a) 自方案阶段起，围绕关键特性参数，开展裕度量化分析工作，并明确裕度的量化要求;

　　b) 在工程研制结束前，完成关键特性参数的裕度设计验证工作;

　　c) 在试样(正样)产品交付前，分别对产品关键特性参数的设计裕度及其试验验证的充分性、有效性开展确认工作。

　　5 环境裕度设计

　　5 . 1 热环境

　　航天产品热环境裕度最高、最低工作温度宜外扩 5 ℃ ~10 ℃。气动加热热流试验条件通常在分析

　　结果的基础上，建议按不低于 1 . 3 倍的裕度进行设计。

　　5 . 2 力学环境

　　航天产品力学环境设计裕度建议考虑下述因素：

　　a) 噪声、随机振动试验量级比最高预示环境高 4 dB;

　　b) 冲击试验量级比最高预示环境高 6 dB;

　　c) 正弦振动量级为最高预示环境的 1.5 倍。

　　5 . 3 辐射环境

　　航天产品辐射设计裕度建议综合考虑太阳活动、辐射环境分析模型、在轨时间等多种因素，确定元

　　器件、原材料的辐射设计裕度，给出的最小 RDM 宜适中，一般取 2~3。

　　对于功率金属-氧化物-半导体场效应晶体管，建议考虑抗单粒子烧毁、单粒子栅击穿的影响，裕度设计方法包括：

　　a) 一般进行单粒子试验，以获得场效应晶体管工作的安全电压，并降额至 75%以下;

　　b) 对于没有抗单粒子烧毁、单粒子栅击穿数据的功率场效应晶体管，可降额至 25%~50%。

　　5 . 4 抗电磁环境

　　航天产品一般采用敏感度门限与环境中的实际干扰信号电平之间的对数值之差表示抗电磁环境裕度 。设计时规定的电磁干扰裕度与设备受电磁干扰危害度类别有关，危害度类别以电磁干扰影响及其所承担任务失效的危害程度为依据，航天产品电磁干扰裕度与产品危害度类别关系见表 1 。

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　　表 1 航天产品电磁干扰裕度与产品危害度类别关系

　　6 结构机构裕度设计

　　6 . 1 结构裕度

　　6 . 1 . 1 原则

　　航天产品结构裕度设计原则如下：

　　a) 结构强度包络设计：结构承受的载荷宜考虑整个过程的所有工况，并综合考虑安全系数和安全裕度的要求，强度裕度设计可采用安全系数法(具体见附录 A) ;

　　b) 结构错频设计：次级结构与主结构之间或有关联的次级结构之间建议有频率隔离设计，避免出现共振耦合的过大振动响应而导致损坏结构及仪器设备。

　　6 . 1 . 2 结构安全裕度

　　航天产品结构安全裕度建议根据任务特点和可能的失效模式选择不同参数和裕度，裕度量化一般包括：

　　a) 运载火箭在设计载荷下不发生结构失效，安全裕度建议大于 0 ;

　　b) 在重复性载荷作用下宜考虑寿命，设计寿命意见可取使用寿命的 4 倍以上为宜;

　　c) 航天器不同材料的结构在不同破坏方式下推荐的安全裕度最小值见表 2。

　　表 2 航天器安全裕度最小值

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　　6 . 2 机构裕度

　　驱动机构、无源展开锁定机构静力安全裕度一般取 1 . 0 以上，动力矩安全裕度一般取 0 . 25 以上。

　　机构寿命试验工作时间或工作循环次数一般为预示的工作寿命期(包括地面试验)内工作时间或工作循环次数的 4 倍;寿命试验次数或圈数系数也可按照表 3 进行设计，总试验次数/圈数为预期使用次数/圈数与对应系数乘积，并求和获得。

　　表 3 寿命试验次数/圈数系数表

　　7 电子电路裕度设计

　　7 . 1 元器件降额设计

　　7 . 1 . 1 航天产品元器件降额设计通常用应力比(工作应力与额定应力之比，又称降额因子)和温度来表示。

　　7 . 1 . 2 航天产品元器件一般采用最大的降额设计，包括：

　　a) 降额的本质就是降低半导体器件的结温，可通过降低电功率和降低环境温度来实现;

　　b) 大规模集成电路在降低电应力有困难的情况下，可通过降低环境温度来实现降额;

　　c) 通过在安全工作区的降额，避免功率晶体管的二次击穿失效故障;

　　d) 在选取熔断器时，既要考虑熔断器的降额使用，也要考虑电源能提供足够的电流以便得到较短的熔断时间，一般熔断器额定电流值建议小于负载短路时供电电源最大输出电流的 0 . 5 。

　　7 . 2 电路裕度设计

　　航天电子产品建议依据电子元器件的交直流特性、电路开关响应频率、时序特性、负载特性开展电路裕度设计，一般包括下述内容：

　　a) 考虑工作电压稳定性，一般在额定电压浮动 10%范围内，能稳定工作;

　　b) 电路设计时充分遵循资源开销最小的原则，实际工作频率宜低于电路的响应频率;

　　c) 电路的时序设计依据电子元器件的时序特性要求，并保证在航天产品工作温度范围内满足元

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　　器件最差时序条件，对未明确有温度变化时序特性的电子元器件，其时序设计值宜优于典型工

　　作条件 20%的时序裕度;

　　d) 接 口电路的设计宜考虑驱动负载降额设计，驱动电流一般在饱和电流的 50%~70%以下。

　　8 热防护裕度设计

　　8 . 1 热不确定裕度

　　8 . 1 . 1 对于在轨飞行没有热控或仅有被动热控的航天产品，热不确定余量设计的内容一般包括：

　　a) 在分析模型未经验证前，产品热不确定余量建议为 17 ℃ ;

　　b) 在热分析模型经热平衡试验验证后，产品热不确定余量建议为 11 ℃ ;

　　c) 经在轨验证、技术状态相同或类似的成熟产品热不确定余量建议取 5 ℃以上;

　　d) 对那些运行条件或环境条件有较大不确定性的产品，或者不要求做热平衡试验的产品，热不确定余量可以大于上述值。

　　8. 1 .2 对含有电加热控制的主动热控制产品，加热器功率建议留有 25%以上余量。

　　8 . 1 . 3 对自身带有控温线路的温度敏感产品，低温端的热不确定余量作为控温的加热器功率余量，可不参考 8 . 1 . 1 的推荐附加温度余量。

　　8 . 1 . 4 发动机底部热流条件建议根据分析和地面试验结果考虑一定的安全余量。

　　8. 1 .5 高空发动机热防护设计建议留有一定余量，一般热防护材料耐温余量建议在 15%以上。

　　8 . 2 热控材料和部件降额参数

　　主要热控材料和部件推荐的降额参数及降额因子见表 4 。

　　表 4 主要热控材料和部件降额参数及降额因子

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　　9 软件裕度设计

　　9 . 1 资源分配及裕度设计

　　在软件设计时，航天产品宜确定有关软件模块时间复杂度和空间复杂度，明确输入、输出的响应要

　　求，从而确定软件的工作机制，并保证满足系统规定的余量要求。其中，控制软件建议留有 20% 的

　　余量。

　　9 . 2 时序裕度

　　产品软件的工作时序，建议结合具体的被控对象确定各种周期，如采样周期、数据计算处理周期、控制周期、自诊断周期、输出输入周期等。 当各种周期在时间轴上安排不下时，建议采取更高性能的处理器或多处理器并行处理来解决，以确保软件的工作时序之间留有足够的余量。 产品软件一般留有不少

　　于 20%的处理器时间余量。

　　9 . 3 可编程器件裕度设计

　　可编程器件裕度设计主要考虑资源占用率、时序等，宜考虑如下内容：

　　a) 可编程器件的工作频率宜低于设计静态时序值的 80% ;

　　b) 对于静态随机存取存储器型现场可编程门阵列，总体资源占用率一般不超过 70%;输入输出资源占用率原则上不宜超过所有可用输入输出资源的 70% ;

　　c) 反熔丝型现场可编程门阵列资源占用率一般不超过 80%,如有需要，也可以提高资源占用率。

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　　附 录 A

　　(资料性)

　　安全系数设计方法

　　A.1 方法概述

　　A.1 . 1 结构产品设计使用安全系数设计方法进行裕度设计时，一般需结合验证措施来保证航天产品结构的可靠性，最常用的验证方法有分析法和试验法。

　　A.1 . 2 明确航天产品结构的设计载荷，用分析法按照各种载荷工况对航天产品结构或部件进行静力和动力分析，获得航天产品结构的应力和位移。 根据各类材料的强度准则，验证结构的强度。

　　A.1 . 3 用试验法模拟飞行中最严酷的环境，进行静力、动力载荷试验，通过试验方法验证航天产品结构的强度、安全裕度。

　　A.2 设计载荷和试验载荷

　　全面考虑航天产品在整个研制过程的所有载荷工况，包括：航天产品结构在地面操作、发射、轨道或返回环境产生的所有载荷工况。 如果航天产品结构飞行中具有多种不同构型时，建议分别考虑每种构型下的载荷工况。

　　在每种载荷工况中，宜考虑同一时刻作用在航天产品结构上可能有不同(包括热)环境引起的各种载荷的合理组合或综合作用效果。 通常是以飞行载荷作为航天产品结构设计的载荷依据来分析结构的强度。 在地面操作(停放支承、起吊、翻转、运输等)环境引起的载荷可作为校核航天产品结构强度的补充条件，当地面操作载荷会影响航天产品结构强度时，通常用改善地面操作环境或用地面工装改善航天产品结构的受载情况，以确保航天产品结构的安全。

　　在航天产品结构研制中规定了三种载荷：飞行载荷(使用载荷)、试验载荷和设计载荷：

　　a) 飞行载荷是航天产品正常运行时可能经受的最大载荷;

　　b ) 试验载荷是结构作强度考核的地面试验载荷，它是飞行载荷与试验系数的乘积;

　　c) 设计载荷是飞行载荷与安全系数的乘积。

　　A.3 推荐的安全系数

　　A.3 . 1 航天器的安全系数

　　航天器安全系数取值建议如下：

　　a) 航天器按极限强度设计，金属结构安全系数取 1.35~1.5,非金属结构安全系数取 1.4~2.0 ;

　　b) 结构按屈服强度设计，安全系数取 1.25~1.5 ;

　　c) 吊装按极限强度设计，安全系数取 2 .0 ;

　　d) 特殊结构或载荷的安全系数可适当增加，单体蓄电池壳体的安全系数建议取 2.5 以上，压力容器的安全系数建议取 2 倍~2.5 倍，管路结构安全系数建议取 4。

　　A.3 . 2 运载火箭的安全系数

　　A.3 . 2 . 1 运载火箭结构建议采用的安全系数如表 A. 1 所示。

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　　表 A.1 运载火箭采用的安全系数

　　A.3 . 2 . 2 对于紧固件、舱段对接处或高载荷作用点等关键部位，一般设计载荷宜额外乘上附加系数，通常取 1. 15~1. 25(附加系数建议与原安全系数采用连乘)。

　　A.3. 2. 3 特殊结构的安全系数一般可适当增加;贮箱安全系数可取 1. 4~2(轴压)，1. 25 ~ 1. 3(纯内压);对于加筋结构安全系数可取 1. 3~1. 5;发动机导管屈服安全系数建议取 1. 5 以上;气瓶破坏压力安全系数建议取 2 以上。

　　A.4 安全裕度

　　安全裕度是结构设计中评估结构的强度是否满足要求的指标。 安全裕度采用结构失效载荷与设计载荷之比减 1 。建议考虑如下情况。

　　a) 在考虑材料破坏的强度时，对于金属材料结构件，可参照不同的强度理论，计算其强度安全裕度。

　　b ) 在考虑材料破坏强度时，对于复合材料结构件，可参照叠层材料首层破坏的强度分析方法，确定最先破坏的单层，然后相似于上述金属材料方式，根据复合材料的不同强度理论，计算强度安全裕度。

　　c) 在考虑结构件失稳破坏强度时，失稳临界载荷可按航天器结构静力分析方法或航天产品结构有限元等方法获得。 对于复合材料结构件，计算方法与金属材料结构件相同，但在计算失稳临界载荷中，建议考虑采用复合材料所特有的刚度计算方法。