某型民用飞机机载电子设备冲击电流问题分析及应对方法

柏晓平

（上海航空测控技术研究所 上海市 201601）

1 引言

随着国产民用大飞机的立项研制，国内许多厂商也开始研制为此配套的机载电子设备。高可靠性是民机机载电子设备最重要的要求。此外，适航是国家对民机机载电子设备在安全和环保的最低要求，也是民用飞机包括机载电子设备投入使用的先决条件。民机机载电子设备在研制时必须要考虑如何满足管理当局的适航要求和一系列规范标准[1]。

根据运输类飞机适航标准，民机机载电子设备需满足从MOC0 到MOC9 一系列的合格审定。其中，MOC9 规定了设备合格性要求，通过鉴定试验的形式来验证。鉴定试验采用的标准是RTCA DO‐160《机载设备环境条件和试验程序》。该标准是由美国航空无线电技术委员会（RTCA）135 分会（SC‐135）制定，为机载设备确定了最低标准试验条件和相应的试验方法，来考核机载设备是否达到足够的可靠度。目前最新的版本为2010 年颁布的RTCA DO‐160G 版[2]。其中，第16 章电源输入规定了施加于机载电子设备电源输入端的试验条件与方法，包括冲击电流试验和电源中断试验。由于机载电子设备存在容性负载，上电瞬间会产生很大的冲击电流，冲击电流试验是为了考核设备的冲击电流是否小于规定的上限，从而避免对电源系统造成危害。此外，飞机的电源系统在进行切换时，会产生短暂的中断，电源中断试验为了考核设备是否在电源中断期间满足使用要求。这两项试验是民机机载电子设备设计时必须考虑的，并且有着一定的关联。

下面以某型民机机载电子设备为例，介绍在冲击电流、电源中断及电磁兼容方面满足RTCA DO‐160G 的设计方法。

2 某型民机机载电子设备冲击电流分析

2.1 冲击电流产生原因

如图1 所示，Us 为直流电源电压，电容的等效电路可以看成等效电容C 与等效电阻ESR 的串联。当开关S 接通时，直流电源对电容进行充电，电容两端的电压Uc 与电流I 的变化曲线如图2。从图中可知，通电瞬间，电路中将产生充电电流，最大值出现在初始时刻，等于Us 和ESR 的比值[3]。

图1：电容充电等效电路图

图2：Uc 和I 变化曲线

ESR 为电容的等效串联电阻，该电阻值的大小与电容两端施加的电压频率有关。RTCADO‐160G 规定，冲击电流试验中，施加在设备上的电压的上升时间应小于300μs。图3是某型民机机载电子设备试验时施加电压的上升曲线，其上升时间（10%～90%）约为200μs。

图3：冲击电流试验电压上升时间

根据傅里叶变换，脉冲可以由多次谐波叠加而成。脉冲的带宽反映的是最高次谐波，带宽与上升沿可以用式（1）表示[4]。

式中，BW 表示带宽，RT 表示脉冲的10%～90% 上升沿时间。根据式（1），可以估算出试验中施加电压的带宽约为1.75kHz。即上电瞬间施加在设备电源输入端电压的最高次谐波约为1.75kHz。而电容的ESR 值一般在该频率时都比较小，在mΩ 级别。由于施加的额定电压为28VDC，根据图2，在上电的200μs 内，电源输入回路中会产生较大的瞬时冲击电流。

2.2 RTCA DO-160G试验要求分析

根据以上分析，产生冲击电流的原因是由于设备电源输入端之间存在电容等容性负载，下面针对某型民机机载电子设备，对其冲击电流产生机制进一步分析。

该设备正常工作的额定电压为28V，额定电流约0.76A。根据RTCA DO‐160G 电源中断的要求，该设备需通过200ms电源中断试验。为满足这一要求，需在电源输入端并联一定容量的储能电容，式（2）为断电保护电路所需储能电容值的计算公式。

式中，C断电保护为预估电容值，V截止电压为电路工作所能接受的最低电压，取16V；i正常负载=0.76A；T断电时间为断电保护时长，为200ms；y效率为电压转换电路的转换效率，此处取0.85。

将值代入公式，计算得C断电保护约为12530μF。

断电保护的电容值通过若干个电容并联获得，由4 个耐压50V 容量3300μF 的电解电容并联可得13200μF，可满足断电保护的要求。

查询50V3300μF 电解电容的ESR 值，其值在10Hz～1.75kHz 的频段内极小，在1mΩ 以下。因此，在通电起始的200μs 内，设备可能产生几十安培到上百安培的冲击电流。

而对于直流供电的设备，RTCA DO‐160G 在冲击电流试验中规定：

当额定输入电压突然施加到被测设备时，产生的冲击电流应满足表1 的要求。

表1：冲击电流试验要求

如不采取抑制措施，该设备不但无法通过试验，还有可能损坏前端的电源系统。因此，需要采取相关措施来限制冲击电流，以满足试验要求，同时保护电源系统。

2.2.1 冲击电流抑制方法分析

抑制冲击电流的方法一般有在电源回路中串联PTC(Positive Temperature Coefficient）热敏电阻或功率电阻限流、采用缓启动电路等。

PTC 热敏电阻，即正温度系数热敏电阻。当在PTC 热敏电阻施加电压时，电阻开始升温，在居里点温度以下，电阻率很低；当一旦超越居里点温度，电阻率突然增大，使通过的电流下降至稳定值，达到控制冲击电流的目的。但是，PTC 热敏电阻从被施加电压到升温突破居里点需要一定的时间，一般在毫秒级别，大于RTCADO‐160G 中规定电压上升时间。这意味着当电压施加在回路上并引起冲击电流时，PTC 热敏电阻的温度还未上升到居里点使其阻值突然增大，无法起到控制冲击电流的作用。

在电源回路中串联功率电阻虽然可以有效抑制冲击电流，但不利的影响是电阻两端会产生压降，造成后端电路的电压不足，影响设备正常工作，并且功率电阻发热会提升设备的总功耗。

本案例中，如在电源输入、输出回路中串联限流电阻，由于后端电路工作所能接受的最低电压为16V，而设备最低正常工作电压为18V，因此，限流电阻两端的压降最多只能2V。假设后端电路的负载不变，正常工作时功耗：

将V正常电压=28V，i正常负载=0.76A 代入计算，得到P=21.3W。

当后端电路的最低工作电压V截止电压=16V，电流

限流电阻的阻值应选择1.5Ω，否则在最低正常工作电压时，设备无法正常工作。但是当设备被施加28V 额定电压瞬间，电流峰值

该电流峰值超过了i正常负载的9 倍，采用在电源回路中串联功率电阻的方法显然不可行。

虽然不能在回路中直接串联功率电阻，但是可以在断电保护电容即在4 个50V3300μF 的电路中串联限流电阻，电路图见图4。图中，R1 为限流电阻，用于限制在电路上电瞬间4 个储能电容充电引起的过大电流。限流电阻的选择需同时考虑尽量减小上电电流，又不能使充电时间过长，此处电阻阻值为62Ω，可以将电流限制在0.45A 左右。二极管D1的作用是防止电源断开时电容放电向前端倒灌电流。二极管D2 并联在R1 两端，使得电容放电时电流绝大部分通过二极管流向后端，而极小电流损耗在限流电阻上。

图4：断电保护电路图

还有一种抑制冲击电流的方法是采用缓启动电路。设备在被施加额定电压后，通过缓启动电路，可以将电压的上升时间拉长，上升曲线变得平缓。根据式（1），电压脉冲上升时间变长后，其带宽随之减小，最高次谐波减小，电容对应的ESR 增大，从而减小上电瞬间的电流。但是，增加缓启动电路，会在设备中增加额外的元器件，设备的尺寸、重量、可靠性都会受到一定的影响，需要综合考虑权衡后再决定是否采用。

2.2.2 试验验证

按照上述设计思路，某型民机机载电子设备通过了200ms 电源中断试验。冲击电流试验分别在两种试验条件下进行，试验条件1 是设备在非工作状态静止5 分钟后施加28V 电压，试验条件2 是设备进入工作状态后电压中断200ms 再恢复。某型民机机载电子设备的冲击电流在通电后的3.0ms 内，两种试验条件下，电流峰值分别达到稳态电流的19 倍和12 倍，未能通过该项试验。

分析超标的原因，设备虽然在4 个50V3300μF 回路中串联了限流电阻，但是为满足电磁兼容试验要求，在电源输入端还分别并联了50V100μF 的电解电容和100V2.2μF 的多层瓷介电容（MLCC）。通过上文分析，它们的ESR 也会引起上电瞬间的冲击电流。在100Hz～1.75kHz 频段内，50V100μF 电解电容的ESR 值要小于100V2.2μF MLCC 的值，引起的冲击电流大于MLCC 引起的。考虑到50V100μF 电解电容的谐振点约在100kHz，而电源线传导辐射（CE）试验的起始频率为150kHz，该电容对于电源线CE 试验影响不大，故在电路中将此电容去除。

再次试验，设备通过了冲击电流试验，曲线如图5 和图6。同时，设备也通过了其他电磁兼容试验，证明设备不仅满足电源中断、冲击电流的要求，也满足了电磁兼容试验的要求。

图5：试验条件1 冲击电流曲线

图6：试验条件2 冲击电流曲线

3 结论

阐述了RTCA DO‐160G 对民机机载电子设备冲击电流和电源中断试验的要求，分析了冲击电流产生的原因，设备为满足电源中断试验而增加的储能电容会导致冲击电流超标。提出了抑制冲击电流的方法，并对可行性进行了分析，采用了在断电中断保护回路中串联功率电阻的方法。

开展了试验验证，根据测试数据分析了影响冲击电流试验结果的其它因素，并结合电磁兼容特性进行了取舍，确保设备通过所有电源和电磁方面的试验验证。民机机载电子设备为满足适航性进行的各项设计，往往相互制约，需要工程师找到平衡点。用最小的代价来达到适航要求，是民机机载电子设备工程师未来努力的方向。