高清可复制 HB/Z 302-2023 民用飞机供电系统设计指南

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　　民用飞机供电系统设计指南

　　Design guidelines for civil aircraft electrical power systems

　　2023-12-29 发布 2024-07-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本文件按照 GB/T 1.1-2020《标准化工作导则 第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。

　　本文件代替 HB/Z 302-1997《民用飞机供电系统设计指南》。本文件与 HB/Z 302-1997 的主要技术差异在于：

　　a) 增加了设计依据;

　　b) 增加了系统顶层设计、变频电源、固态配电、复合材料机体接地回路、锂电池等相关内容;

　　c) 删除了供电特性的具体指标要求，增加了影响供电特性参数因素的相关内容;

　　d) 增加了对用电设备的要求;

　　e) 增加了系统验证要求。

　　请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。

　　本文件由中国航空综合技术研究所归口。

　　本文件起草单位：西北工业大学、中国商飞上海飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所、中国民航大学。

　　本文件主要起草人：郑先成、张晓斌、王宏霞、杨溢伟、陈 琨、林志昆。

　　原指南 HB/Z 302-1997《民用飞机供电系统设计指南》于 1997 年首次发布。

　　民用飞机供电系统设计指南

　　1 范围

　　本文件规定了民用飞机供电系统的设计和验证要求及方法。

　　本文件适用于民用运输类飞机，其他飞机可参考使用。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GB/T 30203 飞机电气系统特性

　　GJB 181 飞机供电特性

　　GJB 860 飞机电气负载和电源容量分析

　　HB 6167.18 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 第 18 部分：电源输入试验

　　HB 6167.19 民用飞机机载设备环境条件和试验方法 第 19 部分：电压尖峰试验

　　HB 8412 民用飞机系统电搭接通用要求

　　HB 8441 民用飞机供电系统通用要求

　　HB 8468 民用飞机电气系统飞行试验要求

　　HB 20326 机载用电设备的供电适应性试验方法

　　HB/Z 421 民用飞机机载系统和设备软件合格审定保证指南

　　HB/Z 403 电气过流保护器件的选用和应用指南

　　《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

　　3 术语和定义

　　本文件没有需要界定的术语和定义。

　　4 设计依据

　　供电系统设计主要考虑以下要求：

　　a) 飞机总体对供电系统的设计要求;

　　b) 相关适航要求，适航规章中适用于供电系统设计的相关条款包括：

　　1) CCAR-25-R4 §25.899 电搭接和防静电保护;

　　2) CCAR-25-R4 §25.1310 电源容量和分配;

　　3) CCAR-25-R4 §25.1351 电气系统和设备总则;

　　4) CCAR-25-R4 §25.1353 电气设备及安装;

　　5) CCAR-25-R4 §25.1355 配电系统;

　　6) CCAR-25-R4 §25.1357 电路保护装置;

　　7) CCAR-25-R4 §25.1360 预防伤害;

　　8) CCAR-25-R4 §25.1362 应急状态供电;

　　9) CCAR-25-R4 §25.1363 电气系统试验;

　　10) CCAR-25-R4 §25.1365 电气设备、马达和变压器。

　　c) 动力装置选型对电源系统的影响;

　　d) 机载用电设备的配置和用电要求;

　　e) 机载用电设备的电气特性;

　　f) 供电系统和设备的环境条件和要求;

　　g) 供电系统和设备的可靠性、维修性、测试性、安全性和经济性等要求。

　　5 系统设计

　　5.1 设计内容

　　供电系统设计的范围包括顶层设计、电气负载和电源容量分析、电源系统设计、配电系统设计、供电特性要求及其他与电气有关的设计等。

　　5.2 顶层设计

　　5.2.1 需求定义

　　需求是产品或服务的可识别的、强制性的特征， 供电系统设计必须满足或执行相应的需求。供电系统需求分为功能性需求和非功能性需求。其中功能性需求定义供电系统可执行的行为， 非功能性需求定义完成特定的功能性需求所要施加的限制。

　　供电系统需求定义来源可从以下方面考虑，但不限于以下几项：

　　a) 供电系统的用户需求，包括各机载用电系统、机组人员、地面服务人员和地勤人员等;

　　b) 飞机分配的需求，满足如下顶层需求：

　　1) 供电系统应保证在飞机各种状态下，用电设备的容量、电压、频率、波形等需求;

　　2) 供电系统应保证与用电负载之间能协调、匹配和稳定地工作;

　　3) 供电系统应实现飞机上的余度供电、容错供电和不中断供电的功能;

　　4) 供电系统应具有机内自检测、计算机自动管理和通讯总线传递信息的功能。

　　c) 适航相关需求，包括 CCAR 25 部、相关咨询通告以及型号专用的适航要求文件等， 这些需求应该与电源系统的取证规划中制定的取证基础保持一致;

　　d) 行业规范需求，如 TSO 、DO-160 等。

　　供电系统需求定义应按照飞机总体规定的需求管理体系执行，并应在专用规范中明确规定。

　　5.2.2 方案权衡

　　在方案论证阶段，应在多个备选方案中进行选择，通过分析、仿真、试验等方式对不同供电系统方案进行权衡，确定最佳概念方案。方案权衡应对电源容量、主电源形式、配电通道数量等开展分析。

　　方案权衡过程应考虑从以下方面着手：

　　a) 确定设计目标优先级，确定需要评估的专业目标，并建立详细的方案权衡分析评估判定准则;

　　b) 对每个备选方案进行系统分析工作，包括各类系统的专业工程分析，分析评估的目标包括：方案对系统目标的实现程度，包括各类型性能、系统特性和约束条件， 包括除了技术特性，还包括费用、进度、风险等项目管理因素;

　　c) 基于设计目标优先级、相关判决标准和各类专业分析报告，进行权衡分析，获得权衡分析报告，选择最优的概念方案。

　　供电系统方案权衡应通过各类分析得出最优的方案，并形成系统权衡分析报告。

　　5.2.3 架构与组成

　　供电系统架构设计需考虑如下原则：

　　a) 系统架构必须满足适用于供电系统的适航条款;

　　b) 系统架构必须实现飞机级设计需求;

　　c) 系统接口关系定义必须明确;

　　d) 系统架构需考虑将来的升级和扩展;

　　e) 系统架构需考虑成熟度高、具有一定运营经验的设计方案。

　　5.2.4 安装布置

　　供电系统安装布置设计应遵循飞机总体设计要求，并满足相应的适航条款要求。

　　a) 供电系统电气设备的安装应遵循如下原则：

　　1) 电气设备的安装，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;

　　2) 电气设备安装设计时应根据飞机和系统安全性要求，单独考虑或与其他系统和设备一起考虑布置方案，使得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为极不可能，且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为不可能;

　　3) 电气设备的安装设计应保证在各种可预期的运行条件(必须考虑临界的环境条件)下能完成预定功能;

　　4) 所安装的每项设备其种类和设计与预定功能应相适应。需用标牌标明其名称、功能或使用限制，或这些要素的适用的组合。应按对设备规定的限制进行安装，且安装后功能正常。

　　b) 供电系统电气设备的布置应遵循如下原则：

　　1) 除由动力装置和辅助动力装置驱动的发电机外，电气设备一般集中布置于飞机各电子电气设备舱内;

　　2) 电气设备布置应考虑系统的安全性要求;

　　3) 电气设备布置应考虑设备间的冗余要求，以便将区域安全影响及特殊风险影响程度降到最低;

　　4) 电气设备布置应根据布置环境及设备尺寸给出合理的安装空间，安装空间应不小于设备最大外形尺寸加上维护与通风所要求的适当距离;

　　5) 电气设备布置应考虑拆装及维修时的使用工具状态，提供适当的操作空间，使维修人员有较合理的姿态;

　　6) 电气设备布置要求应将故障频率高、预防性维修的频繁程度高、调整工作困难或拆装时间较长的设备部件布置于可达性好的位置;

　　7) 散热量大的设备应尽量布置在冷却效果好的地方或结合飞机设备舱的冷却方式给出特殊冷却要求;

　　8) 电气设备的布置应考虑导线连接关系，以尽可能缩短导线的长度以便减重;

　　9) 电气设备布置应满足电磁兼容性要求。

　　5.2.5 仿真分析评估

　　系统仿真分析作为一种设计工具，可用于供电系统方案设计、详细设计、性能分析验证、故障分析等多个方面，能够缩减系统的研制周期及成本。仿真工作从需求定义、需求确认、再到需求验证， 从设

　　计、排故、适航审定到最终的运营阶段， 都具有重要的意义。根据仿真目标对象和场景的不同， 将仿真分为功能和性能仿真。其中， 功能仿真用于对系统逻辑功能设计分析，确认系统设计是否实现了预期的功能;性能仿真用于系统电气特性设计分析，确认系统设计是否达到预期的性能要求。在飞机不同的研制阶段，系统仿真发挥不同的作用。

　　a) 在方案设计阶段，以系统场景和系统需求为输入，通过建立供电系统功能与性能仿真模型，对不同的系统架构和方案进行仿真分析，论证方案的可行性。

　　b) 在详细设计阶段，以系统场景和初步系统架构为输入，通过供电系统功能与性能仿真来确定系统架构，并定义供电品质的关键参数，对系统功能及性能需求进行确认。

　　c) 在试验试飞阶段，通过调整供电系统功能与性能仿真模型参数快速模拟各类工况，尤其是一些无法通过试验实现的极端工况，对系统性能进行验证;同时，试验试飞过程中出现故障时，通过模型快速进行故障复现和定位，并通过调参快速找到合理的解决方案。

　　无论采用何种仿真工具，对仿真产品的认可首先建立在模型的可信度基础上。因此要针对特定的仿真内容，对所用的模型进行准确度验证。为此， 需要建立模型的准确度评判标准，主要是针对某些供电系统运行场景，比较仿真结果和实测结果的差别。

　　供电系统仿真分析应按照规定的仿真体系执行，并应在专用规范中明确规定。

　　5.3 供电系统

　　供电系统包含从电源到用电设备输入端的部分，应具有电能产生与变换和传输与分配的功能。电源实现电能的产生与变换，包括一次电源与二次电源;配电系统将电能传输和分配到用电设备输入端。供电系统应满足下列要求：

　　a) 电气系统容量：对于所需的发电容量、电源数目和种类规定如下：

　　1) 必须由电气负载分析确定;

　　2) 必须满足 CCAR-25-R4§25.1310 条的要求。

　　b) 发电系统：发电系统包括电源、主电源汇流条、传输电缆以及有关的控制、调节和保护装置。发电系统的设计必须符合下列规定：

　　1) 电源在单独工作或并联运行时功能正常;

　　2) 任一电源的失效或故障均不得造成危险或损害其余的电源向重要负载供电的能力;

　　3) 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;

　　4) 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的危险;

　　5) 备有在飞行中相应机组成员容易接近的措施，以将各电源与该系统单独断开或一起断开;

　　6) 备有措施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。

　　c) 外部电源：如果备有设施将外部电源接到飞机上，且该外部电源能与除用于发动机起动之外的其他设备相连接，则必须有措施确保反极性或逆相序的外部电源不能向该飞机的电气系统供电;

　　d) 无正常电源时的运行：必须通过分析、试验或两者兼用来表明，当正常电源(除蓄电池之外的电源)不工作、燃油(从熄火和重新起动能力考虑)为临界状态，且飞机最初处于最大审定高度的情况下，飞机能按目视飞行规则安全飞行至少五分钟。电气系统中满足下列条件的部分才可以保持接通：

　　1) 包括导线束或接线盒起火在内的单个故障不会导致丧失断开部分和接通部分;

　　2) 接通部分在电气上和机械上与断开部分隔离。

　　注：本条要求与 CCAR-25-R4 §25.1351 的要求一致。

　　5.4 电源容量

　　5.4.1 电源容量和分配

　　电源容量和分配应按下列要求：

　　a) 对于型号合格审定或运行规章所要求的，并需要用电的每个装置均为电源的“重要负载”。在可能的运行条件和可能的持续时间内，电源和系统应能够提供电源给下列负载：

　　1) 系统正常工作时连接到系统的负载;

　　2) 在任何一个主驱动器、电源变换或储能装置失效后的重要负载;

　　3) 在下列失效后的重要负载：

　　—— 双发飞机的任何一台发动机;

　　—— 三发或以上发动机飞机的任何两台发动机。

　　4) 在任何一个电源系统、配电系统或其他用电系统失效或故障以后， 需要一个备份电源的重要负载。

　　b) 判断是否符合本条 a)的 2)和 3)时，可以假定电源负载按与经批准的运行类别的安全性相符合的监控程序降低。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：上述要求与 CCAR-25-R4 §25.1310 的要求一致。

　　针对备份或冗余系统和设备，满足上述 a)的要求时，电路之间的隔离应将引发相关系统电路或供电多重失效的单个事件的风险降到最低，如应隔离电缆束或液压管路束，以防止对主系统和替代系统及供电设备造成损害。

　　5.4.2 电气负载和电源容量分析

　　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分析。

　　外部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。

　　5.5 电源

　　5.5.1 电源的设置

　　电源一般包括主电源、辅助电源、二次电源、应急电源和外部电源等。电源设置应满足下列要求：

　　a) 至少有一个电源从主发动机提取功率;

　　b) 如果装有辅助动力装置，可以有独立的辅助电源。辅助电源一般在地面使用，但在限定的高度范围内也具有空中工作的能力;

　　c) 可以根据用电设备对交直流功率的需求设置二次电源;

　　d) 通常设置应急电源以满足应急状态供电要求;

　　e) 至少可用一个外部电源向机上供电，作为大多数地面维护工作的电源;

　　f) 电源系统的设计容量应具有足够的余量，以允许负载的增加。

　　5.5.2 主电源

　　5.5.2.1 主电源形式

　　主电源形式一般包括恒频交流电源系统、变频交流电源系统、高压直流电源系统和低压直流电源系统。

　　a) 恒频交流电源系统是指采用组合传动发电机发电的电源系统。组合传动发电机中的恒速传动装置，将发动机输出的变化转速转换为恒定转速，然后驱动同步交流发电机。

　　b) 变频交流电源系统是直接由发动机通过变速装置驱动发电机的电源系统。根据发动机的转速范围不同，变频电源系统可分为窄变频电源系统和宽变频电源系统。

　　c) 直流电源系统可分为低压直流电源系统和高压直流电源系统。低压直流电源系统通常由发动机通过附件机匣直接驱动直流发电机，高压直流电源系统可以由同步发电机、开关磁阻发电机或永磁发电机等将发动机输出的机械功率转化为电功率，然后经过功率变换装置输出高压直流电功率。

　　5.5.2.2 主电源设计

　　主电源系统设计，首先需要根据飞机负载需求统计与计算结果，确定发电机容量需求;其次需要根据飞机安全性的设计需求，通过功能危险性分析确定电源系统通道设置，确定发电机通道配置和数量。此外，需要考虑如下因素：

　　a) 发电机容量和数量选取应考虑与动力装置间的机械接口匹配性;

　　b) 发电机数量通常应为偶数;

　　c) 发电机应具有互换性;

　　d) 一个电源的失效应不影响飞机正常飞行;

　　e) 每个单独的电源应是自主的和独立的。电源系统应在内部提供全部的励磁、控制保护和指示所需要的功率，并且与发电机的输出功率无关;

　　f) 为防止发生多重故障，电源之间、汇流条之间和控制保护电路之间必须能隔离;

　　g) 系统必须提供必要的余度和备份容量;

　　h) 主电源调压点电压敏感线应采用屏蔽线。

　　5.5.2.3 主电源保护

　　5.5.2.3.1 概述

　　主电源保护功能一般包括过压、欠压、过频、欠频、过电流、差动电流、相序错误、缺相、直流分量、相间不平衡、励磁机励磁故障和旋转二极管短路等故障的保护，具体的保护特性由专用规范确定。

　　5.5.2.3.2 过压

　　过压保护应考虑：

　　a) 在电压敏感电路中应能敏感高相电压，并具有高相限制;

　　b) 变频交流电源系统在发电机高速运行突卸大负载时，瞬态峰值电压可能会危害用电设备安全，可以通过增加快速响应的过压抑制器来抑制这种瞬时高电压;

　　c) 发电机非正常过压通常是由电压调节环节故障引起的，由电压调节故障而引起过压状态时，应能断开发电机励磁。

　　5.5.2.3.3 欠压

　　欠压保护应考虑：

　　a) 发电系统欠压通常是由于发电机故障、电压调节环节故障、过载或短路引起的。由于发电机或电压调节环节故障而达到欠压跳闸极限时应断开发电机输出;清除过载或短路故障应由其他保护装置完成，若没能完成时，作为备份措施可以断开发电机励磁;

　　b) 欠压跳闸极限的选择依据是在断开发电机以前使跳闸时间最长的断路器先断开，其目的是防止过早断开发电机以后，将短路故障带给更多的发电机而失电。因此要求欠压延时可能长达 7s或 10s，为此，发电机或变换装置必须能承受足够的故障电流。

　　5.5.2.3.4 差动

　　差动保护应考虑：

　　a) 差动保护用于对发电和配电系统的一定区域进行保护，对该区域总的输入电流和总的输出电流进行比较，当两个电流值之差达到设定的值时，就表明存在电气故障;

　　b) 传统的差动保护用在发电机和主汇流条之间，根据需要也可以把差动保护的区域扩大至电流较大的传输电路，如不同配电装置之间;

　　c) 差动保护可以及时响应保护区域内的某些故障，避免电源和配电系统长时间处于欠压状态。

　　5.5.3 辅助电源

　　5.5.3.1 概述

　　辅助电源通常是指飞机上辅助动力装置驱动的发电系统。辅助电源可用于地面维护、发动机起动、系统检测、就位待机、照明、装货等工作阶段，辅助电源在地面和空中应均能工作。

　　辅助交流发电机由辅助动力装置驱动，其转速变化范围较窄，所以辅助交流电源的频率变化范围较小。辅助电源的发电机及其控制器通常与主发电系统相同， 以满足供电系统在任一主发电系统故障后不影响全机负载供电的要求。恒频交流辅助电源有可能还需要具有与主电源短时并联的功能， 以实现转换过程中的不间断供电。

　　辅助动力装置的起动可以由专用的起动机起动，也可以采用起动发电一体的起动发电机起动。在主发动机电起动时，通常由辅助电源为其起动控制器提供电功率。

　　辅助电源有可能会作为大功率、长时间使用的应急电源， 此时应考虑飞行高度以及辅助动力装置起动时间的影响。为了满足安全性要求， 可以考虑采用多个辅助动力装置或在辅助动力装置上安装多个发电机。

　　5.5.3.2 辅助电源保护

　　辅助电源保护功能一般包括过压、欠压、过频、欠频、过电流、差动电流、相序错误、缺相、直流分量、相间不平衡、励磁机励磁故障、旋转二极管短路和起动超次等故障的保护， 具体的保护特性由专用规范确定。

　　5.5.4 应急电源

　　5.5.4.1 应急电源形式

　　应急电源一般应包括蓄电池和应急发电系统，也可由蓄电池单独为应急系统供电，由于蓄电池的容量限制，其单独供电时供电时间较短，长时间使用的应急电源一般是应急发电系统。应急发电系统的类型包括：

　　a) 115V/200V、400Hz 交流应急发电系统：采用三相四线制，由交流应急发电机、应急发电机控制器、电流传感器、应急发电机接触器等部件组成;

　　b) 28V 直流应急发电系统：由直流应急发电机、应急发电机控制器、电流传感器、应急发电机接触器等部件组成;

　　c) 115V/200V、400Hz 交流/28V 直流双输出应急发电系统：由交流/直流双输出应急发电机、应急发电机控制器、电流传感器、应急发电机接触器等部件组成，交流输出端采用三相四线制。

　　5.5.4.2 应急发电机的驱动

　　应急发电机由应急发电机驱动装置驱动旋转工作，发电输出电能，应急发电机驱动装置有下列三种类型：

　　a) 冲压空气涡轮：靠飞机的迎面气流吹动涡轮旋转，驱动应急液压泵工作产生液压动能，或者直接拖动应急发电机旋转工作;

　　b) 液压马达：应急液压泵或飞机的液压系统向液压马达提供液压动能，驱动液压马达旋转工作，拖动应急发电机旋转工作;

　　c) 应急动力装置：由飞机发动机的引气系统供气吹动涡轮旋转，或者由装置中的单组份燃料或双组份燃料迅速分解产生的高温高压气体吹动涡轮旋转，拖动应急发电机旋转工作。

　　5.5.4.3 应急电源设计

　　非正常与应急工作状态下，电源应满足下列要求：

　　a) 电传操纵系统的使用要求大幅度增加应急电源容量。大功率长时间使用的应急动力源可以由辅助动力装置提供;

　　b) 应急电源应独立于主电源;

　　c) 应急供电时间应满足飞机安全飞行要求;

　　d) 如果使用辅助动力装置作应急电源，则应在飞机规定的高度范围内均能工作;

　　e) 应通过电气负载分析确定应急功率需求;

　　f) 在应急供电状态，应自动切除非关键负载;

　　g) 应急电源的保护由专用规范确定，保护功能应尽可能少，以保证应急状态时的供电能力。

　　5.5.5 二次电源

　　5.5.5.1 二次电源形式

　　随着飞机上越来越多的设备应用电功率，以及负载对电压、频率和电功率调节控制的要求， 机上大部分电功率可能都需要进行二次变换。二次电源主要用于将飞机上的交直流电功率变换成负载需要的不同的电压、频率的电能形式，主要包括 DC/DC 、DC/AC 、AC/DC 和 AC/AC 等功率变换器，供电系统中典型的功率变换器包括变压整流器、自耦变压器、自耦变压整流器、静止变流器、DC/DC 变换器和变频转恒频的频率变换器等。

　　5.5.5.2 二次电源设计

　　二次电源设计应考虑：

　　a) 供电系统所需要的功率变换的功能可以采用集中的二次电源变换器实现，也可以根据负载的需要由其设备内部实现功率变换;

　　b) 无输出电压调节功能的变压整流器和自耦变压整流器的输出电压主要决定于输入电压，在瞬态过程中，特别是变频系统在高频突卸负载时，变换器的输入瞬态电压可能很高，从而导致这类变换器输出的直流电压可能会超过供电品质要求的极限，从而威胁后级用电设备安全;

　　c) 二次电源可能会给电网注入大量的畸变电流，需要从拓扑结构、无源滤波和控制策略等方面采取优化措施，减小畸变电流，以保证供电系统电压畸变满足供电品质要求;

　　d) 二次电源通常呈现明显的非线性特性和恒功率负载特性，可能会对供电系统的动态特性、稳定性和电压或电流畸变信号幅度等带来较大影响，设计和验证时需要考虑其与供电电源和负载等设备的兼容性;

　　e) 二次电源输入端和输出端可能会有电容，输入或输出端线路短路故障时会导致电流上升速度快、幅值大，对供电系统带来危害，所以配电保护器件应具有较快的响应速度;

　　f) 二次电源的保护特性应与供电系统的保护特性匹配;

　　g) 二次电源的电磁兼容性应满足专用规范的要求。

　　5.5.5.3 蓄电池的选用

　　蓄电池的选用应考虑：

　　a) 蓄电池主要有密封式或通气式铅酸型电池、密封式或通气式镉镍型电池和锂离子电池等; 通常主要是在通气式镉镍蓄电池和锂电池之间进行选择;

　　b) 通气式镉镍蓄电池已得到了最广泛的应用，与铅酸蓄电池相比它具有提供大电流的能力和优良的低温性能;

　　c) 为了提高锂电池安全性，锂电池管理系统需具有均衡保护、过充电保护、过放电保护和过温保护等功能。当锂电池出现过充电或过放电后， 不仅会影响单体电池的使用寿命，同时会影响锂电池组的整体放电能力，甚至会导致电池爆炸、起火等严重事故;

　　d) 蓄电池可以用作应急备份电源，也可以用于起动辅助动力装置。由于设备的特性不同， 对电流的要求也各不相同，起动时的电流可能超过 1000A。根据系统性能要求的重要程度， 需要将大电流负载与小电流重要负载隔离，可以采用专用蓄电池为特定用途重要负载单独供电;

　　e) 恒流充电通常是最有效的充电方法。充电结束时的开路电压值是温度的函数， 应对其进行校正以便在整个最高和最低的温度极限范围内实现最佳充电。为了防止发生热失控情况， 蓄电池充电过程中应对电池进行温度监控。

　　5.5.6 外部电源

　　外部电源设计应考虑：

　　a) 供电系统应能从外部电源获得 115V/200V、400Hz 的交流电;对于 230V 变频交流系统，外部电源也通常为 115V/200V、400Hz 的交流电，以保持与机场设备和地面维护设备的兼容性;

　　b) 外部电源设备需提供高质量和高可靠的地面电力。供电系统应配备保护装置， 对电压、频率不符合要求的外部电源进行保护，不应使不合格的外部电源功率输送到飞机上;

　　c) 在外部电源与主电源之间进行转换时，应考虑该过程所产生的瞬变和供电中断;

　　d) 当需要外部电源仅对飞机地面维护所需的设备和照明供电时，可不对飞行中的系统和设备供电;

　　e) 辅助动力装置驱动的发电机可作为外部电源使用，但实际中尽量不这样使用。

　　5.6 配电

　　5.6.1 组成

　　配电系统由介于调压点和用电设备端之间的那部分供电系统组成，包括配电器件、系统控制管理设备以及电缆等。

　　5.6.2 配电系统结构

　　配电系统结构应考虑：

　　a) 配电系统结构受飞机要求、负载大小、发动机数量、发电机数量、辅助动力装置要求、应急电源要求、外部电源要求以及其他等因素影响;

　　b) 配电系统应能在任何单个主电源或功率变换装置故障后，仍能向全部重要负载供电。在任何一个主电源不工作的情况下，飞机应仍然能出勤。在自动着陆阶段对自动着陆系统应提供两个或更多隔离和独立的电源;

　　c) 配电系统应设计成在所有正常工作状态下能实现电源的转换，通常的转换包括：外部电源与主电源之间的转换;外部电源与辅助电源之间的转换;辅助电源与主电源之间的转换;主电源之间的转换。转换过程中在用电设备端的供电中断应满足设计要求;

　　d) 常规的设计包括有互联能力的分离系统、并联系统或者是分组并联系统。 一般双通道采用分离系统;满足并联条件的三个或更多通道可以采用并联系统，也可以通过断开连接接触器的方式使系统隔离;四通道系统可以采用分组并联系统，其中系统的每一半即两个通道是并联的，而连接接触器是断开的，以保持系统隔离;

　　e) 一般有一个或多个分开的一次配电装置以分开供电系统各部分，而用连接汇流条作为各个部分之间相互连接的方法。连接汇流条在大多数运行状态时的正常位置是断开的，以确保隔离;

　　f) 汇流条转换时，应考虑转换过程中的电源和汇流条所连接负载的特性，比如被转换负载的残余电压，以避免对电网造成冲击;

　　g) 在高电压电力系统的配电系统设计时需要特别考虑高压部分的绝缘、耐压和电晕等问题。

　　5.6.3 配电系统控制

　　5.6.3.1 一次配电控制

　　一次配电控制应基于供电系统场景，在正常和非正常情况下能够正确地配置系统架构，从而保证为各类不同重要程度的用电设备提供电功率。

　　a) 一次配电装置设计应考虑：

　　1) 一次配电装置应容纳发电机主接触器、一次配电汇流条和汇流连接接触器，有的情况下还包括电源系统控制装置或功率变换器。也可以设置两个或多个一次配电装置以提供完整性所要求的隔离;

　　2) 每个主发电机单独与一个一次配电汇流条连接，当在一个外壳里放置多于一个通道的转换和配电设备时，通道之间应具有隔离措施，使一个通道的故障扩散到其他通道的可能性最小;

　　3) 一次配电汇流条应尽可能多的给大功率负载(风扇、厨房、泵、变压整流器等)直接供电;

　　4) 应避免因旅客、机组和维护人员的疏忽，而使其接触任何带电端;

　　5) 汇流条控制应选用机电式功率接触器，而避免使用断路器或熔断器。发电机接触器和外部电源接触器应能将各种电源接到相应的汇流条上，汇流条连接接触器将用于连接和隔离各个汇流条，互联接触器用于将多个单独的通道连接在一起。汇流条和配电控制器应能满足一定的负载增加的需要。接触器应设计成能断开最坏情况下的系统故障电流;

　　6) 在交流系统中，三相汇流条是常用的，有时可能是通过三个单相断路器供电，保证不会由于一个单相故障而使所有单相负载都不工作。联动的三相断路器用于三相负载， 如泵、风扇、电动机和变压器等，以防止由于单相断电而引起故障。

　　b) 一次配电接口要求：

　　1) 在系统正常运行时，汇流条控制应由计算机实现自动管理，人工操作应减至最少，但人工控制至少应包括每个主电源、每个辅助电源、外部电源、主蓄电池的通断控制;

　　2) 系统控制应该简单，并在非正常状态时通常不需要机组人员操作。在一个单个电源系统故障后，不要求机组人员立即操作来维持关键功能的运行;

　　3) 控制功能包括复位，但可以考虑锁定方式来避免连锁故障。在使用人工复位时， 应采用防拍合措施以避免手动操作时故障反复出现;

　　4) 驾驶舱内断路器的安装应易于观察，并能使之复位。断路器的通断状态应与驾驶舱照明相协调，在不干扰乘员的情况下就能观察，可采用带有内部照明标牌的按扭式断路器;

　　5) 在对座舱进行人机工程评价时，应充分考虑控制要求和机组人员与控制的相互作用。控制应能为机组人员提供最大的操作能力，可采用杆式联锁开关、在动作以前要求旋转的开关、磁保持开关、瞬时开关以及防护开关和带保险的开关。开关位置、方向和命名的选择应能避免机组人员产生疏忽和误操作，也可利用联锁使开关不起作用。配电板上可画出设计布

　　局的简图，使得更容易理解。按照相关标准的要求对开关命名， 以避免给操作者和机组人员造成混乱;

　　6) 为保证安全，对控制和保护所用的电源的完整性和隔离应给予专门的注意。保护、控制和指示不应相互影响，防止一个故障可能引起全部功能丧失。每个通道应有其本身隔离的控制电源，以防止共模故障;

　　7) 供电系统的设计应具备很好的机内自检测功能，检测、记录和储存工作过程中的故障， 以便采取适当的维修措施。在运行的同时，应连续地检测系统的状态，记录并储存其参数，供在维护工作时进行查询。

　　5.6.3.2 二次配电控制

　　二次配电控制主要是为了实现用电设备在某些场景下的通断电要求。负载控制逻辑通常由固态功率控制器或智能接触器实现。二次配电装置设计应考虑：

　　a) 按照飞机区域可以设置多个二次配电装置，实现飞机用电负载的分布式配电，可以减轻配电系统重量。二次配电装置的设计应考虑到通用性;

　　b) 二次配电装置内部可以设置多种形式的汇流条，分别从各个一次配电装置获取电力，通过控制保护器件向就近区域的负载供电;

　　c) 二次配电装置一般内置微处理器，可以通过通信总线接收控制命令，并向上位管理计算机反馈监控状态信息;

　　d) 配电控制器件可以采用机电式的继电器和接触器，也可以采用固态功率控制器。采用固态功率控制器时需要注意容性负载起动时的冲击电流的影响，也要考虑带容性负载时固态开关器件漏电流的影响，在快速切换感性负载时会产生大的电压尖峰，也可能会对固态开关器件造成危害;

　　e) 智能的固态功率控制器和接触器能够采集各配电线路的电压和电流等信息，可以用于供电系统的健康管理和能量优化控制。

　　5.6.4 配电系统保护

　　配电系统保护功能包括：

　　a) 自动保护功能应能断开任何超出极限的电源。飞机在任何两个电气系统故障的综合作用下应不失去全部电源，一个电源不工作的飞机紧急出航后，也应满足这个要求;

　　b) 任何单个故障不应引起一个以上的向多个负载供电的电源或变换设备断电。除了主汇流条故障或保护功能故障外，任何单个故障都不应引起汇流条的永久性断电，需要机组处理的操作应尽量少;

　　c) 系统的自动保护功能应把由于电气故障或过载状态而损坏发电设备、电源变换装置、蓄电池、布线和配电元件的可能性降到最小;

　　d) 供电系统在发电机故障、发电机控制故障或过载时都不应产生着火或冒烟的危险;

　　e) 当有要求时，应具有自动卸载功能，以防止主电源过载;

　　f) 并联系统还要求过励磁、欠励磁、均衡电流、反流等附加的保护;

　　g) 配电线路安装保护器件是为了保护布线，确保电线不会由于过电流而发生过热，以及防止由于故障造成危险的结构性损坏。配电保护并不是保护负载的主要手段， 如果要求配电系统为用电设备提供保护，其保护功能应由配电系统和用电设备的设计协调解决;

　　h) 应协调好保护逻辑，确保故障清除后对系统影响最小，对其他用电设备供电间断最短，以及不会由于故障而切除发电机;保护器件的规格和反应时间应随着与电源的距离增加相应减小，从而防止下级的故障使上级的保护器件跳闸;

　　i) 只有在不要求清除故障的配电线路中，才可以考虑使用熔断器作备份保护;

　　j) 对于任何关键保护器件的动作应向机组人员报警，机组人员应具有使之复位的手段;对飞行安全重要的断路器应能迅速接近或能在驾驶舱遥控复位。

　　5.6.5 配电控制与保护器件

　　配电系统的控制与保护器件提供飞机上汇流条或负载的接通/断开转换、过流保护和状态监测，通常的配电控制与保护器件类型见表 1。配电保护装置选用可参考 HB/Z 403 中的相关规定。

　　表 1 配电控制与保护器件类型

　　各种器件特性如下：

　　a) 固态继电器是通过固态开关实现对线路的接通和断开控制;

　　b) 固态功率控制器(SSPC)的基本功能是依据控制命令对负载供电进行切换，提供线路过载保护和实时状态。SSPC 组合了继电器的远程供电切换的功能和断路器的在线路电流超过门限电流时在规定时间内通过跳闸断开线路供电的功能。SSPC 内置微处理器，可以方便的实现包括电弧故障保护在内的系统健康管理的功能;

　　c) 机电式继电器和接触器均是利用电磁操作机械开关触点接通/断开的器件;

　　d) 混合式功率控制器使用固态开关接通/断开电源到负载的电流，并在稳态条件下使用机电开关触点传输电流的一种功率控制器;

　　e) 遥控断路器组合了断路器和继电器的功能，通常安装在电源或负载中心附近。机组人员区域内的一个远程指示器件可以提供状态信息及复位操作;

　　f) 热断路器使用流过温度敏感元件(典型如双金属片)的负载电流对元件产生的 I2R 热变形来使电路断开。过载时，断开或跳闸时间随负载电流增加而相应减少;

　　g) 机电功率控制器利用电磁操作机械开关触点的接通/断开。

　　5.6.6 供电系统控制与管理

　　供电系统控制与管理设计应考虑：

　　a) 在供电控制和配电系统中应考虑多重冗余，在系统级考虑冗余可以最大程度地减轻重量并满足负载供电冗余要求;

　　b) 供电管理可能需要具有控制及配电重构的能力，以满足飞机完成不同任务或从电源失效中安全恢复的需要;

　　c) 当供电容量不能满足负载使用要求时，供电管理系统可以按照任务构型或负载重要程度自动或由机组人员评估后手动切除部分负载，以保证必要用电设备的供电安全。当供电容量恢复后，可以按照一定策略恢复对负载供电;

　　d) 供电管理系统与发电机控制器和各配电装置等通常组成分布式控制系统，实现对供电系统和负载管理的自主控制，当出现通信总线故障、传感器故障和控制器故障时， 应能切换到故障安全模式;

　　e) 供电管理应能够测试、监测和报告系统的健康状态，并识别单个失效的可更换单元或子单元，从而最大程度地减轻整个飞机的维护工作量;

　　f) 系统应能向维护人员提供使用记录、跳闸状态和故障信息。可通过机载飞机管理控制系统及其显示、专用于供电管理系统的维护显示，或通过与地面支持计算机设备之间的下载端口来实现。维护人员应具备与实现供电管理的系统进行交互的能力从而完成诊断过程。

　　5.6.7 馈电线

　　馈电线设计应考虑：

　　a) 主馈电线是指从发电机至发电机接触器之间的布线。外部电源馈电线是从外部电源插座至外部电源接触器之间的布线;

　　b) 在使用铝馈电线以节省重量时，应采取措施确保铝馈电线到铜馈电线的过渡，避免产生电化学反应，影响正常使用维护;

　　c) 飞机结构一般用作地线回路。在使用复合材料的飞机内应使用独立的中线回路， 该中线回路沿着三相馈电线敷设，以抵消由电源不平衡状态引起的外部磁场作用。直流系统的负载回路也应同样敷设以避免磁场不平衡状态;

　　d) 变频供电系统和大电流变频负载供电时，电缆的电阻和电感值与供电频率、距离金属蒙皮的高度和成束多根导线的敷设方式之间的关系需要特别考虑;

　　e) 应按使用环境不同选用合适的电线，例如发动机区域要求耐高温的电线。

　　5.6.8 接地与电搭接

　　5.6.8.1 通则

　　供电系统的接地与电搭接应符合 HB 8412 的规定。

　　5.6.8.2 接地

　　接地应满足下列要求：

　　a) 接地线应良好的接在贯穿整个飞机的结构或接地回路上，关键的接地通路应有余度，应避免造成所有通道共模性的接地故障。接地通路之间应隔离， 与主电源通道的隔离一样。不能用机械接地连接(即卡箍或安装螺栓)构成电气接地，应把地线安装在所有部件的接地螺栓上;

　　b) 交流、直流和盘箱接地应使用不同的接地线。对于灵敏的低电压信号不应有多个接地点。由于瞬变和雷击所形成的机上地电位差不应引起设备的电压危害;

　　c) 复合材料机体飞机需要设计专门的接地网络，以满足接地和电搭接的需求。接地网络设计需考虑接地网络重量、电流回路允许的压降、故障电流搭接要求以及系统电磁兼容要求等因素;

　　d) 接地通路应能承受正常和故障电流，并防止对结构造成破坏;

　　e) 不同电源种类的接地线(交流、直流、主电源、应急电源等)要单独接到各自的接地点上。易受电磁干扰的设备的接地线与可能发生较大干扰设备的接地线不能接在同一接地螺栓上;

　　f) 接地线安装时，如表面有金属镀层的零件，只应用酒精或汽油清洗表面，不允许打磨。若表面有绝缘层、油漆层、氧化层等必须将机体表面打磨呈金属光泽， 打磨区域为直径约等于接地线接头外圆直径的圆形范围，并应在打磨后 6h 内安装接地线。注意接线端子与机体接触面应平整并且要牢固贴合。固定完毕后应在机体多余打磨处及紧固件头部涂绝缘耐热漆;

　　g) 在一个接地螺栓或螺钉上安装的接地线数目，不得超过 4 根;

　　h) 为防止螺帽、螺钉脱出，必须牢固拧紧。螺钉长度选择，必须保证伸出螺母的长度为 1.5～4 个螺牙长度，当采用非自锁螺母时要用弹簧垫圈锁紧;

　　i) 接地线不允许与搭接线同用一个固定点;

　　j) 接地线不应使用死接头或模块连接到一起而接到相同接地点;

　　k) 不能在流体管路下方、液体积聚区域以及可燃蒸气区域进行接地;

　　l) 对于必须在潮湿区进行接地的情况，应将接地位置尽量放置在较高的及较干燥的区域，并对接地进行密封;

　　m) 位于电磁暴露区的设备的电源回线和信号回线应在电磁保护区域进行接地;

　　n) 接地模块、接地桩和螺钉均可用作接地， 具体接地方式取决于线规、空间限制、环境、重量等因素。一般情况下，接地模块优先于其他接地方式，在定义了接地耳片时，则应使用接地桩或螺钉的方式进行接地;

　　o) 对于用于电流回路地的 4#或更大尺寸的导线，需通过增加额外支架接地至结构;

　　p) 与灭火器启动装置相连的接地线不能在灭火启动器端接地，需与信号线一同敷设，采用双扭绞平衡线构型返回至启动开关处;

　　q) 电源线不可在暴露区域接地，需与其对应电源馈线一同敷设，最终在飞机的金属主结构区域接地;

　　r) 信号线不可在暴露区域接地，需与其互补信号(差分运行)一同敷设，最终在飞机的金属主结构区域接地。

　　5.6.8.3 电搭接

　　搭接线的搭铁片(条)正常情况下不承载任何功率或信号电流。搭接应提供一个安全的接地，为积累的静电和感应电流提供一个通路，并提供一个高频接地，以将传到飞机其他系统的以及由其他系统传导和辐射产生的电流旁路。

　　a) 屏蔽电缆和屏蔽连接器等均应搭接。一般情况下应将屏蔽线两端接地;特殊系统只能将屏蔽一端接地。

　　b) 各系统的电子设备、电气设备、继电器、接触器盒的壳体都应经安装底座直接搭接， 接触电阻不大于 600μΩ,底座不能直接搭接则应安装搭接线进行搭接。

　　5.7 电磁效应防护

　　5.7.1 闪电防护

　　5.7.1.1 闪电防护要求

　　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。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电气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：本条要求与 CCAR-25-R4 §25.1316 的要求一致。

　　现代运输类飞机上越来越多地采用了先进的电子电气系统和复合材料，这些电子电气系统易受闪电的间接影响，而复合材料的广泛使用又降低了对这些系统的电磁屏蔽，有必要对执行关键或重要功能的

　　电子电气系统提供特定的闪电防护。金属蒙皮的飞机提供了一个对于闪电防护的法拉第网罩。对于采用复合材料的飞机要给予专门的考虑，避免在电源和信号电路中产生感应电流。

　　5.7.1.2 闪电防护方法

　　要符合以上闪电防护的要求，一般需完成以下步骤：

　　a) 确定需要进行闪电防护的电子电气系统：按照 AC25.1309-1A、SAEARP 4761 和SAEARP 4754给出的系统功能危害性分析方法(FHA)确定飞机上各电子电气系统的失效状态类别，确定为具有灾难性危险性和重大性失效状态的三类电子电气系统需进行闪电防护符合性验证，对应的系统验证等级分别为 A 、B 、C 三级。同时应注意某些系统在不同的飞行阶段具有不同的失效状态，在不同飞机阶段对这些系统的闪电防护要求不同，应考虑最严重的情况;

　　b) 确定飞机的闪击区：按 SAEARP 5414 提供的指导方法确定飞机的闪击区，不同的区域用来表示这些区域可能遭受不同类型的闪电电流和相应不同强度的闪电环境。确定飞机闪击区是验证飞机对闪电直接和间接效应影响是否具有足够的防护性能的重要步骤。SAE ARP 5412 中具体定义了各个区适用的闪电环境波形;

　　c) 建立机身闪击区的闪电电流通路：按 SAE ARP 5412 的定义，1 区和 2 区是闪电附着区，是闪电电流流过机身的入点和出点区域，3 区构成闪电电流在雷击点之间的通路，所以使用 3 区的电流电平作为外部闪电环境。外部闪电环境是由闪电和飞机外表面相互作用而产生， 由飞机表面闪电电流分量的组合波形来表示(参考 SAEARP 5412 的具体定义);

　　d) 确定飞机内部闪电瞬态环境结构 IR 电压：飞机内部闪电瞬态环境由飞机机身上流过的闪电电流产生的瞬态电磁场合结构 IR 电压组成，电磁场和结构 IR 电压会导致在设备之间的连线上产生电压和电流。同时电磁场会穿透设备外壳而影响系统工作。应确定需要验证的每个系统设备电线上可能产生的闪电导入电压和电流的瞬态波形及实际瞬态电平(ATL);

　　e) 建立瞬态控制电平(TCL)和设备瞬态设计电平(ETDL)：ETDL 是设备合格的测试电平，超过此电平设备就可能损坏或不正常;TCL 是内部闪电瞬态电压和电流的极限，等于或大于ATL; ETDL 和 TCL 的差值就是安全裕度;

　　f) 验证符合性：确认 ETDL 大于 TCL 并有一定安全裕度，确认可采用分析和试验，或与以前取证的飞机系统的相似性分析等方法，试验方法可参考 SAEARP 5416;

　　g) 采取纠正措施(需要时)：如果试验和分析发现系统不能通过设定的通过/失效判据，必须重新检查飞机系统的设计和安装，改进闪电防护措施。

　　5.7.2 高能辐射场(HIRF)防护

　　HIRF 是由地面或机载雷达、无线电、电视及其他射频发射装置因发射而产生的电磁能量形成，其存在会对机载电子电气系统的正常工作造成不利影响。

　　5.7.2.1 HIRF 防护要求

　　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：本条要求与 CCAR-25-R4§25.1317 的要求协调。

　　5.7.2.2 HIRF 防护设计

　　在飞机设计的初期阶段，就应考虑 HIRF 防护的设计目标。HIRF 防护的设计目标是通过采用各种防护设计，确保当飞机遭遇 HIRF 环境时电子电气系统(尤其是关键和重要系统)和与之相连的电线不会受到 HIRF 的不利影响。在飞机级， 其目标是降低所安装的电子电气设备附近的内部环境等级;而在系统级，其目标是增强系统及其安装的鲁棒性。飞机级设计时需要考虑的防护措施包括耦合/频段、电磁环境进入点、接地、搭接、屏蔽、导线屏蔽、滤波、光缆等; 系统级设计时需要考虑的防护措施包括系统架构方面的考虑、硬件设计、电路设计措施、模拟装置、数字装置、软件设计等。HIRF 验证可参考SAEARP 5583。

　　5.8 供电特性

　　5.8.1 概述

　　飞机供电特性是指飞机用电设备电源输入端的供电特性，包括飞机在飞行状态和地面状态的各个工作阶段以及供电系统正常工作和非正常工作状态。飞机供电类型主要包括恒频交流系统、变频交流系统、低压直流系统和高压直流系统，具体电气特性参数指标要求可按 GB/T 30203 或 GJB 181 相关规定。

　　如果将配电线路的阻抗等效成负载的一部分，供电系统的供电特性就是电源与负载之间相互作用的结果，影响供电特性的主要因素有电源阻抗(主要为感抗)、高配电网络阻抗(发电机至调压点以及调压点至用电设备之间)以及负载的特性。随着各类功率变换器的增多，电源和用电设备之间的这种相互耦合使得供电特性分析更加复杂。

　　5.8.2 交流稳态特性

　　5.8.2.1 特性参数

　　反映交流系统稳态特性的参数包括相电压、相电压不平衡、电压调制、相位差、频率、频率调制以及电压波形特性，电压波形特性包括波峰系数、电压畸变系数、电压畸变频谱和直流分量等。

　　5.8.2.2 电压调制

　　发电系统的调节特性不完善或者输入转速变化可能会导致系统电压出现调制特性，但是某些负载电流的周期性变化也可能在电源和配电线路阻抗上引起调制电压。对于在任何稳态工作模式下预期其输入电流调制超过 15%的用电设备，应该确认其在系统中是否会带来电压调制的影响。

　　5.8.2.3 电压畸变

　　电压畸变是电源与负载之间相互作用的结果，通常认为同步发电机输出的电压具有很低的电压畸变，所以系统的电压畸变主要是由系统中的非线性负载引起的。非线性负载的输入端向电网中注入大量畸变电流，畸变电流通过电源内部、配电网络以及其他负载的阻抗形成畸变电压。连接在同一个供电汇流条下的多个非线性负载之间畸变电流也相互作用，可能导致某一频带的畸变电流增加，也可能导致其减小。系统设计者应参考相关标准提出对用电设备输入端电流畸变频谱的限制要求， 非线性负载自身应

　　主动采取措施降低畸变电流对电网的影响，如优化电路结构、改进控制算法或增加滤波措施， 而不是通过供电系统额外增加设备来改善电网的电压畸变，以尽量减小系统的体积重量。在采取增加无源滤波措施时，需要特别注意应该具有足够的阻尼，以免引起系统某一频率点的谐振，导致供电特性恶化或系统不稳定。

　　限制用电设备输入电流畸变会有利于改善电压畸变，由于电压畸变还与配电网络阻抗相关，所以也不能确保汇流条电压畸变一定满足要求。系统设计者仍然有责任保证在正常和额定负载条件下，电源、配电和用电设备之间的相互作用不会引起汇流条电压畸变超出标准或规范要求的极限范围。由于用电设备输入端的电流限制极限是为了保证汇流条电压畸变极限满足要求，所以畸变电流的限制与该畸变频率下的典型网络阻抗呈反比。

　　5.8.3 交流瞬态特性

　　5.8.3.1 特性参数

　　反映交流系统瞬态特性的参数包含瞬态电压、瞬态直流分量、瞬态频率、频率变化率和供电中断等。

　　5.8.3.2 瞬态电压

　　正常瞬变可能发生在用电设备加卸载、发动机速度变化、汇流条转换、电源的同步和并联以及由外部电源和机上电源之间转换时，也可能发生在由于设备的失效或故障而短时失去正常的系统控制时。

　　在发电系统设计时，应对过压有一定的限制，而用电设备应能在此限制内承受所产生的电压;对过载切除和故障消除引起的过压，则不应切除发电机;过压的极限用“电压-时间”关系图或表来表示，即反延时特性。该极限要覆盖发电机过压而可能引起的最严重情况， 该种情况大多发生在切除最大短路电流时，并且在切除故障之后发电机在空载的情况下。

　　飞机上的用电设备未必会遇到最严重的情况。因为最大故障电流通常只有在实验室条件下才能出现;当切除故障时，无电气负载与发电机连接，因而用电设备不会承受瞬态电压;当不是通过断开发电机接触器的办法切除故障时，负载继续维持接通，可以减小瞬态过压。

　　对于过压极限应考虑短路电流故障消除后维持 25%的额定负载以及 200% 额定负载过载消除后维持 25% 的额定负载。根据设备的重要性， 或者在特殊情况下(如采用应急电源工作的设备)，可能要求较高的极限。

　　变频系统在频率升高时感抗增加，其瞬态特性变得更加难以控制，所以应考虑通过降低发电机的电抗和加快电压调节速度来改善系统的瞬态特性。变频发电系统也可能需要额外的过压保护装置来限制在高频状态下突卸大负载时的瞬时过压，避免危害接入电网的各种交直流用电设备的安全。

　　5.8.3.3 瞬态直流分量

　　对于交流发电系统的直流分量，通常认为超过某一极限值会对用电设备造成影响，特别是对用电设备输入电路的磁性材料造成影响。稳态状态下同步发电机理论上不可能产生直流分量， 主要是功率变换装置，或者发电系统(包括同步发电机)与用电设备的相互作用产生直流分量。瞬态直流分量是非正常工作状态下(电源故障或用电设备故障)产生的直流瞬态分量在交流波形上引起的，如 AC/DC 变换装置的输入整流器故障时产生的瞬态直流分量。考虑瞬态直流分量对某一用电设备的影响，需要考虑功率变换装置故障时预计产生的最大直流电流、该用电设备可能的总电源阻抗以及该状态下的保护动作时间等因素。参考 GB/T 30203 中非正常状态时采用限制曲线来约束瞬时直流分量。

　　5.8.3.4 冲击电流

　　含有电机控制器的电气负载应该具有软起动能力，从而限制最大电流。最大电流要求包含各种温度环境条件下正常上电起动状态和断电后的重起状态。

　　大功率直流用电设备输入端的大电容在起动过程中对直流系统的影响相当于短路特性，会对电路造成较大的冲击，不仅影响直流电源，也可能会导致配电保护器件的保护误动作。

　　所有设备应该限制其最大电流及其持续时间，在接通电源初期或其他工作模式下，还要限制电流变化率，以免冲击电流与系统阻抗的相互作用导致瞬态电压超过瞬态电压限制曲线要求。

　　5.8.3.5 供电中断

　　供电中断在正常状态下通常由汇流条转换引起的，包括由外部电源向飞机发电机、任何两台发电机之间或由发电机向外部电源的转换;在非正常状态下，除了不间断供电汇流条以外，其他汇流条将因发电机故障、功率转换设备故障或系统故障而引起供电中断。对于向非重要设备供电的汇流条可能发生数秒的间断。在上述电压中断期间，不要求用电设备在规定的极限内正常工作，但用电设备不应遭到损坏，供电恢复后设备应能回到正常工作状态。

　　5.8.4 直流系统特性

　　反映直流系统特性的参数包含稳态电压、畸变系数和畸变频谱、脉动幅值、电压瞬变和供电中断等。

　　28V 直流电源通常根据工作原理不同可以分为不可调节型直流变换装置、直流发电系统和可调节型直流电源。每一类直流电源的工作原理不同，其脉动频谱特性有一些差异，可控直流电源具有很好的调节特性，能够满足更高的指标要求。因为基本工作原理不同，三类直流电源的瞬态特性差异较大。

　　在民用飞机上可以通过自耦变压整流器将交流电转换成 270V 直流电，其特性可以参考 28V 系统中的不可调节型直流变换装置的特性。

　　5.8.5 其他

　　5.8.5.1 外部电源

　　外部电源应提供在机上用电设备端规定特性的电能，外部电源供电特性可参考 GJB 572A-2006。应该考虑外部电源及其配电线路与机上用电设备(特别是距离较远的负载)之间的兼容性，以满