航空發動機熱端部件在中歐適航體系中的典型適航條款梳理及差異性研究

劉嘉偉，丁水汀，張 弓，李 果

(1.北京航空航天大學飛機/發動機綜合系統安全性北京市重點實驗室，北京100191；2.中國航空發動機研究院，北京101399；3.中國民用航空發動機適航審定中心，北京100102)

航空發動機熱端部件在中歐適航體系中的典型適航條款梳理及差異性研究

劉嘉偉1，2，丁水汀1，張 弓3，李 果1

(1.北京航空航天大學飛機/發動機綜合系統安全性北京市重點實驗室，北京100191；2.中國航空發動機研究院，北京101399；3.中國民用航空發動機適航審定中心，北京100102)

國際聯合研制民用航空發動機在適航取證階段需要表明相關條款的符合性，同時要解決條款差異帶來的取證問題。以中法聯合研制民用渦軸發動機為背景，針對取證技術難度較高的熱端部件適航條款，從選取熱端部件典型條款出發，確定并追溯條款的演變歷史，梳理條款內涵要求并分析在中歐適航體系中的差異性，從而明確適航標準要求，為審定基礎的確定提供參考，同時支撐中歐聯合研制民用航空發動機的適航取證。

渦軸發動機；熱端部件；適航取證；條款梳理；CCAR-33；CS-E；差異分析

1 引言

航空發動機適航技術作為民航安全保證的基礎，其應用貫穿設計、制造和管理運行的全過程，有效保障了航空器的高安全水平[1]。航空發動機在設計研發過程中，有著成本高、周期長和風險大的特點，因而國際上鼓勵和推行多方合作，在整合優勢資源的同時，也將研發過程的巨額經費和高風險進行了分攤[2]。現今在民航市場中占有重要地位的CFM-56和LEAP系列發動機，就是國際合作成功的典范[3]。

聯合研制發動機，在適航取證階段，申請人需要對產品進行適航條款的符合性表明工作。因此，研究相關適航條款的演變歷史和要求，對于理解條款內涵、表明條款符合性有著重要作用。此外，在適航取證階段，由于世界各國應用的適航體系不盡相同，造成了產品需要滿足各自不同適航標準的問題。對于美歐，適航標準的制定與工業水平相適應且一并發展，在適航取證方面有著豐富的積淀和經驗。我國適航規章雖然借鑒和參考了國際先進水平的標準，但由于缺乏長期工業積累以及與工業基礎的融合，導致在取證中存在諸多問題[4]。

本文以中國和法國聯合研制的某型民用渦軸發動機為背景，針對取證技術難度較高的熱端部件開展條款研究工作。熱端部件主要包括燃燒室、渦輪等，由于長期工作在惡劣的環境下，對安全性要求苛刻；此外，在零部件故障中，高溫零部件故障占80%左右，其拆換費用約占發動機維修費用的80%[5]。所以熱端部件的適航符合性驗證向來是適航取證的難點和重點。該型發動機要獲取型號合格證(TC)，需充分表明發動機熱端部件相關適航條款的符合性。但對于該型發動機，熱端部件技術完全由外方負責，而外方視其為核心技術加以保護，所以國內當前尚無法對該發動機提出明確的適航符合性要求。此外，由于中國民用航空局(CAAC)與歐洲航空安全局(EASA)審定要求有差異，對合作方提供的技術文件(主要是向EASA提交的符合性文件)，尚不能轉換為滿足《航空發動機適航規定》(CCAR-33R2)[6]要求的適航符合性文件。因而，梳理熱端部件適航條款并明確中歐適航要求的差異性，是確定該型發動機適航審定基礎的前提，也是支撐取證過程的必然要求。同時，本研究也可為今后類似國際聯合研制形式的適航取證提供一定參考。

2 熱端部件典型適航條款的確定

本研究以國際聯合研制背景下某型民用渦軸發動機為背景，從適航取證中有較大難度的熱端部件出發，結合申請人與局方在實際取證工作中存在較多問題的典型條款，研究條款蘊含的技術和符合性方法，確定中國與歐洲在該方面的標準差異，進而支撐該型發動機獲取適航雙證。據此確定研究如下典型條款：第33.27條渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子，第33.63條振動，第33.64條靜子承壓件，第33.70條發動機限壽件，第33.88條發動機超溫試驗，第33.94條葉片包容性和轉子不平衡試驗。其他與熱端部件有關的條款，不在本次研究范圍之內。由于CCAR-33參照聯邦航空條例第33部(FAR-33)制定并且現階段中國還未正式發布獨立完整的發動機適航符合性方法(ACs)，因此對CCAR-33條款的研究可以參考FAR-33條款的歷次修正案、咨詢通告(AC)及相關參考文件。

3 熱端部件典型適航條款的演變

中國民用航空規章《航空發動機適航規定》現行有效版本，為2016年4月17日起施行的航空發動機適航規定第二次修訂版(CCAR-33R2)，主要參考FAR-33第21～30修正案制定。在此之前，初始版CCAR-33參考FAR-33第11修正案制定。第一次修訂版(CCAR-33R1)于2002年4月19日生效，參考FAR-33第20修正案制定。由于CCAR-33是參照FAR-33的各次修正案制定，因而研究CCAR-33具體條款的演變歷史可以轉為研究FAR-33條款的歷次修訂。在修訂方面，不同于CAAC一段時間后的集中修訂，FAA針對每一個條款發布單獨的修正案，更體現出一種實時更新的效果。FAR-33的修訂原因可概括為科技水平進步、災難性事故、標準過于苛刻、敘述或定義不清晰以及國際一致性5個方面[7]。熱端部件典型適航條款的具體演變歷史見表1[8]。由于CCAR當前版本僅更新至FAR-33第30修正案，因此對于之后修正案當前尚不適用國內。如第33.27條在FAR-33最新修正案中對轉子超轉的要求已同EASA的規定完全一致，但CCAR還未做出相應修訂。

4 熱端部件典型條款梳理

對熱端部件典型條款內容的梳理主要是圍繞適航規章條款要求，結合修正案、AC等規章指南開展條款要求的分析。因CCAR與FAR高度一致，故對CCAR條款的分析可參考FAR對應條款及AC[6]。

4.1 第33.27條渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子[9]

超轉(強度)要求的安全性目標是保證轉子：①在認證的工作條件和導致轉子超轉的失效條件以上，具有足夠的強度和破裂裕度；②不存在可能導致災難性條件的尺寸增長或損傷，諸如著火、非包容或超過發動機安裝節極限的載荷。

對應的推薦符合性方法參見AC 33.27-1、AC 33.27-1A。如果申請人選擇使用AC 33.27-1的推薦符合性方法，申請人必須服從該AC的所有要求。

4.2 第33.63條振動[10]

該條款是對航空發動機振動提出的安全性要求。按照規章要求，在飛行包線內，發動機在任何操縱條件下都應滿足以下兩條：

表1 FAR-33熱端部件典型適航條款演變歷史Table 1 Evolution history of typical airworthiness regulations of hot components of FAR-33

(1)不應導致因振動而使發動機的任何部件應力過大。首先，航空發動機的最大振動應力不應超過任何部件材料自身的許用應力，而使航空發動機的部件造成損壞。其次，作用在部件和系統的振動應力應滿足疲勞強度要求，不至于因振動而造成損壞。

(2)不應導致將過大的振動力傳給航空器結構。這條說明航空發動機作為一個整體不應該產生過大振動力。振動力不應傳給航空器結構，說明振動部件與其他結構的連接處要有良好的隔振性能。

對應符合性表明方法參考AC 33.63-1。應在整個飛行包線和整個轉速及功率或推力的工作范圍內對其振動進行檢查，至少應涉及到機匣、轉子系統和葉片等關鍵結構的振動，保證發動機工作范圍內葉片、盤和靜止結構的固有頻率不得引起有害的共振。

4.3 第33.64條靜承壓件[11-12]

發動機靜承壓件即工作在較大壓力下的外部機匣或壓力容器，包括但不限于壓氣機、燃燒室、擴散器與渦輪機匣，換熱器，溢流閥螺線管，發動機起動機，燃料、油與液壓系統部件等。基于發動機機匣破裂是造成危險的重要因素，條款的實質是對靜承壓件在壓力載荷下的強度提出了要求。條款提出了針對發動機靜承壓件的試驗要求，建立了針對發動機靜承壓件的結構完整性要求，從而可能減少未來認證發動機的承壓機匣破裂事故。

該條款的符合性表明主要采用取樣驗證、靜力試驗和分析等方法，具體參見咨詢通告AC 33.64-1。

4.4 第33.70條發動機限壽件[13-14]

CCAR 33.70中，明確提出應當通過執行一系列壽命管理行為來滿足規章規定的限壽件完整性要求。其中工程計劃、制造計劃、使用管理計劃構成了一個閉環系統，將工程計劃中的各個假設與零部件制造和使用維護關聯在一起。工程、制造與運行管理必須作為綜合系統運行，并識別在其中某個環節發生的活動對整個系統的影響。

工程計劃定義了制定和維持各個零部件壽命性能所需的假設、技術數據和活動，該計劃的制定需早于零部件的使用。制造計劃著重強調了在獲得零部件壽命中起重要作用的、未經過驗證和工程批準不得更改的參數。這些參數通常包括制造過程的步驟、控制和限制，如采用某一凍結的工藝生產和檢查零部件所要求的圖紙、程序、技術要求和加工指南，以滿足工程計劃中所定義的設計意圖。使用管理計劃用來確保在工程計劃中采用的確定使用假設和壽命的方法持續有效，該計劃還定義了零部件在使用維護、大修和修理方面的限制。

符合性方法參見咨詢通告AC 33.14、AC 33.70-1、AC 33.70-2。

4.5 第33.88條發動機超溫試驗[15]

超溫相關條款均是為了驗證發動機的最低超溫能力，主要通過整機超溫試驗來完成，溫度測試位置為渦輪進口。超溫試驗后檢查發動機(包括葉片、盤、鼓、隔圈、軸、封嚴、靜子、噴嘴和支撐結構)是否超出包含尺寸在內的使用限制，其中使用限制是在條款第33.4條持續適航文件中確定和公布的。

該條款符合性驗證方法為驗證方法第五種(MC5)地面試驗。對計劃申請型號合格證的發動機在地面臺架上進行超溫試驗。試驗前后，分別依照發動機手冊對渦輪關鍵部件進行檢查，分析、總結超溫試驗編制《發動機超溫試驗符合性報告》，聲明符合條款的要求。

4.6 第33.94條葉片包容性和轉子不平衡試驗

斷裂轉子葉片的包容是一個復雜的過程，包括大量發動機零件(如斷裂葉片、靜子葉片、包容結構、相鄰機匣、軸承、軸承座、軸和外部安裝的零件)的高能、高速相互作用。一旦發生破壞，可能發生隨機性的二次破壞，其過程和最終結果不可能精確預測。已經觀測到的影響包容性的某些結構的相互作用，是葉片、機匣、轉子、框架、進口、機匣支板、包容結構的變形和變位。斷裂轉子葉片的包容性，要求具有最大能量的碎片能夠在各種相鄰結構的接觸中消耗能量，達到不穿透機匣而損壞機身的效果。

本條款實質要求為驗證發動機葉片包容能力，壓氣機或渦輪轉子機匣能夠對轉子葉片失效引起的破壞具有包容性；發動機機匣、轉子和靜子結構、軸、軸承、安裝構件在設計上能夠承受由于轉子葉片失效而產生的載荷，不會導致航空器危害性的后果。符合性表明方面可通過整機試驗、臺架試驗和計算分析等方法，對可能造成最大不平衡的葉片斷裂進行試驗驗證，并對造成較低不平衡的葉片進行分析(試驗)。

5 熱端部件條款在EASA與CAAC中的差異

當前，國際航空發動機適航標準中有影響力的是美國FAR-33第34修訂案和歐洲EASA的航空發動機審定規范(CS-E)/Amendment 4[16](截止2016年)。中國現行規章CCAR-33R2、FAR-33、CS-E三者的關系如圖1所示[17-18]。

圖1 航空發動機適航在CAAC、FAA與EASA中的異同關系Figure 1 The similarities and differences among CAAC,FAA and EASA regulations on aircraft engine airworthiness

通過對現行CAAC與EASA有關航空發動機熱端部件典型適航條款的研究比較發現，兩者條款之間具有一定相似性，但也存在差異。由表2[19]可知，3～6類所述適航條款在CAAC和EASA中沒有實質性差異，這點也符合FAA與EASA之間逐漸在法規標準上趨同的背景，局方在審定時相一致。值得一提的是，由于FAA與EASA編排適航標準的理念和分類思想不同，造成發動機的部分規定雙方在條款上并不能體現為一一對應。其中第6項中FAA包含了部分包容性要求，在FAR的第33.34條渦輪增壓器轉子也有部分包容性要求。但在葉片失效及破裂或不平衡方面FAR與CS-E本質要求相同。

表2 CAAC與EASA熱端部件相關適航條款的對應關系及差異Table 2 The correspondence and difference between CAAC and EASA regulations on hot components

表3 第33.27條與CS-E 840差異分析Table 3 The difference analysis between 33.27 and CS-E 840

但前兩項條款在CAAC和EASA中存在一定差異，這說明不同局方在審定條例時有一定差別，需要明確審定基礎差異。下面對1類和2類的具體差異進行分析[20]。

(1)第33.27條與CS-E 840差異分析

33.27條與CS-E 840的條款內容均對航空發動機的轉子提出了要求，但在具體要求上有一定差異，見表3。

值得注意，聯邦航空條例(FAR)對第33.27條的最新適航條款要求上，已同EASA的CS-E 840完全一致。伴隨我國對適航標準的持續推進，對于航空發動機適航規定的修訂屆時也會做出某種更新，但當前針對第33.27條規定仍依照第二修訂版執行。

(2)第33.88條與CS-E920差異分析

第33.88條和CS-E 920主要針對超溫試驗提出了相關要求，具體差異見表4。

6 結論與展望

以中法聯合研制民用渦軸發動機為背景，針對取證技術難度較高的熱端部件適航條款，確定并追溯典型熱端部件適航條款的演變歷史，梳理條款要求并分析中歐適航體系中的差異性，從而為中歐聯合研制民用航空發動機的適航取證過程提供支撐：

表4 第33.88條與CS-E920差異分析Table 4 The difference analysis between 33.88 and CS-E 920

(1)中國CAAC在適航條款方面借鑒參考美國FAA的FAR和推薦符合性方法AC，因而中歐適航標準的對比分析，某種程度也是對美國和歐洲適航標準的差異分析。

(2)本文選取熱端部件典型適航條款，研究條款內容和演變歷史，進而明確條款要求并深入分析其中蘊含的技術及符合性表明方法。在適航取證過程中，研究條款技術內涵及符合性驗證方法是取得適航證的前提。

(3)伴隨國際一體化進程，適航標準國際上逐步趨向一致，但當前中國與歐洲在熱端部件的適航標準方面仍有差異，主要表現為條款內容的差異和符合性表明的差異兩方面。明確標準差異有利于更好確定審定基礎，方便最終獲取適航雙證。

(4)本文基于中法聯合研制民用渦軸發動機背景，從更廣泛的角度研究了國際合作背景下的適航要求。通過對適航標準的對比，啟發我國應當重視并跟進國際適航標準的發展動態，適度加強國際合作交流，結合國內工業實際水平逐步完善我國的適航體系建設。

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[20]CS-E Amendment 4，Certification specifications and ac?ceptable means of compliance for engines[S].

The typical airworthiness standards summarization and difference analysis for aero-engine hot components in CS-E and CCAR-33

LIU Jia-wei1，2，DING Shui-ting1，ZHANG Gong3，LI Guo1
(1.Aircraft/Engine Integrated System Safety Beijing Key Laboratory，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China；2.Aero Engine Academy of China，Beijing 101399；3.Engine
Certification Center，Civil Aviation Administration of China，Beijing 100102，China)

In the process of certifying a type certificate for the aircraft engine which is developed by inter?national cooperation,the relevant airworthiness standards must be shown compliance with.There are also some difficulties caused by the differences between dissimilar airworthiness systems.Based on the current cooperation between China and France on developing the turboshaft engine,aiming at the hot components of engine,the typical standards were selected and evolution history of the regulations was traced,and then the regulation contents and differences between CCAR-33 and CS-E were analyzed.These efforts have con?tributed to the establishment of the certification basis difference,which is also of great benefit to support the process of obtaining the final type certificate.

turboshaft engine；hot components；airworthiness；summarization on standards；CCAR-33；CS-E；difference analysis

V23；V328

A

1672-2620(2017)04-0045-06

2016-09-02；

2017-07-28

劉嘉偉(1991-)，男，山西大同人，碩士研究生，研究方向為航空發動機適航技術。