《电动航空器电推进系统动力电机控制器技术规范》

ICS：

CCS：

团体标准

T/AOPAXXXX—XXXX

电动航空器电推进系统动力电机控制器

技术规范

TechnicalSpecificationforPowerMotorControllerof

ElectricPropulsionSystemsforElectricAircraft

（征求意见稿）

2024-XX-XX发布2024-XX-XX实施

中国航空器拥有者及驾驶员协会发布

T/AOPAXXXX-2024

电动航空器电推进系统动力电机控制器技术规范

1范围

本文件描述了针对电动航空器电推进系统动力电机控制器技术规范的确定问题，提供了电推进

系统动力电机控制器最低性能指标要求。本文件所提供的性能指标不是唯一的，也非强制性的。

本文件适用于电动航空器电推进系统动力电机控制器，且该控制器满足：

a）仅考虑正常和紧急条件下，用于为航空器的飞行提供或产生升力/推力/动力的任何电推进

系统动力电机相适配的驱动功率；

b）该动力电机控制器的直流输入电压不超过1500V；

c）该动力电机控制器的功率不超过200kW。

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。

CCAR-33-R2航空发动机适航规定；

CCAR-21-R4民用航空产品和零部件合格审定规定；

CCAR-23-R4正常类飞机适航规定；

FAA-2022-1548AirworthinessCriteria:SpecialClassAirworthinessCriteriaforthe

ArcherAviationInc.ModelM001Powered-Lift；

FAA-2021-0638AirworthinessCriteria:SpecialClassAirworthinessCriteriaforthe

JobyAero,Inc.ModelJAS4-1Powered-lift；

FAA-2020-0894SpecialConditions:magni350andmagni650ModelEngines;Electric

EngineAirworthinessStandards；

EASASCE-19Electric/HybridPropulsionSystem；

ASTMF3338-21StandardSpecificationforDesignofElectricEnginesforGeneral

AviationAircraft；

ASTMF2840-14StandardPracticeforDesignandManufactureofElectricPropulsion

UnitsforLightSportAircraft；

RTCA/DO-160G机载设备环境条件和试验程序；

RTCA/DO-254机载电子设备硬件设计保证指南；

RTCA/DO-178C机载系统和设备合格审定中的软件考虑；

GB/T35856-2018飞机电气设备绝缘电阻和耐电压试验方法；

GB/12668.501-2013调速电气传动系统第5-1部分：安全要求电气、热和能量；

GB/T12668.1-2002调速电气传动系统第1部分一般要求低压直流调速电气传动系统额定

值规定；

GB/T3859.1-2013半导体变流器通用要求和电网换相变流器第1-1部分：基本要求规范；

GB/T3859.2-2013半导体变流器通用要求和电网换相变流器第1-2部分：应用导则；

GBT35701-2017船舶推进变频器标准；

GBT25122.1-2018轨道交通机车车辆用电力变流器第1部分：特性和试验方法；

GB/T39567-2020多旋翼无人机用无刷伺服电动机系统通用规范；

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GB/T25123.4-2015电力牵引轨道机车车辆和公路车辆用旋转电动机第4部分：与电子变流器

相连的永磁同步电动机；

GB/T18488.1-2015电动汽车用驱动电机系统第一部分：技术条件；

GB/T18488.2-2015电动汽车用驱动电机系统第二部分：试验方法；

GB/T35714-2017船舶推进电动机；

GB/T1971-2021旋转电机线端标志与旋转方向；

G/B2894-2008安全标志及其使用导则；

GB/T191包装储运图示标志；

HB6-73-1976飞机电机基本技术要求；

HB8412-2014民用飞机系统电搭接通用要求；

HB7284-1996民用航空器发动机驱动的直流发电机和起动发电机及发电机控制器最低性能

要求；

3术语和定义

下列术语和定义适用于本文件。

3.1

逆变器Inverter

将直流（DC）变为交流（AC）的电力电子装置或电路。电机控制器通常与逆变器集成一起，驱

动控制电机工作。

3.2

动力电机控制器DriverMotorController

控制动力电源与动力电机之间能量传输的装置，由控制信号接口电路、动力电机控制电路、逆

变电路、壳体等组成，用于启动或关断电机、控制电机转向和转速、调节或限制扭矩以及防止过载

和故障，根据控制指令完成动力电机运行状态的控制。

3.3

动力电机DriverMotor

将电能转换成机械能为电动航空器提供动力的装置，可简称为电机。

3.4

工作制Duty

动力电机控制器中的逆变器典型的工作制，包括连续、短时、周期性或非周期性几种类型。周

期性工作制包括一种或多种规定了持续时间的额定负载；非周期性工作制中的负载和转速通常在允

许的运行范围内变化。

3.5

额定连续输出电流RatedContinuousOutputCurrent

在标准大气条件下规定的高度，在规定工作条件下，能够连续输出而不超过规定极限的最大方

均根电流。

3.6

瞬态最大电流TransientMaximumCurrent

在标准大气条件下规定的高度，在本文件规定的电机控制器运行限制内，很短时间内输出超过

额定值的方均根电流最大值。

3.7

最大过载电流（过载能力）MaximumOverloadCurrent(OverloadCapacity)

在规定的时间内能够输出、但不超过规定运行条件下设定限值的最大电流。

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3.8

额定最大持续功率RatedMaximumSustainedPower

在标准大气条件下规定的高度，本文件规定的电机控制器运行限制范围内，经批准的静止或飞

行状态下的有功功率，并且该功率无使用时间限制。

3.9

短时最大功率（额定起飞功率、峰值功率）Short-timeMaximumPower(RatedTake-offPower,

PeakPower)

标准海平面工况条件下，在本文件规定的电机控制器运行限制内，允许超出额定值的静态最大

有功功率，仅限于起飞期间并且使用时间不超过5分钟。

3.10

应急额定值EmergencyPowerRrating

指在故障导致螺旋桨、变速器等电机驱动输出部件出现功率、推力或升力损失时，要求电机控

制器应急输出用于补偿功率或者推力损失的额定功率值。

3.11

最高额定工作温度MaximumRatedOperatingTemperature

在标准大气条件下规定的高度，在本文件规定的电机控制器运行限制内，允许使用的最高工作

温度。

3.12

最高、最低持续工作温度HighandMinimumContinuousWorkingTemperature

在标准大气条件下规定的高度，在本文件规定的电机控制器运行限制内，持续工作而不损坏的

最高和最低工作温度。

3.13

最高、最低持续工作电压MaximumandMinimumContinuousOperatingVoltage

在标准大气条件下规定的高度，在本文件规定的电机控制器运行限制内，正常工作而不损坏的

持续输入的最高和最低工作电压。

3.14

主动放电ActiveDischarge

动力电机控制器与动力电源切断后，切入专门的放电回路，控制器支撑电容快速放电的过程。

3.15

被动放电PassiveDischarge

动力电机控制器与动力电源切断后，不切入专门的放电回路，控制器支撑电容放电的过程。

3.16

电推进装置ElectricPropulsionUnit

在本文件中，一个电推进装置由电机、相关的电子控制器、断开装置、接线和传感器组成。

3.17

推力控制丧失事件(LossofThrustControl(LOTC)Event)

当发动机控制系统发生如下事件时，则认为产生了LOTC事件：

a）通过正常的油门杆移动，发动机推力无法在飞行慢车和90%最大额定推力（处于任何飞行状

态）之间进行调节；

b）发动机推力不可接受的振荡；

c）无法满足发动机可操作性要求。

4动力电机控制器通用要求

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4.1安全性等级要求

动力电机控制器应符合整机系统级分配到该设备级的安全性等级要求。设备的安全性等级要求

取决于其在特定航空器中的预期用途，在设备设计时应该计算评估其可靠性指标。

4.2安全性分析

a）对动力电机控制器进行安全性分析，以评估可合理预期发生的所有失效条件。该分析必须

考虑：

1）预期航空器应用及典型安装的假设；

2）间接二次失效和潜在失效；

3）导致4.2d）中定义的危险性电推进系统后果的多重失效。

b）应当对可能导致危险性电推进系统后果的失效条件、后果及影响进行总结，并估计失效发

生的概率，表明动力电机控制器的设计和结构满足预期航空器应用，符合定性（包括研制

保证）和定量安全目标。在总结中必须明确可能导致重大或灾难性失效的任何零部件。

c）如果安全性分析包含维护、检测和运行要求，应对这些要求进行证实，并在技术使用手册

中予以明确。

d）动力电机控制器故障：

1）应当满足预期航空器应用的安全目标，具有与预期安全目标一致的功率（或推力）控

制丧失（LOPC/LOTC）事件；

2）系统能容忍与LOTC/LOPC事件相关的电气和电子单点故障，如果LOTC/LOPC分析存在无

法满足单点故障的电气和电子失效，必须通过分析表明；

3）动力电机控制器的任何单点失效不会导致本条款定义的危险性电推进系统后果；

4）分析动力电机控制器安装环境事件的影响，包括电弧、火灾、过热、维修失误、冷却

液泄漏（如适用）、机械破坏事件，并且在这些事件下电机控制器即使发生失效或故

障，也不会引起本条款中定义的危险性电推进系统后果。

控制器单点失效定义的危险性电推进系统后果如下：

除了在安全性分析中已声明的情况之外，为以下失效定义适用于电推进系统：

a）轻微电推进系统后果：一台电动机失效，其唯一后果是该电动机部分或全部丧失推力或功

率（和相关电动机使用状态），这种失效应认为是轻微电推进系统效应。

b）危险性电推进系统后果：

1）非包容的高能碎片（如电推进系统引起的螺旋桨脱开）；

2）与飞行员操纵方向相反的较大驱动力；

3）不可控的火情；

4）电机安装失效，导致电机意外脱开；

5）螺旋桨、涵道风扇或螺旋桨、涵道风扇的某些主要部分由于电机引起松开，如适用；

6）完全失去电机停车能力；

7）由于触电导致机组人员、乘客或地勤人员严重或致命伤害。

c）重要电推进系统后果：严重程度介于本条a）和b）之间的后果是重要电推进系统后果。

4.3软件要求

动力电机控制器包含软件，软件应按照RTCA/DO-178C《机载系统和设备合格审定中的软件考虑》

的要求进行研制。软件的研制保证等级应与本文件的第4.1节规定的安全性等级要求一致。

4.4电子硬件要求

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动力电机控制器中包含复杂电子硬件，按照RTCA/DO-254《机载电子硬件设计保证指南》的要

求进行研制。硬件的研制保证等级应与本技术规范的第4.1节规定的安全性等级一致。对于确定为

简单的机载电子硬件，可按RTCA/DO-254中第1.6节的要求处理。

4.5标记标识

4.5.1标记

a）应为动力电机控制器设置永久清晰的标记，标记应包括CCAR-21-R4第21.423条（二）规定

的所有信息。标记必须包含制造人名称、设备件号、产品名称、产品型号、输出额定电压、

频率和相数、输出额定容量、输出额定电流、最大工作高度、防护等级、重量、制造日期、

安全储运图示标志、冷却方式等；

b）动力电机控制器中包含软件和机载电子硬件，则件号必须能够表明软件和硬件的构型。件

号编排时，在件号中可为硬件、软件和机载电子硬件各划分一个单独区域；

c）可以使用电子标记标识软件和机载电子硬件，此标记可通过软件写入硬件部件内部，而不

用将其标识在设备铭牌中。如果使用电子标记，则其必须容易读取，无需使用特殊工具或

设备。

4.5.2引出线和接线端

动力电机控制器的各相动力线或接线端的标志应符合GB/T1971-2021的规定；动力电机控制器

动力输入接口的正、负两极，分别用“+”“-”标志，动力电机控制器与动力电机各相对应的动力

线或动力接线端，应与动力电机各相动力线或接线端以及相应的三相顺序的标志一致。

4.5.3危险警告

驱动电机控制器应在醒目的位置按GB/T2894的规定设置“当心触电”的警告标志，并在“当心

触电”的警告标志旁边注明必要的安全操作提示。

5动力电机控制器性能要求

电推进系统动力电机控制器用于控制动力电机运行的装置，应由电子控制器和功率逆变器两个

基本部件组成：电子控制器：接受控制指令，根据传感器提供的反馈信息，对转矩/电流、速度、位

置等进行动力电机闭环控制；功率逆变器：将直流（DC）变为交流（AC）的电力电子装置或电路，

通常集成逆变器向动力电机输送功率。

因此主要针对电推进系统动力电机控制器确定以下性能要求。

5.1一般要求

5.1.1外形和安装尺寸

动力电机控制器的外形和安装尺寸应符合制造商和用户之间协商确定的外形和安装尺寸要求。

安装说明包含：

a）控制器安装的位置，安装方法及安装构件和相关结构的最大允许负载；

b）包括总体尺寸的控制器轮廓图。

5.1.2壳体机械强度

动力电机控制器壳体机械强度应能承受不低于10kPa的压强，不发生明显的塑性变形。

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5.1.3冷却

a）动力电机控制器的冷却设计和构造应当使其能够在预计运行的所有飞行姿态和大气条件下

都能提供足够的冷却；

b）应当在安装说明中声明所依赖的安装条件或安装要求；

c）所有批准的冷却剂和添加剂应当在安装和运行说明中声明；

如采用液冷，冷却回路密封性能符合GB/T18488.1-2015中第5.2.5条液冷系统冷却回路

密封性能的规定：液冷动力电机控制器，应能承受不低于200kPa的压力，无渗漏；

d）如采用风冷的动力电机控制器，该动力电机控制器应该在技术文件声明其冷却风量的要求，

能够正常满足动力电机控制器的性能要求，并且无报警和故障；

e）如采用液冷和风冷相结合的冷却方式，该动力电机控制器应该在技术文件声明的冷却液等

级或规格，以及冷却液的流量、流速及介质温度，以及冷却风量的要求，能够正常满足动

力电机控制器的性能要求，并且无报警和故障。

5.1.4防火

a）动力电机控制器的设计和构造及所使用的材料应当在控制器正常运行及失效条件下使着火

和火焰蔓延的可能性减至最小，并且应当将此类火情的影响降至最低；

b）动力电机控制器的设计和构造应当将可能导致失效或危险性电推进系统后果的内部火情发

生的可能性降至最低。高压电线互联系统应当能够防止电弧故障，对未保护的电线应当进

行分析表明电弧故障不会导致危害性后果；

c）动力电机控制器连接电线和电缆的绝缘层必须是自熄的，与电缆安装有关且电路过载或故

障时可能过热的任何设备必须是阻燃的；

d）如果使用易燃液体，应当表明安装构件和安装特性是防火的。应当在安装手册中说明使用

了易燃液体，以便在飞机级决定是否需要建立其它防火区。同时必须有措施尽量减少液体

和蒸气被点燃的概率以及被点燃后的危害。

5.1.5电气安全

a）绝缘电阻

动力电机控制器主回路绝缘电阻不小于规定值100MΩ，控制回路绝缘电阻不小于50MΩ。

b）介电强度（工频耐压）

控制器应具有足够的介电强度，应能承受下述规定的耐电压测试，无击穿和闪络现象，峰

值漏电流应不大于规定值（1~5mA）。漏电流不包括试验设备电容所耗电流。

工频耐电压耐受相应等级的电压值参见下表1。

表1工频耐压限值（单位：V）

最高工作电压Udmax实验电压（均方根值）

Udmax≤60500

60＜Udmax≤1251000

125＜Udmax≤2501500

250＜Udmax≤5002000

Udmax＞5001000+2×Udmax

考虑海拔高度对工频耐压的要求及高原环境运行条件下的耐压，采用乘以校正系数KH修正：

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UH=U1000v×KH

矫正系数：KH=1/(1.1-H/10000)，其中H为海拔高度，单位m。

c）电气间隙与爬电距离

动力电机控制器中各带电电路之间以及带电部件、导电部件、接地部件之间的电气间隙和

爬电距离应满足GB/12668.501-2013/IEC61800-5-1：2007第4.3.6.4条电气间隙、第

4.3.6.5条爬电距离及后续版本的规定。

d）安全接地

控制器中能触及的可导电部分与外壳接地点处的电阻不应大于2.5mΩ。

e）高压放电要求

电机控制器支撑电容放电时间满足技术规定的要求。电机控制器有被动放电要求时，支撑

电容放电时间应不大于5min；电机控制器有主动放电要求时，支撑电容放电时间应不超过

3s。

5.2控制功能

动力电机控制器能够在预期航空器应用的运行包线内实现预期的控制，不会出现任何不可接受

的运行特性，或超出其任何运行限制；在动力电机允许的工作条件范围内，以足够的灵敏度响应飞

行员指令，调节电动机功率；提供迅速关停电动机的方法，并能迅速隔离可能危害航空器的部件。

5.2.1控制稳定性

动力电机输出功率控制稳定，不会产生不可接受的功率振荡与自激振荡；系统共振情况下的幅

值、频率的限制不能导致危险性电推进系统后果。

5.2.2控制精度

具有转速、转矩控制功能的动力电机控制器，转速、转矩控制精度应满足声明的技术文件规定。

5.2.3控制响应

具有转速、转矩控制功能的动力电机控制器，转速、转矩控制响应满足声明的技术文件规定。

5.2.4控制转换

在正常运行及当故障或失效导致控制模式、通道或从主系统到备份系统的转换时，应该确保以

下满足要求：

a）动力电机不会超出任何运行限制；

b）动力电机不会出现任何不可接受的运行特性。

不可接受的运行特性包括但不限于：

1）失控；

2）停机。

5.3工作特性

5.3.1输出特性

5.3.1.1额定值和运行限制

基于各种适用的运行条件（或工作制）确定动力电机控制器的额定值、运行限制和安全运行所

必需的任何其它信息。

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动力电机控制器必须确保其不超过安全运行的任何限制，包括故障情况下、控制模式转换及通

道切换过程中，功率、电压、电流、工作温度及持续时间限制：

a）最高、最低持续工作电压；

b）最高、最低持续工作温度；

c）额定工作电压、电流、温度；

d）额定功率；

e）短时工作电流和最大工作电流；

f）瞬态最大电流和持续时间；

g）最大过载电流和持续时间；

h）额定最大持续功率、短时最大功率（峰值功率）；

i）应急额定值和持续时间（如适用，与特定失效状态相关）；

j）如采用液冷，应限定冷却液等级或规格：流量、流速及介质温度；

k）如采用风冷，应限定冷却风量的条件。

5.3.1.2工作制和电压范围

动力电机控制器应当声明确定一个或多个工作制，参考GBT3859.1-2013第6.5条进行工作制确

定。

输入电压范围满足在80%额定电压至115%额定电压的范围内达到额定功率输出的要求。

5.3.1.3应急额定值可用性

具有应急额定值的动力电机，应在动力电机控制器运行限制内提供应急额定值自动可用性，以

及自动控制应急额定功率的方法或措施。

5.3.2启动特性

带负载起动的能力和动态工作时的性能，控制器应保证在额定负载下可靠启动，应具有软启动

特性，启动电流不大于1.3倍额定电流，启动时间根据动力电机负载特性确定。

5.3.3馈电特性

在电推进系统动力电机因惯性旋转或被拖动旋转时，电机运行于发电状态，通过电机控制器应

能向电源馈电，馈电电压范围、电流的大小和效率应保证电推进系统是安全的，不会造成本文件4.2

（4）中定义的危险性电推进系统后果。

5.3.4温升特性

动力电机控制器在规定的额定工况下工作至温度稳定（当温度变化不超过1°C/h，即认为达到

稳定温度），主要部位的温升满足下表2中逆变器各部分的温升限值及专用产品技术规定。

表2逆变器各部分温升限值

部件或部位温升限值（°C）

主电路半导体器件的有效结温和外壳温升专用产品标准规定

主电路半导体器件与导体连接处

裸铜45

锡镀层55

银镀层70

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表2逆变器各部分温升限值（续）

部件或部位温升限值（°C）

主电路半导体器件的有效结温和外壳温升专用产品标准规定

母线（非连接处）

铜35

铝25

5.3.5过载能力

动力电机控制器过载能力应满足航空工业标准HB7284-96或者GB/T12668.1-2002中第5.2.2

条过载能力要求的规定。

5.4保护功能

动力电机控制器保护功能应当提供方法来测试或检查为符合安全性分析要求所必要的保护，应

当表明在测试/检查和维护间隔内，保护功能可用。保护功能包括但不限于：

a）超限保护：过压、欠压、过流、过热、过载、超速保护。过压、欠压、过热故障排除后应

具备自动恢复工作的能力；

b）故障保护：短路、反接保护、相序保护、故障保护（冷却系统故障、软件故障、功率器件

模块故障、传感器信号故障）。

5.5信息安全保护

动力电机控制器（包括网络、软件和数据）的设计和安装应当确保其免受可能蓄意未授权的电

子交互影响，导