ISO 14303:2002

• Abstract:

  ISO 14303 specifies the interfaces between a launch vehicle (LV) and the spacecraft (SC) being launched, to provide LV and SC organizations with the necessary format for presenting the required technical data on existing and future interfaces. Its intended purpose is to minimize costs and reduce the risks from errors resulting from miscommunication. It does not limit the ability of LV or SC organizations to specify unique requirements.

• Status: Withdrawn
• Publication Date: 16-Oct-2002
• ICS: 49.140 - Space systems and operations
• Technical Committee: ISO/TC 20/SC 14 - Space systems and operations
• Drafting Committee: ISO/TC 20/SC 14 - Space systems and operations
• Current Stage: 9599 - Withdrawal of International Standard
• Start Date: 10-Aug-2026
• Completion Date: 15-Aug-2026

• Revised: ISO 14303:2026 - Space systems — Launch-vehicle-to-spacecraft interfaces
• Effective Date: 15-Jun-2024

Overview

ISO 14303:2002 - Space systems: Launch-vehicle-to-spacecraft interfaces defines a standardized format for presenting technical data on interfaces between a launch vehicle (LV) and the spacecraft (SC) being launched. Its purpose is to reduce cost and risk from miscommunication by specifying the mechanical, electrical, RF/electromagnetic and mission-related interface parameters, plus verification methods and launch‑preparation operations. The standard does not prevent LV or SC organizations from defining unique requirements.

Key topics and technical requirements

ISO 14303 organizes the LV–SC interface into clearly defined elements engineers must document and verify:

• Mechanical interfaces
  • Payload adapter (PLA) definitions (LV‑supplied or SC‑supplied), mating and separation planes, usable volume, clampbands, bolted interfaces, separation actuators and natural frequency/mass properties requirements.
• Electrical interfaces
  • Umbilical connectors and links, power supply characteristics (voltage/current/insulation), separation status transmission, pyrotechnic and dry‑loop commands, LV‑generated commands, EMC and grounding/earth continuity.
• RF / electromagnetic interfaces
  • Telemetry and command link requirements, RF windows or pick‑up antenna provisions, frequency coordination and emissions compatibility.
• Mission performance and environment
  • Parameters for induced environment and load limits, usable envelopes and mission performance presentations.
• Verification and testing
  • Requirements for analysis, coupled loads, verification documentation, and verification tests during design and launch processing.
• Launch preparation operations
  • Joint procedures for encapsulation, access, and spacecraft processing facility (SPF) activities.
• Informative annexes
  • Annexes A–E provide example presentations for usable envelopes, interface drawings, performance and environment data, and verification guidance.

Applications and who uses it

ISO 14303 is practical for:

• Launch vehicle providers and spacecraft manufacturers creating or reviewing an Interface Control Document (ICD) or Interface Requirements Document (IRD)
• Systems and integration engineers defining payload adapters, umbilicals and separation systems
• Test engineers and verification teams planning coupled loads analysis, EMC checks and separation testing
• Program managers and procurement teams ensuring clear contractual interface definitions
• Ground support and launch operations staff coordinating encapsulation and umbilical connections

Using ISO 14303 helps ensure compatibility between LV and SC designs, reduces integration errors, and streamlines planning for telemetry, power, pyros and mechanical interfaces.

Related standards

• ISO 15863 and ISO 17401 - complementary standards noted in the ISO 14303 introduction that together describe the full process for communicating LV–SC interface information.

Keywords: ISO 14303, launch vehicle, spacecraft interface, LV‑SC interface, payload adapter, umbilical, telemetry, EMC, interface control document, verification testing.

INTERNATIONAL ISO
STANDARD 14303
First edition
2002-10-15
Space systems — Launch-vehicle-to-
spacecraft interfaces
Systèmes spatiaux — Interfaces entre le lanceur spatial et le véhicule
spatial
Reference number
©
ISO 2002
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Contents Page
Foreword . iv
Introduction. v
1 Scope. 1
2 Terms and definitions. 1
3 Symbols and abbreviated terms. 2
4 Mechanical interfaces. 2
5 Electrical interfaces . 5
6 RF/electromagnetic interface. 8
7 Mission performance . 9
8 Induced environment and load limitations. 14
9 Verification analysis and documentation . 16
10 Verification tests . 20
11 Spacecraft launch preparation operations. 23
Annex A (informative) Usable envelopes . 26
Annex B (informative) Physical interface presentations . 31
Annex C (informative) Performance presentations. 34
Annex D (informative) Environment presentations. 40
Annex E (informative) Verification . 52

Foreword
ISO (the International Organization for Standardization) is a worldwide federation of national standards bodies (ISO
member bodies). The work of preparing International Standards is normally carried out through ISO technical
committees. Each member body interested in a subject for which a technical committee has been established has
the right to be represented on that committee. International organizations, governmental and non-governmental, in
liaison with ISO, also take part in the work. ISO collaborates closely with the International Electrotechnical
Commission (IEC) on all matters of electrotechnical standardization.
International Standards are drafted in accordance with the rules given in the ISO/IEC Directives, Part 3.
The main task of technical committees is to prepare International Standards. Draft International Standards adopted
by the technical committees are circulated to the member bodies for voting. Publication as an International
Standard requires approval by at least 75 % of the member bodies casting a vote.
Attention is drawn to the possibility that some of the elements of this International Standard may be the subject of
patent rights. ISO shall not be held responsible for identifying any or all such patent rights.
ISO 14303 was prepared by Technical Committee ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles, Subcommittee SC 14,
Space systems and operations.
Annexes A to E of this International Standard are for information only.
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Introduction
ISO 14303 together with ISO 15863 and ISO 17401 forms a set of International Standards that describes fully the
process for communicating information about launch vehicle (LV) to spacecraft (SC) interfaces.
Clauses 4 to 8 of this International Standard identify the parameters of an LV–SC interface, while clauses 9 and 10
define the methodology for verification of the interface by analyses, testing or both. Clause 11 defines the
operations performed on the SC to prepare it for launch and the joint operations performed until it is installed on the
LV.
Some sections of this document may refer to elements of the LV or SC, or elements of both, that are not applicable
to their design characteristics. These sections should therefore only be considered if applicable.
The annexes give examples of the typical presentation format of the various interface parameters, as appropriate.

INTERNATIONAL STANDARD ISO 14303:2002(E)

Space systems — Launch-vehicle-to-spacecraft interfaces
1 Scope
This International Standard specifies the interfaces between a launch vehicle (LV) and the spacecraft (SC) being
launched, to provide LV and SC organizations with the necessary format for presenting the required technical data
on existing and future interfaces. Its intended purpose is to minimize costs and reduce the risks from errors
resulting from miscommunication. It does not limit the ability of LV or SC organizations to specify unique
requirements.
2 Terms and definitions
For the purposes of this International Standard, the following terms and definitions apply.
2.1
spacecraft system
SC system
spacecraft bus, payload and all items supplied by the SC contractor in support of the launch effort
2.2
launch vehicle system
LV system
launch vehicle and associated launch services supplied by the launch services contractor or subcontractors or both
2.3
separation plane
plane where launch vehicle and spacecraft separation occurs
2.4
mating plane
interface between the spacecraft, or the spacecraft-provided payload adapter, and the launch vehicle
2.5
payload adapter
PLA
structure that mates the spacecraft to the launch vehicle, including the SC–LV separation system
NOTE The PLA is a part of the LV and does not separate with the SC.
2.6
usable volume
volume available to the payload within the launch-vehicle fairing or carrying structure
3 Abbreviated terms
The following abbreviations are used in this International Standard.
ACS Attitude control system
CG Centre of gravity
CLA Coupled loads analysis
EMC Electromagnetic compatibility
EMI Electromagnetic interference
GSE Ground support equipment
GTO Geosynchronous transfer orbit
ICD Interface control document
IRD Interface requirements document
LEO Low Earth orbit
LV Launch vehicle
LVS Launch vehicle system
MEO Medium Earth orbit
PLA Payload adapter
PLF Payload fairing
RF Radio frequency
SC Spacecraft
SPF Spacecraft processing facility
SPM Solid propellant motor
SSO Sun synchronous orbit
TBD To be determined
TM Telecommand
4 Mechanical interfaces
4.1 General
This clause identifies the mechanical interfaces between the SC and the LV. The methodology for verifying these
interfaces is discussed in clauses 9 and10.
4.2 Mechanical configurations
The SC shall be mated to the LV by a payload adapter (PLA). If the LV provides the PLA, it shall include a
pyrotechnically activated separation system. If the SC provides its own separation system, then a static bolted
interface to the LV in accordance with 4.4 shall be used. During final launch processing and launch ascent, the SC
shall be contained in a structure provided by the LV contractor.
2 © ISO 2002 – All rights reserved

4.3 SC characteristics
4.3.1 SC fundamental natural frequency
The SC's fundamental natural frequency in the longitudinal and lateral axes shall not be less than a value specified
by the LV with the SC cantilevered from the mating plane.
4.3.2 SC mass properties
The SC-CG location, and the inertia properties for the x, y and z axes, shall be defined, and shall include the SC
propellant-tanking characteristics to be used for the LV provider's sloshing analysis.
4.4 Usable volume
The SC shall be accommodated in the LV's usable volume, as characterized in annex A, without interference. The
static envelope of the SC shall not exceed the usable volume, in order to ensure that there is no physical contact
between the SC and the LV in a dynamic environment. Protrusions outside this usable volume may be allowed by
mutual agreement between SC and LV contractors.
4.5 PLA interface
4.5.1 General
The LV–SC interface shall be characterized by the following elements, for each PLA type as shown in annex B,
Figures B.1 and B.2.
4.5.2 LV-supplied PLA
The SC–LV mating surface for LV supplied PLA shall be defined by the following.
a) LV and PLA coordinate systems and relative angular orientation.
b) Physical configuration (including keyway location):
1) material;
2) coating;
3) roughness;
4) flatness and perpendicularity;
5) stiffness
 section area (mm )
 applicable length (millimetres)
 inertia (mm ).
c) Clampband:
1) geometry;
2) material;
3) roughness;
4) allowable tension (newtons).
d) Other mating systems.
4.5.3 SC-supplied PLA
The SC–LV mating surface for SC-provided PLA shall be defined by the following.
a) LV and PLA coordinate systems and relative angular orientation.
b) Physical configuration:
1) description of bolted interfaces (number, size, location of holes, type of bolts and torque value);
2) material;
3) coating;
4) roughness;
5) flatness and perpendicularity;
6) stiffness
 section area (mm )
 applicable length (millimetres)
 inertia (mm ).
4.5.4 Separation actuators
Separation actuators (springs or pushrods) shall be characterized by
 number,
 location,
 nominal stroke (millimetres),
 reduced stroke (millimetres),
 maximum force (newtons), and
 energy per unit (joules).
4.6 Umbilical connectors and microswitches
The LV side of the interface shall have electrical connectors for electrical power and signals in accordance with
clause 5. The LV connectors shall be adjustable in two planes to provide for alignment of the connectors during
SC–LV mating. The SC shall have compatible connector halves. All connectors shall be characterized by
 supplier,
 number,
 location and mechanical interface,
 push-on load per connector (newtons),
 push-off load per connector (newtons),
4 © ISO 2002 – All rights reserved

 energy released by each plug (joules), and
 keying index.
4.7 Fluid connections
Fluid connections shall be defined to indicate
 location,
 size,
 fluid (gas or liquid) and flowrate,
 material,
 operating characteristics, and
 functional usage.
4.8 Encapsulated SC access
The LV shall provide access through the fairing or the carrying structure to the SC after encapsulation if physical
access is required by the SC contractor.
A drawing shall be made with developed views of fairings and dual launch structures indicating authorized areas for
access doors. The maximum number of doors authorized per SC with their corresponding size shall be defined.
5 Electrical interfaces
5.1 General
This clause identifies the parameters required to define electrical interfaces (power and signal) between the SC
and LV.
5.2 Umbilical connectors
Umbilical connectors shall be defined by the following characteristics for the LV and SC sides:
 type and reference designator of connectors;
 number of pins available to the user;
 number of connectors;
 segregation between SC power and pyro-firing circuits;
 location;
 shielding;
 keying index.
5.3 Umbilical links
Umbilical links between the SC mated with the LV and the SC's electrical ground support equipment (GSE) shall be
described as follows:
a) number and type of links;
b) limitations
 maximum voltage (volts)
 maximum current (amperes)
 power (watts)
 maximum one-way resistance or voltage drop (ohms or volts);
c) operating constraints
 number of functions
 types of function;
d) current at umbilical plug extraction;
e) conformance certification
 end-to-end resistance (ohms)
 line to ground insulation
 line-to-line insulation;
f) insertion of components.
5.4 Electrical commands dedicated to SC
5.4.1 General
Standard and optional commands generated by the LV and dedicated to the SC shall be listed with a description of
the related characteristics.
5.4.2 Pyrotechnic commands
A general description of the electrical circuit associated with pyrotechnic commands shall be made. Optionally, a
schematic drawing of the corresponding electrical circuits may be included. The following characteristics shall be
indicated:
 time and number of commands;
 voltage (volts);
 pulse width (hertz);
 output insulation (ohms);
 characteristics of current delivered to pyro-charges (amperes);
6 © ISO 2002 – All rights reserved

 interval between two commands (seconds);
 insulation between wires and structure (ohms);
 protection of SC equipment;
 utilization constraints (inhibits) on the SC side.
5.4.3 Dry loop command
A general description of electrical circuits associated with dry loop commands shall be made. Optionally, a
schematic drawing of the corresponding electrical circuits may be included. The following main electrical
characteristics shall be indicated:
 number of commands available on-ground or in-flight;
 voltage (volts);
 resistance (ohms);
 insulation of the onboard circuit;
 protection on the SC side;
 utilization constraints on the SC side — maximum voltage and current (volts and amperes).
5.4.4 LV-generated SC electrical commands
A general description of the electrical circuits associated with LV-generated SC electrical commands shall be
made. Optionally, a schematic drawing of the corresponding electrical circuits may be included. The following main
electrical characteristics shall be indicated:
 number of commands available on-ground or in-flight;
 output voltage (volts);
 protection on the SC side;
 insulation between circuit and structure;
 Electromagnetic compatibility (EMC) — compliance with international specifications;
 utilization constraints on the SC side.
5.5 Separation status transmission
The separation status shall be indicated through the LV telemetry (TM) system modes of transmission available for
separation status transmission as determined by
 microswitch or microswitches,
 break wires,
 dry loop,
and others.
5.6 In-flight telemetry
A description shall be made of the type of SC data that can be transmitted to the LV ground stations via LV TM on
a standard basis or as options:
 dynamic, acoustic and thermal environment at the SC interface;
 specific internal SC measurements.
5.7 Power supply
A general description of electrical circuits associated with the electrical power supply shall be made. Optionally, a
schematic drawing of the corresponding electrical circuits may be included. The following main electrical
characteristics shall be indicated, together with the tolerances:
 voltage (volts);
 current (amperes);
 insulation on the SC side;
 protection on the SC side;
 EMC.
5.8 Earth potential (ground) continuity
The SC requirements for electrical continuity with respect to the Earth potential (ground) shall be expressed as
follows:
 location of SC reference point or points;
 maximum resistance between SC metallic elements and the closest reference point;
 maximum resistance of SC interface separation plane.
6 RF/electromagnetic interface
6.1 General
This clause identifies the interface parameters required to define the RF interface and electromagnetic interfaces
between the SC and LV. SC, LV and LV range RF emissions shall be jointly evaluated to determine compatibility
and possible restrictions. For the methodology for verifying these interfaces, see clauses 9 and 10.
6.2 RF telemetry and command link
The LV contractor shall provide TM and command links between the corresponding antennae of the encapsulated
SC and the SC system test equipment located in the SPF.
The link shall be enabled by RF window, pick-up antenna or other equivalent methods associated with the LV PLF.
The link shall be available from the time of encapsulation of the SC on the LV until launch, except when RF
transmission is limited by LV activities. The SC TM and command frequency bands shall not overlap the LV
frequencies.
8 © ISO 2002 – All rights reserved

The following items shall be described by the LV:
a) TM
 bandwidth
 frequency
 transmitter power;
b) command destruct receiver (CDR)
 bandwidth
 frequency;
c) radar transponder (RT)
 bandwidth
 frequency
 peak power.
The RF window shall be characterized by
a) material,
b) location
 angular orientation
 station, and
c) insertion loss with frequency range.
6.3 LV-generated electromagnetic environment
The SC shall be compatible with the electric and magnetic fields generated by the LV (for the LV electromagnetic
environment, see 8.6.1).
6.4 SC-generated electromagnetic environment
The SC-generated electric and magnetic fields shall be compatible with the electromagnetic susceptibility of the LV
(for the SC electromagnetic environment, see 8.6.2).
7 Mission performance
7.1 General
This clause identifies the parameters used to define the LV performance as a function of the mission. Performance
figures shall be associated with the necessary propellant reserve in the LV upper stage so that the injection of the
vehicle into the required orbit or orbits is ensured before depletion of the upper-stage tanks, with a probability level
to be defined by the LV contractor.
7.2 Geosynchronous transfer orbit (GTO)
7.2.1 Performance
The geosynchronous transfer orbit shall be defined in terms of the following osculating parameters at injection of
the LV into orbit:
 inclination, i (degrees);
 perigee altitude, H (kilometres);
p
 apogee altitude, H (kilometres);
a
 argument of perigee,ω (degrees);
 equivalent true altitude at first apogee passage (kilometres);
 indicative value for the longitude of descending node with respect to the Greenwich meridian, Ω (degrees).
The orbit semi-major axis (a) and the eccentricity (e) may be used as an alternative to perigee and apogee
altitudes.
The performance of the LV in the GTO shall be indicated, in kilograms, for the following:
 when standard PLA and carrying structures are used, indicate the mass available for SC only, with the
distinction (if applicable) between single, double or multiple launch;
 when non-standard PLAs are used, indicate the mass available for SC and PLAs, with the distinction (if
applicable) between single, double or multiple launch.
Optionally, detailed performance calculation may be given for sub-synchronous and super-synchronous
geostationary transfer orbits.
7.2.2 LV injection accuracies
The injection accuracy of the LV into the GTO shall be described in terms of the GTO parameters in accordance
with 7.2.1.
As minimal information, the standard deviations (1σ) of the orbital parameters shall be given as follows (optionally,
a covariance matrix of the same parameters, or an equivalent set of LV state parameters, may be provided):
 ∆i (degrees);
 ∆H (kilometres);
p
 ∆H (kilometres);
a
 ∆ω (degrees);
 ∆Ω (degrees).
7.2.3 Launch windows
If the LV or the launch site have launch window constraints, these shall be indicated as part of the standard launch
window presentation.
10 © ISO 2002 – All rights reserved

For dual- or multiple-manifest SC launches, a standard daily launch window shall be defined for a period of one
year (see annex C, Figure C.1). The SC windows shall include the standard window in order to be compatible with
all potential co-passengers.
A reference orbit (including the descending node) and a reference time associated with the standard dual launch
window shall be defined. The lift-off time or the time of first perigee passage shall be used as the reference time.
7.3 Elliptical orbits
7.3.1 Performance
The performance capability of the LV for typical elliptical orbits shall be described by means of graphs showing the
variation of the payload mass as a function of the orbital parameters (H , H , i, ω)
p a
As minimal information, the variation of the payload mass of the LV with apogee and perigee altitudes shall be
given for typical values of the orbit inclination (see Figure C.2).
7.3.2 LV injection accuracies
Envelope values shall be given for the standard deviations (1σ) of the orbital parameters:
 ∆i (degrees);
 ∆H (kilometres);
p
 ∆H (kilometres);
a
 ∆ω (degrees);
 ∆Ω (degrees).
7.3.3 Launch windows
If the LV or the launch site have launch window constraints, these shall be indicated.
7.4 Sun synchronous orbits (SSOs)
7.4.1 Performance
The performance capability of the LV for SSOs shall be described by means of graphs showing the variation of the
payload mass as a function of orbit altitude, with indication of the corresponding inclination (see Figure C.3).
7.4.2 LV injection accuracies
As a minimum, envelope values for the standard deviations (1σ) of the SSO parameters shall be given as follows
(optionally, a covariance matrix of the same parameters, or an equivalent set of LV state parameters, may be
provided):
 ∆a (kilometres);
 ∆i (degrees);
 ∆(e sin ω);
 ∆(e cos ω);
 ∆Ω (degrees).
7.4.3 Launch windows
For SSOs, launch window constraints are driven by the local time of the SC orbit and the LV performance. Any
additional LV or launch site constraints shall be indicated.
7.5 Low Earth orbit (LEO) missions
7.5.1 Performance
The performance capability of the LV for low Earth circular orbits shall be described by means of graphs showing
the variation of the payload mass as a function of orbit altitude (see Figure C.4).
7.5.2 LV Injection accuracy
The injection accuracy of the LV into a typical low earth circular orbit shall be described in terms of orbital
parameters specific to circular orbits (see 7.3.2).
As a minimum, the standard deviations (1σ) of the typical circular orbit parameters shall be given; optionally,
covariance matrix of the same parameters, or an equivalent set of LV state parameters, may be provided.
7.5.3 Launch windows
If the LV or the launch site have launch window constraints, these shall be indicated.
7.6 Escape missions
7.6.1 Performance
The performance capability of the LV for escape orbits shall be described by means of graphs showing the
variation of the payload mass as a function of the square of the escape velocity, v , for typical declinations of the
∞
escape velocity with respect to the equatorial plane (see Figure C.5).
7.6.2 LV Injection accuracy
The injection accuracy of the LV into a typical escape orbit shall be described in terms of parameters specific to
escape missions.
As a minimum, the standard deviations (1σ) of the typical escape orbit parameters shall be given (optionally, a
covariance matrix of the same parameters, or an equivalent set of LV state parameters, may be provided):
 ∆i (degrees);
 ∆ω (degrees);
 ∆v (kilometres per second);
∞
 ∆Ω (degrees);
 ∆H (kilometres).
p
7.6.3 Launch windows
For escape missions, launch window constraints are driven by the orientation of the escape velocity vector in
inertial space and the LV performance. Any additional LV or launch site constraints shall be indicated.
12 © ISO 2002 – All rights reserved

7.7 Circular Earth orbit missions
7.7.1 Performance
The performance capability of the LV to make various earth circular orbits shall be described by means of graphs
showing the variation of the payload mass as a function of orbit altitude and inclination (see Figure C.6).
7.7.2 LV injection accuracy
The injection accuracy of the LV into typical circular earth circular orbit shall be described in terms of orbital
parameters specific to circular orbits (see 5.3).
As a minimum, the standard deviations (1σ) of the typical circular orbit parameters shall be given; optionally, a
covariance matrix of the same parameters, or an equivalent set of LV state parameters, may be provided.
7.7.3 Launch windows
If the LV or the launch site have launch window constraints, these shall be indicated.
7.8 Spacecraft orientation and separation
7.8.1 General
The description of the manoeuvring capabilities of the LV after injection into orbit shall include the following specific
information:
a) type of ACS and propellants (gaseous, hydrazine, etc.);
b) typical sequence or sequences of events from LV orbit injection until the end of LV mission for various SC
requirements, including
 3-axis stabilization,
 spin stabilized SC, and
 multiple separations (if applicable);
c) time constraints on the manoeuvring phase.
7.8.2 Orientation performance
An orbital reference frame shall be defined so that required SC orientations can be specified by orientation of the
longitudinal axis for a spinning SC and orientation of two axes for a three-axis stabilized SC. The following shall be
defined:
 the necessary data to be provided by the SC for time-dependent orientations (as a function of the launch time),
if this LV capability exists;
 spin performance, consisting of maximum spin velocity and related dispersions;
 pointing accuracy for three-axis stabilized SC (attitude error for all three SC axes prior to separation) and spin
stabilized SC (pointing error of kinetic momentum vector after separation);
 minimum relative velocity provided by the LV separation system.
8 Induced environment and load limitations
8.1 General
This clause identifies the parameters required for characterizing the SC environment during pre-launch operations
and LV flight.
8.2 Mechanical environment
8.2.1 General
Throughout this clause, all quoted loads shall cover flight level loads and ground loads with a stated probability
level.
8.2.2 Quasi-static flight limit loads
A table shall be produced showing the quasi-static limit loads at the SC centre of gravity with a stated probability
level (see annex D, Figure D.1). Variations of loads with payload mass shall be indicated if applicable.
8.2.3 Low frequency longitudinal vibration
The LV contractor shall give the maximum equivalent longitudinal sinusoidal vibration level at the base of the SC,
taking into account all sine and transient longitudinal vibrations over the frequency range of interest (see Figure
D.2).
8.2.4 Low frequency lateral vibration
The LV contractor shall give the maximum equivalent lateral sinusoidal vibration level at the base of the SC, taking
into account all sine and transient lateral vibrations over the frequency range of interest (see Figure D.2).
8.2.5 SC centre of gravity location
The centre of gravity location shall be illustrated with appropriate figures showing the limitations associated with SC
centre of gravity location and mass versus PLA capability, for the various PLAs available (see Figure D.3).
8.2.6 Random vibrations
The LV contractor shall provide a figure showing the envelope spectrum of the flight level random vibrations in the
longitudinal and lateral directions in terms of spectral density expressed in g per hertz (see Figure D.4).
8.2.7 Acoustic noise
The LV contractor shall provide a figure showing the flight level noise spectrum under the LV fairing or carrying
structure expressed in octaves or one-third octave (see Figure D.5). The associated fill factor (ratio of SC to PLF
volumes) shall be indicated.
8.2.8 Shock
The shock spectrum shall be shown, based on the following criteria.
a) LV-provided PLAs: give the highest shock spectrum generated by the LV at the separation plane of the SC
for all PLA versions (see Figure D.6).
b) SC-provided PLAs: give the highest shock spectrum acceptable by the LV at the interface between the LV
and the SC-provided PLA (see Figure D.6).
14 © ISO 2002 – All rights reserved

8.2.9 Line load limitations
The LV contractor shall define the maximum allowable loads generated by the SC at the PLA interface as a
percentage of the design line load of the corresponding PLA.
8.3 Thermal environment
8.3.1 General
The thermal environment of the SC shall be described for the following operation phases:
a) SC preparation phase in corresponding buildings and during inter-site transports;
b) pre-launch
...

NORME ISO
INTERNATIONALE 14303
Première édition
2002-10-15
Systèmes spatiaux — Interfaces entre le
lanceur spatial et le véhicule spatial
Space systems — Launch-vehicle-to-spacecraft interfaces

Numéro de référence
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ISO 2002
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Sommaire Page
Avant-propos . iv
Introduction. v
1 Domaine d'application . 1
2 Termes et définitions . 1
3 Symboles et termes abrégés . 2
4 Interfaces mécaniques. 2
5 Interfaces électriques . 5
6 Interface radiofréquences et électromagnétique. 8
7 Performances . 9
8 Environnement induit et limitation des charges. 14
9 Vérification par analyse et documentation associée .17
10 Essais de vérification. 21
11 Opérations de préparation de lancement du véhicule spatial. 23
Annexe A (informative) Volumes utiles sous coiffe . 27
Annexe B (informative) Présentation des interfaces mécaniques. 32
Annexe C (informative) Présentations des performances. 35
Annexe D (informative) Présentations des environnements. 41
Annexe E (informative) Vérifications . 53

Avant-propos
L'ISO (Organisation internationale de normalisation) est une fédération mondiale d'organismes nationaux de
normalisation (comités membres de l'ISO). L'élaboration des Normes internationales est en général confiée aux
comités techniques de l'ISO. Chaque comité membre intéressé par une étude a le droit de faire partie du comité
technique créé à cet effet. Les organisations internationales, gouvernementales et non gouvernementales, en
liaison avec l'ISO participent également aux travaux. L'ISO collabore étroitement avec la Commission
électrotechnique internationale (CEI) en ce qui concerne la normalisation électrotechnique.
Les Normes internationales sont rédigées conformément aux règles données dans les Directives ISO/CEI,
Partie 3.
La tâche principale des comités techniques est d'élaborer les Normes internationales. Les projets de Normes
internationales adoptés par les comités techniques sont soumis aux comités membres pour vote. Leur publication
comme Normes internationales requiert l'approbation de 75 % au moins des comités membres votants.
L'attention est appelée sur le fait que certains des éléments de la présente Norme internationale peuvent faire
l'objet de droits de propriété intellectuelle ou de droits analogues. L'ISO ne saurait être tenue pour responsable de
ne pas avoir identifié de tels droits de propriété et averti de leur existence.
L'ISO 14303 a été élaborée par le comité technique ISO/TC 20, Aéronautique et espace, sous-comité SC 14,
Systèmes spatiaux, développement et mise en œuvre.
Les annexes A à E de la présente Norme internationales sont données uniquement à titre d’information.

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Introduction
L'ISO 14303, ensemble avec l’ISO 15863 et l’ISO 17401, forme une série de Normes internationales que décrit le
processus pour communication de l’information autour des interfaces entre le lanceur spatial (LV) et le véhicule
spatial (SC).
Les articles 4 à 8 de la présente Norme internationale décrivent les paramètres de l'interface LV-SC, tandis que les
articles 9 et 10 définissent la méthodologie de vérification de l'interface par le biais d'analyses et/ou d'essais.
L’article 11 définit les opérations effectuées sur le SC afin de préparer son lancement et les opérations communes
exécutées jusqu'à son installation sur le LV.
Certains paragraphes de la présente Norme internationale peuvent faire référence à des éléments du LV et/ou du
SC qui ne sont pas applicables à leurs caractéristiques conceptuelles. Il convient donc de ne prendre en compte
ces paragraphes que dans la mesure où ils sont applicables.
Les annexes contiennent des exemples de formats de présentation typiques des divers paramètres d'interfaces en
fonction des besoins.
NORME INTERNATIONALE ISO 14303:2002(F)

Systèmes spatiaux — Interfaces entre le lanceur spatial et le
véhicule spatial
1 Domaine d'application
La présente Norme internationale spécifie les interfaces entre le lanceur spatial (LV) et le véhicule spatial (SC), afin
de fournir aux organismes d'étude le format nécessaire de présentation des données techniques portant sur les
interfaces existantes ou futures. Son but est de limiter les coûts et de réduire les risques d'erreurs généralement
provoqués par les défauts de communication. La présente Norme internationale ne limite pas l'aptitude des
organismes d'étude des LV ou SC à stipuler des conditions spécifiques.
2 Termes et définitions
Pour les besoins de la présente Norme internationale, les termes et définitions suivants s'appliquent.
2.1
système de véhicule spatial
système SC
bus, charge utile et tous les éléments fournis par le maître d'œuvre du SC à l'appui du projet de lancement
2.2
système de lanceur spatial
système LV
véhicule de lancement et services de lancement associés fournis par le maître d'œuvre du lanceur spatial et/ou par
ses sous-traitants.
2.3
plan de séparation
plan dans lequel se produit la séparation entre le lanceur spatial et le véhicule spatial
2.4
plan de pose
l'interface entre le véhicule spatial, ou l'adaptateur de charge utile fourni par le véhicule spatial, et le lanceur spatial
2.5
adaptateur de charge utile
PLA
structure qui réalise la jonction entre le véhicule spatial et le lanceur spatial et qui comprend le système de
séparation SC-LV
NOTE L'adaptateur de charge utile fait partie intégrante du LV et ne se sépare pas avec le SC.
2.6
volume utile
volume disponible pour la charge utile à l'intérieur de la coiffe ou de la structure d'emport du lanceur spatial
3 Termes abrégés
Les termes abrégés suivants sont utilisés dans la présente Norme internationale.
ACS Système de commande d'attitude
CG Centre de gravité
CLA Analyse couplée dynamique
EMC Compatibilité électromagnétique
EMI Interférence électromagnétique
GSE Matériel de service au sol
GTO Orbite de transfert géostationnaire
ICD Document de contrôle des interfaces
IRD Document de spécification des interfaces
LEO Orbite terrestre basse
LV Lanceur spatial
LVS Système de lanceur spatial
MEO Orbite terrestre moyenne
PLA Adaptateur de charge utile
PLF Coiffe
PSD Puissance de densité spectrale
RF Radiofréquence
SC Véhicule spatial
SPF Installation de mise en œuvre du véhicule spatial
SPM Propulseur à combustible solide (moteur à poudre)
SSO Orbite héliosynchrone
TBD À définir ultérieurement
TC Télécommande
TM Télémétrie
4 Interfaces mécaniques
4.1 Généralités
Le présent article décrit les interfaces mécaniques entre le SC et le LV. La méthodologie de vérification de ces
interfaces est décrite aux articles 9 et 10.
4.2 Configurations mécaniques
Le SC doit être relié au LV par l'intermédiaire d'un adaptateur (PLA). Si le LV fournit l'adaptateur, il comprendra un
système de séparation de type pyrotechnique. Si le SC fournit son propre système de séparation, une interface
boulonnée sur le LV doit être utilisée, conformément à 4.4. Pendant la phase finale des opérations de lancement et
la phase de montée en altitude, le SC doit être placé dans une structure fournie par le maître d'œuvre du LV.
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4.3 Caractéristiques du SC
4.3.1 Fréquences propres fondamentales du SC
La fréquence propre fondamentale du SC sur l'axe longitudinal et sur les axes latéraux ne doit pas être inférieure à
une valeur spécifiée par le LV quand le SC est encastré par rapport au plan de pose.
4.3.2 Masses, centrages et inerties du SC
Le centre de gravité du SC et les propriétés inertielles sur les axes x, y et z doivent être définis, ainsi que les
caractéristiques des réservoirs d'ergols du SC qui doivent être utilisées par le fournisseur du LV pour l’analyse de
ballottements des liquides.
4.4 Volume utile
Le SC doit être adapté au volume utile du LV comme illustré en Annexe A, sans interférence. L’enveloppe statique
du SC ne doit pas dépasser le volume utile, afin de s’assurer qu’il n’existe aucun contact physique entre le SC et le
LV dans un environnement dynamique. Les protrusions en dehors du volume utile peuvent être autorisées par
accord mutuel entre les maîtres d'œuvre du SC et du LV.
4.5 Interface avec le PLA
4.5.1 Généralités
L'interface LV-SC doit être caractérisée par les éléments suivants pour chaque type de PLA ainsi que le montrent
les Figures B.1 et B.2 de l'annexe B.
4.5.2 PLA par le maître d'œuvre du LV
Le plan de pose SC-LV de l'adaptateur fourni par le maître d'œuvre du LV doit être défini par les éléments
suivants.
a) Les systèmes de coordonnées du LV et du PLA ainsi que l'orientation angulaire relative.
b) La configuration physique (incluant l'emplacement des clavettes):
1) matériau;
2) traitement de surface;
3) rugosité;
4) planéité et perpendicularité;
5) rigidité
 section (mm ),
 longueur applicable (millimètres),
 inertie (mm ).
c) La sangle:
1) géométrie;
2) matériau;
3) rugosité;
4) tension acceptable (newtons).
d) Autres systèmes de fixation.
4.5.3 Adaptateur fourni par le maître d'œuvre du SC
Le plan de pose SC-LV de l'adaptateur fourni par le SC doit être défini par les éléments suivants.
a) Les systèmes de coordonnées du LV et de l'adaptateur ainsi que l'orientation angulaire relative.
b) La configuration physique:
1) description des interfaces boulonnées (nombre, taille, emplacements des trous, type de boulons et couple
de serrage);
2) matériau;
3) traitement de surface;
4) rugosité;
5) planéité et perpendicularité;
6) rigidité
 section (mm ),
 longueur applicable (millimètres),
 inertie (mm ).
4.5.4 Mécanisme de séparation
Les ressorts ou les poussoirs du mécanisme de séparation doivent être caractérisés comme suit:
 nombre,
 emplacement,
 course nominale (millimètres),
 course réduite (millimètres),
 force maximale (newtons), et
 énergie par élément (joules).
4.6 Prises ombilicales et microrupteurs
L'interface du côté LV comportera des connecteurs électriques destinés à transmettre les tensions d'alimentation et
les signaux ainsi qu'il est stipulé dans l’article 5. Les connecteurs du LV doivent être réglables dans deux plans afin
de permettre leur alignement pendant la jonction SC-LV. Le SC doit comporter des connecteurs compatibles avec
ceux du LV. Tous les connecteurs doivent être caractérisés par les éléments suivants:
 fournisseur,
 nombre,
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 emplacement et interface mécanique,
 force d'insertion du connecteur (newtons),
 force d'extraction du connecteur (newtons),
 énergie libérée par chaque prise (joules), et
 indexage.
4.7 Connections fluides
Les connections fluides doivent être définies pour indiquer
 l’emplacement.
 les dimensions,
 le type de fluide (gaz ou liquide) et le débit,
 le matériau,
 les caractéristiques de fonctionnement, et
 l’usage fonctionnel.
4.8 Accès au SC encapsulé
Si un accès physique est exigé par le maître d'œuvre du SC après encapsulation, le LV fournira une porte d'accès
au SC dans la coiffe ou la structure d'emport.
Le maître d'œuvre du LV doit fournir un plan afin de présenter les vues éclatées de la coiffe et des structures
d'emport en indiquant les zones autorisées pour l'aménagement de portes d'accès. Le nombre maximal de portes
autorisées par SC ainsi que les dimensions correspondantes doivent être indiqués.
5 Interfaces électriques
5.1 Généralités
Le présent chapitre décrit les paramètres de définition des interfaces électriques (alimentation et signaux) entre le
SC et le LV.
5.2 Prises ombilicales
Les prises ombilicales doivent être définies par les caractéristiques suivantes du côté SC et du côté LV:
 type et désignation de référence des connecteurs,
 nombre de broches mises à la disposition de l'utilisateur,
 nombre de connecteurs,
 différentiation entre les circuits d'alimentation et les circuits de mise à feu pyrotechnique,
 emplacement,
 blindage,
 indexage.
5.3 Liaisons ombilicales
Les liaisons ombilicales entre le SC intégré sur le LV et le matériel de service au sol (GSE) doivent être décrites
comme suit:
a) nombre et types de liaisons;
b) limitations:
 tension maximale (volts),
 intensité maximale (ampères),
 puissance (watts),
 résistance maximale unidirectionnelle (ohms) ou chute de tension (volts);
c) contraintes de mise en œuvre:
 nombre de fonctions,
 type de fonctions;
d) courant à l'extraction de la prise ombilicale;
e) certification de conformité:
 résistance de bout en bout (ohms),
 isolation entre phase et terre,
 isolation entre phases;
f) insertion de composants.
5.4 Ordres électriques dédiés au SC
5.4.1 Généralités
Les ordres standard et les ordres facultatifs générés par le LV vers le SC doivent être répertoriés avec une
description des caractéristiques de référence.
5.4.2 Ordres pyrotechniques
Une description générale du circuit électrique associé aux ordres pyrotechniques doit être fournie. De manière
facultative, un schéma des circuits électriques correspondants doit être joint. Les caractéristiques suivantes doivent
être mentionnées:
 instants et nombre d'ordres,
 tension (volts),
 largeur des impulsions (hertz),
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 isolation de sortie (ohms),
 caractéristiques du courant fourni aux charges pyrotechniques (ampères),
 intervalle entre deux ordres (secondes),
 isolation entre les fils et la structure (ohms),
 protection des équipements du SC,
 contraintes d'utilisation (inhibitions) du côté SC.
5.4.3 Ordres par boucle sèche
Une description générale des circuits électriques associés aux ordres par boucle sèche doit être fournie. De
manière facultative, un schéma des circuits électriques correspondants doit être joint. Les caractéristiques
suivantes doivent être mentionnées:
 nombre d'ordres disponibles au sol ou en vol,
 tension (volts),
 résistance (ohms),
 isolation du circuit de bord,
 protection des équipements du SC,
 contraintes d'utilisation du côté SC ― tension maximale (volts) et intensité maximale (ampères).
5.4.4 Ordres électriques générés par le LV vers le SC
Une description générale des circuits électriques associés aux ordres électriques générés par le LV vers le SC doit
être fournie. De manière facultative, un schéma des circuits électriques correspondants doit être joint. Les
caractéristiques suivantes doivent être mentionnées:
 nombre d'ordres disponibles au sol ou en vol,
 tension de sortie (volts),
 protection des équipements du SC,
 isolation entre circuit et structure,
 compatibilité électromagnétique (EMC) ― compatibilité avec les spécifications internationales,
 contraintes d'utilisation du côté SC.
5.5 Transmission du statut de séparation
Le statut de séparation doit être indiqué par l'intermédiaire du système de télémétrie (TM) du LV disponible pour la
transmission du statut de séparation selon les indications fournies par
 microrupteurs,
 fils à casser,
 boucle sèche, et
 d’autres moyens.
5.6 Télémesures en vol
Une description du type de données SC transmissibles, en standard ou en option, aux stations au sol du LV via la
télémétrie du LV doit être fournie:
 environnement dynamique, acoustique et thermique à l'interface du SC,
 mesures internes spécifiques au SC.
5.7 Alimentation électrique
Une description générale des circuits électriques associés à l'alimentation électrique doit être fournie. De manière
facultative, un schéma des circuits électriques correspondants doit être inclus. Les principales caractéristiques
suivantes doivent être mentionnées avec leurs tolérances:
 tension (volts),
 intensité (ampères),
 isolation du côté SC,
 protection du côté SC,
 EMC.
5.8 Continuité du potentiel de terre (masse)
Les exigences du SC en termes de continuité électrique par rapport au potentiel de terre (masse) doivent être
exprimées comme suit:
 emplacement du(des) point(s) de référence du SC,
 résistance maximale entre les éléments métalliques du SC et le point de référence le plus proche,
 résistance maximale du plan de séparation d'interface du SC.
6 Interface radiofréquences et électromagnétique
6.1 Généralités
Le présent article décrit les paramètres nécessaires pour définir l'interface radiofréquences (RF) et l’interface
électromagnétique entre le SC et le LV. Les émissions RF du SC, du LV et de la base de lancement doivent être
évaluées conjointement afin de déterminer la compatibilité et les éventuelles limitations. La méthodologie de
vérification de ces interfaces est décrite aux articles 9 et 10.
6.2 Liaisons de télémétrie et de télécommande
Le maître d'œuvre du LV doit fournir des liaisons de télémétrie (TM) et de télécommande (TC) entre les antennes
correspondantes du SC encapsulé et les bancs de contrôle du système SC situés dans le bâtiment de mise en
œuvre du SC (SPF).
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La liaison doit être rendue possible par une fenêtre de RF, une antenne de réception ou tout autre moyen
équivalent relatif à la coiffe du LV. La liaison doit être disponible dès l'encapsulation du SC sur le LV jusqu'au
moment du lancement, sauf quand les émissions RF sont limitées par les activités liées au LV. Les bandes de
fréquences de télémétrie et de commande du SC ne doivent pas recouvrir les fréquences du LV.
Les éléments suivants doivent être décrits par le LV:
a) TM
 largeur de bande,
 fréquence,
 puissance de l'émetteur;
b) récepteur de commande de destruction (CDR)
 largeur de bande,
 fréquence;
c) transpondeur radar (RT)
 largeur de bande,
 fréquence,
 puissance crête;
La fenêtre RF doit être caractérisée par
a) le matériau;
b) l’emplacement
 orientation angulaire,
 hauteur; et
c) la perte de puissance en fonction de la fréquence.
6.3 Environnement électromagnétique généré par le LV
Le SC doit être compatible avec les champs électriques et magnétiques générés par le LV (l'environnement
électromagnétique du LV est décrit en 8.6.1).
6.4 Environnement électromagnétique généré par le SC
Les champs électriques et magnétiques générés par le SC doivent être compatibles avec la susceptibilité
électromagnétique du LV (l'environnement électromagnétique du SC est décrit en 8.6.2).
7 Performances
7.1 Généralités
Le présent article décrit les paramètres utilisés pour définir les performances du LV en fonction de la mission à
exécuter. Les valeurs de performance doivent être associées à la réserve d'ergols qu'il sera nécessaire de prévoir
dans l'étage supérieur du LV de manière que l'injection du lanceur sur l'orbite visée soit assurée avant épuisement
des réservoirs, avec un niveau de probabilité à définir par le maître d'œuvre du LV.
7.2 Orbite de transfert géostationnaire (GTO)
7.2.1 Performances
L'orbite de transfert géostationnaire (GTO) doit être définie en fonction des paramètres osculateurs suivants lors de
l'injection en orbite du LV:
 inclinaison, i (degrés);
 altitude du périgée, H (kilomètres);
p
 altitude de l'apogée, H (kilomètres);
a
 argument du périgée, ω (degrés);
 altitude vraie équivalente au premier apogée (kilomètres);
 valeur indicative de la longitude du nœud descendant par rapport au méridien de Greenwich, Ω (degrés).
Le demi-grand axe (a) et l'excentricité (e) peuvent être utilisés au lieu des altitudes de périgée et d'apogée.
Les performances du LV en GTO doivent être indiquées en kilogrammes dans les deux situations suivantes.
 Quand un PLA standard et des structures d'emport sont utilisés, indiquer la masse disponible pour le SC
uniquement, distinction faite (le cas échéant) entre lancement simple, double ou multiple.
 Quand un PLA non standard est utilisé, en option, indiquer la masse disponible pour le SC et les PLA,
distinction faite (le cas échéant) entre lancement simple, double ou multiple.
En option, les calculs de performances détaillés peuvent être fournis pour les orbites de transfert géostationnaires
subsynchrones et supersynchrones.
7.2.2 Précisions d'injection en orbite du LV
La précision d'injection en orbite GTO du LV doit être décrite au moyen des paramètres GTO tels qu'ils sont définis
en 7.2.1.
Les informations fournies doivent porter au minimum sur les écarts-types (1σ) des paramètres orbitaux répertoriés
ci-dessous; en option, une matrice de covariance des mêmes paramètres ou un jeu équivalent de paramètres
d'état du LV pourront être fournis:
 ∆i (degrés),
 ∆H (kilomètres),
p
 ∆H (kilomètres),
a
 ∆ω (degrés),
 ∆Ω (degrés).
7.2.3 Fenêtres de lancement
Si le LV ou le site de lancement présente des contraintes de fenêtre de lancement, celles-ci doivent être indiquées
dans le cadre de la présentation de la fenêtre de lancement standard.
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Dans le cas des lancements doubles ou multiples de SC, une fenêtre de lancement standard journalière doit être
définie sur une période d'une année (voir annexe C, Figure C.1). Les fenêtres de lancement des SC doivent inclure
la fenêtre standard afin d'être compatibles avec les fenêtres de tous les copassagers potentiels.
Une orbite de référence (incluant la définition du nœud descendant) et une heure de référence associée à la
fenêtre de lancement double doivent être définies. L'heure de décollage ou l'heure du passage au premier périgée
doit être utilisée comme heure de référence.
7.3 Orbites elliptiques
7.3.1 Performances
Les performances du LV concernant les orbites elliptiques standard doivent être décrites au moyen de graphiques
montrant la variation de la masse de la charge utile en fonction des paramètres orbitaux (H , H , i, ω).
p a
Les informations fournies doivent porter au minimum sur la variation de la masse de la charge utile du LV en
fonction des altitudes d'apogée et de périgée pour des valeurs types de l'inclinaison de l'orbite (Figure C.2).
7.3.2 Précisions d'injection du LV
Les valeurs enveloppe doivent être données pour les écarts-types (1σ) des paramètres orbitaux suivants:
 ∆i (degrés);
 ∆H (kilomètres);
p
 ∆H (kilomètres);
a
 ∆ω (degrés);
 ∆Ω (degrés).
7.3.3 Fenêtres de lancement
Si le LV ou le site de lancement présente des contraintes de fenêtre de lancement, celles-ci doivent être indiquées.
7.4 Orbites héliosynchrones (SSO)
7.4.1 Performances
Les performances du LV concernant les orbites héliosynchrones (SSO) doivent être décrites au moyen de
graphiques montrant la variation de la masse de la charge utile en fonction de l'altitude orbitale, avec la valeur de
l'inclinaison correspondante (voir Figure C.3).
7.4.2 Précisions d'injection du LV
Les informations fournies doivent porter au minimum sur les écarts types (1σ) des paramètres des orbites
héliosynchrones répertoriés ci-dessous; en option, une matrice de covariance des mêmes paramètres ou un jeu
équivalent de paramètres d'état du LV pourront être fournis:
 ∆a (kilomètres),
 ∆i (degrés),
 ∆(e sin ω),
 ∆(e cos ω),
 ∆Ω (degrés).
7.4.3 Fenêtres de lancement
Les contraintes de fenêtre de lancement des orbites héliosynchrones sont dépendantes de l'heure locale de l'orbite
du SC et des performances du LV. Les éventuelles contraintes supplémentaires dépendant du LV ou du site de
lancement doivent être indiquées.
7.5 Orbite terrestre basse (LEO)
7.5.1 Performances
Les performances du LV concernant l'orbite terrestre basse doivent être décrites au moyen de graphiques
montrant la variation de la masse de la charge utile en fonction de l'altitude orbitale (voir Figure C.4).
7.5.2 Précision d'injection du LV
La précision d'injection du LV sur une orbite terrestre basse type doit être décrite en termes de paramètres orbitaux
spécifiques aux orbites circulaires (voir 7.3.2).
Les informations fournies doivent porter au minimum sur les valeurs des écarts types (1σ) des paramètres des
orbites circulaires types; en option, une matrice de covariance des mêmes paramètres ou un jeu équivalent de
paramètres d'état du LV pourront être fournis.
7.5.3 Fenêtres de lancement
Si le LV ou le site de lancement présente des contraintes de fenêtre de lancement, celles-ci doivent être indiquées.
7.6 Orbite de libération
7.6.1 Performances
Les performances du LV concernant l'orbite de libération doivent être décrites au moyen de graphiques montrant la
variation de la masse de la charge utile en fonction du carré de la vitesse de libération, v , pour des déclinaisons
∞
caractéristiques de la vitesse de libération par rapport au plan équatorial (voir Figure C.5).
7.6.2 Précision d'injection du LV
La précision d'injection du LV sur une orbite de libération type doit être décrite en termes de paramètres
spécifiques aux missions de libération.
Les informations fournies doivent porter au minimum sur les valeurs des écarts types (1σ) des paramètres de
l'orbite de libération type répertoriés ci-dessous; en option, une matrice de covariance des mêmes paramètres ou
un jeu équivalent de paramètres d'état du LV pourront être fournis:
 ∆i (degrés),
 ∆ω (degrés),
 ∆ v (kilomètres par seconde),
∞
 ∆Ω (degrés),
 ∆H (kilomètres).
p
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7.6.3 Fenêtres de lancement
Les contraintes de fenêtre de lancement des missions de libération sont dépendantes de l'orientation du vecteur de
vitesse de libération dans l'espace inertiel et des performances du LV. Les éventuelles contraintes supplémentaires
liées au LV ou au site de lancement doivent être indiquées.
7.7 Orbite terrestre circulaire
7.7.1 Performances
Les performances du LV concernant l'orbite terrestre circulaire doivent être décrites au moyen de graphiques
montrant la variation de la masse de la charge utile en fonction de l'altitude orbitale et de l'inclinaison (voir
Figure C.6).
7.7.2 Précision de mise en orbite du LV
La précision de la mise en orbite du LV sur une orbite terrestre circulaire type doit être décrite en termes de
paramètres orbitaux spécifiques aux orbites circulaires (voir 5.3).
Les informations fournies porteront au minimum sur les valeurs des écarts types (1σ) des paramètres des orbites
circulaires types; en option, une matrice de covariance des mêmes paramètres ou un jeu équivalent de paramètres
d'état du LV pourront être fournis.
7.7.3 Fenêtres de lancement
Si le LV ou le site de lancement présente des contraintes de fenêtre de lancement, celles-ci doivent être indiquées.
7.8 Orientation et séparation du véhicule spatial
7.8.1 Généralités
La description des capacités de manœuvres du LV après sa mise en orbite doit comprendre les informations
spécifiques suivantes:
a) le type d'ACS et d'ergols (gazeux, hydrazine, etc.);
b) la (les) séquence(s) d'événements types, depuis l'injection en orbite du LV jusqu'à la fin de la mission du LV
en fonction des diverses exigences du SC, y compris
 la stabilisation sur les trois axes,
 le SC stabilisé en rotation, et
 les séparations multiples (le cas échéant);
c) les contraintes de temps de la phase de manœuvres.
7.8.2 Performances d'orientation
Un repère de référence orbital doit être défini afin qu'il soit possible de spécifier les orientations requises par le SC
au moyen de l'orientation de l'axe longitudinal pour un SC en rotation et de l'orientation de deux axes pour un SC
stabilisé sur les trois axes. Les points suivants doivent être définis:
 les données nécessaires qui doivent être fournies par le SC pour les orientations dépendantes du temps (en
fonction de l'heure de lancement) si le LV possède cette capacité;
 la performance en rotation en terme de vitesse de rotation maximale et de dispersions associées;
 la précision de pointage pour les SC stabilisés sur les trois axes (erreur d'attitude des trois axes du SC avant
séparation) et pour les SC stabilisés en rotation (erreur de pointage du vecteur de moment cinétique après
séparation);
 la vitesse relative minimale engendrée par le système de séparation du LV.
8 Environnement induit et limitation des charges
8.1 Généralités
Le présent chapitre décrit les paramètres nécessaires à la caractérisation de l'environnement du SC pendant les
opérations avant lancement et pendant le vol du LV.
8.2 Environnement mécanique
8.2.1 Généralités
Dans le présent chapitre, toutes les charges mentionnées doivent couvrir les charges de vol avec un niveau de
probabilité spécifié.
8.2.2 Charges de vol quasi statiques limites
Un tableau doit être présenté afin d'indiquer les charges quasi statiques limites appliquées au centre de gravité du
SC (voir annexe D, Figure D.1). Les variations de charge en fonction de la masse de la charge utile doivent être
indiquées, le cas échéant.
8.2.3 Vibrations longitudinales à basses fréquences
Le maître d'œuvre du LV doit fournir le niveau sinus équivalent maximal des vibrations longitudinales à la base du
SC en tenant compte de toutes les vibrations longitudinales sinusoïdales et transitoires dans la gamme de
fréquences considérée (voir Figure D.2).
8.2.4 Vibrations latérales à basses fréquences
Le maître d'œuvre du LV doit fournir le niveau sinus équivalent maximal des vibrations latérales à la base du SC
en tenant compte de toutes les vibrations latérales sinusoïdales et transitoires dans la gamme de fréquences
considérée (voir Figure D.2).
8.2.5 Position du centre de gravité du SC
La position du centre de gravité du SC doit être présentée sur des graphiques adéquats montrant les limitations
associées à la position du centre de gravité et à la masse du SC en fonction de la capacité des divers adaptateurs
charge utile disponibles (voir Figure D.3).
8.2.6 Vibrations aléatoires
Le maître d'œuvre du LV doit fournir un schéma montrant le spectre enveloppe des niveaux de vol de vibrations
aléatoires sur l'axe longitudinal et les axes latéraux en termes de densité spectrale exprimée en g /Hz (voir
Figure D.4).
8.2.7 Bruit acoustique
Le maître d'œuvre du LV doit fournir un schéma montrant le spectre acoustique au niveau vol sous la coiffe ou à
l'intérieur des structures d'emport du LV exprimé en octaves ou en tiers d'octave (voir Figure D.5). Le facteur de
remplissage associé doit également être indiqué (rapport du volume du SC sur le volume du PLF).
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8.2.8 Chocs
Le spectre de chocs doit être présenté sur la base des critères suivants.
a) Adaptateurs de charge utile fournis par le LV. Indiquer le spectre de chocs maximal généré par le LV dans le
plan de séparation du SC pour toutes les versions d'adaptateurs (voir Figure D.6).
b) Adaptateurs de charge utile fournis par le SC. Indiquer le spectre de chocs maximal acceptable par le LV à
l'interface entre le LV et l'adaptateur fourni par le SC (voir Figure D.6).
8.2.9 Limitations des flux à l'interface
Le maître d'œuvre du LV doit définir les charges satellite maximales acceptables vis-à-vis de l'interface de
l'adaptateur en termes de pourcentage de flux de dimensionnement de l'adaptateur correspondant.
8.3 Environnement thermique
8.3.1 Généralités
L'environnement thermique du SC sera décrit pour les phases d'opérations suivantes:
a) phase de préparation du SC dans les locaux correspondants et pendant le transport entre sites;
b) phase avant le vol après mise en place du SC sur le LV;
c) phase de vol.
8.3.2 Système de climatisation
Les systèmes de climatisation utilisés pour les opérations au sol, après encapsulation du SC, doivent être
caractérisés par les paramètres suivants:
 température d'entrée (avec plage réglable),
 température de sortie typique,
 humidité relative,
 filtrage de l'air (taille des particules),
 débit d'air (volume par heure),
 vitesse de l'air (lorsque le SC est encapsulé),
 niveau acoustique généré par le système de ventilation.
8.3.3 Température en vol
Un graphique doit être fourni montrant l'évolution de la température de la surface interne de la coiffe en vol (voir
Figure D.7).
8.3.4 Flux aérothermique lors de la séparation de la coiffe
Le maître d'œuvre du LV doit indiquer le flux aérothermique maximal lors de la séparation de la coiffe.
8.3.5 Flux thermique généré par les fusées de séparation des étages
Le maître d'œuvre du LV doit indiquer la valeur et la durée du flux thermique maximal généré à la base du SC par
les fusées de séparation des étages (le cas échéant).
8.4 Pression statique
Le maître d'œuvre du LV doit fournir un graphique montrant l'évolution de la pression statique à l'intérieur de la
coiffe ou de la structure d'emport pendant le vol en indiquant la pente maximale (voir Figure D.8).
8.5 Pollution et propreté
8.5.1 Pollution du SC (si nécessaire)
Le maître d'œuvre du LV doit définir le dépôt total sur le SC des matières organiques générées par le dégazage
des matériaux et les systèmes de séparation du LV, en tenant compte de la séquence d'événements suivante:
a) opérations en salles blanches;
b) transport en conteneurs;
c) transfert sur le pas de tir;
d) phase au sol et en vol sous coiffe ou structure d'emport;
e) jets induits par le LV en vol
8.5.2 Propreté de l'air
Le maître d'œuvre du LV doit définir la classe de propreté de l'air garantie dans les locaux de préparation du SC,
dans les conteneurs de transport du SC, sur le pas de tir et à l'intérieur de la coiffe ou de la structure d'emport du
LV, pendant les opérations au sol et en vol.
8.6 Environnement radio et électromagnétique
8.6.1 Emissions générées par le LV
Le maître d'œuvre du LV doit décrire les niveaux d'interférence des rayonnements parasites suivants:
 rayonnements parasites émis par le champ électrique à bande étroite du LV (voir Figure D.9),
 rayonnements parasites émis par le champ électrique à large bande du LV (voir Figure D.10),
 rayonnements parasites émis par le champ magnétique à bande étroite du LV (voir Figure D.11).
8.6.2 Emissions générées par le SC
Le maître d'œuvre du LV doit décrire les niveaux d'interférence des rayonnements parasites acceptables vis-à-vis
du champ électrique à bande étroite du LV (voir Figure D.12).
8.6.3 Emissions générées par la base de lancement
Le maître d'œuvre du LV doit décrire l'environnement électromagnétique de la base de lancement en incluant les
transpondeurs TM, TC et radar.
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9 Vérification par analyse et documentation associée
9.1 Tâches de vérification
9.1.1 Calcul des paramètres d'injection du SC sur une orbite visée pour un type de LV donné et définition de la
fenêtre de lancement associée.
9.1.2 Analyse de l'orientation d'attitude, du déboîtement et des espacements après séparation du LV.
9.1.3 Elaboration des données permettant la réalisation des essais de vérification du SC et l'interprétation des
résultats. Ceci comprend les études d'environnement suivantes: analyses couplées dynamiques et thermiques,
compatibilité radio et analyse de pollution.
9.1.4 Vérification des aspects sauvegarde du SC et du LV pendant les opérations combinées au sol et pendant
le vol.
9.1.5 Elaboration des données permettant l'exploitation des informations de télémesure, estimation après le vol
de la trajectoire réelle et de l'environnement en vol. La liste suivante fournit des exemples d'événements de vol
type à analyser:
 allumages de moteurs,
 arrêts de poussée,
 séparations d'étages,
 largage de la coiffe,
 stabilisation du LV avant séparation du SC,
 séparation entre le SC et le LV.
9.2 Méthode d'analyse de vérification
Les méthodes de vérification analytique qui peuvent être utilisées comprennent les éléments suivants:
a) modèles mathématiques et simulations;
b) calculs de probabilité et estimations statistiques;
c) évaluation des performances des systèmes techniques;
d) analyse et interprétation des résultats des études;
e) comparaison des résultats de calculs avec des familles de données connues.
9.3 Phases d'analyse de vérification
9.3.1 Analyses de faisabilité
Les analyses de faisabilité sont décidées d'un commun accord entre les maîtres d'œuvre du SC et du LV avec pour
objectif d'estimer la compatibilité générale entre le SC et le LV dans des domaines techniques spécifiques.
9.3.2 Analyses préliminaires
Les analyses préliminaires reposent sur des données de référence et des modèles mathématiques fournis par les
maîtres d'œuvre du SC et du LV avant la réalisation des essais de vérification respectifs.
9.3.3 Analyses finales
Les analyses finales sont effectuées au moyen de données relatives à la configuration réelle de lancement et de
modèles mathématiques validés par essais fournis par les maîtres d'œuvre du LV et du SC.
9.4 Données d'entrée pour les analyses
Le maître d'œuvre du SC doit fournir les données d'entrée suivantes pour toutes les configurations du SC relatives
à des opérations menées par le maître d'œuvre du LV:
 orbite visée, attitude à la séparation et vitesse de rotation (le cas échéant),
 caractéristiques de masse et d'inerties,
 plans d'ensemble et modèle géométrique,
 modèle mathématique dynamique comprenant les caractéristiques modales,
 modèle mathématique thermique,
 définition des interfaces mécaniques et électriques,
 caractéristiques de radiofréquences et plan d'émission,
 caractéristiques des rayonnements électromagnétiques pendant les opérations au sol et les opérations
combinées SC/LV.
Les données numériques et les modèles mathématiques doivent être fournis par le maître d'œuvre du SC dans un
format et des systèmes de coordonnées convenus avec le maître d'œuvre du LV. Les données numériques doivent
être décrites sous la forme de valeurs nominales et de dispersions associées.
Les données supplémentaires éventuellement exigées pour exécuter les analyses de vérification doivent être
fournies par le maître d'œuvre du SC après accord mutuel avec le maître d'œuvre du LV.
9.5 Description des analyses de vérifications
9.5.1 Généralités
Afin de garantir la compatibilité entre les environnements du SC et du LV, le maître d'œuvre du LV doit exécuter
les analyses répertoriées de 9.5.2 à 9.5.9 à partir des données d'entrée fournies par le maître d'œuvre du SC.
9.5.2 Analyse de la trajectoire et des performances
Le maître d'œuvre du LV doit calculer la trajectoire du LV et la réserve de performances s'y rapportant en fonction
de l'orbite demandée par le SC et satisfaisant les contraintes de mission du SC. L'analyse doit comporter les
éléments suivants:
a) description de la séquence de vol et de la trajectoire;
b) liste des principaux paramètres du LV;
c) réserve de performances et probabilité correspondante;
d) visibilité depuis les stations de poursuite du LV;
e) vérification des contraintes de mission du SC .
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9.5.3 Analyse de la fenêtre de lancement
Si les contraintes de la fenêtre de lancement sont liées aux performances ou aux systèmes du LV, un calcul
explicite de la période de temps favorable au lancement doit être exécuté par le maître d'œuvre du LV pour chaque
jour de la période de lancement utilisable par le maître d'œuvre du SC. La fenêtre
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