ISO 14302:2002

Space systems - Electromagnetic compatibility requirements

ISO 14302:2002 establishes performance requirements for the purpose of ensuring space systems electromagnetic compatibility (EMC). The engineering issues to be addressed in order to achieve system-level EMC are identified herein, with guidance and rationale towards achieving specification conformance. The method for the derivation of typical equipment-level requirements from a space-system-level requirement is illustrated.

Systèmes spatiaux — Exigences relatives à la compatibilité électromagnétique

L'ISO 14302:2002 établit les exigences de performance dans le but d'assurer la compatibilité électromagnétique (EMC) des systèmes spatiaux. Les questions d'ingénierie à traiter pour parvenir à la EMC au niveau système y sont identifiées, avec des conseils et des explications en vue d'atteindre la conformité aux spécifications. La méthode permettant de déduire des exigences typiques au niveau équipement à partir d'une exigence posée au niveau du système spatial est illustrée.

General Information

• Status: Withdrawn
• Publication Date: 12-Dec-2002
• ICS: 33.100.01 - Electromagnetic compatibility in general
• 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/WG 1 - Design engineering and production
• Current Stage: 9599 - Withdrawal of International Standard
• Start Date: 15-Jun-2022
• Completion Date: 13-Dec-2025

Relations

• Revised: ISO 14302:2022 - Space systems - Electromagnetic compatibility requirements
• Effective Date: 23-Apr-2020

Standards Content (Sample)

INTERNATIONAL ISO
STANDARD 14302
First edition
2002-12-15
Space systems — Electromagnetic
compatibility requirements
Systèmes spatiaux — Exigences relatives à la compatibilité
électromagnétique
Reference number
©
ISO 2002
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Published in Switzerland
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Contents Page
Foreword. iv
Introduction . v
1 Scope. 1
2 Normative references . 1
3 Terms, definitions and abbreviated terms. 1
3.1 Terms and definitions. 1
3.2 Abbreviated terms. 3
4 Requirements . 4
4.1 General system requirements. 4
4.2 Specific system requirements . 7
4.3 Equipment-level EMI requirements . 10
5 Verification. 13
5.1 General system requirements. 13
5.2 Specific system requirements . 14
5.3 Equipment-level EMI testing . 17
Annex A (informative) Rationale behind requirements and tests. 20
Bibliography . 49

Foreword
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(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
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International Standards are drafted in accordance with the rules given in the ISO/IEC Directives, Part 2.
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 document may be the subject of patent
rights. ISO shall not be held responsible for identifying any or all such patent rights.
ISO 14302 was prepared by Technical Committee ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles, Subcommittee
SC 14, Space systems and operations.
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Introduction
This International Standard addresses the equipment-level requirements, verification and rationale of system-
level compatibility concerns used in the development and procurement of complete space systems.
This International Standard includes requirements at all the following levels:
 general system requirements;
 specific system requirements;
 equipment-level electromagnetic interference requirements.
The equipment-level requirements are summarized in Tables 1 and 2.
This International Standard does not include detailed design requirements. Instead, engineering issues to be
addressed during execution of the electromagnetic compatibility (EMC) control programme are presented.
Requirements in this International Standard may be tailored based on contractual agreements.
This International Standard references civilian equipment-level electromagnetic interference (EMI) test
methods to minimize cost and allow the use of standard test methods. This International Standard does not
contain EMI test limits. Test limits should be developed based on the environment, power quality definition
and operational requirements.
Annex A presents the rationale behind each requirement/test technique, guidance for meeting requirements
and test procedures where an acceptable reference is not available. Use of Annex A is advised in order to
allow for optimal tailoring of this International Standard for individual programmes.

INTERNATIONAL STANDARD ISO 14302:2002(E)

Space systems — Electromagnetic compatibility requirements
1 Scope
This International Standard establishes performance requirements for the purpose of ensuring space systems
electromagnetic compatibility (EMC). The engineering issues to be addressed in order to achieve system-level
EMC are identified herein, with guidance and rationale towards achieving specification conformance. The
method for the derivation of typical equipment-level requirements from a space-system-level requirement is
illustrated.
2 Normative references
The following referenced documents are indispensable for the application of this document. For dated
references, only the edition cited applies. For undated references, the latest edition of the referenced
document (including any amendments) applies.
ISO 7137:1995, Aircraft — Environmental conditions and test procedures for airborne equipment
IEC 61000-4-2, Electromagnetic compatibility (EMC) — Part 4-2: Testing and measurement techniques —
Electrostatic discharge immunity test
3 Terms, definitions and abbreviated terms
3.1 Terms and definitions
For the purposes of this document, the following terms and definitions apply.
3.1.1
break-out box
non-flight piece of test support equipment that is connected in-line with a cable that accommodates external
connection (usually binding posts) of instrumentation or series/parallel test networks to the wiring in that cable
3.1.2
complete space system
normally the spacecraft or launch vehicle itself, but more generally a suite of equipment, subsystems, skills,
and techniques capable of performing or supporting an operational role
NOTE A complete system includes related facilities, equipment, subsystems, materials, services, and personnel
required for its operation to the degree that it can be considered self-sufficient within its operational or support
environment.
3.1.3
dead-facing
removal of power from a circuit prior to mating/de-mating of the circuit interface (usually to prevent arcing or
inadvertent short circuits)
3.1.4
electromagnetic compatibility
EMC
ability of a space equipment or system to function satisfactorily in its electromagnetic environment without
introducing intolerable electromagnetic disturbances to anything in that environment
3.1.5
electromagnetic interference
EMI
degradation of the performance of a space equipment, transmission, channel, or system caused by an
electromagnetic disturbance
3.1.6
equipment/subsystem
any electrical, electronic, or electromechanical device or integration of such devices intended to operate as an
individual unit and performing a specific set of functions
NOTE Generally, a piece of equipment is housed within a single enclosure, while a subsystem may consist of several
interconnected units.
3.1.7
faying surface
prepared conductive surface of sufficient area and conductivity that, when joined under pressure contact,
ensures a low electrical bond impedance for the required life of the connection
3.1.8
immunity
ability of a device, equipment, or system to perform without degradation in the presence of an electromagnetic
disturbance
3.1.9
internal charging
phenomenon caused by penetration of high-energy electrons through spacecraft structures and/or component
walls so that these particles are incident on ungrounded metallic or dielectric internal surfaces
3.1.10
intersystem interference
harmful interaction between two different systems
EXAMPLE A launch vehicle docking with a space station.
3.1.11
intrasystem interference
harmful interaction between two different subsystems or between equipment of different subsystems that are
all part of the same space system
EXAMPLE Uncommanded operation of a flight control subsystem due to a radio frequency (RF) transmission
originating on the same spacecraft.
3.1.12
line impedance stabilization network
LISN
network inserted in the supply mains lead of an apparatus to be tested which provides, in a given frequency
range, specified source or load impedance for the measurement of disturbance currents and voltages and
which may isolate the apparatus from the supply mains in that frequency range
3.1.13
power quality requirement
requirement developed for the space system that defines the conducted voltage and current noise (from load
regulation, spikes, sags, etc.) the power user can expect
2 © ISO 2002 — All rights reserved

3.1.14
procuring activity
agency or organization funding or administering a contract for the development of the space system
3.1.15
radio frequency interference
RFI
degradation of the reception of a wanted signal caused by a radio frequency disturbance
3.1.16
safety margin
ratio of circuit threshold of susceptibility to induced circuit noise under worse-case expected environmental
conditions (intrasystem and intersystem)
3.1.17
spacecraft
space vehicle which includes launcher, orbiting platform and probe(s)
3.2 Abbreviated terms
ACS attitude control system
AM amplitude modulation
AWG American wire gage
BCI bulk current injection
CDR critical design review
CE conducted emissions
CISPR International Special Committee on Radio Interference
COTS commercial off-the-shelf
CS conducted susceptibility
DSO digital storage oscilloscope
EED electro-explosive device
EGSE electrical ground support equipment
EMC electromagnetic compatibility
EMCAB electromagnetic compatibility advisory board
EME electromagnetic environment
EMEVP electromagnetic effects verification plan
EMEVR electromagnetic effects verification report
EMI electromagnetic interference
EMISM electromagnetic interference safety margin
ESD electrostatic discharge
EUT equipment under test
FFT fast Fourier transform
FMEA failure mode effects analysis
GEO geosynchronous Earth orbit
HF high frequency
ICD interface control document
LEO low Earth orbit
LISN line impedance stabilization network
Mil-Std military standard
NASA National Aeronautics and Space Administration
PDR preliminary design review
RDR requirements definition review
RE radiated emissions
RF radio frequency
RFI radio frequency interference
RFP request for proposal
r.m.s. root-mean-square
RS radiated susceptibility
r.s.s. root-sum-square
SAE Society of Automotive Engineers
SMPS switched mode power supply
TTL transistor-to-transistor logic
UHF ultrahigh frequency
VHF very high frequency
VLF very low frequency
4 Requirements
4.1 General system requirements
4.1.1 General
The space system shall be electromagnetically compatible among all equipment/subsystems within the space
system and with the self-induced and defined external electromagnetic environment during all phases of its
mission.
4.1.2 System-level EMC programme
4.1.2.1 General
The procuring activity and prime contractor shall establish an overall EMC programme based on requirements
of this International Standard, the statement of work, space system specification, and other applicable
contractual documents. The purpose of the EMC programme is to ensure space-system-level compatibility
with minimum impact to programme, cost, schedule, and operational capabilities. An EMC programme shall
include EMC control documentation and an EMC Advisory Board (EMCAB). The EMC staff responsible for
these functions should be appropriate to the size and complexity of the programme. Typical programme
milestones and their corresponding EMC data/deliverables are provided in Annex A (see Table A.1).
Commercial space programmes having historically successful EMC control and management programmes in
place may submit documentation to the procuring activity for an alternate means of equipment-level
conformance, providing that the system-level interface requirements of this International Standard are met.
4.1.2.2 Electromagnetic compatibility advisory board
The EMCAB shall be responsible for timely and effective execution of the EMC programme under the general
project manager. The prime contractor or developer shall chair the EMCAB, with procuring activity oversight.
Other EMCAB members may invite associate contractors or developers and an independent expert of a space
engineering certification body. Procuring activities may waive this requirement for systems that do not involve
4 © ISO 2002 — All rights reserved

sufficient levels of integration to justify such a board; then the prime contractor shall execute EMCAB functions.
The EMCAB shall accomplish its duties and document its activities mainly through the use of the system-level
EMC documentation. It is also the responsibility of the EMCAB to solve problems related to EMC as they arise.
4.1.2.3 EMC programme
Details of the EMC programme shall be documented in the EMC control plan or other EMC contract
documentation. Initial releases shall document the mechanics of the EMC programme, including basic design
guidelines, while subsequent routine updates shall document programme progress. The requirements and
approach established by the prime contractor shall be in a contractual document. The contents of the EMC
control plan or other EMC contract documentation shall include, but not be limited to, the following:
a) EMC programme management is defined by:
1) responsibilities of procuring activity, prime and associate contractors, lines and protocols of
communication, and control of design changes;
2) planning the EMC programme, consisting of:
i) facilities and personnel required for successful implementation of the EMC programme;
ii) methods and procedures of accomplishing EMC design reviews and coordination (within the
EMCAB, if applicable);
iii) proposed charter;
iv) details of the operation of the EMCAB, if needed;
3) programme schedules, including integration of the EMC programme schedule and milestones within
the programme development master schedule;
b) system-level performance and design requirements, consisting of:
1) definition of electromagnetic and related environments; including considerations related to hazards of
electromagnetic radiation to fuels, humans, and explosive systems, such as electro-explosive
devices (EED's) (see 4.2.9), launch vehicles, interfacing vehicles, and launch site environment,
including electronic equipment at the launch site area;
2) definition of critical circuits;
c) electroexplosive devices, consisting of:
1) appropriate EED EMC requirements;
2) design techniques;
3) verification techniques;
d) subsystem/equipment EMI performance requirements and verification, consisting of:
1) allocation of design responses at system and subsystem/equipment levels as defined in this
International Standard;
2) allocated EMI performance at the equipment level, including tailored equipment-level requirement of
which the control plan is the vehicle for tailoring limits and test methods;
3) test results from subsystem/equipment level EMI tests shall be summarized:
i) any specification non-conformances judged to be acceptable shall be described in detail and
analysis of the non-compliant conditions on overall EMC performance shall be provided as a part
of the justifying rationale;
ii) cost, mass, schedule, reliability, system operability, and other factors should also be addressed;
e) EMC analysis:
1) by making predictions of intrasystem EMI/EMC based on expected or actual equipment/subsystem
EMI characteristics;
2) by designing solutions for predicted or actual interference situations using equipment-level data as
input, impedance coupling (conducted emissions), wire-to-wire, field-to-wire:
i) all coupling modes should be considered to determine or predict EMI safety margin (EMISM) of
intra-system EMI/EMC based on specified interface control document (ICD) values or actual
(waiver/deviation request) values of equipment/subsystem EMI characteristics;
ii) design solutions should address what filtering, shielding, and grounding need to be applied to
achieve these predicted EMISM's;
f) spacecraft charging/discharging analysis;
g) space-system-level EMC verification consisting of an outline of system-level EMC verification plan,
including rationale for selection of critical circuits for safety margin demonstration, and instrumentation
techniques for both critical and EED circuit and sensitization;
h) method of disposing waivers initial release and subsequent updates of the EMC control plan shall be
prepared and submitted in accordance with contractual terms.
4.1.3 Equipment/subsystem criticality categories
The EMCAB shall identify functional criticality for all equipment/subsystems. Functional criticality categories
include the following:
a) Category I, safety critical:
EMI problems could result in loss of life and/or loss of space platform;
b) Category II, mission critical:
EMI problems could result in injury, damage to space platform, mission abort or delay, or performance
degradation which unacceptably reduces mission effectiveness;
c) Category III, non-critical:
EMI problems could result only in annoyance, minor discomfort, or loss of performance which does not
reduce desired spacecraft effectiveness.
4.1.4 Safety margins
Design safety margins shall be established by the EMCAB for both critical functions and EED circuits. Design
margins shall consider likely degradation modes of circuits and circuit protection methods over projected
spacecraft lifetime.
6 © ISO 2002 — All rights reserved

4.2 Specific system requirements
4.2.1 External electromagnetic environment
The space system shall operate without performance degradation in the electromagnetic environment, not
only self-induced but that due to external sources (intersystem EMI) such as other radio frequency sources or
plasma effects. The EMCAB shall determine the electromagnetic environment based on mission requirements.
4.2.2 Intrasystem EMC
The space system shall not interfere with key requirements of payloads. Each equipment/subsystem shall
operate without performance degradation during concurrent operation of any combination of the remaining
equipment/subsystems, subject to mission requirements.
4.2.3 EMI control
The prime contractor shall be responsible for translating system-level EMC goals into equipment/subsystem-
level EMI performance requirements. Test limits and test methods may be tailored if required, with procuring
activity approval, to meet programme needs. EMI characteristics (emissions and susceptibility) shall be
controlled to the extent necessary to ensure intrasystem EMC and compatibility with the predicted external
electromagnetic environment. Equipment/subsystem-level EMI performance requirements and test methods
shall be in accordance with 4.3 and 5.3.
4.2.4 Grounding and wiring design
4.2.4.1 Grounding
A controlled ground reference concept shall be established for the space system prior to initial release of the
EMC control plan or other EMC contract documentation. Both power and signal returns and references shall
be considered. Impedance magnitudes of these connections over the affected signal spectrum shall be
considered in determining which kinds of power and signals may share common paths (wire or structure).
Resistance and inductance values for each element of the ground return circuit architecture may be assigned;
the common-mode voltages that develop at circuit reference points can then be computed. These computed
values may be compared to conducted susceptibility requirements for equipment.
4.2.4.2 Wiring
Wiring, cable separation, and signal category design guidelines for the space system shall be established.
4.2.5 Electrical bonding
4.2.5.1 General
Electrical bonding measures shall be implemented for management of electrical current paths and control of
voltage potentials to ensure required space system performance and protection of personnel. Bonding
provisions shall be compatible with other requirements imposed on the space system for corrosion control.
4.2.5.2 Power current feeder and return paths
If the structure is used as the current return path, bonding provisions shall be provided so that current paths of
electrical power sources are such that the total direct current (d.c.) voltage drops between the power
subsystem point of regulation and the electrical loads are within applicable power quality standard tolerances.
4.2.5.3 Shock and safety hazard
To prevent shock hazards to personnel, all exposed conductive items subject to fault condition charging shall
be bonded as necessary to limit potentials to prevent shock to personnel. In order to clear faults or provide
against accidental discharge of fault current to ground through a conductor, all exposed conductive items,
which could become charged due to an electrical fault condition, shall be bonded to the ground subsystem.
Bonding impedance shall be sufficiently low to ensure enough current to clear the fault by tripping a circuit
protection device.
4.2.5.4 Antenna counterpoise
Antenna structures relying on a counterpoise connected to (or implemented on) the spacecraft skin shall have
an RF bond to structure such that RF currents flowing on the skin have a low impedance path to and through
the counterpoise.
4.2.5.5 RF potentials
All electronic and electrical items, which could experience degraded operation or could degrade the operation
of other electronic or electrical items in response to external electromagnetic energy, shall be bonded to the
ground subsystem with a faying surface bond to present a low impedance at the frequencies of interest. For
composite materials, bonding shall be alternating current (ac) accomplished at impedance levels consistent
with the materials in use. Where vibration or thermal isolation is required, bond straps may be used. The bond
straps shall be as short as possible and maintain a low inductance path. Bond straps should only be used as a
last resort.
4.2.5.6 Static discharge
Any isolated conducting items shall be bonded to the ground subsystem in order to avoid a differential build-
up of charge that would result in an electrostatic discharge, unless it is shown that there would not be enough
charge build-up to cause a hazard.
4.2.5.7 Explosive atmosphere protection
Conducting elements in the vicinity of explosive and flammable materials shall be bonded to the ground
subsystem such that arcing or heat rise due to fault currents or lightning currents (either directly applied or
induced) is insufficient to cause ignition of the flammable substance. In space plasma environments, fault
currents may occur across pins of separated (exposed pins) connectors. Dead-facing shall be employed
before demating connectors in an explosive atmosphere and in a plasma environment of thrusters.
4.2.6 Antenna-to-antenna (RF) compatibility
The space system shall exhibit RF compatibility among all antenna-connected equipment/subsystems. This
requirement is also applicable on an intersystem basis when there will be a required intersystem interface.
The RF compatibility analysis, if used in lieu of a test, shall include the effects of intermodulation products.
4.2.7 Lightning
The space system shall be protected against both direct and indirect effects of lightning such that the mission
can be completed without degradation of performance after exposure to the lightning environment. Use test
procedure ISO 7137:1995, 3.8 (Section 22) for demonstrating compatibility with the lightning indirect-effects
environment and test procedure ISO 7137:1995, 3.10 (Section 23) for the direct-effects environment.
Protection may be a combination of operational avoidance of the lightning environment and electrical
overstress design techniques.
8 © ISO 2002 — All rights reserved

4.2.8 Spacecraft and static charging
4.2.8.1 General
The space system shall control and dissipate build-up of electrostatic charges both from prelaunch ground
sources and from on-orbit energetic plasma environments to the extent necessary to protect against
personnel shock hazard, fuel ignition hazard, radio frequency interference (RFI) and destruction of dielectric
materials due to static discharge.
4.2.8.2 Plasma-generated/payload-induced differential charging/discharges
Plasma/payload-induced differential charging, occurrence of electrical discharges and degrading effects upon
the space system nominal performances shall be minimized to prevent such occurrences by design and
integration precautions. Because the elimination of all discharges cannot be guaranteed, the full system shall
be hardened and verified so that no malfunctions, degradation of performances, or deviation from identified
parameters beyond tolerances given by corresponding specifications occur when the spacecraft is exposed to
repetitive electrostatic arc-discharges representative of expected transient phenomena.
4.2.8.3 Internal charging
If the orbit parameters are such that the incident electron flux is high enough to cause internal charging,
hardening techniques shall be applied to minimize the charging of these surfaces, preventing them from
reaching the electrostatic discharge (ESD) discharging threshold.
4.2.8.4 Charging of fluid lines
All pipes, tubes, and hoses that carry fluids shall have a method of discharging the fluid and its transport
system without producing arcs.
4.2.9 Hazards of electromagnetic radiation
The space system shall be designed so that fuels, humans, explosive systems, and electronically actuated
thrusters are not exposed to unsafe levels of electromagnetic radiation. All four concerns shall address the
entire electromagnetic environment, including interference sources from possible external transmitters.
4.2.10 Life cycle considerations
Electromagnetic environment (EME) protection designs shall include full consideration of life-cycle aspects of
the protection.
EXAMPLE Life cycle considerations include identification of protection components and processes, reliability,
maintainability and serviceability, verification or inspection requirements.
Space system protection shall include, but not be limited to, the following life-cycle considerations.
a) Reliability:
The EME protection scheme shall be at least as reliable as the equipment, subsystem, or spacecraft it
protects.
b) Maintainability:
The EME protection schemes shall either be accessible and maintainable or shall be designed to survive
the design lifetime of the space system without mandatory maintenance or inspection. Bonding, shielding,
or other protection techniques, which can be disconnected, unplugged, or otherwise deactivated during
maintenance shall be addressed in maintenance documentation, including required actions to restore
their effectiveness. Those protection schemes likely to be repaired during the space system life cycle
shall have their performance so specified that it can be tested or inspected as needed.
c) Serviceability:
On potentially repairable systems, protection schemes shall be serviceable or replaceable without
degradation of the initial level of protection.
4.2.11 External grounds
A method shall be implemented on space systems to permit connection of grounding cables for charge
equalization prior to implementing other procedures or the application of power across the interface.
4.2.12 Spacecraft d.c. magnetic emissions
The spacecraft magnetic moment and resulting diurnal and secular disturbance torques shall be limited to
values with the control authority of the attitude control subsystem (ACS). Static and dynamic magnetic fields
from all spacecraft-generated sources shall not exceed the sensitivity level of the spacecraft instrumentation.
4.3 Equipment-level EMI requirements
4.3.1 General
System-level EMC requirements shall be sub-allocated to equipment-level EMI requirements. Equipment-level
EMI requirements shall be derived for each space system development based on, but not limited to, the
following considerations in 4.3.2 to 4.3.17. Where applicable, appropriate test procedures listed in ISO 7137
shall be used as default techniques. Matrices showing equipment-level requirements, their applicability, and
the test procedure reference specification are provided in Tables 1 and 2. Immunity requirements, which
simulate effects of RF transmissions, shall utilize modulation schemes that simulate actual spacecraft RF
transmissions.
Test procedure ISO 7137:1995, 3.6 (Section 20) defines modulation requirements.
4.3.2 Power bus conducted interference, time and frequency domain, source induced
This requirement shall apply to the electrical power subsystem only. The requirement is based on the power
bus being loaded resistively. Power bus voltage ripple shall meet power quality requirements at all levels of
loading. Consideration shall also be given to control of conducted emissions for the purpose of limiting power
bus radiated emissions.
4.3.3 Power bus conducted interference, load induced, frequency domain
This requirement shall be imposed on equipment/subsystems operating from a power bus that can be shared
with payloads. When developing the conducted emissions requirements, the sum total of all load-induced
power bus voltage ripple shall meet power quality requirements. Differential and common mode ripple noise
requirements shall be imposed on each equipment/subsystem such that the noise contribution from
subsystems will not exceed the power quality specification. Conducted noise limits shall also consider the RF
radiated noise effects on victims such as receivers.
10 © ISO 2002 — All rights reserved

Table 1 — Equipment-level test applicability matrix (emissions)
Requirement/ Test procedure Alternate method
Test type Applicability
[1]
verification clause reference Mil-Std-461
Power bus conducted
Required for
interference, time and Guidelines in
4.3.2/5.3.2 electrical power —
frequency domain, source A.2.3.2
subsystem
induced
ISO 7137:1995, 3.7
Power bus conducted (Section 21.3a)
interference, load induced, 4.3.3/5.3.3 Required (voltage ripple, CE101 and CE102
frequency domain 150 kHz to
30 MHz)
Control of long duration load Guidelines in
a
4.3.4.2/5.3.4.2 Case-by-case —
induced switching transients A.2.3.4.2
Control of fast load induced Guidelines in
4.3.4.3/5.3.4.3 Required —
switching transients A.2.3.4.2
Power bus load induced Guidelines in
a
4.3.5/5.3.5 Case-by-case —
time domain ripple A.2.3.5
Signal cable conducted
ISO 7137:1995, 3.7
a
interference, frequency 4.3.6/5.3.6 Case-by-case —
(Section 21.3b)
domain
Antenna connection port Required for Guidelines in
4.3.7/5.3.7 —
spurious emissions antennas A.2.3.7
Magnetic field radiated Guidelines in
a
4.3.8/5.3.8 Case-by-case RE101
emissions A.2.3.8
Radiated electric field ISO 7137:1995, 3.7
4.3.9/5.3.9 Required RE102
emissions (Section 21.4)
a
Case-by-case means the procuring activity or EMCAB shall specify the applicability.

Table 2 — Equipment-level test applicability matrix (immunity)
Requirement/ Test procedure Alternate method
Test type Applicability
[1]
verification clause reference Mil-Std-461
ISO 7137:1995, 3.4
Immunity to audio frequency (Section 18)
4.3.10/5.3.10 Required CS101
power-line ripple Guidelines in
A.2.3.10
Immunity to power-line switching ISO 7137:1995, 3.3
4.3.11/5.3.11 Required —
transients (Section 17)
Immunity to the conducted
ISO 7137:1995, 3.6
a
effects of radiated 4.3.12/5.3.12 Case-by-case CS114
(Section 20.4)
electromagnetic fields
Guidelines in
A.2.3.13
Immunity to audio frequency
a
4.3.13/5.3.13 Case-by-case RS101
radiated magnetic fields
ISO 7137:1995, 3.5
(Section 19.3.1)
Immunity to radiated ISO 7137:1995, 3.6
4.3.14/5.3.14 Required RS103
electromagnetic fields (Section 20.5)
ISO 7137:1995, 3.5
Immunity to magnetic fields
a
4.3.15/5.3.15 Case-by-case (Section 19.3.2 —
induced signals to cabling
and 19.3.4)
Control of antenna port immunity Depends on
4.3.16/5.3.16 Receivers —
to out-of-band interference receiver type
Immunity to electrostatic Required or
4.3.17/5.3.17 IEC-61000 4-2 —
discharge handling procedure
a
Case-by-case means the procuring activity or EMCAB shall specify the applicability.
4.3.4 Power bus load-induced switching transients
4.3.4.1 General
Effects from two types of switching transients shall be controlled. These are long-duration transients (of
millisecond duration) and fast transients (of sub-millisecond duration).
4.3.4.2 Control of long-duration load-induced switching transients
Transient inrush current shall be limited so that the power subsystem is able to maintain voltage levels within
power quality specification tolerances.
4.3.4.3 Control of fast load-induced switching transients
Switching transient envelopes shall be controlled so the power quality specification can provide accurate
envelopes of normal transients. Both magnitude and duration of turn-on, turn-off, and mode-switching
transients shall be controlled. Each transient can be evaluated separately unless they are frequently repeating
transients, in which case they will be measured in the frequency domain.
4.3.5 Power bus load-induced time domain ripple
This requirement may be imposed in addition to 4.3.2. The envelope of time domain peak-to-peak ripple
developed across the power source impedance by the test article shall be controlled so the power quality
specification provides an accurate accounting of load-induced effects.
4.3.6 Signal cable conducted interference, frequency domain
Cable bundle common mode current shall be controlled at mission-peculiar frequencies when needed to avoid
interference with in-band receivers and other sensitive electronics.
4.3.7 Antenna connection port spurious emissions
Control of antenna port spurious emissions shall be imposed for antenna-antenna RF compatibility. When
specifying limits and frequency ranges, the following issues shall be considered:
a) sensitivity of possible victim receiver subsystems (receiver, transmission line, antenna) including out-of-
band response;
b) exclusion of transmit frequency and information carrying modulation bandwidth (for transmitters,
transceivers);
c) highest and lowest intentional frequency used by space system receivers;
d) antenna port attachments, gain/loss characteristics.
4.3.8 Magnetic field radiated emissions
The a.c. magnetic field emissions shall be limited to levels that do not degrade operation of any part of the
space system. This is to protect sensitive hardware, such as very low frequencies (VLF) receivers or low-
frequency magnetic field measuring experiments.
4.3.9 Radiated electric field emissions
Radiated electric field emissions of any equipment/subsystems shall be controlled. Frequency bands used by
spacecraft/payload receivers and launchers shall receive special emphasis. Additionally,
equipment/subsystems procured for a reusable system shall meet radiated electric field emission
requirements from the frequency range of intended payload sensitivity through receiver bands. Limits shall
reflect possible victim receivers operationally required sensitivity, gain, direction, and location of the victim's
antenna.
12 © ISO 2002 — All rights reserved

4.3.10 Immunity to audio frequency power-line ripple
Equipment shall be immune to audio frequency ripple at levels allowed to exist by the governing power quality
specification and according to the conducted emissions levels. Appropriate margins shall be applied between
allowable bus ripple and equipment susceptibility.
4.3.11 Immunity to power-line switching transients
Equipment shall be immune to power bus load-induced switching transients, as identified in the power quality
specification.
4.3.12 Immunity to the conducted effects of radiated electromagnetic fields
Equipment operating in a space system subjected to intentional RF transmission shall be immune to common
mode currents coupled onto equipment connected cables and power conductors. This requirement is only
applicable in bands where intentional RF transmission is likely or expected. This requirement may be met by
performing bulk current injection tests at frequencies up to 400 MHz.
4.3.13 Immunity to audio frequency radiated magnetic fields
Immunity to magnetic fields shall be controlled if there an a.c. magnetic field environments is generated that
could disturb the space system equipment.
4.3.14 Immunity to radiated electromagnetic fields
Equipment immunity to unintentional and intentional transmitted RF fields shall be controlled to the degree
necessary to ensure space-system-level EMC. Special emphasis shall be given to bands where spacecraft
transmitters operate and in bands where transmitters external to the space system illuminate it at sufficient
intensity that immunity shall be controlled.
4.3.15 Immunity to magnetic fields induced signals to cabling
When high-density cabling is used on a space system, induced signal susceptibility testing may be used to
verify immunity from cable coupling. When used, the audio frequency magnetic field coupling and transient
coupling shall be applied.
4.3.16 Control of antenna port immunity to out-of-band interference
Control of radio receiver response to out-of-band interference shall be imposed. Responses to spurious
signals, as well as cross and inter-modulation effects, shall be controlled.
4.3.17 Immunity to electrostatic discharge
An ESD control process for equipment immunity and handling shall be implemented. Actual levels of ESD
qualification shall reflect the entire life-cycle environment of the equipment, from final assembly through
mission completion. Considerations for spacecraft charging are in 4.2.8.
5 Verification
5.1 General system requirements
5.1.1 General
The prime contractor or developer shall have overall responsibility for verifying that all requirements of this
International Standard be met. Specific tasks may be delegated to associate contractors via the EMCAB as
necessary. Verification shall be accomplished by qualification tests, analyses, inspections, and similarity, as
appropriate, subject to procuring activity approval.
5.1.2 System-level electromagnetic effects verification plan (EMEVP)
5.1.2.1 General
The prime contractor or developer shall prepare a space-system-level EMEVP that specifies in detail the
methodology to be employed for verifying each electromagnetic effects requirements as well as success
criteria for each subsystem and equipment. The detailed plans for space-system-level EMC demonstration
shall be provided in this document. Procuring activity approval of the EMEVP shall precede start of
qualification testing. EMEVP shall include, but not be limited to system-level verification methods and test
conditions.
5.1.2.2 System-level verification methods
The verification activity, if performed by test, can be split between the engineering model and the flight model,
depending on the fidelity of the engineering model and the degree of success of the engineering model test
campaign. Elements of system verification shall include the methods, procedures, and instrumentation
required to document the test results.
5.1.2.3 Test conditions
Required personnel shall be specified, including procuring activity, contractor, associate contractor, and
quality control representatives. In addition, required test equipment shall be specified, including a description
of unique EMC instrumentation for stimulating and measuring electrical, electronic, and mechanical outputs of
equipment and subsystems to be monitored during the test programme, including measured characteristics of
any line impedance stabilization networks (LISN's) used for the system-level test.
5.1.3 Electromagnetic effects verification report (EMEVR)
The prime contractor or developer shall prepare an EMEVR. The EMEVR shall provide documentation
demonstrating that each requirement of this International Standard has been met. The report shall include
ea
...

NORME ISO
INTERNATIONALE 14302
Première édition
2002-12-15
Systèmes spatiaux — Exigences relatives
à la compatibilité électromagnétique
Space systems — Electromagnetic compatibility requirements

Numéro de référence
©
ISO 2002
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Publié en Suisse
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Sommaire Page
Avant-propos. iv
Introduction . v
1 Domaine d'application. 1
2 Références normatives. 1
3 Termes, définitions et termes abrégés . 1
3.1 Termes et définitions . 1
3.2 Termes abrégés. 3
4 Exigences. 4
4.1 Exigences générales du système. 4
4.2 Exigences spécifiques du système. 7
4.3 Exigences EMI au niveau équipement .10
5 Vérification. 14
5.1 Exigences générales du système. 14
5.2 Exigences spécifiques du système. 15
5.3 Essais EMI au niveau équipement . 18
Annexe A (informative) Justification des exigences et des essais. 22
Bibliographie . 52

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 2.
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 du présent document 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 14302 a été élaborée par le comité technique ISO/TC 20, Aéronautique et espace, sous-comité SC 14,
Systèmes spatiaux, développement et mise en œuvre.
iv © ISO 2002 — Tous droits réservés

Introduction
La présente Norme internationale traite des exigences au niveau équipement, de la vérification et de la
justification des études de compatibilité au niveau système, impliquées lors du développement et de
l'équipement de systèmes spatiaux complets.
La présente Norme internationale comprend des exigences aux niveaux suivants:
 exigences générales du système;
 exigences spécifiques du système;
 exigences relatives à l'interférence électromagnétique au niveau équipement.
Les Tableaux 1 et 2 résument les exigences au niveau équipement.
La présente Norme internationale n'inclut pas des exigences de conception détaillées. Par contre, elle
présente les questions à traiter pendant l'exécution du programme de contrôle de la compatibilité
électromagnétique (EMC). Les exigences de la présente Norme internationale peuvent être adaptées sur la
base d'accords contractuels.
La présente Norme internationale se reporte aux méthodes d'essai civiles relatives aux interférences
électromagnétiques (EMI) au niveau équipement, afin de réduire au maximum les coûts et de permettre
l'emploi de méthodes d'essai normalisées. La présente Norme internationale ne fournit pas les limites des
essais EMI. Il convient de développer les limites des essais sur la base de l'environnement, de la définition de
qualité d'alimentation et des exigences opérationnelles.
L'Annexe A justifie chaque exigence/essai technique, les lignes directrices permettant de satisfaire ces
exigences et la procédure des essais, lorsque des références acceptables ne sont pas disponibles. L'emploi
de l'Annexe A est conseillé pour pouvoir adapter de façon optimale la présente Norme internationale aux
programmes individuels.
NORME INTERNATIONALE ISO 14302:2002(F)

Systèmes spatiaux — Exigences relatives à la compatibilité
électromagnétique
1 Domaine d'application
La présente Norme internationale établit les exigences de performance dans le but d'assurer la compatibilité
électromagnétique (EMC) des systèmes spatiaux. Les questions d'ingénierie à traiter pour parvenir à la EMC
au niveau système y sont identifiées, avec des conseils et des explications en vue d'atteindre la conformité
aux spécifications. La méthode permettant de déduire des exigences typiques au niveau équipement à partir
d'une exigence posée au niveau du système spatial est illustrée.
2 Références normatives
Les documents de référence suivants sont indispensables pour l'application du présent document. Pour les
références datées, seule l'édition citée s'applique. Pour les références non datées, la dernière édition du
document de référence s'applique (y compris les éventuels amendements).
ISO 7137:1995, Aéronefs — Conditions d'environnement et procédures d'essai pour les équipements
embarqués
CEI 61000-4-2, Compatibilité électromagnétique (CEM) — Partie 4-2: Techniques d'essai et de mesure —
Essai d'immunité aux décharges électrostatiques
3 Termes, définitions et termes abrégés
3.1 Termes et définitions
Pour les besoins du présent document, les termes et définitions suivants s'appliquent.
3.1.1
boîte de rupture
pièce non embarquable d'équipement de soutien d'essai connectée en ligne avec un câble permettant la
liaison externe (en général, des bornes de raccordement) d'instrumentation ou de réseaux d'essai en
série/parallèle aux conducteurs de ce câble
3.1.2
système spatial complet
normalement, l'engin spatial ou le véhicule de lancement lui-même, mais plus généralement une série
d'équipements, sous-systèmes, compétences et techniques capables de réaliser ou de supporter un rôle
opérationnel
NOTE Un système complet comprend les moyens, équipements, sous-systèmes, matériaux, services et personnel
associés requis pour son fonctionnement à un stade pouvant être considéré comme autosuffisant dans son
environnement opérationnel ou de soutien.
3.1.3
connexion inerte
suppression de l'alimentation d'un circuit avant la connexion/déconnexion de l'interface du circuit (en général,
pour éviter la formation d'un arc ou d'un court-circuit)
3.1.4
compatibilité électromagnétique
EMC
aptitude d'un équipement ou d'un système spatial à fonctionner de façon satisfaisante dans son
environnement électromagnétique sans introduire de perturbations électromagnétiques intolérables où que ce
soit dans cet environnement
3.1.5
interférence électromagnétique
EMI
dégradation des performances d'un équipement spatial, d'une transmission, d'un canal ou d'un système,
causée par une perturbation électromagnétique
3.1.6
équipement/sous-système
tout dispositif électrique, électronique ou électromécanique, ou intégration de tels dispositifs, prévus pour
fonctionner comme une unité individuelle et réalisant un ensemble de fonctions spécifiques
NOTE En général, un équipement se loge dans une enceinte unique, alors qu'un sous-système peut être constitué
de plusieurs unités interconnectées.
3.1.7
surface de contact
surface conductrice préparée d'une superficie et d'une conductivité suffisante pour que, assemblée par
contact à pression, elle assure une faible impédance de liaison électrique pour la durée de vie requise de la
connexion
3.1.8
immunité
aptitude d'un dispositif, équipement ou système à fonctionner sans dégradation en présence d'une
perturbation électromagnétique
3.1.9
charge interne
phénomène causé par la pénétration d'électrons à haute énergie à travers les structures d'un engin spatial
et/ou les parois des composants, de telle sorte que ces particules arrivent à des surfaces internes métalliques
ou diélectriques isolées
3.1.10
interférence intersystème
interaction nuisible entre deux systèmes différents
EXEMPLE Un véhicule de lancement s'arrimant à une station spatiale.
3.1.11
interférence intrasystème
interaction nuisible entre deux sous-systèmes différents ou entre des équipements de différents sous-
systèmes qui font tous partie du même système spatial
EXEMPLE Action hors commande d'un sous-système de contrôle de vol due à une transmission de fréquence
radioélectrique (RF) originaire du même engin spatial.
2 © ISO 2002 — Tous droits réservés

3.1.12
réseau de stabilisation d'impédance de ligne
LISN
réseau inséré dans les câbles d'alimentation principaux d'un dispositif devant être testé, qui fournit, dans une
gamme de fréquences donnée, une impédance de source ou de charge indiquée pour mesurer les tensions et
les courants de perturbation, et qui peut isoler le dispositif de l'alimentation principale dans cette gamme de
fréquences
3.1.13
exigence de qualité d'alimentation (électrique)
exigence développée pour le système spatial définissant la tension et le bruit du courant (de la régulation de
charge, surcharge, sous-charge, etc.) que l'utilisateur de courant électrique peut attendre
3.1.14
donneur d’ordre
agence ou organisation finançant ou administrant un contrat pour le développement du système spatial
3.1.15
interférence de fréquence radioélectrique
RFI
dégradation de la réception d'un signal utile causée par une perturbation de fréquence radioélectrique
3.1.16
marge de sécurité
taux du seuil de susceptibilité du circuit au bruit induit dans les pires conditions environnementales qui
puissent être envisagées (intrasystème et intersystème)
3.1.17
engin spatial
véhicule spatial comprenant un lanceur, une plate-forme orbitale et une (des) sonde(s)
3.2 Termes abrégés
ACS système de contrôle d'attitude
AM modulation d'amplitude
AWG American wire gage
BCI injection de courant
CDR revue de conception critique
CE émissions par conduction
CISPR Comité international spécial des perturbations radioélectriques
COTS produits sur étagère
CS susceptibilité par conduction
DSO oscilloscope à mémoire numérique
EED dispositif électroexplosif
EGSE équipement de soutien électrique au sol
EMC compatibilité électromagnétique
EMCAB Comité consultatif de compatibilité électromagnétique
EME environnement électromagnétique
EMEVP plan de vérification des effets électromagnétiques
EMEVR rapport de vérification des effets électromagnétiques
EMI interférence électromagnétique
EMISM marge de sécurité en interférences électromagnétiques
ESD décharge électrostatique
EUT équipement soumis à l'essais
FFT transformation de Fourier rapide
FMEA analyse des modes de défaillance et de leurs effets
GEO orbite terrestre géosynchrone
HF haute fréquence
ICD document de contrôle d'interfaces
LEO orbite terrestre basse
LISN réseau de stabilisation d'impédance de ligne
Mil-Std norme militaire
NASA National Aeronautics and Space Administration
PDR revue de conception préliminaire
RDR revue de définition des exigences
RE émissions rayonnantes
RF fréquence radioélectrique
RFI interférence de fréquence radioélectrique
RFP appel d'offres
r.m.s. moyenne quadratique
RS susceptibilité en mode rayonné
r.s.s. résultante quadratique
SAE Society of Automotive Engineers
SMPS alimentation en mode commuté
TTL logique à transistors et transistors
UHF ultra haute fréquence
VHF très haute fréquence
VLF très basse fréquence
4 Exigences
4.1 Exigences générales du système
4.1.1 Généralités
Le système spatial doit être compatible sur le plan électromagnétique entre tous les équipements/sous-
systèmes du système spatial, ainsi qu'avec l'environnement électromagnétique auto-induit et celui défini
comme externe, durant toutes les phases de sa mission.
4.1.2 Programme EMC au niveau système
4.1.2.1 Généralités
Le donneur d'ordre et le contractant principal doivent établir un programme EMC global basé sur les
exigences de la présente Norme internationale, le cahier des clauses techniques particulières, la spécification
du système spatial et autres documents contractuels applicables. Le but du programme EMC est de garantir
la compatibilité au niveau du système spatial avec un impact minimum sur le programme, les coûts, les délais
et les capacités opérationnelles. Un programme EMC doit faire appel à la documentation de contrôle EMC et
à un Comité consultatif de compatibilité électromagnétique (EMCAB). Il convient que l'équipe EMC
4 © ISO 2002 — Tous droits réservés

responsable de ces fonctions s'adapte à la taille et à la complexité du programme. Les jalons importants
typiques du programme et les livrables/données EMC correspondantes sont fournies en Annexe A (voir
Tableau A.1). Les programmes spatiaux commerciaux ayant eu un déroulement et une gestion réussie en
termes de contrôle de EMC peuvent présenter une documentation au donneur d'ordre comme moyen
alternatif de preuve de conformité au niveau équipement, à la condition que ce document réponde aux
exigences d'interface au niveau système de la présente Norme internationale.
4.1.2.2 Comité consultatif de compatibilité électromagnétique
L'EMCAB doit assumer l'exécution effective et opportune du programme EMC sous la responsabilité du
directeur général du projet. Le contractant principal ou le maître d'œuvre doit présider l'EMCAB, sous la
surveillance du donneur d'ordre. Les autres membres de l'EMCAB peuvent se mettre en rapport avec les
autres contractants associés ou développeurs et avec un spécialiste indépendant d'un organisme de
certification en ingénierie spatiale. Les donneurs d'ordre peuvent déroger à cette exigence pour les systèmes
qui n'offrent pas un niveau suffisant d'intégration pour justifier un tel comité; dans ce cas, le contractant
principal doit remplir les fonctions de l'EMCAB. L'EMCAB doit effectuer ses tâches et documenter ses
activités principalement en utilisant la documentation concernant la compatibilité électromagnétique au niveau
système. Il est également de la responsabilité de l'EMCAB de résoudre les problèmes relatifs à la EMC
lorsqu'ils apparaissent.
4.1.2.3 Programme EMC
Le plan de contrôle EMC ou toute autre documentation contractuelle EMC doit fournir les détails du
programme EMC. Les documents initiaux doivent décrire les mécanismes du programme EMC, y compris les
lignes directrices élémentaires de conception, tandis que les documents de mise à jour de routine doivent
rendre compte de l'avancement du programme. Les exigences et l'approche établies par le contractant
principal doivent être insérées dans un document contractuel. Le contenu du plan de contrôle EMC ou de
toute autre documentation contractuelle EMC doit inclure la liste non exhaustive des points suivants:
a) gestion du programme EMC, définie par:
1) les responsabilités respectives du donneur d'ordre, du contractant principal et des contractants
associés, les liaisons et protocoles de communication et le contrôle des modifications de conception;
2) la planification du programme EMC, comprenant:
i) les installations et le personnel nécessaires à la bonne mise en œuvre du programme EMC;
ii) les méthodes et les procédures de revue de conception et de coordination EMC (dans le cadre
de l'EMCAB, le cas échéant);
iii) le statut proposé;
iv) les détails du fonctionnement de l'EMCAB, si nécessaire;
3) le calendrier du programme, y compris l'intégration du calendrier du programme EMC et les jalons
importants dans le calendrier principal du développement du programme;
b) exigences de performance et de conception au niveau système, comprenant:
1) la définition des environnements électromagnétiques et associés, y compris les considérations
relatives aux risques des rayonnements électromagnétiques pour les combustibles, les hommes et
les systèmes explosifs, tels que les dispositifs électroexplosifs (EED) (voir 4.2.9), les véhicules de
lancement, les véhicules d'interface, et l'environnement du site de lancement, y compris le matériel
électronique de la zone de lancement;
2) la définition des circuits critiques;
c) dispositifs électroexplosifs, comprenant:
1) les exigences EMC appropriées concernant les EED;
2) les techniques de conception;
3) les techniques de vérification;
d) exigences et vérification de performance EMI de sous-système/équipements, comprenant:
1) attribution des réponses de conception aux niveaux système et sous-système/équipement, comme
défini dans la présente Norme internationale;
2) performance EMI allouée au niveau équipement, y compris les exigences de niveau équipement
adaptées. Le plan de contrôle est l'outil permettant d'adapter les limites et les méthodes d'essai;
3) les résultats des essais EMI au niveau sous-système/équipement doivent être synthétisés:
i) tout résultat non conforme mais jugé acceptable doit être décrit en détail, et une analyse des
conditions de non-conformité en termes de performance EMC globale doit être fournie en même
temps que les justifications;
ii) il convient de prendre en compte également le coût, la masse, le calendrier, la fiabilité, la
fonctionnalité du système, et les autres facteurs;
e) analyse EMC, comprenant:
1) des prédictions EMI/EMC intrasystème basées sur les caractéristiques EMI attendues ou réelles des
équipements/sous-systèmes;
2) des solutions de définition pour faire face aux situations d'interférences réelles ou prévues, qui se
basent sur les données au niveau équipement et qui utilisent le couplage par impédance (émissions
conduites), conducteur à conducteur, champ sur câble:
i) il convient de considérer tous les modes de couplage pour déterminer ou pour prédire la marge
de sécurité en interférences électromagnétiques (EMISM) de l'EMI/EMC intrasystème sur la
base des valeurs indiquées dans le document de contrôle d'interfaces (ICD) ou les valeurs
réelles (demande de dérogation/d'écart) des caractéristiques EMI d'équipement/sous-système;
ii) il convient que les solutions de définition envisagées indiquent quel type de filtre, blindage ou
mise à la masse doivent être montés pour atteindre les EMISM prévues;
f) analyse de charge/décharge d'un engin spatial;
g) vérification EMC au niveau du système spatial, comprenant le schéma du plan de vérification EMC au
niveau système, y compris la justification du choix des circuits critiques pour la démonstration de marge
de sécurité, et les techniques d'instrumentation pour la sensibilisation des circuits critiques et EED;
h) méthode de prise de décision relative aux dérogations: la publication initiale et les mises à jour ultérieures
du plan de contrôle EMC doivent êtres préparées et présentées conformément aux termes du contrat.
4.1.3 Catégories de criticité des équipements/sous-systèmes
L'EMCAB doit identifier la criticité fonctionnelle pour tous les équipements/sous-systèmes. Les catégories de
criticité fonctionnelle sont les suivantes:
a) Catégorie I, critique au niveau de la sécurité:
des problèmes EMI pourraient provoquer des pertes humaines et/ou la perte de la plate-forme spatiale;
b) Catégorie II, critique au niveau de la mission:
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des problèmes EMI pourraient provoquer des dommages corporels, des dommages à la plate-forme
spatiale, l'abandon ou le retard de la mission ou une dégradation des performances réduisant de façon
inacceptable l'efficacité de la mission;
c) Catégorie III, non critique:
les problèmes EMI pourraient provoquer uniquement une gêne, un désagrément mineur ou une réduction
des performances ne réduisant pas l'efficacité désirée de l'engin spatial.
4.1.4 Marges de sécurité
L'EMCAB doit établir les marges de sécurité de conception à la fois pour les fonctions critiques et pour les
circuits EED. Les marges de conception doivent tenir compte des modes de dégradation probables des
circuits et des méthodes de protection des circuits sur toute la durée de vie prévue de l'engin spatial.
4.2 Exigences spécifiques du système
4.2.1 Environnement électromagnétique externe
Le système spatial doit fonctionner sans dégradation des performances dans l'environnement
électromagnétique auto-induit et dû à des sources externes (EMI intersystème), telles que d'autres sources
de fréquences radioélectriques ou les effets de plasma. L'EMCAB doit déterminer l'environnement
électromagnétique en fonction des exigences de mission.
4.2.2 Compatibilité électromagnétique intrasystème
Le système spatial ne doit pas interférer avec les exigences clés de la charge utile. Chaque équipement/sous-
système doit fonctionner sans dégradation des performances durant le fonctionnement simultané de toute
combinaison du reste des équipements/sous-systèmes, soumis aux exigences de mission.
4.2.3 Contrôle d'interférence électromagnétique
Le contractant principal doit assumer la responsabilité de traduire les objectifs de EMC au niveau système en
exigences de performance EMI au niveau équipement/sous-système. Les limites et méthodes d'essai peuvent
être adaptées si nécessaire, avec l'approbation du donneur d'ordres, pour remplir les objectifs du programme.
Les caractéristiques EMI (émissions et susceptibilité) doivent être contrôlées dans la mesure nécessaire à
l'obtention d'une EMC intrasystème et une compatibilité avec l'environnement électromagnétique externe
prévu. Les exigences de performance EMI au niveau équipement/sous-système et les méthodes d'essai
doivent être conformes à 4.3 et à 5.3.
4.2.4 Conception du câblage et de la mise à l a masse
4.2.4.1 Mise à la masse
Un concept de référence de contrôle de masse doit être établi pour le système spatial avant l'édition initiale du
plan de contrôle EMC ou de toute autre documentation contractuelle EMC. Les retours de puissance et de
signal et les références doivent être considérés. Les valeurs d'impédance de ces connexions sur le spectre de
signal affecté doivent être considérées en déterminant quels types de puissance et de signaux peuvent
partager des chemins communs (câble ou structure). On peut fixer les valeurs de résistance et d'inductance
pour chaque élément de l'architecture du circuit de retour de mise à la masse et on peut calculer les tensions
en mode commun qui se développent en des points de référence du circuit. Ces valeurs calculées peuvent
être comparées aux exigences de susceptibilité par conduction pour l'équipement.
4.2.4.2 Câblage
Les lignes directrices de conception relatives au choix des câbles, à l'écartement des câbles et à la catégorie
de signal pour le système spatial doivent être établies.
4.2.5 Liaisons électriques
4.2.5.1 Généralités
Il faut prendre des mesures en termes de liaisons électriques pour la gestion des chemins du courant
électrique et pour le contrôle des potentiels, afin de garantir les performances requises pour le système
spatial et pour la protection du personnel. Les dispositifs de connexion doivent être compatibles avec les
autres exigences imposées au système spatial en matière de contrôle de la corrosion.
4.2.5.2 Alimentation électrique et circuits de retour
Si la structure est utilisée comme circuit de retour, des dispositifs de connexion doivent être prévus de façon à
ce que les circuits de retour des sources de puissance électrique soient tels que les chutes de tension totale
de courant continu (c.c.) entre le point de régulation du sous-système et les charges électriques se trouvent
dans les limites données par les normes applicables en matière de qualité d'alimentation.
4.2.5.3 Risques de choc électrique et d'accident
Tous les éléments conducteurs exposés susceptibles de se charger en raison d'un défaut doivent être
connectés comme il se doit pour limiter les potentiels, de façon à prévenir les risques de choc électrique du
personnel. Pour supprimer les défauts ou pour se prémunir contre toute décharge accidentelle de courants de
défaut à la masse à travers un conducteur, tous les éléments conducteurs exposés, qui pourraient se charger
en raison d'un défaut électrique, doivent être connectés au sous-système de masse. L'impédance de
connexion doit être suffisamment basse pour assurer un courant suffisant pour éliminer le défaut par
déclenchement d'un dispositif de protection du circuit.
4.2.5.4 Contrepoids d'antenne
Les structures d'antennes basées sur un contrepoids connecté (ou incorporé) au revêtement de l'engin spatial
doivent avoir une connexion RF à la structure, de telle sorte que les courants RF passant par le revêtement
aient un chemin de basse impédance jusqu'au contrepoids et au travers de celui-ci.
4.2.5.5 Potentiels RF
Tous les composants électriques et électroniques qui pourraient présenter un fonctionnement dégradé ou qui
pourraient dégrader le fonctionnement d'autres composants électriques ou électroniques par l'effet d'énergie
électromagnétique d'origine externe doivent être connectés au sous-système de masse par une connexion de
surface de contact, de manière à présenter une basse impédance aux fréquences utiles. En ce qui concerne
les matériaux composites, la connexion doit être réalisée à un niveau d'impédance au courant alternatif (c.a.)
compatible avec les matériaux utilisés. Si une vibration ou une isolation thermique est nécessaire, des
connexions par bande métallique (bond straps) peuvent être utilisées. Les connexions par bande métallique
doivent être aussi courtes que possible et assurer un chemin à faible inductance. Il convient de n'utiliser ces
connexions par bande métallique qu'en dernière extrémité.
4.2.5.6 Décharge d'électricité statique
Tout élément conducteur isolé doit être connecté au sous-système de masse de façon à éviter une
accumulation différentielle de charges qui résulterait en une décharge d'électricité statique, sauf s'il était
démontré que l'accumulation serait insuffisante pour présenter un risque.
4.2.5.7 Protection en atmosphère explosive
Les éléments conducteurs situés au voisinage de matériaux explosifs et inflammables doivent être connectés
au sous-système de masse de façon à ce qu'un arc ou une élévation de température due à des courants de
défaut ou à des courants de foudroiement (soit directs, soit induits) soient insuffisants pour causer
l'embrasement de la substance inflammable. Dans les environnements spatiaux de plasma, des courants de
défaut peuvent se produire entre les bornes (exposées) de connecteurs séparés. La connexion inerte doit être
employée avant la séparation des connecteurs dans une atmosphère explosive et dans l'environnement de
plasma des propulseurs.
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4.2.6 Compatibilité (RF) entre antennes
Le système spatial doit montrer une compatibilité RF entre tous les équipements/sous-systèmes connectés à
des antennes. Cette exigence est également applicable au niveau intersystème s'il existe une interface
intersystème. Si l'analyse de la compatibilité RF est utilisée à la place des essais, elle doit comprendre les
effets des produits d'intermodulation.
4.2.7 Foudroiement
Le système spatial doit être protégé vis-à-vis des effets directs et indirects de la foudre de telle sorte que la
mission puisse s'accomplir sans dégradation de performances après l'exposition à l'environnement de
foudroiement. Utiliser le mode opératoire de l'ISO 7137:1995, 3.8 (section 22) pour démontrer la compatibilité
avec l'environnement des effets indirects du foudroiement et le mode opératoire de l'ISO 7137:1995, 3.10
(section 23) pour l'environnement des effets directs. La protection peut consister en une combinaison de
procédures opérationnelles propres à éviter l'environnement de foudroiement et de règles techniques de
conception pour la tenue aux exigences électriques excessives.
4.2.8 Engin spatial et charge électrostatique
4.2.8.1 Généralités
Le système spatial doit contrôler et dissiper l'accumulation des charges électrostatiques de sources terrestres
avant le lancement et de l'environnement de plasma à haute énergie en orbite, de manière à protéger le
personnel des chocs électriques et à éviter le risque d'inflammation des combustibles, les interférences de
fréquence radioélectrique et l'endommagement de composants diélectriques lors de décharges d'électricité
statique.
4.2.8.2 Décharges/charges différentielles induites par le plasma ou par la charge utile
La charge différentielle induite par le plasma ambiant ou par la charge utile, l'apparition de décharges
électrostatiques, ainsi que les dégradations de performance du système spatial par rapport aux performances
nominales doivent être minimisées par des précautions de conception et d'intégration. Cependant, comme on
ne peut assurer l'absence de toute décharge, le système complet doit être durci et on doit vérifier qu'aucun
dysfonctionnement, aucune dégradation des performances ou aucun écart des paramètres de référence au-
delà des tolérances spécifiées ne se produira lorsque l'engin spatial sera exposé à des décharges d'arc
répétitives représentatives des phénomènes transitoires attendus.
4.2.8.3 Charge interne
Si les paramètres d'orbite sont tels que le flux électronique incident est assez élevé pour provoquer une
charge interne, il faut appliquer des techniques de durcissement afin de minimiser la charge de ces surfaces
en les empêchant d'atteindre le seuil de déclenchement d'une décharge d'électricité statique (ESD)
4.2.8.4 Charge des canalisations de fluides
Toutes les canalisations, tubes et tuyaux transportant des fluides doivent comprendre un dispositif de
décharge du fluide et de son système de transport sans production d'arcs.
4.2.9 Risques liés aux rayonnements électromagnétiques
Le système spatial doit être conçu de telle sorte que les combustibles, les hommes, les systèmes d'explosifs
et les propulseurs actionnés par des commandes électroniques ne soient pas exposés à des niveaux
dangereux de rayonnements électromagnétiques. La totalité de l'environnement électromagnétique, y compris
les sources d'interférences provenant d'éventuels émetteurs externes, doit être prise en compte sur ces
quatre sujets.
4.2.10 Cycle de vie
Les concepts de protection vis-à-vis de l'environnement électromagnétique (EME) doivent prendre pleinement
en compte les aspects relatifs au cycle de vie.
EXEMPLE Les aspects relatifs au cycle de vie comprennent l'identification des composants et des procédés de
protection; la fiabilité, la maintenabilité et l'aptitude au service; et la vérification et les exigences d'inspection.
La protection des systèmes spatiaux doit comprendre au minimum les considérations suivantes relatives au
cycle de vie.
a) Fiabilité:
Les dispositifs de protection à l'EME doivent être au moins aussi fiables que les équipements, les sous-
systèmes ou l'engin spatial qu'il protège.
b) Maintenabilité:
Les dispositifs de protection à l'EME doivent être soit accessibles et aptes à la maintenance, soit conçus
pour avoir une durée de vie au moins égale à la durée de vie spécifiée du système spatial sans obligation
de maintenance ou d'inspection. Les mises à la masse, blindages et autres techniques de protection qui
peuvent être déconnectées, débranchées ou désactivées lors des opérations d'entretien doivent être
mentionnées dans la documentation d'entretien qui doit décrire les actions requises pour la remise à
niveau de leur efficacité. Les performances des dispositifs de protection dont on s'attend à ce qu'ils soient
réparés lors du cycle de vie du système spatial doivent être spécifiées de telle sorte qu'on puisse leur
faire subir des essais ou des inspections si besoin est.
c) Aptitude au service:
Sur des systèmes potentiellement réparables, les dispositifs de protection doivent être réparables ou
remplaçables sans dégradation du niveau de protection initial.
4.2.11 Mises à la masse externes
Les systèmes spatiaux doivent prévoir la mise en œuvre d'une méthode de connexion de câbles de terre pour
l'égalisation des potentiels avant l'exécution d'autres procédures ou l'application de l'alimentation électrique
aux interfaces.
4.2.12 Émissions magnétiques de courant continu de l'engin spatial
Le moment magnétique de l'engin spatial et les couples perturbateurs périodiques et séculaires qui en
résultent doivent être limités aux valeurs compatibles avec les capacités de réaction du système de contrôle
d'attitude (ACS). Les composantes continues et variables du champ magnétique généré par toutes les
sources de l'engin spatial ne doivent pas dépasser le niveau de sensibilité de l'instrumentation de l'engin
spatial.
4.3 Exigences EMI au niveau équipement
4.3.1 Généralités
Les exigences EMC au niveau système doivent être sous-allouées aux exigences EMI au niveau équipement.
Les exigences EMI au niveau équipement doivent être dérivées pour chaque développement de système
spatial sur la base de la liste non exhaustive des considérations en 4.3.2 à 4.3.17. Le cas échéant, les
procédures d'essai appropriées spécifiés dans l'ISO 7137 doivent être utilisées comme techniques par défaut.
Des matrices décrivant les exigences au niveau équipement, leur applicabilité et les spécifications de
référence des procédures d'essai sont fournies dans les Tableaux 1 et 2. Les exigences d'immunité qui
simulent les effets des transmissions RF doivent faire appel aux plans de modulation simulant les
transmissions RF d'un engin spatial réel.
La procédure d'essai ISO 7137:1995, 3.6 (Section 20) définit les exigences de modulation.
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4.3.2 Interférence par conduction du bus d'alimentation, induite par la source, domaines temporel et
fréquentiel
Cette exigence doit s'appliquer au sous-système d'alimentation électrique seulement. L'exigence est basée
sur la charge résistive du bus d'alimentation. L'ondulation de tension du bus d'alimentation doit répondre aux
exigences de qualité d'alimentation à tous les niveaux de charge. L'attention sera portée au contrôle des
émissions induites dans le but de limiter les émissions de rayonnement du bus d'alimentation.
4.3.3 Interférence par conduction du bus d'alimentation, induite par la charge, domaine fréquentiel
Cette exigence doit s'appliquer aux équipements/sous-systèmes opérant depuis un bus d'alimentation qui
peut être partagé avec des charges utiles. Lors du développement des exigences d'émissions conduites, la
totalité des ondulations de tension du bus d'alimentation induites par la charge doivent répondre aux
exigences de qualité d'alimentation. Les exigences de bruit d'ondulation en mode différentiel ou en mode
commun doivent s'appliquer à chaque équipement/sous-système de façon à ce que l'apport de bruit des sous-
systèmes n'excède pas les spécifications de qualité d'alimentation. Les limites de bruit par conduction doivent
également prendre en considération les effets du bruit de rayonnement RF sur des victimes, tels que les
récepteurs.
Tableau 1 — Matrice d'applicabilité d'essais au niveau équipement (émissions)
Paragraphe Référence
Méthode alternative
Type d'essai d'exigence/ Applicabilité de la procédure
[1]
Mil-Std-461
de vérification d'essai
Requis pour le
Interférence par conduction du bus
sous-système Lignes directrices
d'alimentation, induite par la source, 4.3.2/5.3.2 —
d'alimentation en A.2.3.2
domaines temporel et fréquentiel
électrique
ISO 7137:1995, 3.7
Interférence par conduction de bus (Section 21.3a)
d'alimentation, induite par la charge, 4.3.3/5.3.3 Requis (ondulation de CE101 et CE102
domaine fréquentiel tension, 150 kHz à
30 MHz)
Contrôle des transitoires de
Lignes directrices
a
commutation de longue durée, induits 4.3.4.2/5.3.4.2 Au cas par cas —
en A.2.3.4.2
par la charge
Contrôle des transitoires de
Lignes directrices
commutation rapides, induits par la 4.3.4.3/5.3.4.3 Requis —
en A.2.3.4.2
charge
Ondulation induite par la charge du Lignes directrices
a
4.3.5/5.3.5 Au cas par cas —
bus d'alimentation, domaine temporel en A.2.3.5
Interférence par conduction du câble ISO 7137:1995, 3.7
a
4.3.6/5.3.6 Au cas par cas —
de transmission, domaine fréquentiel (Section 21.3b)
Rayonnement non essentiel au port Requis pour Lignes directrices
4.3.7/5.3.7 —
de connexion d'antenne antennes en A.2.3.7
Émissions de rayonnement de Lignes directrices
a
4.3.8/5.3.8 Au cas par cas RE101
champ magnétique en A.2.3.8
Émissions de rayonnement de ISO 7137:1995, 3.7
4.3.9/5.3.9 Requis RE102
champ électrique (Section 21.4)
a
«Au cas par cas» signifie que le donneur d'ordres ou l'EMCAB doit spécifier l'applicabilité.

Tableau 2 — Matrice d'applicabilité d'essais au niveau équipement (immunité)
Paragraphe Référence Méthode
Type d'essai d'exigence/ Applicabilité de la procédure alternative
[1]
de vérification d'essai Mil-Std-461
ISO 7137:1995, 3.4
Immunité aux ondulations de
(Section 18)
fréquence acoustique des 4.3.10/5.3.10 Requis CS101
Lignes directrices
alimentations électriques
en A.2.3.10
Immunité aux transitoires de
ISO 7137:1995, 3.3
commutation des alimentations 4.3.11/5.3.11 Requis —
(Section 17)
électriques
Immunité aux effets par
ISO 7137:1995, 3.6
a
conduction des rayonnements 4.3.12/5.3.12 Au cas par cas CS114
(Section 20.4)
de champs électromagnétiques
Lignes directrices
Immunité aux rayonnements de
en A.2.3.13
a
fréquences acoustique des 4.3.13/5.3.13 Au cas par cas RS101
ISO 7137:1995, 3.5
champs magnétiques
(Section 19.3.1)
Immunité aux rayonnements de ISO 7137:1995, 3.6
4.3.14/5.3.14 Requis RS103
champs magnétiques (Section 20.5)
Immunité aux signaux induits ISO 7137:1995, 3.5
a
par les champs magnétiques 4.3.15/5.3.15 Au cas par cas (Sections 19.3.2 —
dans les câbles et 19.3.4)
Contrôle de l'immunité du port
Selon le type de
d'antenne aux interférences hors 4.3.16/5.3.16 Récepteurs —
récepteur
bande
Requis ou
Immunité aux décharges
4.3.17/5.3.17 procédure de CEI-61000 4-2 —
électrostatiques
traitement
a
«Au cas par cas» signifie que le donneur d'ordres ou l'EMCAB doit spécifier l'applicabilité.

4.3.4 Transitoires de commutation du bus d'alimentation, induits par la charge
4.3.4.1 Généralités
Les effets de deux types de transitoires de commutation doivent être contrôlés. Ce sont les transitoires de
longue durée (d'une milliseconde) et des transitoires rapides (en dessous de la milliseconde).
4.3.4.2 Contrôle des transitoires de commutation de longue durée, induits par la charge
Le courant d'appel de transitoire doit être limité de façon à ce que le sous-système d'alimentation électrique
soit capable de maintenir des niveaux de tension conformes aux limites des spécifications de qualité
d'alimentation.
4.3.4.3 Contrôle des transitoires de commutation rapides, induits par la charge
Les enveloppes de transitoires de commutation doivent être contrôlées de façon à ce que la spécification de
qualité d'alimentation puisse produire des enveloppes exactes de transitoires normaux. Les transitoires
doivent être contrôlés en magnitude et en durée, en mode ouverture, mode fermeture et mode changement.
Chaque transitoire peut être évalué séparément sauf s'ils sont à répétition rapide, auquel cas ils seront
mesurés dans le domaine fréquentiel.
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4.3.5 Ondulation induite par la charge du bus d'alimentation, domaine temporel
Cette exigence peut être imposée en plus de celles spécifiées en 4.3.2. L'enveloppe de l'ondulation de crête à
crête dans le domaine temporel développée à travers l'impédance de source d'alimentation par l'objet d'essai
doit être contrôlée de façon à ce que la spécific
...