ICS 49.060 V 40
HB 8432-2014
民用飞机地面电源供电特性要求
Requirements for ground support electrical supplies characteristic of civil
aircraft
2014-05-19 发布 2014-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准根据 GB/T 1. 1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》的要求编制。本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。
本标准主要起草人：满毅、王宏霞、孙良、黄家驹、邵惠明、赵健。
民用飞机地面电源供电特性要求
1 范围
本标准规定了民用飞机地面电源插座处的供电特性，电气保护、控制和试验要求， 以及对地面电源装置的通用要求。
本标准适用于交流额定电压 115V/200V 或 230V/400V、额定频率 400Hz 的三相四线制，直流额定电压为 28V 的两线制飞机地面电源。
注 1：本标准包括了各种电源发生的形式(如中心电站提供或电源车提供等形式)，同时还包括了安全特性的要求。
本标准未将诸如牵引点、标识及警告灯等地面交通管制的要求包括在内。
注 2：本标准规定的供电特性是指地面电源输出电缆末端，在与飞机地面电源插座对接的插头处所测得的供电特性。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
HB 6167(所有部分) 民用飞机机载设备环境条件和试验方法
HB 7745 民用飞机电气系统特性要求
ISO 461-1 飞机地面电源连接器第1 部分：设计、性能及试验要求(Aircraft-connectors for ground electrical supplies-Part 1: design, performance and test requirements)
ISO 461-2 飞机地面电源连接器第2部分：尺寸(Aircraft-connectors for ground electrical supplies -Part 2: dimensions)
3 术语和定义
HB 7745、ISO 461-1 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。
3.1
交流发电机额定转速 alternator speed
交流发电机产生 400Hz 交流电时的转速。
3.2
有中断的转换 break transfer
飞机负载的供电从飞机电源系统向地面电源装置转换或者发生相反转换时，有瞬间中断的转换模式。
3.3
连接器 connector
地面电源供电电缆与飞机电网连接的接口。
3.4
装置 facility
设计用来在地面向飞机供电的设备，包括发电、电源变换和配电。
3.5
地面 (或外部)电源(GPU) ground (or external)power unit (GPU)
飞机在地面时，由地面装置提供的向飞机供电的发电机或静态电源(static source)(或者两者的组合)。
3.6
最高相电压限制 highest phase voltage limiting
在任何不平衡负载条件下，限制装置输出最高相电压的一种方法。
3.7
线路压降补偿 line drop compensation
为了保证飞机地面电源插座端电压值保持恒定，根据输出电缆中的电流来增大装置输出电压的系统功能。
3.8
输出端 output terminals
地面电源装置输出馈线的终端。
3.9
过载定额 overload rating
交流电源设备在规定时间内的输出能力用 kVA 表示;直流电源设备在规定时间内的输出能力用 A表示。
3.10
原动机 prime mover
驱动交流发电机的动力源。通常由柴油发动机或者电动机以及相关的地面支持设备组成。
3.11
额定负载能力 rated load
交流电源设备的最大连续输出功率以 kVA 表示;直流电源设备的最大连续输出电流以 A 表示。
3.12
调节器敏感 regulator sensing
电压调节器敏感电压的方法。
3.13
远程敏感 remote sensing
通过输出电缆内的专用电线来敏感飞机地面电源插座处的电压来为飞机插座提供一个恒定电压的方法。
3.14
安装类型 type of mounting
安装设备和控制器的方式。
3.15
成套设备 unit
一个完整的电源装置，例如由电动机、交流发电机及相关设备组成的系统。
3.16
电压脉动 voltage ripple
在系统稳态工作期间围绕平均直流电压的周期性变化。直流电源的电压脉动应使其偏离平均直流电平的最大偏差小于 2V。
3.17
电压瞬变恢复 voltage transient recovery
在施加负载和卸除负载之后，输出电压恢复并保持在规定极限范围内所需要的时间。
4 供电特性
4.1 概述
4.1.1 通则
地面电源应提供在机上用电设备端符合 HB 7745 规定特性的电能。设备的详细规范应对其适用的电源额定功率及任何特殊的附加特性加以规定。
交流电压特性是对相电压而言，线电压特性可由相应的相电压值得到。
除非另有说明，所有的交流电压均指有效值，所有的直流电压均指平均值。
地面电源装置应保证在设备的服务寿命期内通过正常的服务维护在所有可能的操作情况和可能遇到的所有极端环境条件下能提供符合规定特性的电能。
对地面电源的控制电路及接口要求见附录 A，地面电源装置的通用要求见附录 B。
注：本标准所规定的极限是基于过去和近期使用的设备特性，经过对地面电源装置、地面电源配电系统、飞机配电系统和飞机用电设备特性的分析后确定的。
4.1.2 交流电源
4.1.2.1 供电类型
交流电源应是三相四线制，星形连接，其额定电压为 115V/200V 或 230V/400V，额定频率为 400Hz，相序为 A-B-C，中性点应按照图 12 所示的电路连接。中性点如果被连接到机壳地， 则该接地线应能承受最大接地故障电流至少 5s。
4.1.2.2 交流电源容量
本标准中定义了类型 1 和类型 2 两种不同的交流地面电源。类型 1 的交流地面电源用于所有类型负载组合的飞机;类型 2 的交流地面电源用于负载条件主要为电机类负载的飞机。
交流地面电源的最小容量要求见表 1。
交流地面电源的额定值应清楚地标识以便于操作人员检查。交流地面电源的额定值由两部分组成，第 1 部分是以 kVA 表示的连续输出功率，第 2 部分是以 kVA 表示连续输出的过载容量。
功率因数范围是指三相功率因数的平均值。
类型 1 和类型 2 装置的使用应当经过飞机制造商的指导。
表 1 交流电源的最小容量要求
4.1.3 直流电源
4.1.3.1 供电类型
直流地面电源应是标称电压为 28V(连接到飞机的插头处)的两线制系统，直流电源的输出应按照
图 13 所示的电路连接。
4.1.3.2 直流电源额定值
直流地面电源的连续额定值和起动发动机时的额定值应以直流电流表示，并应清楚的标识以方便操作人员检查。发动机起动额定值最小应保持 30s，并且与连续额定值的关系如表 2 所示。
表 2 发动机起动额定值与连续额定值的关系
4.2 输出连接器
供电电缆上的地面电源连接器应符合 ISO 461-1 和 ISO 461-2 的规定。
4.3 电磁干扰
4.3.1 设备接口
如果地面电源要求市电供电，则该地面电源装置应按照相关标准的要求进行试验。
4.3.2 飞机接口
地面电源装置的传导辐射应符合 HB 6167 的规定。
4.4 交流稳态输出特性
4.4.1 概述
在本标准所描述的电气负载极端条件和环境条件范围内，在地面电源插头和飞机外电源插座接口处，交流电压特性应满足 4.4.2 和 4.4.3 的要求。
4.4.2 交流稳态负载条件
在正常条件下，经由飞机连接器供电的交流稳态负载条件如表 3 所示。
4.4.3 稳态交流电压性能
4.4.3.1 通则
对于表 3 中的所有负载条件，地面电源装置在飞机连接器处的稳态电气特性应在表 4 所示的极限值之内。如果地面电源装置连接到多个飞机，则所有的输出必需保持在规定的极限值内。
三相交流电源相与相之间的关系如图 9 所示。
表 3 飞机稳态负载条件
表 4 115V/200V 地面三相交流电源系统的稳态极限
对于 230V 交流系统的电压极限值应是以上极限值的 230/115 倍。
图 1 电压调制的频谱分量极限
图 2 电压畸变的频谱分量极限
图 3 频率调制的频谱分量极限
4.4.3.2 最高相电压极限特性
在不平衡负载条件下，地面电源应保证在各个飞机地面电源插座处的最高相电压不大于 124V。
4.4.3.3 线路压降补偿特性
地面电源应对地面电源装置和飞机连接器之间的交流电压的线路压降提供补偿。
具有多个输出的电源，应具有调节特性以保证在每个输出端负载不相等的情况下仍满足表 4 中的性能要求。
4.4.3.4 严重畸变负载情况下的电压调节
在电压总畸变达 10%的情况下，电压调节性能应不受影响。
4.5 交流瞬态特性
4.5.1 交流瞬态负载特性
在正常条件下，经由飞机连接器的交流瞬变负载特性应满足下列要求：
a) 三相平衡负载的加载与卸载应不超过电源设备额定功率的 100%(类型 2)或 150%(类型 1);
b) 电动机起动负载瞬态特性-在各种使用场合，在基础负载之上叠加低功率因数电动机(一般功率因数为 0.4 到 0.6 滞后)启动的电流冲击不超过额定的输出容量;
c) 不中断供电转换过程中与飞机机载电源瞬间并联。
4.5.2 瞬态交流电压
由交流负载瞬变引起的，地面电源装置在飞机连接器端产生的瞬变电压浪涌应在图 4 所示的极限值内。
注 1：方均根值的周期为一个完整的交流周期，电压峰值计算公式如下：电压峰值=波峰系数×电压方均根值，波峰系数见表 4。
注 2：230V 交流系统的包络线为图示极限的 230/115 倍。
图 4 正常交流电压瞬态特性包络线
4.5.3 不中断电源转换极限
在不中断电源转换过程中，全套供电设备必须能够以不中断的方式运行，并且在与机载电源不同步时，电压、频率应保持在规定的极限值内：在最大 100ms 时间内，地面电源与机载电源之间的相位差不大于±30˚、频率差不大于±2Hz、方均根电压差不大于±10V。如果不中断电源转换条件超过以上标准，则地面电源启动自己的保护装置。
4.5.4 瞬态频率
由交流负载瞬变引起的地面电源在飞机连接器端产生的交流电源频率瞬态特性应在图 5 所示的极
限值内。
图 5 正常交流电源频率瞬态特性包络线
4.6 直流稳态输出特性
4.6.1 直流稳态负载特性
飞机连接器端的稳态要求包括从 0 到额定输出值的电流范围。
从 0 到额定值范围内输出直流电流的飞机连接器端直流稳态特性见表 5。
表 5 28V 直流稳态特性
4.6.2 稳态电压
在额定负载范围内的任意稳态负载条件下，飞机连接器端的电压应保持在 24V～29.5V 之间。
4.6.3 电压脉动
脉动电压单个频率分量的方均根值应不超过图 6 所示的极限值。这些频谱分量产生的畸变系数应不超过 3.5%。
图 6 28V 直流系统脉动电压的频谱分量极限
4.7 直流瞬态特性
4.7.1 直流瞬态负载特性(不包括发动机起动)
正常条件下，飞机连接器端的瞬态特性要求应包括额定连续输出电流范围内的的加载与卸载。
4.7.2 瞬态直流电压
在飞机连接器端由瞬态直流负载产生的地面电源装置瞬态直流电压浪涌应保持在图 7 所示的极限值内。
图 7 正常直流电压瞬态特性包络线
4.7.3 发动机起动的输出特性
在发动机起动过程中的瞬态电压是起动机阻抗和起动电流的函数，该瞬态电压可能超过图 7 所示的
值。发动机在最大电流起动条件下的最小电压应在电源设备的规范中明确。
5 电气保护特性
5.1 通则
地面电源装置电气保护的最低要求应满足 5.2 和 5.3 的相关要求。这些功能既保护地面供电设备又必须与飞机电源的保护功能相协调。应当对这些最低限度的保护电路做定期检查。当保护电路动作时，地面电源应保持与飞机断开直到手动复位为止。
5.2 交流系统保护特性
5.2.1 过电压
在任意一相电压超过图 8 中“伏-秒曲线”的上限前， 保护系统应能断开地面电源装置与飞机电气系统的连接。
注 1：所用值为方均根值，峰值用如下公式计算：电压峰值=波峰系数×电压方均根值，波峰系数见表 4。
注 2：230V 交流系统的包络线为图示极限的 230/115 倍。
图 8 非正常交流电压及保护极限的包络线
5.2.2 欠电压
当平均相电压低于图 8 中 “伏-秒曲线”的下限前，保护系统应能断开地面电源与飞机电气系统的连接。
5.2.3 频率
当频率超出 380Hz～420Hz 范围外，保护系统应能断开地面电源与飞机电气系统的连接。为防止系统误动作，应设置 2s～4s 的时间延迟。当频率低于 350Hz，时间延迟应小于 0.2s。
5.2.4 过电流和短路
当地面电源装置的时间/负载特性超过它的额定值时，过电流保护系统应自动地断开地面电源的功率输出。过电流保护应具有反延时特性， 如果在地面电源或其配电系统中发生短路故障则应执行过电流保护。由于未要求地面电源提供能使飞机电路断路器跳闸的电流， 因此过电流保护的时间应适合地面电源装置及其配电系统。
具有多输出端的电源设备的过载保护应对所有的输出端单独作用。地面电源装置只能断开有过电流
故障的那一路输出。规定电压瞬态包络线特性时虽没有电流限制， 但短路电流的峰值应不大于 1 600 A。
5.2.5 相序
相序保护系统用来防止与图 9 所示的三相电压相序旋转方向相反的地面电源连接到飞机电气系统。
注：位移因数仅考核电压波形基波分量的相位移。
图 9 线电压名称与相序示意图
5.2.6 直流分量
通过固态器件产生交流电源的地面电源装置应具有直流分量电压的保护功能。反延时跳闸保护特性应限制在图 10 所示的“伏-秒特性曲线”极限值内。
图 10 交流电源系统直流分量包络线
5.3 直流系统保护特性
5.3.1 过电压
在电压超过图 11 中“伏-秒特性曲线”的上限前，保护系统将断开地面电源与飞机电气系统的连接。
图 11 非正常直流电压及保护极限的包络线
5.3.2 欠电压
在电压低于图 11 中“伏-秒特性曲线”的下限前，保护系统将断开地面电源与飞机电气系统的连接。为了防止系统误动作，应提供 2s～4s 的时间延迟。如果地面电源具有发动机起动能力，那么“伏-秒特性曲线”的下限值应当同发动机起动期间所能预料的最坏情况相协调。
5.3.3 反极性
在地面电源输出电压的极性与飞机电气系统极性不一致时，保护系统应能防止地面电源装置与飞机电气系统的连接。
5.3.4 反向电流
如果反向电流超过地面电源装置连续额定值的 5%，保护系统应能断开地面电源与飞机电气系统的连接。在任何情况下都不允许飞机电气系统驱动地面电源装置的原动机。
5.3.5 过电流和短路
当时间/负载特性超过额定值时，过电流保护应自动断开电源设备输出端的输出。为了确保兼容性并减少损坏飞机设备的可能性，用于起动发动机的直流地面电源应具有限流特性，其精度应在±10%内。
6 试验要求
地面电源装置应通过电气试验验证其供电特性符合本标准第4章和第5章中所规定的性能和保护特性要求。性能测试应在实际使用的外电源电缆长度和类型的条件下，在飞机连接器端进行。
直流和交流地面电源装置验收试验参见附录 C 和附录 D。
附录 A
(规范性附录)控制电路及接口
A.1 控制电路
除非另有规定，地面电源的控制电路应能通过飞机连接器与飞机电气系统连接，交流地面电源与飞机电气系统的连接参见图 A. 1;直流地面电源参见图 A.2。
图 A.1 三相交流地面电源与飞机电气系统的连接
图 A.2 直流地面电源与飞机电气系统的连接
A.2 飞机互锁供电
当飞机的互锁信号有效时，只能由地面电源向飞机供电。为了实现互锁功能， 地面电源从飞机电气
系统获取的电流不能超过 0.5 A，来自飞机的直流供电电压应在 16V～30V 范围内。地面电源装置必须在互锁信号去除后的 0.25s 内切除供电。
可以选择以下两种模式中的任何一种，实现易于操作的切换或控制：
a) 正常模式：接入飞机负载;
b) 维修模式：接入地面模拟负载或不接负载。
在维修模式时，互锁电路应被抑制。如果电缆插入了飞机，地面电源应自动转换到正常模式。
附录 B
(规范性附录)
地面电源装置通用要求
B.1 安全要求
B.1.1 机械安全特性
B.1.1.1 高温
地面电源装置应具有必要的保护措施(例如：过热)以保持安全可靠的运行以及减少设备潜在危险的发生。
B.1.1.2 燃油箱
油箱加油口应位于在地面便于操作的位置并且该部位在加油期间应使燃油喷溅到电气或发动机部件上的可能性最小。
B.1.1.3 排气
在布置原动机排气装置通道时应避开燃油和电气系统元部件。如果排气管通过可能会有润滑油、润滑脂或燃油泄漏的部位，则应给排气装置加防护屏蔽，以防直接与这些漏油接触。
排气装置应设计成排出火花量最少。
B.1.1.4 外物吸入
应安装适当的防护装置以防止外部碎片，如冷却用空气中的杂物、操作人员或者维护人员意外造成的外部杂物等。
B.1.1.5 控制面板
应能方便地操作和更换控制屏上的控制装置和仪表，该控制屏应包括对于地面电源装置操作和控制所需的全部控制装置。控制装置和各仪表应为夜间操作配有足够的照明装置。指示仪表在操作人员的正常位置应清楚易读，控制装置应易于辨认。控制面板的布置应按不同的功能把各种控制装置和仪表进行分类布置，即按原动机、交流发电机等分类。
应在尽量靠近控制板处张贴必要的运行指示。
B.1.1.6 人机工效
地面电源装置应能由无专门技能但已针对该设备进行过培训的人员进行操作。所有的控制装置及仪表应适当地组合在一个部位。即使是在穿着厚重防护衣物时也能方便地完成操作。
B.1.1.7 灭火
所有地面电源装置均应配备灭火器，该灭火器应足以扑灭电气引起的着火，并能抑制原动机燃油管路破损而引起的火灾。
B.1.2 电气安全性能
B.1.2.1 过载
地面电源装置应遵守本标准的电气性能和保护的要求，以及其他任何有关的要求以避免电气过载。
B.1.2.2 故障状态
在故障状态下，主开关以及能切断电源的其他任何措施，应设计成具有让操作人员不能使之轻易复位的安全功能。
B.1.2.3 断路装置
所有设备均应在显著位置安装一个红色的断路装置，一旦发现有险情时立即关断地面设备，中断向飞机供电。
B.1.2.4 接地
当连接到飞机时，地面电源装置应支持飞机的接地。应有措施使设备框架或底座接地。交流中线和直流负线应能通过装卸的方式连接到设备的框架或底座。考虑到飞机接地的不同方法， 交流中线和直流负极输出端应相互隔离，并且与设备框架或者底座绝缘。
注：这些要求在国家的规章或设备合同规范里可能另有定义。
B.1.2.5 设备用电源
用于驱动地面设备的原动机、各操作和监控设备的电源应与地面设备中连接到飞机的电路相隔离。为防止输入电路与输出电路之间的相互干扰，应采取必要的防范措施。
民用电源的中线不得在设备上接地。输入电源电缆及连接器应符合国家相关法规的要求。 B.1.3 人身安全保护性能
B.1.3.1 概述
地面供电设备应当对操作设备的人员及其工作范围附近的其他人员提供足够的安全保护。
带电的接线端子、旋转部件及发热表面均应加装防护装置以防止意外接触。
所有的旋转或运动部件应有遮挡防护装置，以避免设备在正常工作时的意外接触，应提供符合国家规定的标识。
B.1.3.2 电气接触
应提供对控制面板的防护装置，以防止在工作过程中其他非授权人员的接触。所有的控制装置、仪器和线路应安装在封闭的盒罩之中。在控制面板的防护装置打开时，只有经授权的人员才能进行操作。在控制面板里，凡大于 250V 电压处应有专门的防护或适当的互锁，以防止意外接触。如果关机后， 内部电压的衰减较缓慢，则应提供适当的警告标识或罩盖。
B.1.3.3 防电弧保护
应设置有与飞机电气系统互锁的负载接触器，从而使馈电电缆除了接到飞机插头以外总保持不通电状态。图 12 和图 13 给出了标准电路图。
B.1.3.4 噪音
可移动设备总噪音等级在 7m 远处不得超过 85 dB(A)。噪音吸收设备应保证在 3m (10 ft)处噪音不超过 80 dB(A)或者符合使用当地的要求。
B.1.3.5 振动
设备的设计和制造应保证零件在使用中不会松动。并能承受运输、存储、安装和使用中应力、冲击、振动和其他条件的影响。
B.1.3.6 辐射
地面电源装置应符合使用当地的辐射要求。
B.2 通用设计要求
B.2.1 环境条件
当地面电源装置暴露在下列环境下时应能承受或者能在适当降低额定值的情况下正常运行：
a) 运行时环境温度范围在-30℃~52℃;
b) 不运行时环境温度范围在-40℃~60℃;
c) 相对湿度在 10%～100%(不凝露);
d) 所有的操作性能在海拔 3 000m 以内不能有下降。
B.2.2 使用年限
地面电源装置的设计应能保证在日常维护和定期调整下至少 15 年的使用寿命。
B.2.3 制造、服务、支持
B.2.3.1 通则
在整个使用年限中，地面电源装置的设计和制造应能在正常的维护保养条件下保持本文件中所规定的特性。
B.2.3.2 材料、零件、工艺
如果设备的装配件中使用了某种元件，由于工作条件超出元件的原始制造商推荐的工作极限而使设备的使用受到限制，则不应使用这种元件。
紧固件应可见或可达，否则应有足够的防护措施，以防止松动，如铆钉、锥螺纹、托板螺母或螺桩。凡有可能之处，非金属材料应是阻燃的或防潮的。
B.2.3.3 潮湿、防霉
暴露在露天环境下的设备和控制器应能适合各种恶劣环境。
B.2.3.4 金属部件的腐蚀
设备上的金属部件应具有合适的和充分的防腐蚀保护。
B.2.3.5 产品外壳
外壳应设计为能适合于预期的环境条件。元件和组件的安装应避免运输中发生损坏。应有措施使得所安装的元件具有可达性。
B.2.3.6 调节和维修的服务通道
地面电源装置的构造应便于维修人员的调节和维修。
设备的任何零件应仅仅使用标准工具就能对其进行操作。
主要装配件和零件应能简单的分离并从设备上移除而不需要对其他部件进行大规模的拆卸。吊眼、吊车通道或者其他装置在有需要的地方应予以提供。对于配线、终端和控制器要有足够的标识。
B.2.3.7 互换性和替换性
所有相同的制造商零件号的零件在安装和性能方面应能完全直接互换。
B.3 使用手册
应随设备提供包含下列内容的使用手册：
a) 设备说明和规格;
b) 安装和调试程序;
c) 起动和操作说明;
d) 维护和故障检测说明;
e) 备件清单;
f) 原理图和接线图;
g) 发动机手册(如果适用)。
该手册应随第一件产品交付时同时提供。
B.4 标牌
所有地面电源装置均应有金属的或压敏的标牌，该标牌应至少包含以下信息：
a) 生产厂家、件号或型号、序列号和修订状态;
b) 供电要求;
c) 额定输出电压或其他各种电压;
d) 该设备的连续和短时额定容量，包括型号的定义和用于交流供电时的电缆类型和最大长度;
e) 环境限制;
f) 本标准或专用规范的编号。
所有的仪器和控制装置应有适当的标识。各操作板附近应永久性的张贴适当的操作说明。
在带高压电的服务板处应永久性地张贴警示标签。
应根据电路设计正确地标识各熔断器和断路器。
附录 C
(资料性附录)
地面交流电源装置的验收试验
C.1 容量试验
按照表 C. 1 所示的总负载值和时间对电源设备加载。如果电源设备有多个输出， 一个输出端必需按照它的额定容量加载，剩余的系统容量在其他的输出端分配。
表 C.1 容量负载与时间关系
在容量试验过程中，监测飞机连接器端的电压值，以验证在可接受极限值内的连续工作能力。
C.2 电压调节试验
操作电压调节装置并验证在飞机连接器端的过压和欠压跳闸保护符合图 11 所定义的极限值。
C.3 平衡线性负载试验
对地面电源装置施加下列功率和功率因数的负载(除非另有说明，该方法适用于类型 1 和类型 2 的设备)：
a) 0%;
b) 25%，功率因数 0.8(滞后)和 1.0;
c) 50%，功率因数 0.8(滞后)和 1.0;
d) 80%，功率因数 0.8(滞后)和 1.0;
e) 100%，功率因数 0.8(滞后);
f) 100%，功率因数 1.0(仅适用于类型 1)。
在飞机连接器端记录并验证表 4 所示的电压、频率及总畸变系数的稳态极限。如果地面电源装置由其他电源供电，也要验证它符合 4.3 的电磁兼容要求。
C.4 不平衡线性负载试验
在地面电源装置端加载表 C.2 所示的相电流和功率因数。
按照 HB 7745 定义，对于一个 90kVA 电源其单位相电流等于(90 000/115/3)A，即 261 A。记录飞机连接器端的电压值，并验证电压、频率和畸变在表 4 所示的稳态极限内。
表 C.2 不平衡负载试验表
在表中，U 为容许的不平衡度;对于不大于 40kVA 的设备为 1/3;40kVA 以上的设备为 1/4。加星的行仅对应于类型 1 的设备。
C.5 非线性负载试验
在电源设备端按表 C.3 所示的功率和功率因数加载各种线性、非线性负载。
记录飞机连接器端的电压值，并验证电压、频率和畸变在表 4 所示的稳态极限范围内。
表 C.3 非线性负载试验表
表中，U=容许的 12 脉冲负载标幺值;对于不大于 60kVA 的电源设备 U=1/3，对于 60kVA 以上的电源设备 U=1/4。
6 脉冲 3 相负载以及 2 脉冲单相负载应按照 HB 6167 中的定义构成。
C.6 交流电源装置瞬态负载试验
C.6.1 突加、突卸负载测试
按照下面的方式突加、突卸负载，检查在瞬变过程中频率和电压的极限在第 4 章中规定的极限值内：
a) 0 到 25%(0.8 到 1);
b) 0 到 50%(0.8 到 1);
c) 0 到 100%(对于类型 1、2，功率因数为 0.8，对于类型 1，功率因数为 1);
d) 0 到 80%(仅对于类型 2，0.8);
e) 50%到 0;
f) 100%到 5%(对于类型 2，0.8;对于类型 1，0.8 到 1)。
C.6.2 电动机起动负载测试
首先加载预先负载 10s，然后加载表 C.4 定义的电动机起动类负载，并检查在瞬变过程中频率和电压极限是在第 4 章规定的极限值内。
表 C.4 电动机起动类负载
附录 D
(资料性附录)
直流电源装置的验收试验
D.1 直流电源装置容量试验
按照表 D. 1 所示的负载值和时间值在电源设备端加载。
表 D.1 直流电源装置容量试验条件
在容量试验过程中，在飞机的连接器端监测稳态电压和脉动电压，以验证在可接受极限值内的连续工作能力。
D.2 直流电源装置瞬态负载试验
突加突卸以下的负载，并观察在瞬变过程中电压值极限是否在第 4 章规定的极限值内：
a) 0 到 50%;
b) 50%到 100%;
c) 100%到 50%;
d) 50%到 0。
D.3 直流电源装置发动机起动试验
施加一阻性负载使其电流为被启动的发动机额定的起动电流，验证在发动机起动过程中，最小电压值不低于制造商的承诺值。
