T-CSAA 37-2025 航空器电推进动力 系统总成要求

航空器电推进动力系统总成要求Aircraftelectricpropulsi2025-7-14发布2025-10-1实施中国航空学会发布Ⅱ Ⅱ V 12规范性引用文件 1 1 2 2 35一般要求 5.2动力响应 35.3材料和制造 45.5旋转部件结构完整性 4 4 4 5.9电气安全 55.10环境适应性 5.11安全分析 66子系统与设备 6 76.2润滑系统 8 8 8 9 97测试与验证方法 7.1一般要求 9 97.3持久性试验方法 97.4耐用性试验方法 97.5电气性能测试 7.8响应特性试验方法 7.9分解检查 7.10_环境适应性试验方法 1本文件依据T/CAS1.1—2017《团体标准的结构和编写指南》的有关要求编写。本文件由中国航空学会提出并归口。本文件起草单位：中国民航大学、中国航发商用航空发动机有限责任公司、中国航发沈阳发动机研究所、中国航发湖南动力机械研究所、四川沃飞长空科技发展有限公司、中国民用航空适航审定中心、中国航空学会、天津市松正电动科技有限公司、清华大学、中国科学院工程热物理研究所、上海电机学院。本文件起草人：孙爽、丁水汀、胡希卓、赵自庆、侯乃先、金海良、薛松柏、周淳、万里勇、李为、佘云峰、杨阳、吴晶峰、林伯阳、马松、冯振宇、但敏、齐志华、钱煜平、阳诚武、王海军、王朝。考虑到本文件中的某些条款可能涉及专利，中国航空学会不负责对任何该类专利的鉴别。本文件为首次制定。V电动航空器具有低噪声、低排放的优势，是解决城市交通拥堵、助力通用航空绿色转型和低空经济发展的重要载体。当前，我国在电池、电机、电控以及发动机等领域积累了一定的技术经验，为电动航空器的发展奠定了基础。电动航空器一般具有分布式推进的特点，其电推进动力的系统总成包括动力电机、能源系统、配电系统、控制系统、润滑与热管理系统等，并为航空器提供推进动系统总成具有物理上和控制上的强耦合特性，且系统总成的设计和安全性验证均需满足特殊要求，但现阶段尚无系统总成的安全性规范和技术标准。针对以上问题，本要求从系统总成的组成与功能、一般要求、子系统与设备、测试与验证方法等方面，对系统总成提出相关规定，目的是为航航空器电推进动力系统总成要求本文件规定了航空器电推进动力系统总成的性能、系统与设备、测试方法等要求。本文件适用于额定功率不超过1000kW,母线电压不超过1500V电推进系统总成的设计和验证。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。HB6167民用飞机机载设备环境条件和试验方法3术语和定义下列术语和定义适用于本标准。系统总成powertrainsystem为航空器提供推进动力，由一台或多台动力电机、能源系统、配电系统、控制系统、润滑与热管理系统等组成，将电能转换成机械能的系统。将电能转化为机械能，为电动航空器提供动力，且角位移、速度、加速度或转矩等输出参数是可控的装置，可简称为电机。负责管理和协调系统总成的所有相关控制功能的一种高级电子控制器。电机控制器motorcontroller控制配电系统与动力电机之间能量传输并控制电机运动的装置。2采用涡轮发动机驱动发电机的技术方式为系统总成提供能量，涡轮发动机不为航空器的飞行提供直接动力。存储或产生电能的装置，包括动力电池和/或涡轮发电系统。额定功率ratedpower标准海平面工况条件下，在本文件规定的使用限制内，电推进系统输入额定电压时，能够长期稳定输出而不超过规定极限的最大输出功率，并且该功率无使用时间限制。原发失效primaryfailure由系统自身固有缺陷直接导致的失效，非外部因素诱发。主旋转系统primaryrotatingsystem系统总成中承担核心动力传递功能的旋转部件，如动力电机转子、传动轴等。4系统总成组成及功能系统总成的典型能量架构包括但不限于下图1所示，系统总成主要包括以下子系统：a)控制系统：主要包括系统总成控制器、电机控制器、传感器和通信总线等；b)润滑系统：主要包括油泵、油路、喷嘴/喷油孔、监测与保护装置等；c)热管理系统：对于液冷方案主要包括泵、液冷通道、管路、散热器，对于风冷方案主要包括风扇和风道等；d)动力电机：可包括一台或多台，利用电能输出机械动力；e)配电系统：主要包括电网控制器、功率变换器、高/低压线缆、汇流条和电路保护装置等；f)能源系统：主要包括动力电池或涡轮发电等不同形式，其中动力电池包括电池组及电池管理系统，涡轮发电系统包括燃气涡轮发动机、发电机和涡轮发电系统控制器等。3W业业通过集成动力电机、能源系统、配电系统、控制系统等子系统，将电能高效转化为机械能，为航空器提供安全可靠的推进动力。4.3接口条件外形和安装尺寸应由制造商和用户协商确定，系统总成设计没有确定安装程序时，以下内容应说明定义：a)系统总成所有部件与航空器部件(包括设备、结构等)的机械、管路、电气及通信接口的定义，系统总成连接附件、管件、线缆、冷却管道、整流罩和任何附加到系统总成的其他设备位置和描述；b)系统总成内部各子系统之间的机械、管路、电气及通信接口定义及描述；c)与系统总成集成的螺旋桨、旋翼或者涵道风扇以及接口限制说明等。5一般要求5.1系统总成关键性能参数应由制造商给出系统总成的关键性能参数及其限值，包含但不限于功率值、母线电压、主旋转系统转速等。5.2动力响应系统总成的设计和构造，包括其总成控制系统：a)当功率从最小增加到最大时，在航空器所允许的最大功率提取状态下，从最小功率或扭矩增大到额定起飞功率或扭矩，不会出现系统总成与其各部件的超温、超转、过流、喘振或其他的有害因素，除非工作方式要求不同的控制程序，否则可以允许增加额外的时间；b)在不超过制造商规定的时间内，保证从固定最小飞行慢车功率状态增加至额定功率状态。5.3材料和制造系统总成的材料和制造应满足以下要求：a)所用材料满足：1)系统总成使用的材料，符合与预期设计条件相适应的工业规范或相关规范，或者满足通4过试验或其它方法建立可接受的设计数据的要求，保证这些材料具有设计资料中要求的2)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b)使用特定制造方法和工艺生产的系统总成，在规定的使用条件下，在a)进行机械应力、热应力和电磁应力分析，表明动力电机具有足够的设计安全裕b)动力电机中的最大应力应通过试验、有效的分析或两者结合的方法证明符合本c)系统总成的设计和制造应能在其规定的转速和输出功率的整个工作范围内(包括规定的超限)b)旋转部件应具有足够的强度，并具有超过经认证的操作条件和导致c)包含旋转部件的系统总成子系统不应超过可能影响旋转部件结构完整性的转子速度使用限如果设计允许飞行中动力电机停车后其任何主旋转系统仍然持续转动，这种转动不得导致危害性后果。1)限制载荷，不会妨碍航空器的安全运行或者出现有害的永久变形；2)极限载荷，结构没有破坏，但可以出现永久变形。5a)在正常运行及失效条件下使着火和火焰蔓延的可能性降至最小，并且应将此b)应将可能导致结构失效或系统总成危害性后果的内部火情发生的可能性c)如果使用易燃液体，应确保存留或者输送易燃液体的每一外部管路耐火的或者防火的。应在安装和使用说明中阐述使用了易燃液体应具备在热失控情况下对释放的易燃气体(包括但不限于氢气、一氧化碳、甲烷等)进行有系统总成各子系统电气连接应符合电动航空器制造商的回路导通要求，能够正常导通，包括屏5.9.2绝缘电阻b)系统总成内部部件的导体与导体之间、导体与外壳之间、导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),如果在所有运行条件下均不能1)设备不受损坏，保持安全；2)设备继续满足其性能要求；3)所有系统总成的其他系统的运行不受影响；4)不能引发火灾。5.9.3耐电压5.10.1系统总成在运行条件下遭遇降雨时，应能保持正常功能，且不因雨水侵入导致电气短路、绝5.10.3系统总成在预期的大气结冰(包括地面上的冻雾)和降雪/吹雪条件下正常运行。6f)无法完全关停带有旋转部件的子系统；h)因触电、闪光、电弧、爆弧或过度电磁场造成的严重或致命b)总结可能导致5.11.1定义的危害性后果或由此产生的失效，并且估算这些失效发生的概率。5.11.4某些子系统的原发失效不能用数字合理地估计时，如果子系统的失效可能导致系统总成危害d)按CCAR33.5条要求的安装和使用说明手册中规定的飞行机组人员的操作。a)较小的失效后果定义为不妨碍系统总成以符合下列第1)至第3)项；1)在声明的飞行包线内变化的大气条件下保持有关控制参数的选定值使系统总成工作在批2)在声明的系统总成使用限制范围内系统总成的功率或扭矩调节应具有足够的灵敏度；3)不会产生不可接受的功率或扭矩振荡。e)安全性分析的结果和安全性分析中使用的航空器应用假设应记录在系统总成安装和使用说76.1.2系统总成控制。当故障或失效导致控制模式、通道或者从主系统到备用系统的转换(如适用)b)系统总成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c)子系统提供可以向系统总成控制器发出信号以采取措施或监控控制转换e)任何功率波动，其幅值、持续时间及恢复特性均处于安全范围内，且相关波动特征及机组操a)使用结构化和系统化的方法进行设计和开发，该方a)失去能量分配与控制事件的发生率与预期应用的安全目标一致；b)在全勤构型中，对于失去能量分配与控制事件相关的电子、电气和电气c)没有任何导致危害性动力系统后果的a)系统总成控制器应能够与航空器相关系统进行数据传输，系统总a)控制系统的设计应使电源的失效、故障和中断不会导致危害性后果，或不会b)使用说明手册中应声明从航空器给控制系统供电电源的需求和特性：8a)控制组件和仪表的设计、功能、运行和维护说明，应合理保证系统总成在使b)监控系统总成运行参数、数据传输，识别和提示系统总成的故障，并用于部件润滑的每个系统的设计和构造应能够在预期运行的所有飞行6.3.1设计与构造应在航空器预期工作条件下提供必要的冷却。6.3.2用于部件冷却的每个系统的设计和构造应能够在预期运行的所有飞行姿态和大气条件下正常a)在承受正常工作压力和最大工作压力时发生危险情况6.3.7对于串联式冷却方案，须保证对所串联各部件同时具有较好冷却效果。a)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96.4.2由于控制信号传输问题造成的动力电机异常工作状态，不能给其他部件及子系统造成影响。6.5配电系统6.5.1配电系统应当能够安全传输电能，使得功率损失、误动作以及能源中断或超过设计极限的功率使用不会导致危害性后果。6.5.2配电系统的设计和维护应当能够满足所有地面和飞行操作期间的正常和非正常状态。6.5.3配电系统应当提供机械或自动快速隔离电源故障的措施，避免影响电能安全传输至动力电机，或在预期的航空器应用中的有害影响。6.5.4应当确保功率损失、故障、电源中断或超过设计极限的功率使用工况不会导致危害性后果。6.5.5高压配电系统应保障可靠绝缘，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。6.6能源系统6.6.1能源系统的设计和构造应为系统总成正常运行提供所需的电能，使飞机执行预期的飞行任务。6.6.2能源系统匹配到系统总成中，须保持自身的正常运行特性。7测试与验证方法7.1一般要求验证试验应满足以下一般要求：a)根据制造商提交的维修和维护说明，可在试验期间对系统总成及其耦合连接系统进行必要的维护。b)应对系统总成系统或其零件进行维护，并进行必要的额外试验，如果：1)使用频率超过规定；2)因系统总成动力输出失效而造成的停车次数过多；3)需要大修；4)在测试过程中或由于分解检查发现有必要更换零件的情况。c)在完成规定的所有试验后，系统总成及其子系统零部件应：1)在可使用的范围内；2)可持续运行安全；3)能够在限制范围内规定的额定值下运行。7.2功率测定方法对于单一能源，测试动力电机功率，并进行校准；对于多能源，分别测试动力电机与能源端功率，并进行校准。7.3持久性试验方法系统总成采用的持久性试验方法应符合与预期设计条件相适应的工业规范或相关规范，或者建立其它可接受的方法。7.4耐用性试验方法系统总成应进行耐用性试验，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。应模拟系统总成预期使用条件，包括典型的启停周期和计划的定期维护操作，并且应具有足够的持续时间。7.5电气性能测试系统总成应进行以下电气性能测试：a)导通测试：所有子系统导通情况符合电动航空器制造商的要求，所有电路包括屏蔽层和接地点应无短路、断路、错路、虚接等不良现象；b)绝缘电阻测试：子系统在不工作情况下，测量动力电回路与电动航空器金属机体之间、正负极之间的绝缘电阻；c)耐电压测试：子系统在不工作情况下，测量动力电回路与电动航空器金属机体之间、正负极之间，分别记录测量点的漏电流，测试过程中不应出现介质击穿或电弧现象；d)载流温升测试：在约定的环境温度条件下，模拟实际工况加载电流，采集各回路温度信息，并记录温升。7.6振动试验方法7.6.1在整个规定的飞行包线和系统总成运行范围内，制造商应验证部件的振动特性不会产生系统总成危害性后果。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。7.6.2由失效条件(可包括但不限于旋转部件失衡