高清可复制 HB/Z 401-2013(2017) 民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口的环境设计指南

　　ICS 49.090 V 35

　　HB/Z 401-2013

　　民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口的环境设计指南

　　Environmental design guideline for integrated

　　modular avionics packaging and interfaces

　　2013-04-25 发布 2013-09-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本指导性技术文件按照 GB/T 1.1-2009 给定的规则起草。

　　本指导性技术文件由中国航空综合技术研究所归口。

　　本指导性技术文件起草单位：中国航空无线电电子研究所、中国航空综合技术研究所。

　　本指导性技术文件主要起草人：谢振球、黄永葵、刘 雁、李 培、吴利民、沈国连、胡建元、周宏伟、孔德强、张起睿、朱占奎、朱晓飞。

　　民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口的环境设计指南

　　1 范围

　　本指导性技术文件为民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口的环境适应性设计提供了指南。主要内容包括耐振动和冲击设计、热设计、内部安全性/防爆设计、电磁兼容性设计、光纤接口技术和防静电控制等的通用原则和准则。

　　本指导性技术文件适用民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口(包括光、机、电接口)的环境适应性设计。

　　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。

　　GJB 151A-1993 军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求

　　GJB 3007-1997 防静电工作区技术要求

　　GJB/Z 86-1997 防静电包装手册

　　GJB/Z 106-1998 新产品工艺标准化综合要求编写指南

　　HB 6167 军用飞机机载设备环境条件和试验方法

　　HB 7704-2001 民用飞机综合模块化航空电子系统封装与接口

　　CCAR 25 运输类机适航标准

　　3 缩略语

　　下列缩略语适用于本文件。

　　AMU——Avionics Module Unit，航空电子模块单元;

　　ARINC——Aviation Radio INC Company，航空无线电有限公司;

　　CFC——Carbon Fiber Composites，碳纤维合成材料;

　　EMI——ElectroMagnetic Interface,电磁干扰;

　　EMC——electromagnetic Compatibility，电磁兼容;

　　ESD——ElectroStatic Discharge，静电放电;

　　FOD——Foreign Object Damage，外部物体损害;

　　HF——High Frequency，高频;

　　HIRF——High Intesity Radiated Field，高强度辐射区;

　　IED——Insertion/Extraction Device，插/拔装置;

　　IP——Intemodulation Product，互调制衍生信号;

　　IMA——integrated modular avionics，综合模块化航空电子系统;

　　LRM——Line Replaceable Module，现场可更换模块;

　　RF——Radio Frequence，无线电频率;

　　RFI——Radio Frequency Interface，射频频率干扰;

　　SE——Shielding Electronics，屏蔽效能;

　　SLS——Sea Level Static，静态海平面;

　　TSD——Transent Suppression Diodes，瞬态抑制二极管。

　　4 振动和冲击

　　4.1 概述

　　振动和机械冲击对航空电子设备的可靠性和疲劳累积有不利影响。这种影响是由振动和机械冲击的加速度引起的，解决此类问题将会增加航空电子设备的成本。

　　在有振动输入的情况下，振动的加速度是振动的频率和幅值的函数。在有机械冲击输入的情况下，冲击加速度是结构刚度和悬挂物体可移动空间的函数。

　　应使用振动和冲击隔离系统来减轻振动和冲击对机箱的影响，以使机箱能够承受一个更高量级的振动和冲击。通过这种方式可以最大程度地降低 LRM 和机箱设计中需满足的振动和冲击量级的要求。

　　4.2 振动和冲击的隔离

　　一种能够降低动态输入的加速度量级的方法是使用振动和(或)冲击隔离系统。该系统将有效地降低设备的加速度量级。应综合考虑预计的动态输入和设备的脆性等级之后，对这种系统加以慎重的选择，以适合各种特殊应用。

　　应选择振动和(或)冲击隔离系统，以确保隔离系统拥有理想的共振频率、最匹配的阻尼因数以及对输入的振幅级别的承受能力。同样， 隔离器的体积，形状(封装)和安装的方式应满足隔离器安装位置的空间要求。摆动空间的有效性是需要进一步考虑的设计准则，它与电连接片、电、光学或空气连接的刚度有关。正如 11.3 所描述的，它们的刚度应该比隔离系统更低。与隔离器部件相邻的结构应该比隔离器的弹性部分更加坚硬。进行尺寸设计时应当考虑寿命和维护方面的影响因素。

　　使用隔离系统有两个优点。第一个优点是可减少悬挂部件的重量，因为该结构将经受更少的动态输入。第二个优点是可通过改变隔离系统的特性， 而不是重新设计结构或电子设备，来适应不同环境下的悬挂部件的动态性能。

　　使用隔离系统的弊病包括需要为安装的隔离系统留出空间，需要考虑摆动空间的因素，以及在一个小的频率范围内(接近系统正常频率)，隔离系统对动态输入有一定程度的增强。

　　要选择用于特殊用途的理想的隔离系统，需要考虑许多不同的因素。这些因素包括其他非动态输入，如工作和存储温度范围、湿度、污染性、毒性、阻燃特性。因此建议隔离系统的设计和选择应交给专业人员或厂商来完成。

　　不管动态保护只需针对 LRM 内部组件，还是需针对整个的 IMA 机箱，上文所有注释和考虑因素同样适用和重要。

　　5 热设计

　　5.1 热管理

　　5.1.1 电子系统的热设计目标

　　以下热管理规则适用于安装在 IMA 机箱中的 LRM。其目的是通过最大程度地减小所有电子接口和设备结构上的热诱导疲劳应力来保持可靠性。

　　为了满足 HB 7704-2001 第 4.3.6(冷却)所述的目标，需要考虑恶劣环境下引起的最大应力(低循环疲劳)和平均环境温度下正态电路函数引起的瞬时和重复应力(高循环疲劳)。

　　推荐使用系统/电路的并行工程和封装设计。其目的是将 LRM 的内部热损耗降到最低。这包括将机械接口(也就是那些在设备结构和 LRM 散热面之间的部件)的数量和热敏电阻阻值减到最小。

　　5.1.2 设计条件定义

　　在设计满足 HB 7704-2001 的 LRM 时，应当考虑以下设计约束条件：

　　a) 应当对 LRM 中散发出的热量采用自然对流方式传导到环境空气(在混合了不同的 LRM 制冷类型的机箱中，对 LRM 内部的强制制冷可能存在问题，因此是不希望采用);

　　b) 当同类型的多个 LRM 共用一个机箱时，不应采用一个 LRM 两侧的辐射热传导的方法;

　　c) 不应采用通过机箱结构或底板插座热传导的方法。

　　注：LRM 温度限制主要是基于电子系统的性能要求，并对于所有 IMA 系统的操作和可靠性十分重要。如果温度限制只能通过使用主动的强制通风装置来实现 HB 7704-2001 所推荐的被动冷却要求时，系统开发者应参考已有行业标准的电子冷却规范及性能参数说明。

　　5.1.3 气流

　　假设对流入和流出机箱的自由气流赋予可允许的最大 LRM 散热值，将其作为如表 1 所述的完全封闭式 LRM 的 AMU 宽度的函数。表 1 与 HB 7704-2001 附录 A 中所列模块宽度相一致。

　　表 1 完全封闭式 LRM 的最大热耗散示例

　　5.1.4 全封闭和气流流通制冷

　　按航空电子模块单元(AMU)宽度的倍数增加 LRM 宽度，只会少量增加允许的耗散功率，这是因为有效增加热交换表面面积主要受限于 LRM 前面板。LRM 上下水平面对散热的贡献很小。

　　应采用流通式对流方式，通过内部间接热交换表面，释放出 LRM 中的热量，这种解决方案之所以可行，主要有如下四方面原因：

　　a) 间接冷却面是最主要的散热片。从散热装置到排热面的传热路径可能留得很短。因此， 实际的热阻应比从热点局部直接对流的更低一些。

　　b) 对壳体表面温度不超过 65℃的限制在内部不适用，因为不存在到相邻 LRM 热传递的危险，或接触产生的人身危险。因此允许内部表面温度可接近实际设备连接点的温度。

　　c) 合理的内部间接热交换器，扩展受热面外形以及热分布设计都可以增强传热性能。直接的气流冷却可以获得相当高的传热系数(由于组件温度上升较低，这个系数大约为 2 倍的指导值)，但应当评估环境污染风险并执行合理的电表面防护。如对冷却空气没有限制， 将产生水汽冷凝并导致表面污染，应对其采取表面冷却净化。这种净化工作对于采用间接的气流流通式冷却表面的方法的模块，可在不拆解 LRM 情况下实现，但对于采用直接冷却部件表面的模块，不拆解LRM 则无法做到。

　　d) 金属间接冷却面应当采用电接地，以防止射频发射到冷却的空气中。图 1、图 2 和图 3 所示的大型冷却孔不会构成辐射危险或允许有来自微波共振腔的外来物体的渗入。

　　注：图 1、图 2 和图 3 仅仅作为说明例子，而非设计建议。

　　5.1.5 热设计条件

　　本节描述的热设计条件，代表了安装在飞机上设备的正常地面操作条件。其定义如下：

　　a) 设备处于稳定的热状态。

　　b) 设备在加电运行状态下，将产生稳定的最大散热。

　　c) 环境温度在 50℃,由下述 e)条产生的变动除外。

　　d) 环境压力是 101.3Pa。局部环境压力差异可以接受，但须在实验报告中记录。

　　e) 为了进行测试，设备应该被置于一个有围绕物的和支撑的结构中，该结构模拟了包括表面温度为 65℃最小发射率为 0.85 的标准使用状态。

　　注：作为例子，图 1 至图 3 给出了 1AMU 在两块电路板间(像三明治一样)的间接热交换 LRM 的结构。以此典型结构为基础易于加倍为 3AMU 的 LRM。

　　表 1 的补充耗散“指导值 ”条件为：

　　a) 标准海平面(SLS)和环境温度 50℃条件下。

　　b) 基于通过 8mm 间距的垂直平面间接制冷，内部交换面温度分别为 60℃,75℃以及 100℃。当环境温度低于 40℃时，最佳间距是 8mm。温度更高时，禁止增加最佳间距。

　　图 1 AMU LRM 结构示例 1(俯视图)

　　通风

　　图 2 AMU LRM 结构示例 2(俯视图)

　　图 3 AMU LRM 结构示例 3(俯视图)

　　5.1.6 冷却孔尺寸——极限情况

　　确定冷却空气流经 LRM 的冷却孔尺寸，它是以下各方面因素的折衷：

　　a) 水滴形成和结冰——为了防止小水滴悬挂在冷却孔里，冷却孔最小应该为 3mm (0.12in)。因为如果冷却孔尺寸小于 3mm，小水滴不易清除，当低温时形成的冰将阻塞冷却孔。在这些条件下，在冰融化使得冷却空气自由流通前，设备接点温度将上升到一个危险的程度。

　　b) 外部物体损害(FOD)——冷却孔的尺寸应该小于 4mm (0.157in)以防在普通飞机上使用的紧固件、螺母、螺丝钉、垫圈等，也就是那些顶部直径为 5mm (0.2ft)的小物体的进入。

　　注：不可以使用#0 或更小的部件。因为冷却孔的尺寸不应减小到不应通过一个小部件的程度(参考上面)。如果使用小螺丝钉(如 2mm)，那么需要考虑减小冷却孔的尺寸到 3.2mm 以防那个部件进入。虽然由于冷却孔数量增加的要求将导致生产成本提高，但应该采取可能的措施以防散落的部件进入 LRM。

　　c) 电磁屏蔽——标准蜂窝状结构通风面板的孔眼大小为 3.2mm (0.125in)时通常比较有效。 6.45cm2 (in2)该类型面板产生 400MHz 的 60dB 导入(insertion)衰减。

　　图 1，图 2 和图 3 所描述的结合 3.2mm 蜂窝状单元的通风和网眼结构的例子可以清除小水滴，阻止一般使用的最小的零件通过，在 400MHz 提供 60dB 导入衰减。虽然由设计者选择通风面板类型和孔的尺寸，但应当考虑这些潜在的相互矛盾的要求。

　　5.2 电子元器件应用

　　应对 LRM 中所使用的电子元器件进行选择，以使元器件在遵循正常操作和 4.3 的环境范围规定的同时，对于可能出现在 LRM 上的全部温度条件，都能可靠工作。在对特定电路加载峰值函数的情况下，作为最低要求，接触点温度应小于供应商的额定值(或适当的降低额定值)。

　　注：该载荷条件不必与上述 4.1.5.b)条件相符，它应当是单一元件额定温度加载评估的组成部分。

　　5.3 环境温度

　　测试时应在 LRM 前方 76.2mm (3in)处测量环境温度。

　　环境温度和预热时间规定如下：

　　a) 地面存储温度：-55℃~85℃。

　　注：这些是未通电情况下飞机入库或暴露在极限气候下设备预期经受的最低和最高地面温度。预计设备在这

　　些温度下能保存完好。当计算本文在第 5 章所涉及的 LRM 设计寿命时，应当考虑这些温度范围。

　　b) 持续 30min 的短期工作温度：-40℃~70℃。

　　c) 在地面或飞行时最低和最高工作温度：-15℃~65℃。

　　d) 正常的地面工作温度：50℃。

　　e) 预热时间：10min。

　　在 HB 7704-2001 中阐述了采用机箱的目的是通过使用多层插槽来利用从下表面到上表面的可用空间，这意味着 LRM 机箱可以在下表面上垂直排列。

　　该标准指出任何 LRM 都要遵偱局部环境空气温度限制，系统应当预做充分安排，以防止从任何机箱上升的热气与所供给的安装在其上部机箱的环境空气相混合。也应当考虑， 在同一个机箱列上，自然对流制冷的 LRM 与有内部强制制冷规定的 LRM 之间的相互影响。以避免由于强制制冷的 LRM 而导致动态气流会对自然制冷的 LRM 造成反向压力梯度或局部气流循环。

　　如果在机箱内其他设备长期故障，且故障可以以适当方式指示时，LRM 仍可以继续工作的情况，推荐使用内部空气流动装置进行散热。

　　5.4 设备侧壁板温度

　　对 LRM 能量耗散的限制是 LRM 的外表面温度不得比正常地面工作温度高 15℃。不应当存在比正

　　常地面温度高 20℃的热点温度。最高温度的外表面积应当减到最小。

　　5.5 LRM 热评定

　　为对设计目标的符合性进行说明，应当进行热评定工作。建议采用专用的热设计分析工具，对 LRM在工作环境下的热特性进行定量分析。

　　5.6 热设计接口信息

　　在设备组装和控制时应提取下列信息：

　　a) 对于所设计的所有通电操作模式(例如，备用、接收、传输等)，总的输入功率和实际散热。

　　注：输入功率和实际散热应当基于正常工作的地面温度条件。如果在极限温度条件(例如，-40℃/70℃)下能量耗散出现明显增长(例如，增长>10%)，那么应将增长量标识出来。

　　b) 估计空中或地面的最大工作负载循环。

　　c) 满足热设计条件的设备侧壁板平均温度。

　　d) 干污染对单元制冷性能的影响和为保持制冷性能而推荐的维护时间间隔。

　　5.7 材料选择

　　可用于半导体电路板和 LRM 间的实现散热的封装材料可选范围太广，以至于此处的简要参考中无法罗列出更多的信息。热设计用材料和性能比较见表 2，它仅供参考，其详细的性能见相应的材料手册。

　　表 2 用于热设计的材料性能比较

　　6 设计寿命

　　6.1 使用寿命的设计

　　设计寿命是指设备所处的环境和应力的综合条件下，预计的服务寿命。这些条件包括设备寿命周期历程中所有相关的工作、运输和贮存条件。

　　通常把使用(运行)条件表示成飞行架次和类型，或表示为与温度周期变化(低循环疲劳)和振动(高

　　循环疲劳)/机械冲击相关的小时数。

　　通常，非使用条件(包括如运送交付中的移动)和贮存条件是指除了各种极端温度和操作振动/冲击情况外，还有一个长期的热循环条件(昼夜循环)。

　　这些不同的环境因素对诸如部件引线、焊接点等的 LRM 设备上的电子部件的疲劳寿命产生不利影响，就性质而言，通常这些因素是累积性的。在某些情况下，可以通过使用适当选择的振动隔离器/防震支架，隔离动态输入来延长疲劳寿命。可以通过选择和应用这些支架， 大大降低危害频率下所承受的加速度。附加说明参见 3.1 条。

　　诸如湿度等的其他环境因素也会影响到如非密闭微电子器件上的腐蚀之类的损耗因素，应对整个使用设计寿命期内的性能进行检查。

　　在设计能满足本文所述的环境准则的设备时，应当保证设备不仅能满足极端环境条件，还要考虑在持续性和量级方面的实际使用条件的累积效应。

　　6.2 失效模式

　　为了完全满足 LRM 的使用设计寿命，有必要了解与所面临的温度循环和振动条件有关的电子设备的各种失效模式。这些环境条件不是造成失效的唯一因素，但它们是造成电子失效(疲劳)的主要因素。

　　表 3 列出了与三类电子装置有关的典型失效模式。(印刷线路板，电子部件和电子部件件的附件)。本列表不全面，它只是定义了一些显著失效，以及主要的与失效有关的环境因数。

　　表 3 电子装置故障模式

　　6.3 使用寿命/服役时间

　　对于民用飞机，其使用设计寿命一般以“使用年数”来表示，通常是 20 年或更长。用途应完全由将来的最终用户进行指定。

　　7 内在安全性/防爆

　　7.1 概述

　　本章介绍了与易燃性液体和水汽相关的飞机设备的设计准则。还涉及了在飞机飞行过程中， 受易燃性液体和水汽影响的区域内会出现的正常和故障条件。

　　当存在上述的环境中会引起易燃性气体或水汽爆炸的风险时，设备要考虑防爆。在规定的条件下，正常或突然产生的任何火花或热效应不会引爆规定的气体或水汽，那么设备被认为是安全的。

　　包括环境定义在内的全部的设备设计和安装信息见 HB 6167。所使用的特定环境条件和防爆要求取决于实际的飞机用途并且应当由飞机承制方来指定。

　　在正常使用条件，设备防爆设计准则通常用于防止在可能引爆易燃性气体的设备内产生电弧、电火花或热表面。在所有可能的故障条件下设计防爆电子设备是一个十分困难的工作。通常的设计办法是假定一个故障将引燃设备中易燃的水汽，从而设计设备能防止内部火焰传播到外部环境。本节给出了详尽的防止火焰传播的设备设计准则。

　　7.2 易爆环境——火花的传播

　　7.2.1 概述

　　本节提供了位于易爆环境(如发动机隔舱)区域内的硬件的设计准则，其设备的安全要求是当点燃设备外罩内的易燃环境时，它将不会传播到设备周围类似的易燃环境中。通常对本要求定义的测试方法参见 HB 6167。

　　满足这些要求的常规方法是给壳体提供可以完全抑制爆炸的密封压力容器，或者是通过抑制爆炸把泄漏的火焰/气体保持在一个足够低的能量上，以防进一步点燃。

　　7.2.2 密封

　　虽然密封罩提供了抑制火花传播的最大的保护，因为它需要外罩做为一个压力容器，所以它也需要有最严格的设计需求。由于所有外部盖子上的壁厚度加大且气体封闭紧密， 带来的缺点是增加了外罩的重量和造价。

　　在设计这种外罩时，典型有效产生内爆的内部峰值压力范围从 275kPa 到 690kPa(对于 8AMU 的内部体积)。应通过实验来确定在预定的硬件结构中由混合气体产生的真正有效的压力。

　　7.2.3 非密封

　　典型的非密封的外罩方法是利用火花清除器，该火花清除器提供了在低能量方式下排出气体以防止火焰传播的方法，同时提供了一种方式去减轻外罩爆炸产生的内部压力。这种方法允许使用更薄的内壁和更便宜的盖子作为压力容器，但此种做法不作为一种要求。该设计应当足够坚固， 这样任何结构的损坏将不会导致外罩上产生大的可以传播火花的孔。

　　以下提出了一些有助于最大程度地减小非密封性盒子内火花传播的外罩设计惯例建议：

　　a) 在黄铜外罩上，主要的接缝区域应当使用交搭接头而不是对焊接头。

　　b) 应当尽可能多的使用内部分割隔板。隔板可使外罩更坚固并能阻止火焰的传播。

　　c) 外部盖子的螺钉间距应当尽可能的小。

　　d) 应当避免外罩上大的开口。针对通风和电磁干扰(EMI)屏蔽在外罩上所作的开孔，虽然对屏蔽有效，但在阻止火焰时可能无效。

　　8 电磁环境的考虑

　　8.1 概述

　　在综合模块化航空电子系统(IMA)设计时，要考虑下面一些电磁现象。

　　a) 电磁兼容性(EMC);

　　b) 系统内部和系统之间及分系统间的电磁干扰(EMI);

　　c) 接地;

　　d) 搭接;

　　e) 雷电放电——直接和间接;

　　f) 雨雪静电;

　　g) 静电放电(ESD);

　　h) 发射控制;

　　i) 高强度辐射区等电磁环境影响(HIRF)。

　　高强度辐射区(HIRF)设计科目是处理飞机抗御高强度辐射区(场)的能力。可以认为这些区域(HIRF)是系统内 EMC 的特殊子设备。EMC(电磁兼容性)的目的是在所有指定的 RF 场中，系统全部的工作状态，全系统能兼容地工作，并已作为一个设计的规则。另外，雷电，雨雪静电(precipitation static),静电放电(ESD)都是外部的电磁环境，应使用能保护飞机免受 HIRF(高强度辐射区)的设计技术。

　　HIRF(高强度辐射区)电磁影响是由陆地，海洋，空中和空间等多个发射机 RF 发射组成的综合的电磁环境威胁。现在， 这些发射机更先进，更有效，更强大，更丰富。发射的频率可覆盖了整个 RF 频谱，并覆盖了在能量和信号特征有巨大变化的辐射场。IMA 设计的目的是按“FAA 最终报告和 JAA 等级”来确定综合模块化航空电子系统(IMA)外部电磁环境的等级。普通飞机上机箱和 LRM 及其可引起特定条件的电磁等级在 HB 7704-2001 中定义了。

　　电子设备/电路的进步使航空电子工程师把数字电子电路应用到关键的飞机系统和基本的飞机系统中。另外， 飞机机体设计中复合材料的大量使用，使机体固有的屏蔽减少;同时，大功率的 RF 发射源增加，使 RF 威胁增大。因此，在系统设计中，增加系统的集成(度)，可保证飞机的 RF 防护。系统的干扰引入有两个路径，一个是电磁干扰直接辐射进设备，另一个是因不希望电流的传导而感应到互连电缆。要解决这个问题，就必须要同时考虑所有的 IMA 部件和部件之间的相互连接方式。为达到这一目标，规范应保证将 LRM、机箱、飞机的布线和电源的供电等组成的系统设计，作为一个整体来考虑。用于防护航空电子系统免受 HIRF 和雷电影响的技术同样也可用于防护各种电磁干扰。

　　综合考虑 LRM 和机箱/导线集成组件之间必须的电磁(EM)加固措施，可减少寿命周期成本中的首次成本、重量和可维修性。附录 A 中的图 A.2 是机箱和 LRM 的设计路线。虽然减少 LRM 加固措施带来的益处被有关的质量和维持必要的机箱防护等级的成本所抵消，但最终用户获得总的收益。要权衡给LRM 和机箱提供环境保护与EM 强化措施之间的关系。要注意的是： LRM 或机箱的加固措施不应增加不必要的维护成本。

　　8.2 LRM 考虑因素

　　LRM 应完全包裹或用适当的有孔的金属导电片覆盖，以提供完全的屏蔽和适当的冷却。LRM 前面板，与机箱前面板连接处应该有 EMI/射频频率干扰(RFI)防护。衬垫要用来消除或减小板间空隙， 只在绝对必需的地方提供电连接。

　　对于噪声很大或非常敏感的模块，为了控制它们的环境，要增加模块的保护。

　　为了减小 LRM 额外的 EMI/RFI，应当在 LRM 上使用平衡的接口电路和变压器负载。地电流用隔离变压器和差分放大器/线性驱动器来控制。高电位线与低电位线之间要用地线物理隔离。在电路板上使用共模滤波器和去耦装置，地线网格或接地层减小共模辐射发射。

　　应使用确保从平衡的系统中驱动信号线和控制线方法，以及使用阻抗匹配的双绞线或三绞线驱动和接收电路来减小差模辐射发射。应该用端接正确的同轴连接器或三同轴来传输高频数据， 视频或 RF 信号，以减小阻抗失配和因阻抗失配而造成的线上的反射。减小系统和分系统内电路的公共环的区域(面积)是很重要的，这可用把信号线与其返回路径分离的办法来实现。

　　8.3 机箱考虑因素

　　理想的机箱组件不应有辐射且能防护 RF 干扰。作为电流回路的结构终端装置应该是飞机外部到机

　　箱的线束，而不是机箱内部的结构。也就是说靠近机箱连接器并连接飞机结构上的电搭接， 不是传输共模电流的主要通路。

　　所有通过线的组合部件的机体/机箱的互连通路中，线与线之间的耦合可作为传导干扰处理。机箱壳体应采用好的壳体屏蔽方法防止 RF 辐射干扰。

　　8.4 线缆组合组件

　　线缆的组合组件的 RF 敏感度问题十分重要。大约 60%的飞机干扰是由未预期的电流感应到飞机布线系统并传导到航空电子设备上所产生的。线的组合组件是整个机箱装置的一个组成部分，包括所有的飞机的连线。

　　线缆的组合组件要完全包裹，以使底板和其他有关的线不会接收不希望的 RF 源的直接辐射。底板部分应形成没有辐射缝隙和孔的电传导的壳体。为防止通过所需要的飞机连接器的辐射， 应将内部屏蔽连在一起。在底板被干扰之前，要将传导干扰切断。可以用带滤波的飞机连接器和/或在飞机连接器与底板之间加防护元件。这些元件可以支撑在附加的印制电路板上或是一个专用的模上(LRM)。安排底板内的每一根信号线，调整它们的回线，减小线束和连接器接口的电流环的面积。相似地， 底板内的供电电源线和它的回线也要如此布置，要调整连接器的插针，满足安全和冗余需要。

　　在底板上布置信号线时，应减小因电缆之间的磁场耦合和电场耦合引起的辐射干扰。根据关键程度，飞机功能具有多个彼此分离的系统，也可以是与其他功能的系统分离出来的，从而形成了在物理上隔离的电缆/信号通路的布局。重要的是关键信号和安全要求不损害 EMC 性能。

　　差分信号应使用双绞线或屏蔽双绞线。在特别易敏感的线和发射信号线布线时，要用编织的屏蔽套，而不用缠绕的方法屏蔽。

　　8.5 雷电——间接感应

　　8.5.1 概述

　　“间接感应”通常是指雷击与机上电子系统电缆产生的电磁场的相互影响。

　　雷击波形的上升和下降时间在有关雷击事件(放电)整个过程的几十个毫秒中只是占数十个毫微秒，且电磁场随着距雷击点的距离的增加而快速衰减。

　　8.5.2 设计准则

　　按 HB 7704-2001 的规定，飞机承制商通常的做法是采用分区的办法对飞机各个部分的风险和需保护的等级作出评估。

　　电缆和导线的安装要防止雷电的间接电流。

　　注：应该注意与飞行的关键系统有关的导线和连接器的整体保护上。

　　对电缆，导线及其安装进行雷电防护时，应考虑下列准则：

　　a) 要考虑不同的结构材料，如碳纤维合成材料(CFC)，它们有着不同的屏蔽效能。

　　b) 在结构材料改变处，连接处和交界面(如金属/金属，金属/CFC ，CFC/CFC 等)的焊接要足够牢靠。

　　c) 信号电路的设计应该减小对瞬态的敏感性，特别是，每一个电路连接的回路导线是一条单独的线，飞机的机体不应作为电路的回线。

　　d) 应优先使用差分电路(平衡的)而不是单边电路(非平衡的)。

　　e) 设计中应考虑使用对共模干扰不敏感的(如光纤，平衡的变压器耦合等)耦合技术。详细内容见第 11 章。

　　f) 当使用雷电浪涌抑制器和分流器时，应将它们安装在离实际机体入口点尽可能近的地方，这可帮助阻断和分流雷电浪涌的能量，减小杂散(天电干扰)场的影响。

　　注：有严格安全要求的燃油系统要特别考虑。

　　g) 在信号能从雷电电流脉冲频谱中移出的低带宽凹陷(窄带宽)的地方，可以用电感电容(L/C)网络把雷电频率滤掉。在其他情况下， 可考虑安装瞬态抑制装置(如瞬态抑制二极管(TSD))，当瞬态抑制二极管感应到的电压超过它预先设定的门限时，变成低阻抗。

　　注：因为这些装置的变换时间非常快并且伴随的电路响应，这些装置的使用要专门的考虑。

　　9 屏蔽机箱

　　9.1 非金属复合材料机箱

　　当先进的复合材料如碳纤维/环氧树脂等用于减轻 LRM 机箱装置结构的重量时，应当考虑此部分的设计准则。这些准则通常具有和所有金属结构设计准则相同的适用性，因此包括在本文适当的章条中。然而，适合碳纤维—金属接触面的设计准则可以在 9.2.2.2 条中找到。关于先进的复合材料的常规设计准则可参见 FAR/JAR 的第 5 部分烟雾和毒性要求。

　　9.2 金属机箱

　　9.2.1 结构

　　理想的设备机箱应是焊接结构的机箱或用固体材料铸造后经过机械加工的机箱。这就避免了导电连续性问题而使屏蔽效能最大化。机箱和 LRM 设计者们的目标是在不损害修理维护要求的前提下尽可能减少加工部件、装配件和孤立面板的数量。图 4 说明了不同的机箱设计方法是如何影响屏蔽电平的。

　　图 4 中所示的屏蔽电平只是一组数据。绝对的屏蔽电平依赖于许多变量， 如紧固件间距和扭矩，焊点间隔及其他工程和工艺因素。

　　不同构造方法得到的典型屏蔽电平(dB)

　　图 4 机箱设计方法与屏蔽电平(dB)的关系9.2.2 防腐蚀

　　9.2.2.1 盐雾试验

　　设备的材料应能通过 HB 6167 规定的盐雾试验，并采用已被证实的技术来减少腐蚀问题。

　　9.2.2.2 相异金属

　　当两种不同电气化学电位的金属相互接触时就存在腐蚀的风险，有较高电气化学电位、易于腐蚀的金属将被腐蚀。应选择理想的金属组合以便达到最小的电位差。不同厂商内部的设计规则将电位差限制在 0.6V～1V。当采用这种方法有困难时，可以插入一个具有中间值的垫圈或金属层来减小有效压差。从图 5 可以看出如果银质垫圈和铝质底盘相接触，将产生 0.74V 的电位差。如果在银质垫圈和铝质底盘中间插入镀锡层，则配合面之间的电位差将降低到：

　　铝与锡：0.29V;

　　锡与银：0.45V(降低了 39%)。

　　由于垫圈材料中分布的金属微粒将表现出更低的导电性，所以实际的电位差将更小。

　　当需要交叠相异金属时，应按如下准则：

　　当需要镁和铝合金接触时，应当选择含铜量最低的铝合金;

　　当铜或高含铜材料和合金接触时，选用铝合金是不可避免的，并要镀上镍或锡。虽然镀上镍或锡后将起到一定的保护作用，但它不应像锡或镍与镉的化合物一样有效。在不要求电导率的场合，如果可能，应当对铝做阳极化电镀处理。

　　注：镉的使用将危害人体健康和安全隐患。此外， 镉的电镀过程会产生需特殊处理的废弃物。最后， 在某种环境下，镉可以穿透钛合金且引起合金脆变。正是这些原因此，应避免使用镀镉材料并选择替代品。

　　由于机载电子设备可能安装在会遭受冲刷和盐雾的飞机部位，这些地方存在着类似电解质的液体，因而需要对相异金属的接合处提供进一步的保护。表 4 列出了可供选择的以毫伏为单位的电化学电位，材料之间伴有 2%的盐电解液。碳纤维类似贵金属，因此和金一样包含在电位序列中。

　　由于这些原因，机箱或机架的材料规定和材料范围应当同时确定。应该参考表 4 以确保任何相异金属之间接触时的电位差最小。由于钢的奥氏体或马氏体性质，表 4 中不锈钢的电化学电位是变化的。

　　9.2.2.3 碳纤维——金属接触面

　　9.2.2.3.1 电化腐蚀

　　当使用碳纤维时，为了防止电化腐蚀，设计碳纤维与任何金属结构部件，特别是铝合金的接触面，是十分重要的。碳纤维对金属的电化腐蚀效果表现得如贵金属一样。已被证实有效的方法是在任何交叠面之间使用隔离层。

　　使用粘合层、玻璃纤维或涂漆层的典型方法在以下章条中详细叙述。

　　9.2.2.3.2 湿装配

　　湿装配时应注意：

　　a) 铝制部件应当阳极化，打底后进行表面镀层;

　　b) 碳纤维部件应当拥有玻璃纤维或芳族聚酸胺纤维的模压外层(例如 KEVLAR 纤维 B 或 Tedlar薄膜层);

　　c) 这两部分使用密封剂进行湿装配。

　　9.2.2.3.3 干装配

　　作为湿装配的替代方法，可以在碳素纤维和铝之间使用预处理过的密封垫圈，在这种情况下，玻璃、芳族聚酸胺或 Tedlar 中间层可以被省略。

　　9.2.2.3.4 紧固件

　　紧固件选择和加工时应注意：

　　a) 连接碳纤维与碳纤维的紧固件应当是钛/钛合金，18-8PH(最好能更硬)型奥氏体抗腐蚀钢或铜

　　-镍合金;

　　b) 连接碳纤维与铝合金的紧固件应当和上面一样，但为了保护铝合金， 应做镀层处理(如8.2.2.2.1a)中所述)。

　　9.3 穿透性

　　9.3.1 概述

　　从电磁兼容(EMC)的角度看，一个理想的 IMA 系统应当在一个完全的封闭机箱(机柜)中，如 8.2.1所述。然而现实中，系统必须是互相连接的，可观察的、可监控和可操作的。因此，理想的 IMA 机箱就会因电缆、连接器、显示器、气孔、接口板、开关以及紧固件的穿透而无法实现。图 6 显示了某些因素对机箱屏蔽效果的影响。外界干扰对机箱穿透并提供进入通道而引起电磁环境的改变，对 IMA 电路元件的屏蔽效果造成的影响

　　飞机的电磁环境(即 HIRF)是非常恶劣的，所以必须采取某些方法对所有这些屏蔽机箱上的穿透部位进行处理。在金属结构占主导地位的飞机上，主要的屏蔽由结构提供。

　　图 6 机箱上的穿透对电磁屏蔽的影响

　　把正确的显示屏的端接、滤波器的插入和瞬态抑制器件的利用(如第 12 章和 14 章所述)与机箱的屏蔽等级结合起来就得到了二级防护。在机箱和导线集成装置级别上要求的二级防护将使需要处理的飞机导线和机箱穿透接口的数量达到最小。这是因为在机箱和导线集成装置级别上需要的穿透接口数量要远

　　少于在 LRM 和机箱接口级别上需要的穿透接口数量。在机箱级别上安装二级防护可以减少可能需要防护的部件数量，并可以减低随之而来的重量和部件数量。

　　9.3.2 有害效应最小化

　　这些有害的穿透效应可以通过确保维持机箱和连接器、屏蔽窗、开关安装衬套、面板或其他穿透器件之间整个 360 度的电接触而降到最低程度。这种效果可以通过表面处理和/或增加导电衬垫来达到。

　　为了保持结构或机箱的完整性，应屏蔽窗口、通风孔或连接器(当连接器不使用时，应当用一个提供 360 度接触的导电盖子将其覆盖)。

　　9.3.3 波导技术

　　为了显示或冷却通风而必须在机箱上开口的地方，应使用波导技术。首先， 必须了解主要的干扰源或机箱内部产生的频率。由此， 也就知道了截止频率(Fc)，据此设计的孔和槽的尺寸就形成了过截止波导(WBCO)。波导技术的使用可满足防护高强度辐射场(HIRF)的要求(一直到 40GHz 的最坏情况)。

　　该技术在专门的屏蔽通风面板的设计中使用，面板上的“栅格”由蜂窝状板形成。这就有效地形成了一个类似用于穿过薄箱壁的管状装置，该装置的尺寸确保了最高频率点(最短波长)上的有效衰减。通过电镀蜂窝状面板可以对屏蔽效果产生明显的改善。这种改善的发生是因为电镀解决了由组成窝状结构的金属薄片条的机械搭接产生的电气不连续性问题。通过调整峰窝结构的长轴相对于面板所在平面的角度而设计成的这类通风面板，也具有防飞溅和水滴的能力。

　　9.3.4 结构间隙

　　所有箱体上的盖子或缝隙连接点处的间隙，不管是在机体、机柜或模块上， 都将形成某些频率的隙缝天线。虽然许多这样的缝隙不应明显地影响系统性能， 但应当考虑它们可能产生的影响。要确定一条缝隙的影响，必须知道与干扰频率和场强有关的缝隙尺寸。以下的公式可用于获得这些缝隙影响的近似值并且可以确定是否有必要进行进一步设计。图 7 显示了由不完全的紧固件技术引起的箱体接点处的间隙如何形成隙缝天线。

　　机箱的典型顶部和后部视图以及显示主要结构间隙的导线集成装置。

　　图 7 结构间隙形成缝隙天线

　　为了确定通过孔径泄漏的射频能量是否能够明显改变屏蔽效能(SE)，缝隙尺寸需要和一个相等孔径的波导尺寸联系起来，如图 8 所示。

　　计算以 dB 表示的缝隙屏蔽效能(SE)所需的孔径尺寸，此处 t=材料厚度，L=缝隙长度，h=缝隙高度。

　　图 8 计算 SE 所需的缝隙尺寸

　　当计算屏蔽效能时应考虑下列参数：

　　λ=关注频率的波长，单位和缝隙尺寸相同;

　　L=缝隙的长度或间隙形成的有效长度;

　　h=缝隙的高度或间隙形成的有效高度;

　　t=缝隙的材料厚度或缝隙深度(波导的有效长度)。

　　完整计算屏蔽效能时应考虑上述参数。

　　当孔径尺寸接近于 λ/2 时，通过间隙和缝隙的泄漏将增加(屏蔽效能降低)，孔径尺寸到 λ/2 时屏蔽效能降到零。出于这个原因，任何不可避免的开口尺寸应当远小于最高频率对应的 λ/2。除非孔径的横截面为正方形，否则必须考虑电磁波的波阵面。

　　垂直极化(简单模型)：

　　SEdb ≥20log (λ/2L)当 L≤λ/2

　　水平极化(简单模型)：

　　SEdb ≥20log (λ/2h)当 h≤λ/2

　　图 9 表示了各种通风装置与屏蔽效能的关系。图中所示的屏蔽效能电平仅仅是要显示一种比较趋势而不代表实际的数值。

　　9.4 表面处理

　　9.4.1 连接处理

　　“旋转螺母形”连接器不应当用在上漆表面。在连接正确处理过的表面时，应考虑使用导电衬垫。

　　9.4.2 铬酸盐转化涂层

　　暴露于空气中的铝及其合金会产生一层坚硬的非导电的氧化层。用于电搭接的表面处理效果取决于如何去除该氧化层并防止其再生。这可以通过给暴露的金属表面涂上一层防护用的铬酸盐转化涂层来实现。对于铝合金结构来说可用铬酸盐转化涂层， 如铱或异构铬。应优先使用铬酸盐转化处理法， 而不是

　　任何喷漆涂层法，此方法覆盖的区域比暴露区域更大。预期接触的区域应在先于上漆前做好加罩标记。

　　拉伸后的金属菱形网

　　20% 40 dB-80dB

　　a) 很多孔=很少 dB

　　5% 60dB

　　c) 最小气流阻力

　　15% 50dB

　　b) 根据类型和安装要求

　　5% 80dB

　　d) 与最佳机柜设计相协调一致

　　注：对于垂直安装的面板，为了提供滴水和飞溅防护，蜂窝结构可以按一个角度切割。

　　图 9 通风-气流阻力与屏蔽需求

　　9.4.3 钢表面处理

　　就钢的表面而言，已有很多针对电气导电性提供环境保护的专门的处理方法。这些处理方法， 如镀锌、镀锡、镀铜或镀镍， 通常必须应用在制造阶段。应当注意的是某些保护处理方法， 如基于磷酸盐的处理，是非导电的表面处理方法。应当在设计阶段规定正确的表面处理方法。

　　9.5 金属与金属接触面

　　9.5.1 概述

　　在设计设备的外壳时，经常忽视由金属和金属接触产生电磁干扰的可能性。在存在两个或者更多其他信号并且金属与金属的接触呈现非线性特性的电磁环境中，处理低电平射频信号时，可能产生一个互调制衍生信号(IP)。该衍生的 IP 信号可引起严重的系统损坏。

　　在任何金属与金属的接触面上都存在着表面膜层，因此在结合处有阻抗。对于设备设计者而言， 要重点关注当金属与金属的结合处被置于两个交变的电磁场中时产生的效应。在这些情况下， 两个信号在结合处的组合将产生额外的 IP 信号，此情况几乎存在于任何金属与金属的压接点处。

　　9.5.2 减小互调制衍生信号(IP)的技术

　　为了满足环境要求而在航空电子系统中使用的大多数金属和涂层最有可能产生 IP 信号。由于不可避免地要使用铝、铝合金、低碳钢、抗腐蚀钢或镍，应使用可以用来最小化 IP 信号的效应的一些技术和规定。这些技术包括：

　　a) 使用硬金属或合金。硬铝比软铝产生较低的 IP 信号电平。

　　b) 要确保结构设计能在设备寿命期内维持最大的接触压力。

　　c) 要特别注意螺钉和铆接点的维护。(促使氧化膜形成的潮湿侵入将使情况更糟)。

　　d) 要确保在设备寿命期内插头、插座和接地弹簧夹装置维持高的接触压力。应当特别注意弹簧夹装置的位置和维护。它们经常被置于有害的区域中。需要强调的是，即使采取了多重接触设计，降低一些接触要求还是会产生不利的影响。

　　9.6 屏蔽效能测量

　　9.6.1 概述

　　在 EMI 屏蔽箱体上包含有大量的为提供通道、电缆入口、空气通风、显示观察和其他操作或维护功能的孔径、通孔和缝隙。为了减少箱体上的这种不连续性对的屏蔽效能的不利影响， 会采用大量的屏蔽部件和屏蔽材料。用于屏蔽箱体的部件包括导电垫圈、屏蔽检查窗、气孔、导电复合物。

　　应通过箱体组件和材料的屏蔽特性的设计数据，来选择对电磁辐射有良好屏蔽性能的材料。

　　9.6.2 屏蔽效能特征

　　箱体的屏蔽效能(SE)定义为空间某个点上测到的两个场强的比，每一个场强是由静止的、封闭或非封闭的射频源辐射的结果。

　　垫圈或含气孔面板等箱体部件的屏蔽效能应当用合适方法来表述。由于这些组件自身不是屏蔽箱体，应当把它们安装在测试箱体上进行测量，这样得到的数据才有意义。

　　以一个自身没有固有屏蔽效能的 EMI 垫圈为例来说明这一点。当一个 EMI 垫圈用在箱体面板连接处来覆盖箱体的一个孔径时，我们可以测量垫圈/面板组合体的屏蔽效能。我们把这种组合体看作是箱体部件系统。另一个例子是屏蔽的气孔和窗口。它们通常没有屏蔽作用，除非使用 EMI 垫圈把它们安装在箱体上，这意味着气孔和窗口应当作为系统进行测量(也就是与测试垫圈一起安装)。需要着重注意的是没有箱体部件可以单独测量，因为它们组合起来才能使用，所以它们应当在组合状态下测量。

　　屏蔽效能测量时应当模拟这些组件和材料的实际使用情况，并且可以得到它们安装在理想的箱体上时的最大 SE(也就是具有较近的紧固件间距、坚硬而平坦的安装边缘的箱体)。一旦确定了最大的屏蔽效能，降低屏蔽效能的因素必定会体现在组件的配置中，而且可以评估它们的影响。(例如，薄的边缘或面板，宽的紧固件间距等)

　　9.6.3 屏蔽效能测试配置

　　为了测量各种箱体部件系统，如垫圈/面板，垫圈/窗口，垫圈/表面，涂层/面板或垫圈/通风面板的真实屏蔽效能，这些系统应当是测试装配中唯一可变的因素。坚持这一概念对于获得重复性测试结果是至关重要的。有意义的屏蔽效能测量时应该模拟实际中使用的情况， 例如在测量自由空间中的辐射能量时，辐射源与采样装置或接收天线的间距应该比较近。GJB 151A-1997 规定在设备级测量时，电场电平应当在 1 米处测量。另外，应该使用容易得到的商用测试设备。

　　满足上述要求的屏蔽效能测试方法可参见 MIL-G-83528。接收机放置在屏蔽室外面以便削除由于人员在接收天线附近而产生的误差。要达到更低的误差等级， 人员也不应该在发射天线附近。该测试配置的动态范围可以通过把接收机安装在附属的屏蔽室内而得以改善。

　　用于压紧 EMI 垫圈的面板(“盖板”)可以是屏蔽窗口、通气孔、金属盖板或金属化塑料面板。孔径的尺寸可以根据需要选得大一些或小一些。将开口变大可增加动态范围， 而将开口变小可减小动态范围。改变天线的间距同样可以影响动态范围，当间距增大时动态范围就变小。

　　9.6.4 测量方法

　　按 MIL-G-83528 的方法进行测量时，首先通过箱体上的孔径测量在每个频率上辐射的射频能量，以便获得参考电平。注意这不同于屏蔽室的测试方法，MIL-STD-285 要求在自由空间中建立参考电平。在不改变测试配置中任何其他方面的情况下(甚至包括屏蔽室内的测试设备和人的位置)， 把被测部件系统，如垫圈/面板组件，安装在孔径上，安装时要把预设的扭矩大小施加在紧固件上以确保预设的垫圈偏差。在孔径被覆盖以后进行第二次测量， 测量的频率与测量参考电平时的频率精确相同，这样得到的场强值是经过衰减后的电平。被测部件系统(垫圈/面板)的屏蔽效能是这两个测量电平的比率。例如，如果第一次参考电平是 102dBm，而第二次衰减后的电平是 17dBm，那么屏蔽效能是 85dB。

　　屏蔽效能是一个频率的连续函数。在一个特定频率上，如果参考场强和衰减场强的比值表现出相当大的不连续性，那么这种不连续性表明屏蔽室内的驻波图形很有可能已发生了改变。这种情况可能是由于设备或人的物理位置的变化所致，或者是由于测量时发射机的射频能量被测面板反射以后引起信号发生器的频率偏移所致。

　　一个频率接着一个频率的测量方法有些不切实际，因为在每个频率上测量时它需要安装和移走被测样品。扫频技术的使用避免了这个问题。记录的场强电平表示了测试配置的驻波图形(在一个非常窄的频率范围内存在高达 25dB 的“摆动”)。

　　在测量频段内，被记录下的与频率对应的两次功率电平数据的走势十分相似。可以画一条通过峰值的粗线拟合数据。再把拟合后的数据之间的差异， 划成一条连续的曲线。这条曲线就代表了在规定的结构条件下被测系统的屏蔽效能。现在可以容易地评估这些规定点条件改变后产生的结果。拟合这些数据的技术需要谨慎使用并在每个实例中进行论证。

　　10 环境密封垫圈

　　10.1 垫圈形态、类型、材料及属性

　　10.1.1 概述

　　提供低阻抗导电路径的导电垫圈经常与提供环境密封的材料结合在一起使用。因此， 它们通常由专门的供应商进行设计。它们的主要用途是在 LRM 或机箱结构与覆盖面板或电连接器之间提供电连续性和环境密封。

　　10.1.2 柔性密封圈

　　在两个金属表面之间，使用一种加入导电颗粒或导线的人工橡胶，可以获得的电磁密封低阻抗路径。垫圈的压缩会迫使足够多的颗粒或导线互相之间接触并与金属表面相接触，从而提供了需要的低阻抗路径。“填料垫圈”是下面两种类型的一种折衷。第一种类型含有很多颗粒，有好的导电性但是强度和弹性恢复能力也低，第二种类型含有的颗粒较少因而导电性差，但是具有好的密封性能。

　　10.1.3 组合式垫圈

　　协调这些需求矛盾的另一种方法是使用组合式垫圈。这些组合式垫圈基本上包含一条光滑的易压缩的密封带和一条与之平行的导电带。这使每一种材料的优势得到发挥。

　　10.1.4 橡胶芯子垫圈

　　如果不需要密封环境，那么使用螺旋状的金属带或包裹了抗压缩橡胶芯子的导线编织网，从而节约可观的成本。

　　10.2 垫圈选择

　　10.2.1 概述

　　本章未对大量可用的垫圈材料属性进行分析。因此，表 4 推荐的材料仅限于提供一般属性的选择。

　　10.2.2 主要成本考虑

　　在选择垫圈前，应充分考虑下列问题：

　　a) 电磁威胁等级是否大到需要导电垫圈(即：>50dB 的屏蔽效能)。

　　注：这是一个基本的问题，但经常没有被问到。在设计阶段选择“是”是个容易的选项，而且可能不需要成本。

　　b) EM 屏蔽完整性的等级。

　　c) 是否需要环境密封。如果不不需要，可以指定较简单的(低成本)垫圈。表 4 环境密封垫圈的可用性和性能

　　10.2.3 环境参数

　　在选择垫圈前，应考虑下列安装环境：

　　a) 环境是否干燥。如果不， 必须考虑防腐蚀产品。如果液体中含有碳氢化合物， 必须选择特定垫圈材料。

　　b) 用什么闭合力来压缩垫圈。

　　c) 不论是外部威胁或内部产生的干扰，干扰威胁信号的频率和幅度值。

　　d) 干扰信号是电的(E 场)还是磁的(H 场)。

　　e) 垫圈是处在干扰信号的近场还是远场。

　　f) 特殊振动和机械冲击的需求。

　　10.3 建议

　　对于垫圈的设计，建议如下：

　　a) 垫圈的设计应该与机箱设计同步进行。图 10 显示了可获得屏蔽效能典型值的例子。

　　图 10 带有典型阀门的入口盖板的屏蔽效能

　　b) 使用 O 型环来减少工具的电荷。垫圈可以固定在一个凹槽中，这个凹槽给垫圈提供了保持力而不需要工具或粘合剂。

　　c) 避免使用传统的带有纵向紧固件孔的扁平带状垫圈。机箱盖子或面板的硬度(曲度)， 垫圈硬度和孔间距都是关键要素。例如， 增加紧固件孔的数量使设计变得容易，但会增加成本，且会引起维护性损失。

　　d) 盖子或覆盖物的固定螺丝应该旋入隐蔽的孔中，或者在垫圈所在的区域外。

　　e) 尤其应该注意在零部件凹槽的制造公差和垫圈公差之间可能出现的矛盾。应确保即使发生了产品公差最坏的情况，垫圈都能压缩到厂商给这种类型建议的厚度和 EMI 垫圈的形状。

　　f) 一些垫圈材料具有等容特性，对于这种材料，当受到闭合力量时，设计时应该把它们调整为替代材料。

　　11 电搭接和接地

　　11.1 目的

　　电搭接的目的是改善系统的电磁屏蔽整体性。接地目的是通过将所有可触及的金属构件保持在一个安全的低电位来降低受到电击的风险。应采用好的设计方法和措施，以确保具有良好的电搭接和接地。这种搭接和接地还应用于在设备打开后进行排故和在工作台测试。

　　11.2 考虑因素

　　应考虑下列因素：

　　在所有连接点处应使用具有相近的电化学电位或电流指数的金属。

　　对于必须要使用相异金属的地方，确保把电化学电位较高、非贵重金属或材料用于 LRM，把电化学电位较低、较贵重的金属或材料用作机箱支架。这样， 如果出现腐蚀，受腐蚀的是可移除的 LRM 而不是机箱支架。

　　不要使用软性电镀金属，因为这种材料会因 LRM 的插拔而磨损。

　　机箱结构、显示屏和单元设备的所有表面应该设计成单一的导电屏蔽罩，它应尽可能把所有的有源电路包围起来。

　　如果搭接是为了达到一定量级的屏蔽效能(如 LRM 和盖子)，则建议测量屏蔽效能(阻抗)。

　　所有子单元和结构应该被电搭接。搭接的路径应该尽可能提供最大的表面面积从而使射频阻抗最小。当使用搭接带时，搭接带应该尽量短和宽从而使搭接电感和由此产生的阻抗达到最小。

　　让搭接带的宽度大于四分之一的长度，可以使搭阻抗(感抗)达到最小。由于结构条件的限制通常无法实现，因此实际的安装将是电气和机械需求之间的一个折中。不过， 需要对搭接带或搭接导线的几何形状进行限制。

　　如果搭接点是电缆的屏蔽终端，那么建议测量传输线阻抗。

　　当在搭接的表面确立接触压力和交叠面积时，还应该考虑下面几个要素：

　　a) 增加搭接的表面面积就会减小搭接点的直流阻抗，但射频阻抗不会成比例减小;

　　b) 增加接触/交叠压力可以减小阻抗。但诸多因素，如材料导电率、硬度、密度和形状都会影响施加压力的效果。

　　11.3 电搭接和接地

　　螺母、螺钉或紧固件仅仅用来夹住那些需要电连接的物件。不要把螺丝或螺钉的杆用于电连接。在

　　图 10 的例子中，因减少了电接触面的数量，从而使阻抗减小。

　　注：使用螺丝或螺钉的杆来提供电连接可能是一个最常见但容易挽回的错误。

　　图 11 紧固件连接方法对搭接电阻的影响

　　当振动和冲击隔离系统或高级的合成材料用于机箱的结构时，可能需要使用搭接带以便获得所需的路径到地的电阻。

　　HB 7704-2001 图 1 给出的搭接电阻值应满足整使用寿命周期中的环境要求。选择连接材料和结构时，应充分考虑腐蚀和热循环的影响。

　　图 12 给出了设计所需的各种搭接路径和接触电阻，应该记住它们需要修理和维护，以便在整个飞机使用寿命期间使之满足规定的值。

　　用于机柜，导线综合装置和LRM的IMA搭接模型

　　飞机结构

　　图 12 IMA 的搭接模型

　　12 系统和分系统互连——设计原理

　　12.1 线驱动和隔离

　　12.1.1 信号接口设计

　　在正常工作期间，电路设计应使电流在整个导线的长度上保持平衡。

　　确保信号和控制线由平衡系统(阻抗匹配的双绞线、三绞线或接收电路)驱动，辐射发射会减到最小。在传输高频数据、视频信号或 RF 信号的地方，应正确地端接同轴或三轴连接器，减小阻抗失配，由此引起的线的反射减到最小。如图 13 和图 14 所示，在一个系统或分系统内，减小电路的公共回路区(域)是非常重要的。这可以为信号线提供专用回路来实现。在威胁和/或敏感的主频低于互联线的谐振频率的地方，可用“特定的活动连接”技术(参考图 14)进行封装(围绕物)。在应用这种技术时，应该考虑实际的飞机构造。

　　12.1.2 带宽

　　任意源的带宽应限制在传输功率或信号到负载所必须的带宽上。任何负载或信号接收器的带宽应该限定在其必须执行所需功能的带宽上。

　　12.1.3 阻抗匹配

　　源和负载的阻抗应该尽量与线的阻抗匹配。

　　考虑到互联导线是作为传输线使用，原则上，减小导线的损耗，可减少辐射到环境的能量或从环境中接收的能量。因此有效的工作目标和好的 EMC 实践是互相支持的，一个改进了另一个也就提高了。

　　12.1.4 终端，导体和电缆

　　分配给任何信号的终端和导体在实际中应该尽可能合并在一起。因为功率电平的范围很宽(见表 5)，需要将飞机和航空电子的线缆进行分类。在电源发电机的线、灵敏度接收机的线和关键航空电子功能的输入控制线之间功率电平大小的差异可超过 200dB。因此， 系统电缆按照下表列出的功率电平分类，这是适用于全部 IMA 系统的设计准则。无论什么情况下，分隔在飞机不同的电缆管道内和通道的不同类别的线，也应根据功能的关键程度，以电缆组件形式物理隔离，并应使用接地线和接地板隔离。

　　对备份(冗余)的线(如，到供电电源 LRM 的线)也要分隔。

　　a)

　　电流仍流经了飞机结构

　　b)

　　图 13 信号接口设计 1

　　Zs Vs

　　、

　　机柜组件

　　飞机结构

　　信号回线隔离的双绞线，较小的回路面积，可防止干扰，电流不再流经结构=正确设计

　　a)

　　“指定浮动”=最好的可选择的设计c)

　　图 14 信号接口设计 2

　　表 5 功率等级分组表

　　表 5 功率等级分组表(续)

　　对冗余电缆(如，到电源 LRM)也应做好分隔。

　　12.2 接地和电缆屏蔽终端

　　12.2.1 概述

　　11.2 为飞机导线和航空电子设备之间的连接提供了准则。一般准则是，不允许将设备内部的单个屏蔽罩连接或接触到屏蔽壳体。在特殊情况下， 这样的接触可以提高电缆组件的谐振频率，使屏蔽性能得到改善。而最适用的技术由飞机和安装规范决定。

　　12.2.2 信号线

　　所有二次电源应以它们所在设备的内表面为参考电基准。要确保在电缆的屏蔽层没有带有信号返回电流(见图 13 和图 14)。应确保信号线和控制线是从电平衡系统(见图 13 和图 14)驱动的。将双绞的信号回线与屏蔽层连接，可节省连接器的输出引脚。

　　12.3 连接器和电缆终端

　　为带有导电接口的机箱(电线整体装配)、局域网(LAN)或是适当的设备提供整体电缆屏蔽。可以通过确保连接器的外壳与它表面处理过的安装板和导电垫圈 360˚接触来实现。航空电子连接器的主要供应商对连接器背部都有特殊的设计，可提供环境和 EMI/RFI 保护。规范的码行通常包含了可定义功能的代码。在设计完成前，如有疑问，可与供应商核对。图 15 表明了连接器和电缆的端接。

　　不应用导线把电缆整个屏蔽外层与连接器的引脚连接。屏蔽的目的是以设备机箱的形式为系统提供延伸的“法拉第笼 ”。

　　在不应用同轴或三轴连接器的地方，建议初始设计时，在电缆信号运行的两端，为连接到内部电缆屏蔽层提供足够的连接器引脚。可能因系统开发和使用的结果，去掉多余的引脚。

　　屏蔽层端接尾线的长度应该小于 12.7mm (0.5in)。屏蔽层终端的长度对屏蔽效能有很大的影响。即使连接器背面壳体内的屏蔽层引线自身可能不辐射，但它的长度对辐射屏蔽层电流的相位和大小有决定性的影响。测试表明，如果屏蔽终端或屏蔽层引线接近 75mm (3in)长，它的 EMI 电平可能没有屏蔽端接的电平大(参看 IEEE 关于 EMC 和 IERE EMC 的讨论会 1978 参考文档的 1.3 条)。因产品和维护需要，可以改变引线长度，但不应不顾系统设计要求，损害系统的可靠性。如果背面圆形外壳的连接器不应用，而必须使用引线的屏蔽连接时，可使用多条引