FAR 33與GJB 241A技術要求對比分析

唐 偉 劉啟國 朱 瑾 甄 博

（中航工業綜合技術研究所，北京 100028）

當前，我國對100t級軍民用運輸類飛機（“大飛機”）的需求日益強烈，民用運輸量已經多年名列世界第二，據預測，中國在未來20年內至少將需要3 000架大型客機。我國大飛機項目C919的立項體現了國家意志，而與之配套的大涵道比渦扇發動機CJ1000A的研制對我國航空運輸業的發展具有重要的戰略意義。我國大飛機發動機的研制經驗非常缺乏，須繼承多年軍用航空發動機研制所取得的經驗成果，建立完善、系統的標準規范體系，才能確保成功研制出具有國際競爭力的大飛機發動機。

標準規范是航空發動機研制及考核的重要依據，研制大飛機發動機前，應以頂層通用規范為基礎，制定型號/項目專用規范，以確保技術數據逐級傳遞的完整性和準確性。在目前民用發動機標準極度缺乏的情況下，大飛機發動機的研制既要部分繼承GJB241A–2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》（以下簡稱241A）的要求，又須遵循FAR33《航空發動機適航標準》的要求。本文將對241A和FAR33（第31修正案）中的重點技術要求進行比較分析，深入挖掘航空發動機頂層通用規范與適航條例之間的本質差異，為形成我國大飛機發動機頂層通用規范提供參考。

1 GJB 241A與FAR33簡介

241A是規范和指導我國軍用航空發動機研制和鑒定的頂層通用規范，技術內容主要參考了美軍標MIL–E–5007系列通用規范，從發動機性能、結構完整性、環境適應性、“五性”、系統特性等方面對發動機提出了詳細的設計和驗證要求。在其前版GJB 241–1987《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》的基礎上，新增了矢量推力、全權限數字式電子控制系統、加速任務試車（AMT）以及生產定型階段的試驗等要求，更加注重發動機穩定性、可靠性、維修性、保障性等要求，這些變化對提高發動機的質量和可靠性具有重要意義。

FAR33是由美國聯邦航空局（FAA）頒布的，保障民用航空發動機安全的最低標準性要求和法令性文件，是世界民用航空發動機領域公認的權威適航條例之一。FAR33主要從發動機性能、結構完整性、環境適應性、安全性、系統特性等方面對發動機提出了適航要求，其條款源于大量的分析及實際的飛行經驗和教訓。目前，FAR33已修訂至第31修正案，是我國CCAR33–R2《航空發動機適航規定》的藍本，對民用航空安全提供了重要的保障作用。

2 主要技術要求對比分析

以下主要對241A和FAR33中結構完整性（超溫、超轉、包容性、壓力容器）、環境適應性（吸鳥、吸雹）、持久試車等典型重點內容進行對比分析，以此說明兩者在技術要求上的具體差異。

2.1 超溫、超轉

對于超溫，241A和FAR33均要求在超溫條件下以最大允許轉速運轉5min，但在超溫溫度上，前者要求至少比發動機工作包線內穩態最高允許渦輪轉子前燃氣溫度高45℃，后者要求至少比最大額定功率下的穩態工作限制溫度高42℃。

對于超轉，除發動機冷運轉外，241A和FAR33均要求發動機轉子能夠在規定的超轉轉速和最大工作溫度條件下持續工作5min，但在超轉轉速上兩者存在較大差異，前者規定為穩態最高允許轉速的115%，后者則針對5種不同情況給出了相應的超轉轉速（見表1）。

表1 FAR33對轉子超轉轉速的要求

由表1可知，在5種不同的超轉轉速條件下，FAR33要求從試驗器、真實運轉發動機、冷運轉發動機、典型安裝方式中最關鍵部件/系統失效時的真實運轉發動機等環境中對發動機轉子的超轉強度進行漸進驗證，只有通過5種不同環境下的超轉考核，才能確保發動機轉子能夠承受在實際工作中可能面臨的超轉應力，提高飛行安全性和可靠性。

綜上所述，在超溫方面，軍用發動機要求具有高的推力瞬變能力，出現超溫的概率和幅度較大，而民用發動機對可靠性和耐久性要求很高，對機動性要求很低，若將超溫溫度設計得更高，可靠性和耐久性將會受到影響，基于兩者的折衷，民用發動機選擇了較低的超溫溫度，故FAR33對超溫要求較241A略低。但在超轉方面，FAR33要求發動機轉子在5種不同的條件下均應具有足夠的超轉強度，總體上較241A的要求嚴酷。通過綜合考慮安全性、可靠性、耐久性等方面的要求，建議依據FAR33對241A中的超轉、超溫要求進行修訂，以滿足大飛機發動機研制及適航需求。

2.2 包容性

241A要求在瞬態最高允許轉速下，風扇、壓氣機或渦輪葉片在葉身與榫頭轉接部位斷裂時，發動機應能完全包容，同時還要求包容由單個葉片損壞而被打壞以致飛出的全部零件；而FAR33則要求在最大轉速運轉期間，最危險轉子的葉片在盤上最外層的固定榫槽處斷裂或整體葉盤轉子的葉片至少損壞80%時，發動機能包容損壞件至少運轉15s不著火，且安裝節也不失效。可見，241A和FAR33對葉片發生斷裂時的轉速要求相同，但FAR33還對整體葉盤葉片的斷裂位置提出了明確要求，不但要求發動機能夠包容損壞件，而且還要求發動機能夠運轉15s不著火且安裝節也不失效。

雖然241A要求發動機能夠包容在葉身與榫頭轉接部位斷裂的葉片，但并沒有對發動機包容碎片運轉的時間提出要求。因此應綜合考慮241A和FAR33的要求，在保證滿足FAR33要求的同時，又不應將包容性要求規定得過高，從而顯著增加發動機研制難度及成本。

2.3 壓力容器/機匣

241A與FAR33中對壓力容器/機匣要求的對比情況列于表2。由表2可知，FAR33對壓力容器/機匣的要求條目更詳細，分別對可能導致出現的永久變形或導致危害性發動機后果的泄漏以及發生破裂或爆破的壓力等情況進行了規定，而241A則只對壓力容器/機匣不發生破壞的壓力進行了規定，并沒有對可能引發危險性泄露的壓力提出要求。從具體受載情況來看，241A要求為2.0最大工作壓力，FAR33為1.5倍的最大工作壓力，較前者小。

由于軍機在作機動飛行時發動機承受的可能工作壓力較民機大，受載條件更嚴酷，對不破壞的壓力要求更高，故241A要求承受的最大工作壓力比FAR33要求的要高，但FAR33對發動機壓力容器在不同壓力條件下可能出現的故障模式進行了規定，因此在制定大飛機發動機通用規范時，可在241A的基礎上，充分借鑒FAR33的要求，將發動機壓力容器/機匣承受的壓力及可能出現的故障模式進一步細化，提高規范的可操作性。

表2 241A與FAR33中壓力容器/機匣要求的對比情況

2.4 吸鳥

241A與FAR33在吸鳥要求和試驗程序上均存在差異，前者要求按照GJB 3727–1999《航空發動機吞鳥試驗要求》的規定進行吸鳥試驗，后者對發動機進氣道喉道面積、吸入鳥的數量和重量等劃分非常詳細，兩者吸入大、中、小型鳥群的試驗程序如圖1所示。由圖1可知，FAR33吸入鳥后要求發動機按一定規律進行遞減轉速運轉，在遞減轉速過程中還要求發動機突然增大轉速運轉一段時間后再繼續減小轉速運轉，以考核鳥撞對發動機部件的損傷情況，而241A則僅僅要求發動機逐漸減速運轉至停車。

限于篇幅，此處僅以吸大鳥來說明241A與

圖1 241A與FAR33中吸鳥試驗程序的對比情況

FAR33之間的差異，兩者吸大鳥要求的對比情況見表3。對于吸大鳥時發動機的轉速狀態，241A要求為海平面標準天氣下的最大狀態或最大連續狀態轉速，以兩者損傷較大者為主，而FAR33要求符合性驗證必須考慮海平面最熱天氣的起飛條件下最差的發動機能夠達到最大額定起飛推力的運轉；對于鳥速而言，241A要求為2 500m高度內飛機最大極限飛行速度，而FAR要求為370km/h，模擬了起/降時的危險情況。

為便于比較，以進氣道喉道面積為2.35m2（與CFM56發動機進氣道喉道面積大致相當）的大飛機發動機為例，若按241A的規定，則應吸入大鳥的重量為2.0 kg；若按FAR33的規定，則應吸入大鳥的重量為2.75 kg，比前者的重37.5%。

對于吸大鳥后的后果，241A要求只要發動機性能恢復到規定的狀態，且沒有出現引起發動機故障的主要結構件損壞的跡象，則認為滿意地完成了試驗；而FAR33要求發動機吸入大鳥后不得出現非包容的高能碎片、客艙用發動機引氣中有毒物質濃度足以使機組人員或乘客失去能力、與駕駛員命令的推力方向相反的較大的推力、不可控火情、發動機安裝系統失效、完全喪失發動機停車能力等危害性后果中的任何一項，才能認為滿意地完成了試驗。

綜上所述，FAR33更注重發動機的安全性以及吸鳥后可能造成對人的影響，其要求比241A的更為苛刻，所以241A中的吸鳥要求對大飛機發動機通用規范編制的參考意義不大，建議充分吸納FAR33的吸鳥要求，對發動機進行抗鳥撞安全性設計。

2.5 吸雹

241A要求按照GJB 4187–2001《航空發動機吞冰試驗要求》的規定進行吸雹試驗，其與FAR33中吸雹試驗的對比情況見表4。GJB 4187–2001并沒有對發動機吸雹的具體位置提出要求，而FAR33要求將吸入的冰雹分為兩等分，其中一半數量的冰雹應隨機投向整個進氣道正前方的區域，另一半則應投向進氣道正前方的關鍵區域。由表4可知，FAR33中規定發動機吸雹的初始捕獲面積為0.064 m2，僅約為241A中要求0.25 m2的1/4。

此處仍以進氣面積為2.35 m2的大涵道比渦扇發動機為例，若按241A的規定，則應吸入9顆直徑5 cm和18顆直徑2.5 cm的冰雹；若按FAR33的規定，則應吸入24顆直徑5 cm和23顆直徑2.5 cm的冰雹。由此可見，無論是大直徑的冰雹還是較小直徑的冰雹，FAR33要求吸入的數量均比241A要求的多。

在吸雹后果方面，241A與FAR33均要求不得出現影響飛行安全的結構損傷，前者給出了持續推力損失的定量值，要求持續推力不超過試驗前工作狀態推力的10%，后者則要求不得引起不可接受的推力損失，其具體量值在咨詢通報AC33.78–1《渦輪發動機在雨和冰雹極不利條件下的功率損失和不穩定》中認為較試驗前水平變化10%以內都可以接受。由上述分析可知，FAR33對發動機吸雹的要求比241A的要求高很多，研制大飛機發動機時，尤其是研制大涵道比民用航空發動機時，建議完全按FAR33的要求開展吸雹能力設計，以獲取滿足獲得適航的最低要求。2.6 持久試車

表3 241A與FAR33中吸鳥要求的對比情況

表4 241A與FAR33中吸雹要求的對比情況

目前多數航空發動機通用規范均采用了加速模擬任務試車（如241A、JSSG 2007、DEF STAN 00–971等），適航條例基本都采用150 h持久試車（如CCAR33、FAR33，CS–E等）。加速模擬任務試車是在研制過程中考核發動機可靠性和耐久性的有力手段，而150 h持久試車僅僅是發動機可靠性和適航性的一種鑒定試車，不是模擬使用任務的試車，功率狀態的分配及狀態的變化與實際使用情況相差很遠，不能用來確定發動機的使用壽命。

按241A的規定，對于設計定型的發動機，至少應進行與加速飛行任務有關的300 h持久試車以及前、后各25 h的階梯/遭遇試車（如圖2c所示），其中階梯/遭遇試車程序包括3個項目：第一，遞增轉速運轉，12個60 min的轉速遞增循環，每個循環從慢車轉速到最高轉速之間按相等的轉速增量增加轉速，共720 min；第二，遭遇運轉，共60 min；第三，遞減轉速運轉，12個60 min的轉速遞減循環，每個循環從最高轉速到慢車轉速之間按相等的轉速差值遞減轉速，共720 min。在總共350 h持久試車程序中，第一、三階段所占時間為27.4%；而在階梯/遭遇試車程序中，第一、三階段所占時間高達96%。整個試車過程中，241A還要求油門桿向前推或后向拉的移動時間不應超過0.5 s，這比FAR33要求的2 s要短得多。可見，階梯/遭遇試車程序中發動機的推力（轉速）狀態變化幅度大、頻率高，主要考核發動機的穩定性和推力瞬變能力，而在300 h與飛行任務有關的程序則主要考核發動機的性能、耐久性和可靠性等。

按FAR33的規定，對于亞音速發動機，必須進行150 h的持久試車，其程序由25次規定的6 h試驗程序組成（如圖2a）～b）所示），每個循環包括5個項目：第一，起飛和慢車運轉，共60 min；第二，額定最大連續和起飛推力運轉，共30 min；第三，額定最大連續推力運轉，共90 min；第四，遞增巡航推力運轉，共150 min；第五，加速和減速運轉，共30 min。對于超音速發動機，持久試驗程序主要由90 min的海平面環境下的亞音速試驗和270 min的模擬超音速試驗組成。另外，在150 h持久試驗中，還要求使發動機功率狀態改變的功率桿移動時間不能超過2 s。FAR33持久試車程序的第三、四階段所占時間比例最大，約占總試車時間的66.7%，重點考核飛機在爬升和巡航過程中發動機的性能及可靠性。

圖2 持久試車程序示意圖

FAR33中的150 h持久試車僅僅是對發動機長時間持續工作安全性和可靠性提出的最低要求，不能準確地反映飛行任務載荷給發動機帶來的損傷，241A中的加速模擬任務持久試車能夠提前暴露與發動機耐久性相關的大部分故障模式，并能確定零部件的承載能力和壽命極限。在制定大飛機發動機頂層通用規范時，建議參考241A中的持久試車要求，根據大飛機發動機的實際工作特點，確定加速任務試車譜，同時還須納入FAR33要求的150 h持久試車程序。

3 結論

通過對241A和FAR33中發動機結構完整性、環境適應性、持久試車等技術要求的對比分析可知，241A基本涵蓋了FAR33中渦噴、渦扇發動機相關的技術要求。對于同一技術要素，兩者存在較大差異，前者對發動機的推力瞬變能力要求更高，而后者對發動機的安全性和可靠性要求更高，尤其是超溫、超轉、吸鳥、吸雹等要求。鑒于241A和FAR33在技術要求上存在著較大差異，不能完全按照241A來研制和考核大飛機發動機，但由于我國多年來在軍用航空發動機研制上取得了豐富的經驗，所以建議以241A為基礎，完全遵循FAR33的相關技術要求，制定我國大飛機發動機頂層通用規范，為大飛機發動機的研制、考核及適航取證提供支撐。