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ICS 49.060 V 40
HB 8441-2014
民用飞机供电系统通用要求
General requirements for civil aircraft electric power system
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
本标准编制所依据的起草规则是 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则 第 1 部分：标准的结构和编写》。
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：郑 建、王宏霞、孙 良、黄家驹、楼仁熊、赵 健。
民用飞机供电系统通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机供电系统的功能、性能、设计结构、安装、寿命、安全性、接口等要求及其验证要求。
本标准适用于民用飞机供电系统设计试验。
注：在飞机供电系统设计的实际应用中，若出于改善系统性能、降低全寿命期费用、或降低飞机改装费用的考虑而对本标准的要求有所偏离，或者坚持本标准的要求会对系统的工作性能有所影响时，使用者应予以足够的重视。
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
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》(CCAR-25-R4) 中国民用航空总局
2011 年 11 月 7 日 民航总局令第 209 号
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 术语和定义以及缩略语
3.1 术语和定义
HB 7745 和 HB 8465 界定的术语和定义适用于本文件。
3.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
APU——辅助动力装置(auxiliary power unit)
ELMC——电气负载管理中心(electrical load management center)
FDR——故障检测率(fault detect rate)
FIR——故障隔离率(fault isolation rate)
GCU——发电机控制器(generator control unit)
IDG——组合传动发电机(integrated drive generator)
HIRF——高强度辐射场(high intensity radiated field)
MTBF——平均故障间隔时间(mean time between failures)
MTTR——平均修复时间(mean time to repair)
MOC——符合性方法(means of compliance)
LRU——航线可更换单元(line replaceable unit)
VNCB——通气式镍镉蓄电池(vented nickel-cadmium battery)
VRLAB——阀控式铅酸蓄电池(valve regulated lead-acid battery)
4 要求
4.1 功能
供电系统应能向机上用电设备安全有效地提供各工作阶段所需电能，应具有发电、变换、储存、配电、控制、保护、通信、指示、告警和自检测等功能。
4.2 性能
4.2.1 供电特性
飞机供电系统在用电设备端的供电特性应参见 GJB 181、HB 7745 专用规范的规定。地面电源的供电特性应符合 HB 8432 或专用规范的规定，并应保证飞机供电系统的特性的要求。
4.2.2 电源容量
4.2.2.1 通则
电源容量和分配应按下列要求：
a) 对于型号审定或运行规定所要求的，并需要用电的每个装置均为电源的“主要负载”。在可能
的运行条件和可能的持续运行过程中，电源和系统应能够给下列电力载荷提供电源：
1) 系统加负载后，系统正常工作;
2) 主要载荷，在任何一个电源, 电源变流机，或储能设备失效以后;
3) 主要载荷，在下列失效以后：
—— 双发飞机的任何一台发动机，以及
—— 三发或以上发动机飞机的任何两台发动机;
4) 需要备份电源的主要负载，在任何一个电源系统、分配系统或其他使用系统失效或故障以后。
b) 判断是否符合本条 a)的 2)和 3)时，可以假定电源负载被降低至一个与经批准的运行类别的安全性相符合的监控程序。对于三发或三发以上飞机， 双发不工作条件时不是可控飞行所必须的负载可以不考虑。
注：4.2.2.1 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1310 的要求一致。
4.2.2.2 容量分析
应参照 GJB 860 的规定进行负载统计和电源容量分析，以确定供电系统在飞机的所有工作状态下提供的电源容量，并应考虑负载增长引起的附加容量需求。应对发电、变换、应急和起动设备的容量分别给予规定。
地面电源的容量应根据地面维护时用电设备的要求，通过电气负载分析确定。
4.2.3 用电设备电气特性
用电设备在起动、运行以及关闭过程中， 不应对飞机安全运行必不可少的任何其他电气设备或系统
的同时工作产生不利影响。
用电设备对飞机供电系统的影响，不应超出 HB 6167(所有部分)或专用规范的规定。
4.3 设计和架构
4.3.1 预防伤害
供电系统的设计，必须尽量减少下列人员触电的危险：机组人员，旅客，勤务人员和使用正常预防措施的维修人员。
注：4.3.1 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1360 的(a)要求一致。
4.3.2 余度供电和不中断供电
对于有不中断供电和余度供电要求的用电设备应进行余度供电，余度供电线路之间应在物理上和电气上相互隔离。
4.3.3 应急状态供电
应急着陆或水上迫降后，必须为应急程序所需的各项服务提供适当的电源。这些服务电路的设计、保护和安装应使在这些应急状态下实施服务的失效风险最小。
注：4.3.3 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1362 的要求一致。
4.3.4 主电源
主电源系统架构根据飞机总体设计要求确定，每个交流主电源通道的调压、控制和保护功能应分别由各自通道的发电机控制器(GCU)完成。具备多个交流主电源通道的供电系统，应可进行通道间的转换或并联供电。主电源系统的设计应符合下列规定：
a) 电源在单独工作或并联运行时功能正常;
b) 任一电源的失效或故障均不得造成危险，或者损害其余的电源向重要负载供电的能力;
c) 在任何可能的运行条件下，所有重要负载设备端的系统电压和频率(如果适用)均能保持在该设备的设计限制范围之内;
d) 因切换、清除故障或其他原因而引起的系统瞬变不会使重要负载不工作， 且不会造成冒烟或着火;
e) 飞行状态下，应设有相应机组成员容易接近的操作方法，以将电源与供电系统单独断开或一起断开;
f) 应能向相应机组成员指示发电系统安全运行所必需的系统参量，如每台发电机的输出电压和电流。
注：4.3.4 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1351 的(b)要求一致。
4.3.5 二次电源
主电源供电类型不能满足机载用电设备的需求时，可设置二次电源。
4.3.6 应急电源
应急电源系统应满足下列要求：
a) 在主电源均失效的情况下，应能自动或手动转换为由独立的应急电源供电，以确保飞机持续安全飞行和着陆;
b) 应急电源系统与主电源系统的设计应非相似;
c) 应急电源与正常电源之间的转换，不应对飞机和人员构成危害;
d) 当转换为应急电源供电时，需考虑应急电源起始供电的响应时间;
e) 当正常电源恢复后，应能以自动或手动方式转回由正常电源供电。
每次飞行前应对蓄电池做工作检查以确保其有效性。
4.3.7 辅助电源
需要辅助电源供电时，应能由机上辅助动力装置驱动辅助发电机以提供辅助电源。供电系统应能对机载辅助电功率进行分配和控制。
根据飞机使用要求，确定地面维护、发动机起动、系统检测、就位待机、照明、装货等工作阶段对辅助电源的要求，进而确定辅助电源的功能和性能要求。
辅助电源在地面和空中应均能工作。
4.3.8 地面电源
地面电源主要用于地面维护、飞机照明和发动机起动。在由地面电源供电时， 供电系统应满足下列要求：
a) 供电系统应具有传送和控制地面工作时所需最大电功率的能力，并符合 HB 8432 或专用规范规定的供电特性要求;
b) 供电系统应有保护措施，防止不符合要求的地面电源与飞机供电系统连接;
c) 应具有从地面电源到机载电源的转换以及反向转换的能力，在转换过程中的瞬变和断电要求应符合 4.2.1;
d) 地面电源插座应满足 ISO 461-1 和 ISO 461-2 的要求;
e) 当地面电源插头脱开时，地面电源插座电路应与飞机供电电路断开;
f) 地面电源插座的安装应能使得飞机向前运动时，即便地勤人员忘记取下插头，供电电缆和插头也能脱开插座;
g) 地面电源插座应从地面可接近，并安装在对地勤人员危害最小的位置，插座不应布置在发动机的进气道或排气道、辅助动力装置或喷气发动机燃气起动机的排气口、燃料注入口或排泄口处等危险区域或其附近;
h) 应对地面电源连接器的接口和标识要求予以明确规定;
i) 地面电源插座应有明显的识别标识，以便飞机地勤人员维护时使用。
4.3.9 配电
配电系统包括配电汇流条、与其相关联的馈电线及每一控制和保护装置。如果中国民用航空规章要求由两个独立的电源向某些特定的设备或系统供电，则这些设备或系统的一个电源一旦失效后，另一电源(包括其单独的馈电线)必须能自动或手动接通，以维持设备或系统的工作。
注：本要求与 CCAR-25-R4 §25.1355 的要求一致。
飞机配电系统应能安全、可靠地将电功率传输至各机载用电设备。应平衡配置各通道负载和三相交流汇流条的各相负载。飞机配电系统应按下述要求传输并分配飞机供电系统各通道电源提供的电功率：
a) 应综合考虑电源供电品质、负载优先级、可靠性和安全性。
b) 汇流条布局和配电电路的配置，应保证在飞机供电系统正常工作时，用电设备能从飞机主电源、地面电源或辅助电源(若适用)获取所需电能。
c) 当飞机供电系统故障导致可用电源的容量小于当前飞机工作需要时，供电系统应自动卸除预先选定的负载，以保证供电系统剩余可用电源的正常工作。
d) 关键飞行负载应优先由主电源供电，在主电源失效时，由应急电源供电。
e) 配电线路的电线规格应能确保用电设备端的供电品质符合 4.2.1 的要求。电气布线应按HB 8465 的要求。此外，也应考虑 HB 8467 对电气设备安装的要求。在可能的情况下，应考虑将飞机结构作为主电源配电的中线/负线回路或地线，以减小飞机线路重量。
f) 为确保余度供电、配电的可靠性和安全性，各馈电通道应分开敷设，并有效隔离。
g) 应提供便于将地面地源和在地面时不需要供电的设备断开的方法。
4.4 控制和保护
4.4.1 通则
为了确保飞机供电系统安全、有效地工作， 必须进行适当的控制和保护。飞机供电系统应提供下列控制和保护功能：
a) 飞机供电系统的例行工作，如正常投入、退出、并联、以及电压和频率调节等， 应在不需机组人员干预的情况下自动完成，各项例行工作中的故障隔离也应自动完成。控制功能如果是自动的，应防拍合。应向机组提供必要的指示和手动控制功能以便在供电系统正常和非正常工作时对其进行有效的控制，其中包括影响飞行安全或任务完成的系统错误和故障的指示。供电系统的控制应能满足飞机安全性和任务完成的要求，并且不给机组人员带来额外负担。另一方面，机组人员应可干预非例行工作，以改进任务的有效性、控制非正常或危险的状态。
b) 应对飞机供电系统的非正常状态提供自动保护功能，这一功能能够根据设计快速响应，并且不需要机组人员进行判断。应能检测、隔离并能以一定的方式消除故障和失效，消除危险状态，以保证飞机安全和最小的性能下降。
c) 应在包括发电机馈电线、汇流条连接线和用电设备电路在内的所有配电电路的整个区段上提供短路和过载保护。为防止单个故障影响多个重要的系统功能， 应为每个用电设备电路设置单独保护。
d) 系统设计应提供检测提供多余度供电的每个冗余组件失效的方法，如果不能检测冗余部分的故障，也就丧失了冗余设计的意义。
e) 为确保故障保护装置功能的实现，机载电气设备与飞机结构应正确搭接和接地以承受输入端电源故障电流。整个故障回路的阻抗应足够低， 以确保可能出现的故障电流能够使保护装置快速跳开(典型值为几十毫秒)。
f) 如果飞行安全要求能在飞行中复位供电系统中某一断路器，则这一断路器的布置必须使其在飞行中易被复位。
g) 从应急电源供电转回到由主电源供电的切换应可手动操作，以使机组人员能够更好地控制非正常状态。重要汇流条可采用多条电源馈线。
h) 采用多路传输技术传输飞机供电系统的控制信号与监测信号是减少布线数量的一种可行的选择，可明显减少线路重量和体积。
i) 功率控制器是连接电源与相应汇流条或负载的电源切换装置，通常是机电装置，如开关、继电器或接触器，但也可以是各种用途的固态装置。在选择电源控制器时主要考虑电流要求和工作电压。固态装置由于存在固有的电压降和热消耗， 而被限制应用在小电流场合，但是如果损耗不是主要的关注点(短时应用或有足够的冷却)，也能应用在电流更大的场合。
j) 机电式接触器适用于大电流场合，然而，对于直流 270V 系统，更关注的是断开时的灭弧问题，应设有相应的灭弧措施。
k) 断路器或熔断器等常规保护装置可用于配电系统的保护，应将其安装在配电汇流条上合适的位置。远程应用时， 可用同一个部件实现开关和保护功能，以减小重量和体积。设计中可选用的特殊类型的功率控制器包括发电机汇流条接触器、互联接触器、遥控断路器、固态功率控制器以及真空继电器等。
4.4.2 电路保护装置
电路保护装置应满足下列要求：
a) 应采用自动保护装置，在线路发生故障或在系统或所连接的设备发生严重失灵时，最大限度地减小对供电系统的损坏和对飞机的危害。
b) 发电系统中的保护和控制装置的设计，必须能足够迅速地断电，并将故障电源和输电设备与其相关联的汇流条断开，防止出现危险的过压或其他故障。
c) 每一可复位型电路保护装置的设计，必须在发生过载或电路故障时，不论其操作位置如何，均能断开电路。
d) 如果飞行安全要求必需有使某一断路器复位或更换某一熔断器的能力，则这种断路器或熔断器的位置和标识必须使其在飞行中易被复位或更换。在使用熔断器的地方， 必须有备用熔断器供飞行中使用，其数量至少应为保护整个电路所需的每种额定熔断器数量的 50%。
e) 每一重要负载电路必须具有单独的电路保护。但不要求重要负载系统中的每一电路(如系统中的每个航行灯电路)都有单独的保护。
f) 对于正常工作中有必要进行断电或电源复位的飞机系统，该系统必须设计为：其断路器不得作为断电或电源复位的主要手段，除非将断路器特别设计作为开关使用。
g) 如果对于接至某设备的电缆已有电路保护，则可采用自动复位断路器(如热断路器)作为该电气设备自身装有的保护器。
注：4.4.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1357 的要求一致。
4.5 防火
供电系统部件防火要求如下：
a) 供电系统的部件必须满足 CCAR-25-R4 第 25.831(c)条和第 25.863 条中有关的防火和防烟要求;
b) 位于指定火区并在应急程序中使用的设备必须至少是耐火的。
注：4.5 条要求与 CCAR-25-R4 §25.869 的要求协调。
4.6 安装
供电系统设备和部件安装要求如下：
a) 电气设备和控制装置的安装，必须使任何一个部件或系统的工作不会对同时工作的、对安全运行起主要作用的其他系统和部件产生不利影响。飞机上任何可能产生的电气干扰不得对飞机或其系统产生危险的影响。
b) 蓄电池必须按下列要求设计和安装：
1) 在任何可能的充电或放电状态下，单体蓄电池的温度和压力必须保持在安全范围之内。当蓄电池(在预先安全放电之后)在下列情况重新充电时，单体蓄电池的温度不得有不可控制的升高：
——以调定的最大电压或功率;
——最长持续飞行期间;
——服役中很可能出现的最不利的冷却条件。
2) 必须通过试验表明符合本条 b)1)的要求，但是，如果类似的蓄电池和安装方法的使用经验业已表明，使单位蓄电池保持安全的温度和压力不存在问题，则除外。
3) 正常工作时，或充电系统或蓄电池装置发生任何可能的故障时，从任何蓄电池逸出的易爆或有毒气体，在飞机内的积聚量不得达到危险程度。
4) 蓄电池可能逸出的腐蚀性液体或气体，均不得损坏周围的飞机结构或邻近的重要设备。
5) 每个镉镍蓄电池装置，必须有措施防止蓄电池或某个单体蓄电池短路时所发出的最大热量危及结构或重要系统。
6) 能够用于起动发动机或辅助动力装置的镉镍蓄电池必须具有下列系统之一：
——自动控制蓄电池充电速率的系统，以防止蓄电池过热;
——蓄电池温度敏感和超温警告系统，该系统具有一旦出现超温情况即可将蓄电池与其充电电源断开的措施;
——蓄电池失效敏感和警告系统，该系统具有一旦发生蓄电池失效即可将蓄电池与其充电电源断开的措施。
c) 在具有接地供电系统的飞机上，其电气接地必须能够在正常和故障情况下，提供足够的电气回路。
注：4.6 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1353 的要求一致。
4.7 环境适应性
4.7.1 通则
供电系统及其部件应能在可预期的环境条件下连续安全使用，并保持规定的性能。
应结合飞机总体技术要求，确定供电系统及其部件的环境要求。由于供电系统各部件在飞机上的安装位置不同，可单独确定每一部件的环境要求。
应考虑下列环境因素：温度、高度、温度变化、湿度、振动、冲击和坠撞、爆炸性气体、水和液体、盐雾、砂尘、磁场影响、电源输入、电压尖峰、闪电、电磁干扰、静电放电、结冰以及燃火等。
4.7.2 系统闪电防护
系统闪电防护要求如下：
a) 对于其功能失效会影响或妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每种电气、电子系统的设计和安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境时，执行这些功能的系统的工作与工作能力不受不利影响。
b) 对于其功能失效会影响或造成降低飞机能力或飞行机组处理不利运行条件能力的各种电气和电子系统的设计与安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境之后能及时恢复这些功能。
c) 必须按照遭遇严重闪电环境来表明对于本条 a)和 b)的闪电防护准则的符合性。申请人必须通过下列办法来设计并验证飞机电气/电子系统对闪电影响的防护能力：
1) 确定飞机的闪击区;
2) 建立闪击区的外部闪电环境;
3) 建立内部环境;
4) 判定必须满足本条要求的所有电子供电系统及其在飞机上或飞机内的位置;
5) 确定系统对内部和外部闪电环境的敏感度;
6) 设计防护措施;
7) 验证防护措施的充分性。
注：4.7.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1316 的要求一致。
4.7.3 高能辐射场(HIRF)防护
系统高能辐射场(HIRF)防护要求如下：
a) 对于其功能失效会影响或妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每种电气、电子系统必须设计和安装，应符合以下要求：
1) 当暴露于 CCAR-25-R4 附录 L 中描述的 HIRF 环境 I 时和暴露后，其功能不会受到不利影响;
2) 飞机暴露于 CCAR-25-R4 附录 L 中描述的 HIRF 环境 I 后，系统及时地自动恢复其功能的正常运行，除非系统的这种功能恢复与该系统其他运行或功能要求相冲突;
3) 当暴露于 CCAR-25-R4 附录 L 中描述的 HIRF 环境 II 时和暴露后，系统不会受到不利影响;
b) 对于其功能失效后会严重降低飞机或飞行机组对不利运行条件的反应能力的电子和供电系统必须设计和安装，当提供这些功能的设备暴露于 CCAR-25-R4 附录 L 中描述的 HIRF 设备测试水平 1 或 2 时，系统不会受到不利影响;
c) 对于其功能失效后会降低飞机或飞行机组对不利运行条件的反应能力的电子和供电系统必须设计和安装，当提供这些功能的设备暴露于 CCAR-25-R4 附录 L 中描述的 HIRF 设备测试水平 3 时，系统不会受到不利影响。
注：4.7.3 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1317 的要求协调。
4.8 可靠性
供电系统及部件的可靠性要求应符合全机可靠性指标对其要求， 可靠性指标应符合专用规范的规定。
供电系统应在系统设计的各阶段依据整机的可靠性工作计划、可靠性大纲、可靠性降额设计准则、寿命与可靠性要求及电路容差分析要求全面开展可靠性设计、分析和验证工作。
4.9 维修性
供电系统及其部件的维修性要求应与全机维修性要求相协调，维修性指标应符合专用规范的规定。
供电系统应在系统设计的各阶段依据整机的维修性工作计划、维修性大纲、维修性设计准则及维修性设计要求全面开展维修性设计、分析和验证工作。
4.10 测试性
供电系统应具有上电自检、周期自检和维护自检三种自检方式。测试性指标应符合专用规范的规定。
供电系统应在各研制阶段全面开展测试性设计、分析、评估和验证工作。供电系统应按照整机的测试性工作计划、测试性大纲、测试性设计准则、测试性设计要求及电子设备嵌入式标准化测试性设计指南的要求，进行测试性设计。需要定期检查的系统、子系统和设备， 必须在机上留有检测接口，以进行原位测试。新研和改进设备必须按航线可更换单元(LRU)体制设计，在机箱上设计测试接口。应能利用综合检测设备，通过地面检测接口将故障隔离到 LRU。供电系统的维护信息应与飞机综合管理系统交联。
4.11 寿命
供电系统的新研或改进部件的寿命和贮存期限应符合专用规范的规定。对于发电机等有首翻期的成品应明确首翻期，而且其首翻期应与发动机的首翻期相协调。
4.12 安全性
供电系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其他系统一同考虑的情况下，必须符合下列规定：
a) 发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效状态的概率极不可能;
b) 发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其他失效状态的概率不大可能。
在表明供电系统和设备的设计与安装符合上述规定时，必须考虑临界的环境条件。
供电系统的安全性具体要求应符合专用规范的规定。应针对供电系统进行功能危险性评估、初步系统安全性评估和系统安全性评估。应按全机安全性要求，编制和执行供电系统及其部件的安全性大纲，开展安全性分析与设计。
注：4.12 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1309 的要求协调。
4.13 运输性
供电系统所有部件、元器件和材料等的封存、包装、装箱、标志以及运输等可按相应标准的规定执行，并应在专用规范中明确规定。
4.14 互换性
供电系统中同型号、同功能的部件应具有互换性。
4.15 接口
供电系统接口包括机械接口、电气接口、通信接口等， 这些接口包括供电系统内部接口、供电系统与用电设备的接口、供电系统与航电网络的通信接口、以及供电系统与飞机机体的接口等，主要包括：
a) 当发电机安装在动力装置上时，应确定安装空间、所需驱动功率、旋转方向、安装形式、冷却方式以及允许的最大加速度等;
b) 供电系统各部件的机上安装位置;
c) 供电系统的内部电气和通信接口;
d) 供电系统与用电设备的电气接口;
e) 供电系统部件的电搭接和接地;
f) 供电系统与航电系统的通信接口。
4.16 软件
供电系统机载软件研制应按照软件工程化思想和方法进行。软件的开发、文档编制、构型管理、质量管理、验证、维护可参照 DO-178B 或按专用规范执行。
4.17 材料
除满足其性能要求外，供电系统中所有材料的选用还应考虑防腐性要求、阻燃性要求、防电化学腐蚀要求、无毒或低毒等要求。
4.18 标志和代号
应明确供电系统中所有部件的产品标志、包装标志、运输标志要求， 标志的位置应明显。标志的内容主要包括：产品的型号、件号或标记、制造日期或生产批号。
4.19 主要部件
4.19.1 布线
飞机供电系统的性能和可靠性在很大程度上取决于布线设计和安装。布线设计和安装过程中需关注线束的安装环境，考虑最大的可靠性、最小的干扰和系统之间的耦合、检查和维修的可达性，以及抗损性。
供电系统布线应满足下列要求：
a) 为确保飞机各系统工作时的电磁兼容性，应严格按线束分类要求进行线束分类和隔离。线束的组合、敷设和相互间隔必须使得如果载有大电流的电缆发生故障， 对重要电路的损害能减至最低限度。
b) 飞机布线应具有可达性，以便于安装、检查和拆卸维护。
c) 线束的选择应符合飞机的使用环境要求，处于潮湿、热、振动等工作环境的线束，应给予防护。
d) 电气线束的安装应使各系统之间的干扰与耦合最小。
e) 在飞机的整个寿命期内，飞机线束不应损坏。
f) 应优先选用未进行灌封的耐环境密封连接器，若需使用灌封连接器，则应仅限于使用那些通过使用环境鉴定的材料。
g) 对用于频繁拆卸的设备与飞机间连接的线束应考虑采用距离短而易于替换的线束。因为频繁拆卸或更换设备，电连接器容易磨损而需要增加更换的次数，造成线束长度越来越短，而不得不更换整个线束。
h) 如果使用铝芯电缆作为从发动机吊挂到电源中心以及从电源中心到全机负载的电源馈线，则要考虑由于接线端的连接松动、电解、电化学反应等原因导致的终端接线板上的腐蚀和飞弧， 甚至引发火灾和供电的丧失。因此， 除非已经证实铝芯电缆的端接不会发生上述问题，否则不应使用铝芯电缆。
4.19.2 主发电机
主电源系统中主发电机的性能是飞机供电系统整体性能的重要保证。供电系统的输出电压、频率和容量等基本参数，主要由主发电机和相关部件确定。
发电机控制器完成主电源系统的电压调节、控制转换、故障保护、状态监测、故障诊断、自检测和通讯功能。
恒频交流发电系统参见 GJB 1392 的规定。
4.19.3 辅助发电机
辅助发电机一般采用无刷交流发电机。辅助发电机及控制器参见 GJB 1392 的规定。
4.19.4 应急发电机
可采用液压马达、冲压空气涡轮等驱动的应急发电机提供无时限的应急交流电源， 作为飞机独立的无时限的备份电源。应急发电机及其控制器组成的应急发电系统应具有发电、控制与保护等功能。
4.19.5 二次电源
供电系统应进行电力变换，以提供与主电源不同类型的电能。二次电源主要包括以下类型： 电源变换器、静止变流器、变频器等。
电源变换器和静止变流器应符合相关标准的规定，变频器参见 GJB 6063 的规定。
当两个二次电源并联工作时，在负载不平衡或可能发生的故障模式等最坏情况下，单个二次电源所承担的负载，不应超过它的额定容量。
4.19.6 蓄电池
镉镍蓄电池参见 GJB 2181 和 GJB 778 的规定，并满足下列要求：
a) 为使机组人员能够在必要时将蓄电池与系统的其他部分断开，每个蓄电池电路中均应设置蓄电池接触器，并在电源系统控制板上设置相应的控制开关;
b) 直接由蓄电池供电的设备必须设置断路器进行保护;
c) 蓄电池处于正常工作状态时，不应过热或产生过量的气体;
d) 蓄电池的安装位置应考虑便于安装和拆卸、便于快速检查;
e) 为满足低温工作要求，蓄电池或其安装环境应提供加温功能;
f) 蓄电池的安装环境应通风，蓄电池的液体和气体排放应引出机外，飞机在地面和飞行中的各种环境条件下排放口均不应聚积雨水和其他液体;
g) 蓄电池严重故障时应不致损坏邻近的设备和机体结构;
h) 蓄电池应具有温度敏感和温度告警系统;
i) 蓄电池宜设有失效敏感和告警系统;
j) 根据蓄电池类型的不同，可将蓄电池浮接在恒电压直流汇流条上或采用蓄电池控制器进行充电。
4.19.7 其他部件
根据飞机的配置，供电系统的其他部件应符合相应专用规范的规定。
5 验证要求
5.1 验证分类
应根据飞机供电系统的特点、约束条件以及类似供电系统的验证经验等选择合适的验证类别及其组合。供电系统研制过程中的验证类别如下：
a) 设计符合性说明(MOC1)：包括设计说明、设计图纸等;
b) 计算和分析(MOC2)：包括电气负载分析、电网络计算分析、电气设备安装分析等;
c) 系统安全性评估(MOC3)：包括系统功能危险性评估、初步系统安全性评估、系统安全性评估等;
d) 试验室试验(MOC4)：包括供电系统功能和性能试验，以及供电系统与用电设备的综合匹配试验等;
e) 机上地面试验(MOC5)：包括可预期的运行条件下的供电系统功能试验，以及供电系统与用电设备匹配试验等;
f) 飞行试验(MOC6)：包括正常和应急供电试验，负载图测定，设备安装环境和电磁兼容性适应性测试、供电系统与用电设备匹配试验等;
g) 机上检查(MOC7)：包括供电系统部件的安装检查、隔离检查、可达性检查、标牌和标识检查等;
h) 设备合格性鉴定(MOC9)：包括设备合格鉴定试验、相似性分析等， 用于验证设备对环境要求和功能要求的符合性。
5.2 验证条件
除非另有规定，应对供电系统及其所有部件进行验证。
供电系统试验室试验在试验场所环境条件下进行;机上地面试验在机上环境条件下进行;飞行试验应适应飞机各种典型任务剖面和飞行剖面的要求。
应对试验件进行构型控制，尽量使试验件构型与飞机取证构型一致，对于构型不一致的试验件，需对构型差异进行评估，表明这一差异不影响相应的试验结果。
供电系统的试验室试验必须使用与飞机上所用相同的发电设备在实体模型上进行，试验设备必须模拟配电线路和所接负载的电气特性，其模拟程度要能取得可靠的试验结果，并且试验室的发电机传动装置，必须模拟飞机上实际的原动机对发电机加载(包括由故障引起的加载)的反应。对于在试验室内或通过飞机地面试验不能适当模拟的每种飞行状态，必须进行飞行试验。
注：5.2 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1363 的要求协调。
5.3 验证方法
5.3.1 通则
需通过检查、分析、计算、仿真、试验以及上述方法的交叉组合来完成供电系统及其部件的验证。
5.3.2 功能
供电系统功能验证按下列要求进行：
a) 通过局部原理验证试验及仿真试验初步验证系统功能;
b) 通过试验室试验进一步验证供电系统中供电系统的发电、变换、储存、配电、控制、保护、通
信、指示、告警和自检测等功能，以及供电系统与用电设备的协调匹配;
c) 在完成机上安装后，进行系统的机上导通绝缘检查、总装后的系统通电检查、供电系统的机上地面试验，验证装机后整个供电系统的功能和供电系统与用电设备的匹配情况;
d) 通过飞行试验验证在飞机各种典型任务剖面和飞行剖面等飞行状态下的供电系统功能，以及供电系统与用电设备的匹配情况。
5.3.3 性能
5.3.3.1 供电特性
通过供电系统的试验室试验、机上地面试验和飞行试验检验供电系统在各种稳态、瞬态及极限条件下的供电特性。
5.3.3.2 电源容量
参照 GJB 860 的规定进行多轮全机电气负载统计，并编写各阶段分析报告，证明所选的主电源、二次电源、蓄电池、应急发电机、辅助电源和地面电源的容量满足负载要求， 对于主发电机、辅助发电机及应急发电机，还应验证确定的电源容量与相应驱动装置的协调。
进行供电系统的机上地面试验进一步检验所选容量是否满足要求。进行飞行试验实测各供电电源所承受的负载，画出电气负载图，以证明供电系统容量可以满足各种状态下的用电负载要求。
5.3.3.3 用电设备电气特性
应在供电系统试验室试验中，进行供电系统与部分用电设备的综合试验，其中主要选取那些对供电系统工作影响较大的用电设备，如起动电流较大的液压泵。
在供电系统机上地面试验和飞行试验中，应注意检测用电设备是否对供电系统中其他设备的工作产生不利影响。
应通过设备合格鉴定，表明用电设备对飞机供电系统所产生的不利影响在 HB 6167(所有部分)或专用规范的规定限值内。
5.3.4 设计和架构
5.3.4.1 预防伤害
通过检查供电系统的图纸和文件、演示等确认系统具有预防伤害能力。
5.3.4.2 余度供电和不中断供电
通过检查供电系统的图纸和文件确认系统具有余度供电和不间断供电能力。通过试验室试验， 证明电气满足余度供电和不间断供电的要求。通过系统安全性评估，证明余度供电通道之间的独立性。
5.3.4.3 应急状态供电
通过检查供电系统的图纸和文件确认系统具有应急状态供电能力。进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验，验证应急状态供电特性满足要求。
5.3.4.4 主电源
通过部件和整套系统的合格鉴定，证明主电源系统符合供电要求;通过电路分析、供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证控制逻辑的正确性以及与供电系统其余部分的相容性;进行供电系统试验室试验和飞行试验，验证主电源系统性能。
5.3.4.5 二次电源
通过部件和整套系统的合格鉴定，证明二次电源系统符合供电要求;通过电路分析、供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证控制逻辑的正确性以及与供电系统其余部分的相容性;进行供电系统试验室试验和飞行试验，验证二次电源系统性能。
5.3.4.6 应急电源
通过部件和整套系统的合格鉴定，证明应急电源系统符合应急供电要求;当使用蓄电池时，还应进行放电试验验证其达到应急供电时间的要求;通过电路分析、供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验，验证控制逻辑的正确性以及与供电系统其余部分的相容性;通过机上检查验证是否能提供飞行前的检验手段;进行供电系统试验室试验和飞行试验，验证应急电源系统性能;进行机上地面试验，证明应急电源与正常电源之间的转换不会对飞机和人员构成危害。
5.3.4.7 辅助电源
通过部件和整套系统的合格鉴定，证明辅助电源系统符合供电要求;通过电路分析、供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证控制逻辑的正确性以及与供电系统其余部分的相容性;进行供电系统试验室试验和飞行试验，验证辅助电源系统性能。
5.3.4.8 地面电源
应通过机上检查验证地面电源插座的设计和安装是否与规定的图样相符、安装位置的可达性、地面电源插头是否便于插拔、标记是否醒目。
在交流电源插座接入不符合要求的地面电源，验证供电系统能否进行有效的保护。
进行供电系统试验室试验和机上地面试验来验证地面电源的功能和性能。
5.3.4.9 配电
审查设计文件，进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验(包括必要的故障试验)， 验证配电系统的功能和性能。
5.3.5 控制和保护
通过审查设计文件，验证控制和保护功能。
可进行供电系统试验室试验、机上地面试验， 验证供电系统的控制和保护功能：操作转换逻辑是否正确，故障保护逻辑是否正确，上下级保护逻辑是否正确，在控制和保护动作中各项指示信息是否正确。
5.3.6 防火
通过审查设计文件、部件试验，验证系统部件的防火要求。
5.3.7 安装
通过审查设计文件、系统试验，验证系统部件的安装符合要求。
5.3.8 环境适应性
应通过设备合格鉴定验证供电系统及其部件的环境适应性，试验按 HB 6167(所有部分)的规定进行。也可以通过机上地面试验和飞行试验验证供电系统及其部件的环境适应性。
5.3.9 可靠性
根据供电系统部件研制过程中的所有试验、可靠性试验及从外场收集的统计数据， 验证供电系统能否满足分配的平均故障间隔时间(MTBF)要求。
5.3.10 维修性
根据供电系统及其部件装机后的机上地面维修性演示验证试验及从外场收集的统计数据，验证供电系统能否满足分配的平均修复时间(MTTR)要求。
5.3.11 测试性
通过审查供电系统各阶段的测试性分析和总结报告、各分系统及设备的技术总结报告， 验证供电系统、各分系统及成品在一级维修及二级维修中的故障检测率(FDR)及故障隔离率(FIR)能否满足要求。
5.3.12 寿命
通过审查供电系统各阶段的研制总结报告、各部件的设计总结报告及寿命分析报告， 并进行必要的寿命试验，验证供电系统部件是否满足专用规范中明确的寿命和贮存期限要求。
5.3.13 安全性
参照 SAE ARP4761 进行供电系统功能危险性评估、初步系统安全性评估和系统安全性评估， 并形成报告供审查，以验证供电系统满足飞机对供电系统安全性的要求。
对于安全性文件中应用的系统工作逻辑和运行假设，应通过系统试验和航线运行数据进行验证。注：5.3.13 条要求与 CCAR-25-R4 §25.1309 的要求协调。
5.3.14 运输性
对产品进行必要的封存包装和运输检验，检验项目按产品及其包装要求选择，可参照 HB 5871 进行检验。
5.3.15 互换性
通过审查供电系统相关图纸和文件，并结合供电系统研制过程中的物理样机、电子样机、装机后的机上地面演示及从外场收集的信息进行验证。
5.3.16 接口
应通过分析论证供电系统与飞机其他系统的接口是否正确，应在飞机总装完成后进行导通和通电检查。但最终的验证应通过供电系统试验室试验和机上地面试验进行。
5.3.17 软件
应进行机载软件的确定和验证，必要时需进行第三方测试。
5.3.18 材料
检查供电系统及其部件的工程物料清单(材料细目表)，确认供电系统材料满足设计要求。
5.3.19 标志和代号
通过机上检查确认供电系统及其部件的标志和代号。
5.3.20 主要部件
5.3.20.1 布线
在飞机布线的实体安装模型和飞机上直接检查布线安装及其保护是否符合要求;在飞机上对电路进行导通、绝缘检查，对飞机各系统进行通电检查，验证其性能。
5.3.20.2 主发电机
按专用规范对主发电机进行设备合格性鉴定。在进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试
验时，应包括主发电机。
5.3.20.3 辅助发电机
按专用规范对辅助发电机进行设备合格性鉴定。在进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验时，应包括辅助发电机。
5.3.20.4 应急发电机
按专用规范对应急发电机进行设备合格性鉴定。在进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验时，应包括应急发电机。
5.3.20.5 二次电源
按专用规范对二次电源进行设备合格性鉴定。在进行供电系统试验室试验、机上地面试验和飞行试验时，应包括各类二次电源。
5.3.20.6 蓄电池
蓄电池、充电器以及蓄电池系统的其他功能部件首先应通过合格鉴定。应当选用已鉴定合格的蓄电池，若使用要求超出合格鉴定的试验范围，则需进行附加的蓄电池试验。
蓄电池的充电器或控制器是系统的一部分，对整套蓄电池系统要进行充分的试验，验证其相容性。通过论证，确保被充电的蓄电池在所要求的飞行剖面和环境条件下不会过热或过充电。
在进行供电系统模型试验、机上地面试验和飞行试验时，应包括蓄电池系统。
5.3.20.7 其他部件
按专用规范对其他主要部件进行合格鉴定试验。在进行供电系统模型试验、机上地面试验和飞行试验时，应包括其他主要部件。
附 录 A
(资料性附录)
民用飞机供电系统设计和验证经验
A.1 设计经验
A.1.1 通用要求
飞机供电系统中各部件间接口应协调匹配，主要是指供电系统与机载用电设备间供电特性和用电特性的匹配，以及供电系统与用电设备间的容量匹配。
飞机供电系统的容量和配置应能满足飞机的各个工作阶段(包括地面维护)机载用电设备的电能需求，包括电能的产生，变换、存贮、分配和控制。
飞机供电系统是飞机各种机载电子、电气设备工作的主要能源。因此， 必须对飞机供电系统的功能和性能进行明确规定以保证飞机供电系统的安全和可靠运行。
在确定飞机供电系统架构时，应对可能采用的多种系统方案进行权衡论证和合理选择。飞机供电系统必须能确保直接影响飞行安全和任务完成的机载用电设备的用电。
A.1.2 性能
A.1.2.1 供电特性
为确保飞机供电系统和机载用电设备间的电气兼容性，必须制定飞机供电接口规范。该规范不仅应规定供电系统在用电设备端的供电品质要求，还应规定机载用电设备能承受的供电特性的参数范围。典型的供电接口特性包括电压、频率、畸变和相位差的稳态值和瞬变极限。
通常新研制飞机的供电系统的供电接口应参见 GJB 181 的当前版本进行规定。若研制的飞机供电系统存在与该标准不一致的要求，则应参见 GJB 181 和该飞机特定的极限值和接口要求对供电系统的极限值和接口要求进行合理的规定。
当对现有飞机的供电系统进行改装时，系统的供电特性规定应与飞机的原要求一致，以保证现有的用电设备可继续正常工作。因此，只有在 GJB 181 的当前版本的供电品质等同于或优于原来的要求时，改装时才可规定应用 GJB 181 的当前版本。为此应将 GJB 181 的当前版本与历史版本进行比较，然后作出最后决定。
应检查供电系统与所有用电设备的兼容性。供电特性标准应包括在每个机载用电设备供应商的规范中，并应在安装到飞机前对所有用电设备进行试验。
A.1.2.2 电源容量
飞机供电系统应能在飞机所有工作状态下提供足够的电功率，电源容量由飞机的用电需求决定，还要考虑今后飞机电气负载的增加所带来的额外容量需求。另外， 应对发电机、变换器、应急和起动设备等的额定容量分别予以明确规定。
合理确定供电系统的容量是非常重要的，因为它是影响飞机设计的关键设计参数，它对飞机供电系统的重量和体积的影响非常明显。
由飞机用电需求所确定的电源容量应考虑到飞机所有的工作模式，同时还要有足够的安全裕度，以及考虑负载增加带来的额外容量需求，并对下列因素予以考虑：
a) 稳态和短时负载要求;
b) 部件额定功率;
c) 容量降额因素，如风冷发电机需考虑速度与温度、高度与压力等影响因素， 油冷发电机需考虑入口油温和油量等影响因素;
d) 负载增长的要求;
e) 关键飞行系统的冗余度;
f) 电气负载和电源容量分析可参见 GJB 860 规定的方法。
飞机的电气负载在初始设计完成后通常还会继续增加，如果最初未对此进行考虑，可能被迫根据负载的增加改用容量更大的发电机。在一台发电机失效的故障状态下供电系统应仍能向全部机载用电设备供电。
A.1.3 设计和架构
A.1.3.1 余度供电和不中断供电
为保持对飞机的控制，电传飞行控制系统等关键飞行负载要求飞机供电系统具有连续供电的能力，因此飞机供电系统的设计应考虑提供不间断供电。为此不仅需要采取多余度供电技术， 而且各路电源通常应能及时向负载供电，而不需要通过手动或自动切换控制以避免降低系统供电的连续性。飞机不间断供电的电源是在飞行中能够连续工作的电源，这与那种只在需要时才接通，而且仅向少数关键负载供电的应急电源是不同的。对向关键飞行负载供电的电源的要求是供电不能有中断、供电品质不能降低， 并且电源故障率通常应是确定的。由于机载关键飞行系统的正常工作需要供电支持， 因此飞机供电系统也是保证飞机飞行的关键系统之一。经验表明仅在故障发生后才投入工作的应急电源， 不适合作为关键飞行负载的备份电源，因此为满足关键飞行负载的要求应考虑采用全时供电的多余度电源。
A.1.3.2 应急电源
尽管为提高供电系统的可靠性，采取了对电源容量降额使用、多余度供电等方法， 主电源的故障还是不可避免的。对于有多个发电机的飞机而言，必须考虑设置一个独立的应急电源。
主电源一旦失效，通常需要由独立的应急电源来供电。通常要求应急电源系统能在飞机的整个飞行包线范围内工作，并且具有向保证飞机控制和有关乘员安全所必需的全部电气负载供电的能力。飞机供电系统的设计应考虑提供在飞机飞行之前在地面检查应急电源能否在空中正常工作的可行措施。飞机飞行中重要用电负载转换到由应急电源供电或由应急电源供电转回由主电源供电的过程，不得产生对飞机和乘员有重大危害的瞬变。
应急电源供电持续时间是飞机供电系统设计的一个关键参数，应予以明确规定。对有供电时间限制的应急电源，例如蓄电池这样电能有限的储能设备，设计时要考虑有足够可用的电能以确保规定时间内的供电。应急电源最小供电持续时间宜为 30 分钟，通常在此时间内机组人员能够使飞机恢复控制或紧急着陆。应急发电机是一种不受时间限制的应急电源。应急电源的容量设计应满足飞机应急负载的电能要求，应急负载的电能要求可参见 GJB 860 进行电气负载分析来确定。
应急电源投入供电的响应时间涉及很多因素，设计中需要全面考虑，如敏感供电故障的方法、投入供电的手动或自动转换方式、应急供电装置的起动过程及响应时间等。在正常供电恢复的情况下， 应能以手动或自动方式将电气负载转回到由主电源供电。在应急状态下如果供电的自动转换会对机组人员产生额外的不利影响，那么则不应采用这种有害的自动转换。因为对机组人员产生的二次干扰与故障刚发生时的初次干扰的不利影响同样严重，因此，推荐使用手动方式在飞行中事故发生过后将应急负载转回由正常电源供电。
应急供电的控制逻辑非常重要。
为保持应急电源可靠性的置信度，如果可行，应在每次飞行前对应急电源做运行检查。否则， 应提供能证明其在空中可正常工作的其他方法。
即便是为了节省费用或减轻重量，也不推荐取消应急电源，因为在飞行试验中，因主电源系统出现
多重失效而要求应急电源供电的情况时有发生。
A.1.3.3 辅助电源
辅助发电机已被证实对大多数飞机是有利的。在飞机维护、检测和其他工作时因为有辅助发电机而可以省去对地面电源的需求，同时辅助发电机还可代替失效的主发电机供电。
飞机供电系统应能安全、高效地产生、控制并分配机载辅助电功率。对辅助电源的要求应根据飞机的实际工作需求分析确定。对所要求的辅助发电机的容量，是否要求地面和/或机上工作，是否要求与主发电机或地面电源并联工作，以及在转换到辅助发电机供电或从辅助发电机供电转换到其他电源供电的转换过程中是否要求不中断供电等要求在设计时均应予以明确规定。
A.1.3.4 二次电源
为满足飞机的用电需求，飞机供电系统需要提供不同类型的电源，如 115V，400Hz 交流电;115V， 60Hz 交流电;270V 直流电和 28V 直流电等。飞机供电系统通常设置一个主电源，其他类型的电源是通过变换装置由主电源转换而来的。这些变换装置是供电系统的重要组成部分， 它们的成功设计对获得一个稳定、可靠的供电系统是十分重要的。
A.1.3.5 地面电源
地面电源对飞机地面运行通常是必须的，如用于地面维护、飞机照明和发动机起动等。因此， 飞机供电系统具有与地面电源连接的接口并对其应用的能力是非常重要的。
飞机在地面由地面电源供电时，供电系统应能承受并分配与地面工作要求相一致的最大电功率，并保持本标准中规定的供电特性。供电系统应能提供机载电源和地面电源间的双向供电转换。飞机供电系统应设有保护，以防止不符合要求的地面电源连接到飞机上。在使用地面电源车时， 若接口不兼容将会造成机载用电设备的损坏。
地面电源插座应与最新的国际标准中的地面电源接口要求相一致，并满足下列要求：
a) 飞机地面电源插座的位置应是在地面可触及的，并应布置在对地面工作人员危害最小的位置。地面电源插座不应安装在飞机的危险区域及其附近，如发动机进气口或排气口、辅助动力装置或喷气发动机燃气起动机的排气口、螺旋桨或螺旋桨风口、燃料注入或排放口等。首要考虑的是地面电源插座的位置应是安全的并易于接近，以便于使用和对地勤人员危险最小。
b) 当操作要求有规定时，插座应设计为在飞机向前移动时即使地勤人员忘记拔掉地面电源插头，地面电源的电缆和插头也能与地面电源插座自然脱开。
为便于进行飞机供电系统的地面检测，可利用地面电源插座将负载箱与飞机连接，以避免使用机上用电设备作为飞机地面检查时的负载。
拔掉地面电源插头后，飞机地面电源插座电路应与机上供电电路断开，以确保地面电源插座不带有危险电压。
飞机供电系统设计时，对地面电源容量的要求可参见 GJB 860 进行电气负载分析确定。在地面电源供电品质不符合要求时应进行保护，以防止损坏飞机供电系统和机载用电设备。部分机载用电设备要求从地面电源供电转到机载电源供电时或反向转换时不能出现供电中断，系统设计时应按实际需求来确定这种要求是否必要。对特殊的超出和高于相关供电品质标准的转换瞬变要求应予以明确规定。
飞机供电系统设计时应对地面电源连接器的接口要求和标识要求予以明确规定。地面电源插座应有明显的识别标识，以便飞机地勤人员维护时使用。
A.1.3.6 配电
飞机供电系统应能安全、可靠地将电功率传输至各机载用电设备。如果飞机配电系统设计有缺陷或设计不合理，配电系统的故障将会导致飞机供电系统全部或部分电源的丧失。配电系统与主电源系统一
样需要进行周密的设计和深入的分析。
飞机配电系统应按下述要求分配并传输飞机供电系统各通道电源提供的电功率：
a) 应综合考虑电源供电品质、负载优先级、可靠性和安全性。
b) 汇流条布局和配电电路的配置，应保证在飞机供电系统正常时，用电设备能从飞机主电源、地面电源或辅助电源(若适用)获取所需电能。
c) 当飞机供电系统故障导致可用电源的容量小于当前飞机工作需要时，供电系统应自动卸除预先选定的负载，以保证供电系统剩余可用电源的正常工作。
d) 关键飞行负载应优先由主电源供电，在主电源失效时，由应急电源供电。
e) 配电线路的电线规格应能确保用电设备端的供电品质符合 4.2.1 的要求。电气布线应遵守HB 8465 的要求。此外，也应考虑 HB 8467 对电气设备安装的要求。在可能的情况下，应考虑将飞机结构作为主电源配电的中线/负线回路或地线，以减小飞机线路重量。
f) 为确保余度供电、配电的可靠性和安全性，各馈电通道应分开敷设，并有效隔离。
g) 应提供便于将地面地源和在地面时不需要供电的设备断开的方法。
A.1.4 控制和保护
为确保飞机供电系统安全、有效地工作，必需进行适当的控制和保护。
飞机供电系统应提供下列控制和保护功能：
a) 飞机供电系统的例行工作，如正常投入、推出、并联、以及电压和频率调节等， 应在不需机组人员干预的情况下自动完成，各项例行工作中的故障隔离也应自动完成。控制功能如果是自动的，应防拍合。应向机组提供必要的指示和手动控制功能以便在供电系统正常和非正常工作时对其进行有效的控制，其中包括影响飞行安全或任务完成的系统错误和故障的指示。供电系统的控制应能满足飞机安全性和任务完成的要求，并且不给机组人员带来额外负担。另一方面，机组人员应可干预非例行工作，以改进任务的有效性、控制非正常或危险的状态。
b) 应对飞机供电系统的非正常状态提供自动保护功能，这一功能能够根据设计快速响应，并且不需要机组人员进行判断。应能检测、隔离并能以一定的方式消除故障和失效，消除危险状态，以保证飞机安全和最小的性能下降。
c) 应在包括发电机馈电线、汇流条连接线和负载电路在内的所有配电电路的整个区段上提供短路和过载保护。每个负载电路都应设置单独保护以防止单个故障影响多个重要的系统功能。
d) 系统设计应提供检测提供多余度供电的每个冗余组件失效的方法，如果不能检测冗余部分的故障，也就丧失了冗余设计的意义。
e) 为确保故障保护装置功能的实现，机载电气设备与飞机结构应正确搭接和接地以承受输入端电源故障电流。整个故障回路的阻抗应足够低， 以确保可能出现的故障电流能够使保护装置快速跳开(典型值为几十毫秒)。
f) 如果飞行安全要求能在飞行中复位供电系统中某一断路器，则这一断路器的布置必须使其在飞行中易被复位。
g) 从应急电源供电转回到由主电源供电的切换应可手动操作，以使机组人员能够更好地控制非正常状态。重要汇流条可采用多条电源馈线。
h) 采用多路传输技术传输飞机供电系统的控制信号与监测信号是减少布线数量的一种可行的选择，可明显减少线路重量和体积。
i) 功率控制器是连接电源与相应汇流条或负载的电源切换装置，通常是机电装置，如开关、继电器或接触器，但也可以是各种用途的固态装置。在选择电源控制器时主要考虑电流要求和工作电压。固态装置由于存在固有的电压降和热消耗， 而被限制应用在小电流场合，但是如果损耗不是主要的关注点(短时应用或有足够的冷却)，也能应用在电流更大的场合。
j) 机电式接触器适用于大电流场合，然而，对于直流 270V 系统，更关注的是断开时的灭弧问题，需要设有与交流 115V 机电式接触器那种利用电流过零点抑制电弧的特性相对应的额外灭弧措施。
k) 断路器或熔断器等常规保护装置可用于配电系统的保护，应将其安装在配电汇流条上合适的位置。远程应用时， 可用同一个部件实现开关和保护功能，以减小重量和体积。设计中可选用的特殊类型的功率控制器包括发电机汇流条接触器、互连接触器、遥控断路器、固态功率控制器以及真空继电器等。
A.1.5 主要部件
A.1.5.1 布线
飞机供电系统的性能和可靠性在很大程度上取决于布线设计和安装。应考虑线束部件及其适用性，尤
