《电动航空器电推进系统高压配电系统技术规范》

ICS：

CCS：

团体标准

T/AOPAXXXX—XXXX

电动航空器电推进系统高压配电系统

技术规范

TechnicalSpecificationforHighVoltagePowerDistribution

SystemofElectricAircraftPropulsionSystems

（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高压配电系统技术规范

1范围

本文件涵盖了电动航空器电推进系统高压配电系统设计的最低要求，涵盖高压配电系统的电压

等级、通用需求、设计和验证需求等内容。

本文件适用于在正常和紧急情况下，为轻型运动类飞机、正常类飞机和多旋翼、固定翼类无人

驾驶飞行器等航空器提供升力、推力的电推进高压配电系统。

本文件不包含对电动航空器中低压配电系统的设计要求，仅对高压动力配电（即从动力电池到

驱动电机等高压负载的传输线路及网络）做出相关规定。

本文件不排除分布式电推进构型，但分布式推进可能涉及附加问题，如共用电动机控制器/逆变

器、隔离电气线束、冷却系统、电源等，需要另外考虑。

如果涉及混合电推进系统（电推进系统及内燃机共同驱动推进器），或者由氢能、燃料电池等

作为能源的其它电推进系统，其中的高压配电系统适用部分可以参考本文件，但其不能涵盖整个混

合电推进系统或其它新能源系统的高压配电系统相关问题。

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-23-R4正常类飞机适航规定

CCAR-21-R4民用航空产品和零部件合格审定规定

AC-23-AA-2022-01正常类飞机审定

EASASPECIALCONDITION：VerticalTake-OffandLanding(VTOL)Aircraft

EASASCE-19Electric/HybridPropulsionSystem

ASTMF3239-22aAircraftElectricPropulsionSystems

ASTMF2490-20AircraftElectricalLoadandPowerSourceCapacityAnalysis1

ASTMF2639-18Design,Alteration,andCertificationofAircraftElectricalWiring

Systems1

ASTMF3316-19ElectricalSystemsforAircraftwithElectricorHybrid-Electric

Propulsion1

ASTMF2696-14StandardPracticeforInspectionofAirplaneElectricalWiringSystems

ASTMF2799-14StandardPracticeforMaintenanceofAirplaneElectricalWiringSystems

RTCADO-160GEnvironmentalConditionsandTestProceduresforAirborneEquipment；

SAEAIR7502AircraftElectricalVoltageLevelDefinitions

GB/T18384电动汽车安全要求

GB/T38909民用轻小型无人机系统电磁兼容性要求与试验方法

GB/T38924民用轻小型无人机系统环境试验方法

3术语和定义

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下列术语和定义适用于本文件。

3.1

高压配电系统HighVoltagePowerDistributionSystem

将各高压动力电源的输出功率传输、分配至各用电负载的系统，包括充电系统、高压线缆、汇

流条、开关、电路保护装置等设备。

3.2

汇流条Bus

高压配电系统中用于实现电流分配和汇聚的装置。

3.3

开关Switch

指需要外部控制电流的输入或工作人员的操作来控制电路开通或关断的设备，包括继电器、接

触器等。

3.4

保护装置Protector

指当电路中出现过压、欠压、过流、过热、短路故障时对系统起到保护作用的装置，包括熔断

器、断路器等。

4电动航空器电推进系统高压配电系统电压等级

4.1电动航空器电推进系统高压配电系统额定电压等级

电动航空器电推进系统高压配电系统最大工作电压应大于60VDC，各主机厂可根据自身设计需

求适当调整工作电压范围。

表1电推进系统高压配电系统额定电压等级

电压等级电压等级瞬时过电压

电压等级160-300VDC432VDC

电压等级2300-600VDC864VDC

电压等级3600-1000VDC1440VDC

电压等级4600-1500VDC2160VDC

4.2电动航空器电推进系统高压配电系统电压适用范围

电动航空器电推进系统高压配电系统可参考本技术规范。

5电动航空器电推进系统高压配电系统通用需求

5.1电推进系统高压配电系统容量要求

为保证持续安全飞行和着陆，高压配电系统应能为重要负载设备传输电能，在航空器设计续航

时间及设计寿命内，至少应能提供保证持续安全飞行和着陆所需的配电能力。

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a）容量持续时间要求应通过试验或分析证明，试验或分析时的负载需包括对持续安全飞行和

着陆必需的所有负载；

b）在任何可能的运行条件及设备预期的使用限制范围内，高压配电系统必须能够以适当的电

压向安全运行所必不可少的每个负载设备提供其所需的功率；

c）高压配电系统必须能够在可能的工作组合和可能的持续时间内实现可靠电能传输，提供规

定的能量及功率；

d）采用多动力电源设备供电的高压配电系统，高压配电系统应保证在任一动力电源设备发生

故障后，能够为剩余动力电源设备提供电能传输路径，支持所有重要负载设备可靠运行。

5.2电推进系统高压配电系统设备需求

5.2.1高压配电控制系统

a）高压配电控制系统必须操作方便、平稳、积极，能适当地发挥其功能；

b）高压配电控制系统必须可靠标识，以方便操作，以免造成混淆、误操作以及装配错误；

c）高压配电控制系统必须具备一定的故障抵抗能力，能够结合飞控系统给出的状态信息，在

高压上电前识别能源设备、高压配电系统及高压负载的状态，保障地面状态时发生故障能

自主断电，飞行中故障状态下依然能够维持安全飞行至降落；

d）高压配电控制系统运行过程中产生的热量应通过相关的设备进行散热，防止其对高压配电

系统中的设备产生影响；

e）高压配电控制系统应对外部动力电源的电压、电流进行监控，在发生过压、欠压、过流、

短路等故障时，应断开外部动力电源供电；

f）高压配电控制系统故障可被识别，且在需要备降的故障状态下，必须能够支持熟练操作的

飞行员完成备降流程。

5.2.2高压电缆

a）每根高压配电系统中的电缆必须具有足够的载流能力；

b）在电路过载时可能过热的任何电缆或设备不得放出危险量的毒性烟；

c）高压配电系统中的主动力电源电缆应设计成在有合理程度的变形和拉伸时不会劣化或失

效，对于使用场景中需要重复弯折的电缆，应能够承受运行中所要求的重复弯折而不发生

故障；

d）高压配电系统电流不应超过或达到与电缆及连接器的额定温度相等的热平衡状态温度的电

流。电缆及连接器的额定温度是指线缆导体或绝缘体持续工作性能不衰退所对应的温度；

e）对于无法由电路保护装置或其他过载保护措施保护的电缆，在故障情况下，其不得导致失

火危害。

5.2.3汇流条

高压配电系统中的汇流条应能够承载其相连的电缆流入的总电流，并向后续电路分流，同时不

会产生有危害的高温。

5.2.4开关

a）每个开关应能承载其额定电流；

b）应有一个总开关或等效的装置，允许地面状态随时切断动力电源和配电系统，用于切断整

机的高压配电输入，确保安全；如果所要求的总开关布置中包含单独的开关，则应提供一

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种装置，以便由适当的飞行机组人员快速操作该开关布置；总开关或等效装置应受到保护，

防止误操作；

c）如果负载电路是隔离或者屏蔽的，应该在总开关断开后使其隔离或屏蔽结构保持连通，具

备其原有功能，以防止可燃液体泄漏或者破裂被点燃；

d）当开关主动或被动切换时，其状态的改变均应反馈给主控系统，并确保主控系统采取对应

措施保证飞行器能够持续安全飞行和着陆。

5.2.5电路保护装置

a）所有电路均需安装电路保护装置，但其缺失不会造成危害的电路除外；

b）对于飞行安全所必不可少的电路保护装置，不得用于保护其他电路；

c）每个可复位的电路保护装置(“自动断路”装置，其跳闸机构不能由操纵器件来操控）应

设计成：如果存在过载或电路故障，不管操纵控制位置如何，该装置都将断开电路；

d）如果继续安全飞行和着陆需要将电路保护装置复位，则必须在飞行中能够自主复位或为操

作人员提供易于复位的方法。

5.3电推进系统高压配电系统安装

高压配电系统中的设备，必须被正确安装：

a）每个设备都必须按照该设备规定的限制进行安装；

b）电推进系统高压配电系统的设计和安装必须符合预期飞机应用的型号认证基础；

c）连接负载的运行不得对发电、配电和布线产生有害影响；

d）断开负载不得对发电、配电和布线产生不利影响；

e）高压配电系统中的电缆应与可燃液体管路分开，或在电缆原有绝缘层外加套电气绝缘柔性

导管（或等效装置）；

f）电缆的安装必须使出现机械损伤和/或因液体蒸汽或热源或其组合导致损伤的风险减至最

低；

g）每个开关间应具有足够的安全距离，或载流零件与壳体间采用绝缘材料以防止飞行中的振

动引起短路；

h）不同电压等级、安全等级部件采用不同颜色标识；高压部件配置“高压、危险”等警示标

识。

6电动航空器电推进系统高压配电系统设计和验证要求

6.1高压配电系统稳态计算

a）进行电气负载和电源容量分析，对电动航空器各可能运行工况下高压配电系统的输送功率

进行分析，确定配电系统各支路的电压和电流值；

b）根据各段电线允许的最大载流量与电线敷设方式及工作条件，选择相应的电缆及电连接器；

c）高压配电系统中设备选型应考虑电动航空器工作环境的影响，具体包括：温度及湿度等。

6.2高压配电系统短路计算

需要对高压配电系统进行短路电流计算，短路计算包括：

a）高压直流正负极间短路；

b）高压交流系统的单相对地短路；

c）高压交流系统的两相短路和两相对地短路；

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d）高压交流系统的三相短路和三相对地短路；

短路计算之后，依据短路计算结果选择合理的短路保护装置。

6.3高压配电系统电气性能

6.3.1导通

高压配电系统应符合电动航空器型号设计批准的图样中回路导通的要求，产品能够正常导通，

包括屏蔽层和接地点等，无短路、断路、错路现象，涉及功能模块的产品正常工作。

6.3.2绝缘电阻

a）所有不在地电位下的电导体、接线柱和部件都应绝缘或以其他方式保护，以防止硬件无意

中造成短路或火花点火源。绝缘应防止磨损，非绝缘金属部件应粘接在设备上；

b）高压配电系统各个高压回路之间，各个高压回路与机体之间（漏电流检测除外）绝缘电阻

≥20MΩ；高压回路与相邻低压回路之间绝缘电阻≥10MΩ；

c）位于火灾或易燃泄漏区域的设备不得产生局部放电（电晕）。如果这些设备在所有运行条

件下都不能避免部分放电，则应满足以下要求：

1）设备不受损坏，保持安全；

2）设备继续满足其性能要求；

3）设备可靠性和寿命不受影响；

4）所有电动航空器的其他系统的运行不受影响；

5）不能引发火灾；

6）不能对驾驶员或乘客造成损伤；

d）阻燃和耐电弧要求：绝缘材料在受到电弧、爆炸或气体蒸汽的影响时，不应支持燃烧或形

成导电通路。

6.3.3耐电压

a）保障高压配电系统的可靠绝缘，避免产生电弧、火花放电等危害电动航空器安全的电气故

障；

b）高压配电系统的设计应能承受满足要求的高电压绝缘测试需求，其内部各个高压回路之间，

高压回路与机体之间或低压回路之间进行耐压测试。

6.3.4载流温升

a）高压配电系统中，达到与电缆及连接器的额定温度相等的热平衡状态温度的电流不应被超

过。电缆及连接器的额定温度是指线缆导体或绝缘体持续工作性能不衰退所对应的温度；

b）高压配电系统加载额定的工作电流，或模拟电动航空器实际工况施加负载电流，高压配电

系统内各回路中温度采样点处最高温度不应超过元器件的耐受极限；

c）高压配电系统应配置过热保护开关，发生过热时，断开相应设备，或保证安全飞行或着陆

情况下，降额输出。

6.4高压配电系统安全防护

6.4.1过载保护

a）电动航空器高压配电系统中的电路保护装置是为了保护飞机线路而设计的，用于避免高压

配电系统由于内部故障或过载而造成的相关设备损坏。当电高压配电系统发生过载故障时，

具有将故障隔离的能力，且故障隔离区域最小；

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b）安装在高压区域的电机应集成热保护，以防止电机在正常运行或故障情况下成为潜在的点

火源，或排放不可接受的有毒烟雾或烟雾。

6.4.2短路保护

a）高压配电系统应具备对高压电路进行短路检测的能力；

b）配备短路保护装置，发生短路时，具有将短路故障快速分断的能力；

c）电路保护装置应安装在所有电路中，但其缺失不会造成危害的电路除外。例如：动力电池

输出回路与各高压电器分支回路正极均配备保护装置，在各回路出现短路或过载时，能断

开动力电池与高压电器之间的电路连接，保护整机及各个高压部件；

d）对于飞行安全所必不可少的电路保护装置，不得用于保护其他电路；

e）每个可复位的电路保护装置(“自动断路”装置，其跳闸机构不能由操纵器件来操控）应

设计成，如果存在短路故障，不管操纵控制位置如何，该装置都将断开电路；

f）如果继续安全飞行和着陆需要将电路保护装置复位，则必须在飞行中能够自主复位或为操

作人员提供易于复位的方法。

6.4.3接地和搭接

a）各电气设备与接地回路之间保持良好的搭接，且搭接电阻小于规定的数值；

b）外壳接地点应有明显的接地标志。

6.4.4防触电

a）具备防触电保护及配置相应标识，防止高压系统对机组人员和维护人员造成损害；

b）高压配电系统中任何部分的故障及可能有的故障组合都不能对飞行员或乘客构成不安全状

态。

1）配电系统应能为整机提供高压绝缘监测功能；

2）配电系统应具有高压安全警示标识；

3）同一设备或相邻位置设备的电连接器应具有防插错功能；

4）高压电缆应采用红色、橙色等具有安全警示颜色的电缆；

5）高压配电系统应配置维护装置，在进行系统维护或维修时，断开高压主电源与配电系

统之间的电传输通道，防止电击；

6）高压配电系统中的元器件（如继电器、接触器、开关、电连接器、熔断器、断路器等）

应采用降额设计；

c）若高压器件直接暴露在用户可直接接触的范围（如：高压防护取消，或高压接插件未正常

连接），高压系统应能通过高压互锁装置实时检测到异常状态；

d）高压配电系统应设计绝缘监测机制，能对高压配电系统的绝缘状态进行实时监测。当高压

配电系统通过绝缘监测机制检测到绝缘阻值过低时，应在故障容错时间间隔（FTTI）内进

入安全状态；不满足消除条件时，不应退出安全状态；

e）高压配电系统通过高压互锁装置检测到高压器件直接暴露在用户可直接接触的范围时，应

在故障容错时间间隔内进入对应措施；不满足消除条件时，不应退出对应措施；

f）电容耦合要求电容耦合应至少满足以下要求之一：1）高压电路中，任何高压带电部件和

电平台之间的总电容在其最大工作电压时存储的能量应不大于0.2J。0.2J为对高压电路

正极侧Y电容或负极侧Y电容最大存储电能的要求。此外，若有高压电路相互隔离，则0.2J

为单独对各相互隔离的电路的要求。或2）高压电路至少有两层绝缘层、遮栏或外壳，或

布置在外壳里或遮栏后，且这些外壳或遮栏应能承受不低于10kPa的压强，不发生明显的

塑性变形。

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6.4.5过热防护

a）达到与电缆及连接器的额定温度相等的热平衡状态温度的电流不应被超过。电缆及连接器

的额定温度是指线缆导体或绝缘体持续工作性能不衰退所对应的温度；

b）配置过热保护开关，发生过热时，断开相应设备，或保证安全飞行或着陆情况下，降额输

出。

6.4.6碰撞保护

地面状态时，高压配电系统应具备在碰撞时（可能导致高压触电、起火、短路等危害人身安全

的碰撞）自动切断电源供电的能力。

6.4.7闪电防护

对于预期在闪电环境进行飞行的电动航空器，应满足闪电防护需求：

a）妨碍飞机继续安全飞行和着陆的系统，在飞机暴露于闪电后，系统能及时的恢复此功能的

正常运行，除非系统的功能恢复与该系统其它运行或功能要求相冲突；

b）失效后严重降低飞机或飞行机组应对不利运行条件能力的功能，在飞机暴露于闪电后，必

须能及时恢复此功能的正常运行；

c）执行某一功能的每个电气或电子系统，其故障将阻止飞机的持续安全飞行和降落，必须设

计和安装为：

1）在飞机暴露于雷电期间和之后，飞机层面的功能不会受到不利影响；

2）在飞机暴露于雷电之后，系统及时恢复该功能的正常操作，除非系统的恢复与系统的

其他操作或功能要求相冲突。

6.4.8高强辐射场（HIRF）防护

对于预期在高强辐射场（HIRF）环境进行飞行的电动航空器，应满足HIRF防护需求：

a）机身应采用低阻抗导体，以允许感应电流流过飞机。低阻抗导体应纳入飞机的基本结构。

1）对于以金属结构为主的飞机，金属蒙皮提供低阻抗导电体。标准铆钉和螺栓应在永久

性结构接头之间提供足够的电连接。应在活动部件或可移动面板或部件上安装电连接

带或跳线。

2）对于以碳纤维或玻璃纤维结构为主的飞机，应在飞机复合材料结构的外表面加金属网、

金属箔或膨胀金属箔。这种网或箔片应电连接在一起，并在飞机的两端之间提供连续

的电导体。飞机结构内部的金属部件也可用于为设备及其布线提供类似的屏蔽。

3）对于由管和织物构成的飞机，管骨架可以认为是通过飞机的低阻抗电路径。粘合也可

以通过使用粘合带或跳线来实现，当需要电粘合可能依赖于为设备提供粘合的其他金

属子结构时。

b）在生产图纸和说明书上制定和实施电搭接规范和验证。

6.4.9防水防尘

高压线束、接插件以及部件壳体均应保证防水防尘要求。防止水或者异物接触到高压导电部分，

发生漏电危险。

7电动航空器电推进系统高压配电系统其它需求

7.1高压配电系统测试验证

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a）高压配电系统需完成如下系统试验：

1）存在多汇流条的高压配电系统，应进行汇流条转换试验，验证高压配电系统中汇流条

的相互转换逻辑是否正确，转换时间是否满足设计要求等；