《电动航空器电推进系统技术规范》

ICS：

CCS：

团体标准

T/AOPAXXXX—XXXX

电动航空器电推进系统技术规范

TechnicalSpecificationforElectricAircraft

PropulsionSystems

（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技术规范

1范围

电动航空器动力装置典型构成包括电推进系统、推进器及电池和配电系统等。其中，电推进系

统包括一台或多台电机及其适当控制和运行所需的部件，如相关电子控制器、断路器、接线、传感

器等；推进器多为螺旋桨、涵道式风扇等。本文件仅适用于审定等级为1级和2级的航空器，对其他

相关情况做下列考虑和说明：

a）不包含变速箱、推进器的具体要求。对于电推进系统驱动的涵道风扇，可能需要将电推进

系统和风扇作为整体考虑并建立附加要求；

b）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，如共用电机控制器/逆变器、

隔离电气线束等，需要另外考虑；

c）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

池作为能源的其它电推进系统，其中的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全部问题。

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-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正常类航空器适航规定；

AC-23-AA-2022-01正常类航空器审定；

AC-91-11R2航空器的持续适航文件；

FAA-2022-1548：AirworthinessCriteria:SpecialClassAirworthinessCriteriaforthe

ArcherAviationInc.ModelM001Powered-Lift；

FAA-2021-0638：AirworthinessCriteria:SpecialClassAirworthinessCriteriaforthe

JobyAero,Inc.ModelJAS4-1Powered-lift；

FAA-2020-0894：SpecialConditions:magni350andmagni650ModelEngines;ElectricEngine

AirworthinessStandards；

EASASCE-19Electric/HybridPropulsionSystem；

ASTMF3338-21StandardSpecificationforDesignofElectricEnginesforGeneral

AviationAircraft；

ASTMF2840-14StandardPracticeforDesignandManufactureofElectricPropulsionUnits

forLightSportAircraft；

ASTMF3239-19StandardPracticeforAircraftElectricPropulsionSystems；

RTCADO-160GEnvironmentalConditionsandTestProceduresforAirborneEquipment；

GB/T2900.25电工术语旋转电机；

GB/T2900.33电工术语电力电子技术；

GB/T755-2019旋转电机定额和性能；

GB/T18488.1-2015电工汽车用驱动电机系统第1部分：技术条件；

1

T/AOPAXXXX-2024

GB/T18488.2-2015电动汽车用驱动电机系统第2部分：试验方法；

GB/T1971-2021旋转电机线端标识与旋转方向；

GB2894-2008安全标识及其使用导则。

3术语和定义

GB/T2900.25、GB/T2900.33、GB/T755-2019以及下列术语和定义适用于本文件。

3.1

电推进系统ElectricPropulsionSystem

一种由一台或多台电动机、电机控制器、断路器、线缆、监控仪表及其工作必需的辅助装置的

组合，能够将电能转换成机械能，为飞行器提供升力、推力。

3.2

电动机Motor

将电能转化为机械能为电动航空器提供动力的，且输出参数如位置、速度、加速度或转矩是可

控的电气装置，简称为电机。

3.3

电机控制器MotorController

接受控制指令，根据传感器提供的反馈信息，对转矩、速度、位置等进行闭环控制，并向电机

输送功率的电气装置。

3.4

额定值RatedValue

通常由制造商对电推进系统在规定运行条件下所指定的一个量值。

3.5

直流母线电压DCbusVoltage

电推进系统的直流输入电压。

3.6

额定输出功率RatedOutputPower

在规定工作制下，电推进系统能够持续输出的最大功率。

3.7

峰值输出功率PeakOutputPower

在规定工作制下，电推进系统能够短时输出的最大功率。

3.8

转速控制精度SpeedControlAccuracy

转速实际值与转速期望值的偏差，或转速实际值与转速期望值的偏差占转速期望值的百分比。

3.9

转矩控制精度TorqueControlAccuracy

转矩实际值与转矩期望值的偏差，或转矩实际值与转矩期望值的偏差占转矩期望值的百分比。

3.10

转速响应时间RespondTimeofSpeed

电机控制器从接收到指令信息开始至第一次达到规定容差范围的期望值所经过的时间。

3.11

转矩响应时间RespondTimeofTorque

电机控制器从接收到指令信息开始至第一次达到规定容差范围的期望值所经过的时间。

3.12

2

T/AOPAXXXX-2024

电机控制器工作电流MotorControllerCurrent

电机控制器正常工作时，其与电机各相连接的各动力线上的电流。

3.13

电机控制器持续工作电流MotorControllerContinuousCurrent

能够长时间持续工作的电机控制器工作电流最大值。

3.14

电机控制器短时工作电流MotorControllerShort-timeCurrent

能够在规定的短时间内正常工作的电机控制器工作电流最大值。

3.15

电机控制器最大工作电流MotorControllerMaximumCurrent

能达到并能承受的电机控制器工作电流最大值。

3.16

电推进系统效率ElectricPropulsionSystemEfficiency

电推进系统的输出功率与输入功率的百分比。

3.17

一台电机不工作OneMotorInoperative

主要针对多动力航空器一台电机不工作并且电推进系统隔离特性能够保证剩余电机继续工作的

情况。

4工作制与电压等级

工作制由制造商与用户参照航空器飞行状态制定。必须包括起飞、平飞以及降落姿态的电推进

系统工作工况。

电推进系统的直流母线额定电压由制造商制定。根据航空器飞行高度，选择合适的电压等级。

电推进系统部件的耐压值应基于选定的电压平台，充分考虑飞行器最大升限要求。

5一般要求

5.1电推进系统构型

应当建立系统所有部件和设备清单，包括所引用的相关图纸和软硬件构成，以定义电推进系统

的型号设计。

5.2持续适航文件

应当按照AC-33-AA-2022-01中持续适航部分建议的符合性方法或参照CCAR33-R2附件A的

要求编制单独的电推进系统持续适航文件的维修手册、翻修手册或章节，也可以将持续适航文件在

相关航空器手册中提供。在持续适航文件中，应当单独给出“适航限制”内容，规定审定所需的在

役维护和维修的强制性措施或限制。

5.3电推进系统安装和使用说明

5.3.1安装说明

外形和安装尺寸应符合制造商和用户之间协商确定的要求，但是如果在电推进系统设计时没有

确定安装程序，以下方面需要在安装说明中定义：

a）包含整体尺寸的轮廓图；

3

T/AOPAXXXX-2024

b）电推进系统所有部件与航空器和航空器设备（包括螺旋桨与涵道风扇）的机械和电气接口

的定义。包括电推进系统连接附件、管件、线缆、冷却管道、整流罩和任何附加到电推进

系统的其他设备的位置和描述；

c）电推进系统型号设计构型之外所依赖的航空器部件或设备清单，以及这类部件或设备的物

理接口和功能接口条件。例如：与电推进系统集成的螺旋桨或者涵道风扇以及接口限制说

明等；

d）必须给出电推进系统控制所需的仪表清单，包括控制电推进系统工作的仪表精度和瞬态响

应的所有限制值；

注：“仪表”是指测量电推进系统参数并将其传递给相应的决策中心（可以是飞行员或基

于软件的控制）所需的所有设备；

e）环境条件的限制，包括电推进系统电磁干扰、电源线传导发射、高强度辐射场和雷电的防

护等级。

5.3.2使用说明

a）提供使用限制；

b）提供功率或推力的额定值及在非标准大气条件下的修正程序；

c）提供在正常和临界环境条件下，以下三种情况的荐用程序：

1）起动；

2）地面运转；

3）飞行中的运转；

d）对于有一个或多个一台电机不工作额定功率的电推进系统，必须提供电机性能特性及其变

化数据，以使航空器制造商能够建立航空器功率保证程序；

e）电推进控制系统的主模式、所有可选模式和任何备份系统及其相关限制的描述，以及电推

进系统及其与航空器系统、螺旋桨（如适用）之间的界面描述。

5.4电推进系统额定值和运行限制

电推进系统的额定值、运行限制和安全运行所必需的任何其它信息，必须基于各种适用的运行

条件确定。

5.4.1运行限制

电推进系统运行限制包括为确保电推进系统安全运行的任何限制。主要有：

——最大过载转矩和时间；

——最大超速和时间；

——输入功率、电压、电流、频率和输入电能质量限制；

——最大和最小持续温度、电流；

——最大和最小运行电压；

——振动限制；

——应急工况的最大功率和持续时间，如适用。

5.4.2额定值

电推进系统的定额由预定的工作制和以下定义的额定值确定，包括但不限于：

——输出功率；

——输出功率和持续时间。

注：包括起飞状态相关的额定值，应当声明额定值所对应的工作制。

4

T/AOPAXXXX-2024

5.4.3功率和推力额定值的选定

a）必须选定电机功率和推力额定值。

b）选定的每种额定值必须是所有同型号电机在用来确定此额定值的条件下预计能产生的最低

功率或推力。

5.5标识

5.5.1引出线和接线端

电机及其控制器各动力线或接线端应有明显的标识。电机各相动力线或接线端的标识应符合

GB/T1971-2021规定；电机控制器动力输入接口的正、负两极，分别用“+”“-”标识，电机控

制器与电机各相对应的动力线或动力接线端，应与电机各相动力线或接线端的标识一致。

5.5.2危险警告

电机及其控制器应在醒目的位置按GB2894-2008规定设置“当心触电”的警告标识，并在“当

心触电”的警告标识旁边注明必要的安全操作提示。

6设计与构造要求

6.1材料和制造

a）电推进系统使用的材料和零部件应当符合与预期设计条件相适应的工业标准或军用标准，

或者通过试验或其它手段建立的可接受的设计数据；

b）电推进系统使用的所有材料和零部件，考虑预期使用环境条件的影响，评估所用材料的适

用性和耐久性，防止其在预期使用环境中由于任何可能原因引起性能降低或强度劣化；

c）使用特定制造方法和工艺生产的电推进系统，在合理的使用条件下能够保持其设计性能，

其中考虑腐蚀、绝缘破损等退化影响。

6.2防火

a）电推进系统的设计和构造及所使用的材料应当在其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）电推进系统的设计和构造应当将可能导致结构失效或危险性后果的内部火情发生的可能性

降至最低，应当有措施隔离和降低其对航空器的危害。高压电线互联系统应当能够防止电

弧引发的故障，对未保护的电线应当进行分析表明电弧引发的故障不会导致危险性电推进

系统后果；

c）如果使用易燃液体，必须确保存留或者输送易燃液体的每一外部管路、接头或其他安装构

件是耐火的或者防火的。应当在安装说明中阐述使用了易燃液体，以便在航空器级决定是

否需要建立其它防火区。

6.3电推进系统安装附件和结构

a）必须规定电推进系统安装附件和结构的限制载荷和极限载荷；

b）电推进系统安装附件和结构必须能承受下列载荷：

1）规定的限制载荷下没有永久变形；

2）规定的极限载荷下没有损坏，但可以出现永久变形。

6.4转子完整性和超速

5

T/AOPAXXXX-2024

a）转子超速不得导致具有危险性电推进系统后果的转子爆破、变形或损坏。应当通过试验、

经验证的分析或者二者结合的方法进行符合性表明。适用的设定转速应当声明并证明合理。

应当考虑失效条件，其中包括负载损失；

b）转子应当具有足够的强度裕度，在超过预定运行条件和转速条件下，不出现上条所述具有

危险性电推进系统影响的转子爆破、变形或损坏。爆破裕量必须通过试验、经验证的分析

或者二者结合的方法来进行符合性表明；

c）电机不得超过可能影响转子结构完整性的速度运行限制。

6.5应力分析

a）必须对每个电推进系统进行机械应力分析，以表明电推进系统的每个转子、定子和外壳的

设计安全裕度；

b）必须对每个电推进系统进行电气应力分析，表明每个电气部件的电气设计安全裕度高于1.5

倍额定电压；

c）必须通过测试、分析或二者结合来确定，且必须证明不超过材料的许用应力；

d）应急工况下，电推进系统的安全裕量仍满足本条要求，如适用。

6.6振动

a）电推进系统的设计和制造必须在其转子转速和输出功率的正常工作范围内（包括所定义的

正常超限）运行，不会由于振动而引起电推进系统任何零部件的过大应力，也不会将过大

的振动力传递给航空器结构；

b）除了分析由机械、空气动力、声学激励等传统振动源引发的振动外，还应评估由于励磁（电

磁场激励）引起的旋转部件共振；

c）应当评估由电推进系统故障条件引起的激振力对振动特性的影响，并表明不会导致危险性

电推进系统后果。

6.7持续转动

a）飞行中如果电机停车后，主转动系统仍持续转动，这种转动应当通过安全性分析评估，并

且不得导致任何不可接受的后果；

b）电推进系统可以在断电操作期间由推进器反向驱动，其设计方式应确保：

1）在反向驱动期间产生的反电动势不会导致危险性电推进系统后果，以防绕组短路，且

与适用的连续运行时间一致；或

2）如果提供了在断电操作期间将推进器与电机分离或防止反向驱动的方法，应分析并证

明这些装置的安全性，确保在发生失效或意外操作时不会引入其他危险。

6.8压力载荷

确定所有静态部件在承受较大气体或液体压力载荷时，可以稳定保持1min，不会：

a）当承受以下较大的压力作用时，出现超过使用限制的永久变形，或者发生可能导致危险性

电机后果的泄漏：

1）1.1倍的最大工作压力；

2）1.33倍的正常工作压力；

3）大于正常工作压力35kPa（5psi）。

b）当承受以下较大的压力作用时，发生破裂或爆破：

1）1.15倍的最大可能压力；

2）1.5倍的最大工作压力；

6

T/AOPAXXXX-2024

3）大于最大可能压力35kPa（5psi）。

c）在满足本条要求时必须考虑：

1）零件的工作温度；

2）除压力载荷外的任何其他重要静载荷；

3）代表零件材料和工艺的最低性能；

4）型号设计允许的任何不利的几何结构。

6.9安全性分析

a）为了评估预期可能发生的所有失效的后果，必须对电推进系统及其控制系统进行分析。如

适用，分析中必须考虑：

1）与典型电推进系统安装相关的航空器级装置和程序假设，在分析中必须说明这些假设；

2）随之发生的二次失效和潜在失效；

3）本条d）中提到的多重失效或导致f）中定义的危险性电推进系统后果。

b）必须总结可能导致f）中定义的重要或危险性电推进系统后果的所有失效，并且估算重要或

危险性电推进系统后果发生的概率。对于可能导致危险性电推进系统后果的任何一个零件

失效，必须清楚地识别出来。

c）某些元件的失效无法合理估计。如果这些元件的失效可能导致电推进系统的危险性后果，

则必须将这些元件标识为电推进系统的关键部件。电机关键件应符合7.5规定的完整性规

范。这些情况必须在安全分析中说明。

d）如果依靠安全系统以防止发生危险性电推进系统后果，则必须分析安全系统与电推进系统

本身共同失效的可能性。这样的安全系统包括安全装置、仪表、告警装置、维修检查和其

他类似的设备或程序。如果安全系统的某些部件在电推进系统制造商的控制之外，应按本

文件第5.3条要求确定，与这些可靠性有关的安全分析假设，且必须在安全分析和安装说明

手册中明确。

e）如果安全性分析包括以下一项或多项，则必须在分析中给予确认和适当的证明。

1）在规定时间间隔内完成维修工作。为防止危险性电推进系统后果的发生，维修措施和

间隔期必须加以规定。另外，如果电推进系统的维修错误，包括电推进控制系统维修

的错误，可能导致危险性电推进系统后果，则必须在相关电推进系统手册中包含适当

的程序；

2）飞行前或其他规定时间，必须检测安全装置或其他装置能否正常工作，检测要求需在

飞行手册中进行规定；

3）使用无其他要求的专用仪表。

4）按本文件第5.3条要求建立的使用说明手册应规定飞行机组人员的操作。

f）除非在安全性分析中已有说明，以下失效定义适用于电推进系统：

1）如果一台电机失效，其唯一后果是该电机部分或全部功率丧失，这种失效应认为是轻

微电推进系统后果；

2）严重程度介于轻微电推进系统后果和危险性电推进系统后果之间的后果是重要电推进

系统后果；

3）以下后果被认为是危险性电推进系统后果：

——高能碎片非包容（如电推进系统引起的螺旋桨脱开）；

——与驾驶员指令的功率方向相反的较大的制动功率；

——不可控的火情；

——电机安装失效，导致电机非预期脱开；

7

T/AOPAXXXX-2024

——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；

——完全无法关停电机；

——由于触电导致机组人员、乘客或地勤人员严重或致命伤害。

6.10外物摄入

外物摄入的关注主要集中在冷却系统堵塞和结构损伤上，结构损伤不得造成任何危险性电推进

系统后果或不可接受的功率损失。主要包括但不限于：

a）鸟类撞击、冰雹或冰污染冷却通道阻塞而导致的冷却系统失效可以通过设计功能来解决。

在没有保护冷却入口的设计特征的情况下，必须证明冷却失效不会导致电推进系统的危险

性电推进系统后果，或者堵塞不会导致冷却系统失效；

b）必须证明将物体吸入进气口/电机（不会阻塞冷却通道）不会造成可能导致危险性电推进系

统后果的部件损坏，也不应将物体吸入进气口/电机导致可能的危险性电推进系统后果，例

如：电线短路，这可能导致火花、火灾或电气问题，例如影响控制系统或航空电子设备的

电气噪声，或影响电池或其他电机的电力电路过载；

c）喷雾不得在整个电推进系统运行范围内导致任何危险性电推进系统后果。喷雾必须安排在

整个运行时间内，在电推进系统整个前部区域（包括整流罩、进气口）代表暴雨的情况；

d）雨水的摄入不能导致异常运行，如关机、功率损失、不稳定的运行、或在整个电推进系统

的运行范围内的功率振荡；

e）对于打算在已知结冰条件下飞行的航空器上运行的电推进系统，在结冰条件下进行测试，

以证明其在定义的结冰条件下的正确操作。

6.11旋转部件包容性

电推进系统必须具有以下包容特性，以防止旋转部件可能造成的危险：

a）旋转部件周围外壳的设计必须保证在发生故障时旋转部件的包容，除非证明转子爆破的裕

量，排除了转子爆破的可能性；

b）如果爆破的裕量表明外壳在发生故障时必须具有包容特性，则外壳必须保证包容故障的旋

转组件。必须通过试验、经验证的分析或二者的结合，并在电推进系统安装手册中记录由

主转子故障引起的损伤释放出的碎片的能量水平、轨迹和大小，以及通过周围壳体前后的

碎片。

7系统与设备要求

7.1冷却系统

a）电推进系统冷却系统设计和构造应当使其能够在预计运行的所有飞行包线范围和大气条件

下都能提供足够的冷却；

b）电推进系统需要配备传感器或者仪表，使机组人员或飞行控制系统能够监控电推进系统的

冷却状态，除非可以表明：

1）冷却系统的失效不会导致电推进系统的危险性后果；

2）其他位置的传感器可以满足监控需求；或

3）冷却系统发生失效的概率极小；

c）电推进系统的冷却系统也必须满足压力负荷要求，如适用；

d）所有批准的冷却剂和添加剂应当在安装使用说明中声明；

8

T/AOPAXXXX-2024

e）如采用油冷，则需增加油滤和滑油箱等过滤装置。

7.2润滑系统

a）电推进系统的润滑系统设计和构造应当使其能够在预计运行的所有飞行包线范围和大气条

件下正常运行；

b）润滑系统中本身不能耐受可能存在于润滑剂中或以其他方式引入润滑系统的污染物的所有

部件，应当进行适当防护，以防止损坏电推进系统及其设备，并在规定的维护间隔内有效

防范污染物；

c）应当在第5.3条安装和使用说明中声明所依赖的安装条件或安装要求；

d）所有批准的润滑剂和添加剂应当在第5.3条安装和使用说明中声明；

e）润滑系统若存在高压、高温管路，不得对人员安全造成危险性后果。润滑系统所用油液等

不应导致人员在接触后中毒或腐蚀的可能。

7.3电推进系统控制

7.3.1设计保证

软件和复杂的电子硬件，包括可编程逻辑设备，必须是：采用结构化和系统化的方法进行设计

和开发，该方法为逻辑提供了与设备所在系统的故障或失效相关的危害响应的保证水平。

7.3.2适用性

这些要求适用于控制、限制、监测或保护电推进系统运行的任何系统或设备，并且对于电推进

系统的持续适航性是必要的。如果影响电推进系统的项目不在制造商的控制范围内，关于这些部件

的可靠性和功能性的假设必须在本文件第6.9条安全性分析中明确说明。

7.3.3验证

a）功能方面——必须通过测试、分析或其组合来表明电推进系统以如下方式执行预期功能：

1）在声明的飞行包线范围内和不断变化的大气条件下，能够保持相关控制参数的选定值，

并使电推进系统保持在批准的运行范围内；

2）在所有可能的系统输入和允许的电推进系统功率要求下，符合运行和功率响应测试的

可操作性要求；

3）允许在声明的电推进系统工况范围内以足够的灵敏度调节电机输出功率；

4）不会产生不可接受的功率/扭矩振荡；

5）在应急工况下，控制器输出的功率应满足航空器安全降落的要求，如适用。

b）环境限制——根据耐久性测试无法充分证实的环境限制必须通过第8.11条电推进系统和部

件测试来证明。这些测试表明，电推进系统的功能不会受到声明的环境条件的不利影响，

包括用于预期用途的电磁干扰（EMI）、高强度辐射场（HIRF）和闪电（LIGHTNING），如

适用。对于已鉴定系统的环境限制必须记录在电推进系统安装使用说明中。

7.3.4控制转换

必须证明在正常操作过程中或由于错误导致的结果，从一种控制模式更改为另一种，从一个通

道更改为另一个，或从主系统更改为备用系统，控制发生转换，满足：

a）电推进系统不超过其任何运行限制；

b）电推进系统不会经历任何不可接受的运行特性或可能导致不安全运行条件的任何限制的瞬

时过载；

9

T/AOPAXXXX-2024

c）要求存在方法可以向航空器发出信号以采取措施或监控控制转换，且该方法必须在电推进

系统安装说明手册中描述，并且要在电推进系统使用手册中描述机组的操作；

d）任何功率变化的幅度和相关的过渡时间都必须在安装使用说明中进行识别和描述。

7.3.5电推进系统故障

电推进系统必须：

a）确保其失去功率控制（LOPC/LOTC）的最大概率，与航空器的预期应用相匹配；

b）在全勤构型中，对于LOPC/LOTC事件相关的电子和电气的失效，系统能容忍“单点故障”；

c）系统部件不能有导致电推进系统危险性后果的单点故障；

d）与预期装机相关的可预见失效或故障导致的局部事件，不应导致电推进系统控制系统失效

或故障进而引起危险性电推进系统后果。

7.3.6安全性分析

导致推力或功率改变、错误数据传输，或影响电推进系统工作特性从而产生失速的故障或失效，

以及这些故障或失效预期的发生频率。所有预期可能发生的失效状态的影响后果均要进行评估分析，

表明电推进系统的设计和构造满足特定航空器用途符合审定基础中的定性（包括研制保证）和定量

安全目标。

7.3.7保护系统

a）电推进系统控制装置及其系统的设计和功能，连同仪表以及运行和维护说明，必须提供合

理的保证，在使用中不会超过影响旋转部件结构完整性或电机电气系统电气完整性的电机

运行限制；

b）当提供电子超速保护功能时，设计必须包括系统的检测方法，并且至少每个电推进系统启

动/停止循环，以确定保护功能的可用性。该方法必须能够在最少的循环次数内完成系统的

完整测试。如果测试不是全自动的，则必须在电推进系统使用说明手册中包含手动测试的

规定；

c）当通过流体力学或机械方式提供超速保护时，必须通过测试或其他可接受的方式证明超速

功能在检查和维护期间仍然可用。

7.3.8航空器提供的数据

单点失效引起航空器提供的数据，或独立的多套电推进系统内之间共享的数据丢失、中断或损

坏，必须：

a）不会导致任何危险性电推进系统后果；

b）可被检测且被调节。调节规律不得导致不可接受的电推进系统功率变化或运行、启动特性

改变。应当评估这些失效在审定飞行包线和运行环境中对电推进系统功率和运行、启动特

性的影响，并在安装和运行说明中给出。

7.3.9电推进系统供电

a）电推进系统的设计必须使系统电源的损失、失效或中断不会导致以下任何情况：

1）危险性电推进系统后果；

2）不可接受的错误数据传输；或

3）电推进系统在控制功能缺失时持续的运行。电推进系统必须能够在航空器供电恢复到

规定限值内时恢复正常工作。

10

T/AOPAXXXX-2024

b）如果从航空器向电推进系统提供任何电源以启动和运转电推进系统，则必须在安装使用说

明中确定和声明该电源的需求和特性，包括瞬态和稳态电压限制。

7.3.10电推进系统停机装置

必须提供快速关闭电推进系统的方法。

7.3.11数据传输

a）电推进系统应能够与航空器相关系统以制造商所认可的通讯方式进行数据传输。电推进系

统传输的数据至少包含以下内容：

——电机转速、转矩、功率；

——电机控制器输入电压；

——电机控制器运行状态（正常运行、待机、停机等）；

——电机运行状态（正常运行、容错模式等）；

——电机、电机控制器故障代码；

b）电机控制器应能够接受来自飞控系统的指令。指令包括但不限于：

——转矩、转速指令；

——运行、待机、停机指令；

——重启或容错切换指令，如适用。

7.4仪表或传感器连接

a）必须规定安装必要的仪表或传感器，以确保电推进系统在所有运行限制内运行；

b）除非在结构上能防止错接仪表，否则，按航空器适航标准要求的动力装置仪表所设置的每

个连接件或者为保证电推进系统工作符合任何其使用限制所必需的每个连接件，都必须作

标记，以标明与相应的仪表一致；

c）必须制定保证电推进系统在其使用限制内工作的仪表的安装规定。按照提出的安全分析或

任何其他的规范要求，如果所依赖的仪表在假定航空器的安装中不是强制的，则该仪表必

须在电推进系统安装说明中指定，并在电推进系统批准文件中声明为强制性的；

d）传感器及其数据传输硬件和信号调理电路应当在必要的范围内进行电气和物理隔离，以保

证从仪表和监控功能向控制功能传播故障的概率，或反向传播故障的概率，与该故障的失

效后果一致；

e）作为系统安全评估的一部分，必须评估仪器、传感器或连接器不正确安装的可能性和后续

影响。在可行的情况下，必须采取设计预防措施，防止系统配置错误。除非有证据表明：

1）其他现有仪表提供故障或即将发生故障的充分警告；

2）在检测之前，冷却系统故障不会导致危险的电机后果；或

3）冷却系统发生故障的可能性极低。

7.5电推进系统限寿件和关键件

7.5.1定义

制造商应确定电机中的定子、转子、轴、轴承、非冗余安装部件、高压电气部件属于关键件还

是限寿件，定义如下：

a）“关键件”是指其原发失效可能造成危险性后果的部件，但其失效模式仅限于高循环疲劳

或过载，因此不需要经过一定数量的飞行周期、工作时间等拆卸该部件；

11

T/AOPAXXXX-2024

b）“限寿件”是一个关键部件，包括低周期疲劳、蠕变或其他失效模式的关键部件，因此该

部件必须在积累一定数量的飞行循环、运行时间等后被更换，以确保一个可接受的安全水

平。

7.5.2关键件的要求

由安全性分析识别的每个关键件，通过以下方式确定其完整性：

a）有确定的工艺规程，确保单个关键件在整个使用寿命期间的完整性；

b）有规定的制造工艺，确保关键件生产的一致性；

c）有管理流程，确保关键件能够按照工艺规程满足持续适航要求。

7.5.3限寿件的要求

由安全性分析识别的每个限寿件，应当确定其最大允许飞行循环，从而建立运行限制。通过以

下方式建立每个限寿件的完整性：

a）工程计划。通过执行该计划，根据经验证的分析、试验或使用经验，充分了解或预测载荷、

材料性能、环境影响和工作条件的组合，包括对这些参数有影响的零件的作用，使每个限

寿件达到批准的使用寿命时，在危险性电推进系统后果发生前，从使用中拆下。还应通过

执行该计划，始终保持符合上述要求。制造商必须进行适当的损伤容限评估，以确定在零

件的批准寿命期内，由于材料、制造和使用引起的缺陷导致的潜在失效。必须在持续适航

文件的适航限制条款中公布限寿件明细和批准寿命；

b）制造计划。该计划明确了必须符合生产限寿件要求的具体制造过程，使限寿件具有工程计

划要求的特性；

c）使用管理计划。该计划规定限寿件使用维护过程和修理限制，使限寿件保持工程计划要求

的特性。这些过程和限制必须包含在持续适航文件中。

8验证测试要求

电推进系统的设计和制造必须最大限度地减少在持续适航文件中规定的维护或大修期间发生不

安全状况，如适用。

8.1电推进系统测试的整体要求

a）在进行电推进系统测试时，可以在振动、校准、耐久性和运行测试中使用具有相同设计和

构造的单独电机及其控制器与连接件，但是，如果使用单独的电机进行耐久性测试，则必

须在为耐久性测试上电之前对其进行校准检查；

b）在测试期间，可以根据“持续适航文件”中的服务和维护说明对电推进系统进行维护。如

果服务频率过高，或因电推进系统故障导致的停机次数过多，或在测试期间或根据分解检

查的结果发现需要进行大修或更换部件，则电推进系统或其部件必须进行必要的任何其他

测试；

c）以下是一组基线测试。这些可用于形成测试序列，并且可以作为顺序测试的测试条件的组

合来完成，也可以单独使用；

d）在完成测试以表明符合本节要求后，每个电推进系统部件或单个部件组必须满足本文件第

8.11条分解检查的要求。应该考虑分解过程中的调查结果的后果是什么。如果测试已作为

组合序列运行，并且有分解结果，但可能不清楚哪个特定测试是结果的来源。这个问题必

须得到解决。

12

T/AOPAXXXX-2024

8.2持久性测试

a）电推进系统应当进行持久性验证，证实在所有预期使用应用的运行限制内可以安全运行。

验证的严格程度应当考虑设计特性和预期用途，应当根据循环和功率设置，具有充分持续

时间；

b）当需要获得正常瞬时超限批准时，应当验证电推进系统能够在受影响参数的最大瞬时条件

下运行，而无需采取维护措施；

c）当需要获得意外瞬时超限批准时，应当验证电推进系统能够在受影响参数的最大瞬时条件

下运行，除了纠正导致超限的失效外，无需采取维护措施。

8.3耐久性测试

电推进系统应当进行耐久性验证，表明其设计和构造使得在大修周期或零部件更换间隔内，不

安全状况发展减至最小。应当模拟电推进系统预期使用条件，包括典型的启停周期和计划的定期维

护操作，并且应当具有足够的持续时间。

8.4振动测试

a）电推进系统的设计和构造必须能在其规定的转速和电推进系统输出功率的整个工作范围内

（包括规定的超限）正常工作，而不会由于振动在电推进系统的任何零件上产生过大的应

力，并且不会对航空器结构施加过大的振动力；

b）必须通过试验、经验证的分析或其组合来验证电推进系统在整个规定的飞行包线和电推进

系统运行范围内，可能会引起振动的部件的振动特性是可接受的。对诱发振动的可能来源

进行评估，包括机械的、空气动力学的、声学的或电磁的；

c）由失效条件（可包括但不限于旋转部件失衡、局部气流堵塞等）或电磁场引起的激励对激

励振动特性的影响，应通过试验或分析进行评估，或参照以往经验进行评估，并应证明不

会对电动机造成危险情况；

d）对于可能影响电动机振动特性的每个特定安装配置，应证实是否符合本节规定。如果在电

机认证期间无法充分研究这些振动效应，则应在5.3.1要求的安装使用说明中证实和定义评

估这些振动效应的方法和符合性验证方法。

8.5超扭测试

如果申请获得瞬态最大电机超扭批准，必须通过试验、经验证的分析或二者结合，证明电推进

系统在最大超扭运行后没有额外的维护活动任能继续工作。这可以通过测试，基于测试的分析或足

够持续时间和操作条件的相似性来实现，以证实过热条件。

a）该测试可以作为耐久性测试的一部分运行。或者，可以在完整的电机上进行测试，也可以

对单个组件组执行等效测试；

b）在完成测试以表明符合本节要求后，每个电推进系统部件或单个部件组必须满足第8.12分

解检查的要求；

c）在批准的最大超扭矩下的总运行时间不得小于根据所选的工作制和相应的过载值的总累计

运行时间。这可以在单独的运行中完成，每个运行的持续时间至少对应相符的工作制类型；

d）电推进系统转速等于在使用中发生最大超扭矩的最高转速。测试速度不得超过电推进系统

的最大允许工作速度；

e）所有电推进系统主要部件均在最高稳态温度下批准使用，以符合所选的额定值。

8.6过温测试

13

T/AOPAXXXX-2024

a）对于任何连续、周期性或非周期性工作额定值，每个电推进系统都必须至少运行一段时间

才能达到稳态温度，并在每个额定条件下连续运行1小时，包括短时间工作额定值；

b）根据每个额定值，稳定的永磁体温度应至少超过与此额定值相关的最高预期温度15°C，但

这不得违反永磁体材料的物理限制（居里温度），包括足够的安全裕度，安全裕度必须合

理；

c）在完成所有额定温度测试后，电推进系统（包括转子永磁体，如果适用）必须在可使用的

范围内。

8.7校准测试

a）电推进系统都必须进行必要的校准测试，以确定其功率特性以及本节中规定的承受力和耐

久性测试条件。功率特性校准测试的结果构成了在速度、扭矩和环境条件的整个工作范围

内确定电机特性的基础；

b）在本节所述的承受力和耐久性测试之后，必须在承受力和耐久性测试电机上完成功率检查，

并且必须确定在承受力和耐久性测试期间发生的功率特性的任何变化。在承受力和耐久性

测试的最后部分进行的测量可用于证明符合本小节的要求；

c）为了表明符合本小节，在进行测量之前，每个条件都必须稳定。

8.8运行测试

运行测试应当包括试验、经验证的分析或其组合，以表明电推进系统在其声明的整个飞行包线

和运行范围内具有合适的运行特性，声明的运行特性应当考虑安装载荷及其影响。运行测试必须包

括：

a）通电、怠速、加速、超速、减速、停机；

b）符合第8.9电推进系统功率响应要求；

c）电机在其指定的工作范围内具有安全的工作特性。评估应包括对热和电气系统性能的评估，

因为某些属性具有温度和海拔高度依赖性。对于电气系统，这将包括故障诱发现象，例如：

局部放电、电晕电弧和电介质击穿。

8.9功率响应

电推进系统的设计和结构必须能够保证：

a）从最小功率设定到最高额定功率而不会损害电推进系统；

b）在确保飞行安全的时间间隔内从最小功率增加到最高额定功率。电源响应必须从稳定状态

开始；

c）在不损害电推进系统或航空器影响的情况下，从最小扭矩到最高额定扭矩，确保航空器结

构完整性或航空器空气动力学特性。

8.10转子锁定测试

如果通过锁定转子的方法阻止了持续旋转，则必须对电机进行包括重复操作在内的测试，以充

分建立可靠的性能。重复解锁操作的次数必须合理，否则将执行25个周期。此测试必须在以下条件

下执行：

a）电推进系统必须从额定最大连续功率关闭；

b）停止和锁定转子、解除锁定的方法必须按照操作说明中的规定操作，同时承受在这种情况