FAR 33与GJB 241A技术要求对比分析

唐 伟 刘启国 朱 瑾 甄 博

（中航工业综合技术研究所，北京 100028）

当前，我国对100t级军民用运输类飞机（“大飞机”）的需求日益强烈，民用运输量已经多年名列世界第二，据预测，中国在未来20年内至少将需要3 000架大型客机。我国大飞机项目C919的立项体现了国家意志，而与之配套的大涵道比涡扇发动机CJ1000A的研制对我国航空运输业的发展具有重要的战略意义。我国大飞机发动机的研制经验非常缺乏，须继承多年军用航空发动机研制所取得的经验成果，建立完善、系统的标准规范体系，才能确保成功研制出具有国际竞争力的大飞机发动机。

标准规范是航空发动机研制及考核的重要依据，研制大飞机发动机前，应以顶层通用规范为基础，制定型号/项目专用规范，以确保技术数据逐级传递的完整性和准确性。在目前民用发动机标准极度缺乏的情况下，大飞机发动机的研制既要部分继承GJB241A–2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》（以下简称241A）的要求，又须遵循FAR33《航空发动机适航标准》的要求。本文将对241A和FAR33（第31修正案）中的重点技术要求进行比较分析，深入挖掘航空发动机顶层通用规范与适航条例之间的本质差异，为形成我国大飞机发动机顶层通用规范提供参考。

1 GJB 241A与FAR33简介

241A是规范和指导我国军用航空发动机研制和鉴定的顶层通用规范，技术内容主要参考了美军标MIL–E–5007系列通用规范，从发动机性能、结构完整性、环境适应性、“五性”、系统特性等方面对发动机提出了详细的设计和验证要求。在其前版GJB 241–1987《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》的基础上，新增了矢量推力、全权限数字式电子控制系统、加速任务试车（AMT）以及生产定型阶段的试验等要求，更加注重发动机稳定性、可靠性、维修性、保障性等要求，这些变化对提高发动机的质量和可靠性具有重要意义。

FAR33是由美国联邦航空局（FAA）颁布的，保障民用航空发动机安全的最低标准性要求和法令性文件，是世界民用航空发动机领域公认的权威适航条例之一。FAR33主要从发动机性能、结构完整性、环境适应性、安全性、系统特性等方面对发动机提出了适航要求，其条款源于大量的分析及实际的飞行经验和教训。目前，FAR33已修订至第31修正案，是我国CCAR33–R2《航空发动机适航规定》的蓝本，对民用航空安全提供了重要的保障作用。

2 主要技术要求对比分析

以下主要对241A和FAR33中结构完整性（超温、超转、包容性、压力容器）、环境适应性（吸鸟、吸雹）、持久试车等典型重点内容进行对比分析，以此说明两者在技术要求上的具体差异。

2.1 超温、超转

对于超温，241A和FAR33均要求在超温条件下以最大允许转速运转5min，但在超温温度上，前者要求至少比发动机工作包线内稳态最高允许涡轮转子前燃气温度高45℃，后者要求至少比最大额定功率下的稳态工作限制温度高42℃。

对于超转，除发动机冷运转外，241A和FAR33均要求发动机转子能够在规定的超转转速和最大工作温度条件下持续工作5min，但在超转转速上两者存在较大差异，前者规定为稳态最高允许转速的115%，后者则针对5种不同情况给出了相应的超转转速（见表1）。

表1 FAR33对转子超转转速的要求

由表1可知，在5种不同的超转转速条件下，FAR33要求从试验器、真实运转发动机、冷运转发动机、典型安装方式中最关键部件/系统失效时的真实运转发动机等环境中对发动机转子的超转强度进行渐进验证，只有通过5种不同环境下的超转考核，才能确保发动机转子能够承受在实际工作中可能面临的超转应力，提高飞行安全性和可靠性。

综上所述，在超温方面，军用发动机要求具有高的推力瞬变能力，出现超温的概率和幅度较大，而民用发动机对可靠性和耐久性要求很高，对机动性要求很低，若将超温温度设计得更高，可靠性和耐久性将会受到影响，基于两者的折衷，民用发动机选择了较低的超温温度，故FAR33对超温要求较241A略低。但在超转方面，FAR33要求发动机转子在5种不同的条件下均应具有足够的超转强度，总体上较241A的要求严酷。通过综合考虑安全性、可靠性、耐久性等方面的要求，建议依据FAR33对241A中的超转、超温要求进行修订，以满足大飞机发动机研制及适航需求。

2.2 包容性

241A要求在瞬态最高允许转速下，风扇、压气机或涡轮叶片在叶身与榫头转接部位断裂时，发动机应能完全包容，同时还要求包容由单个叶片损坏而被打坏以致飞出的全部零件；而FAR33则要求在最大转速运转期间，最危险转子的叶片在盘上最外层的固定榫槽处断裂或整体叶盘转子的叶片至少损坏80%时，发动机能包容损坏件至少运转15s不着火，且安装节也不失效。可见，241A和FAR33对叶片发生断裂时的转速要求相同，但FAR33还对整体叶盘叶片的断裂位置提出了明确要求，不但要求发动机能够包容损坏件，而且还要求发动机能够运转15s不着火且安装节也不失效。

虽然241A要求发动机能够包容在叶身与榫头转接部位断裂的叶片，但并没有对发动机包容碎片运转的时间提出要求。因此应综合考虑241A和FAR33的要求，在保证满足FAR33要求的同时，又不应将包容性要求规定得过高，从而显著增加发动机研制难度及成本。

2.3 压力容器/机匣

241A与FAR33中对压力容器/机匣要求的对比情况列于表2。由表2可知，FAR33对压力容器/机匣的要求条目更详细，分别对可能导致出现的永久变形或导致危害性发动机后果的泄漏以及发生破裂或爆破的压力等情况进行了规定，而241A则只对压力容器/机匣不发生破坏的压力进行了规定，并没有对可能引发危险性泄露的压力提出要求。从具体受载情况来看，241A要求为2.0最大工作压力，FAR33为1.5倍的最大工作压力，较前者小。

由于军机在作机动飞行时发动机承受的可能工作压力较民机大，受载条件更严酷，对不破坏的压力要求更高，故241A要求承受的最大工作压力比FAR33要求的要高，但FAR33对发动机压力容器在不同压力条件下可能出现的故障模式进行了规定，因此在制定大飞机发动机通用规范时，可在241A的基础上，充分借鉴FAR33的要求，将发动机压力容器/机匣承受的压力及可能出现的故障模式进一步细化，提高规范的可操作性。

表2 241A与FAR33中压力容器/机匣要求的对比情况

2.4 吸鸟

241A与FAR33在吸鸟要求和试验程序上均存在差异，前者要求按照GJB 3727–1999《航空发动机吞鸟试验要求》的规定进行吸鸟试验，后者对发动机进气道喉道面积、吸入鸟的数量和重量等划分非常详细，两者吸入大、中、小型鸟群的试验程序如图1所示。由图1可知，FAR33吸入鸟后要求发动机按一定规律进行递减转速运转，在递减转速过程中还要求发动机突然增大转速运转一段时间后再继续减小转速运转，以考核鸟撞对发动机部件的损伤情况，而241A则仅仅要求发动机逐渐减速运转至停车。

限于篇幅，此处仅以吸大鸟来说明241A与

图1 241A与FAR33中吸鸟试验程序的对比情况

FAR33之间的差异，两者吸大鸟要求的对比情况见表3。对于吸大鸟时发动机的转速状态，241A要求为海平面标准天气下的最大状态或最大连续状态转速，以两者损伤较大者为主，而FAR33要求符合性验证必须考虑海平面最热天气的起飞条件下最差的发动机能够达到最大额定起飞推力的运转；对于鸟速而言，241A要求为2 500m高度内飞机最大极限飞行速度，而FAR要求为370km/h，模拟了起/降时的危险情况。

为便于比较，以进气道喉道面积为2.35m2（与CFM56发动机进气道喉道面积大致相当）的大飞机发动机为例，若按241A的规定，则应吸入大鸟的重量为2.0 kg；若按FAR33的规定，则应吸入大鸟的重量为2.75 kg，比前者的重37.5%。

对于吸大鸟后的后果，241A要求只要发动机性能恢复到规定的状态，且没有出现引起发动机故障的主要结构件损坏的迹象，则认为满意地完成了试验；而FAR33要求发动机吸入大鸟后不得出现非包容的高能碎片、客舱用发动机引气中有毒物质浓度足以使机组人员或乘客失去能力、与驾驶员命令的推力方向相反的较大的推力、不可控火情、发动机安装系统失效、完全丧失发动机停车能力等危害性后果中的任何一项，才能认为满意地完成了试验。

综上所述，FAR33更注重发动机的安全性以及吸鸟后可能造成对人的影响，其要求比241A的更为苛刻，所以241A中的吸鸟要求对大飞机发动机通用规范编制的参考意义不大，建议充分吸纳FAR33的吸鸟要求，对发动机进行抗鸟撞安全性设计。

2.5 吸雹

241A要求按照GJB 4187–2001《航空发动机吞冰试验要求》的规定进行吸雹试验，其与FAR33中吸雹试验的对比情况见表4。GJB 4187–2001并没有对发动机吸雹的具体位置提出要求，而FAR33要求将吸入的冰雹分为两等分，其中一半数量的冰雹应随机投向整个进气道正前方的区域，另一半则应投向进气道正前方的关键区域。由表4可知，FAR33中规定发动机吸雹的初始捕获面积为0.064 m2，仅约为241A中要求0.25 m2的1/4。

此处仍以进气面积为2.35 m2的大涵道比涡扇发动机为例，若按241A的规定，则应吸入9颗直径5 cm和18颗直径2.5 cm的冰雹；若按FAR33的规定，则应吸入24颗直径5 cm和23颗直径2.5 cm的冰雹。由此可见，无论是大直径的冰雹还是较小直径的冰雹，FAR33要求吸入的数量均比241A要求的多。

在吸雹后果方面，241A与FAR33均要求不得出现影响飞行安全的结构损伤，前者给出了持续推力损失的定量值，要求持续推力不超过试验前工作状态推力的10%，后者则要求不得引起不可接受的推力损失，其具体量值在咨询通报AC33.78–1《涡轮发动机在雨和冰雹极不利条件下的功率损失和不稳定》中认为较试验前水平变化10%以内都可以接受。由上述分析可知，FAR33对发动机吸雹的要求比241A的要求高很多，研制大飞机发动机时，尤其是研制大涵道比民用航空发动机时，建议完全按FAR33的要求开展吸雹能力设计，以获取满足获得适航的最低要求。2.6 持久试车

表3 241A与FAR33中吸鸟要求的对比情况

表4 241A与FAR33中吸雹要求的对比情况

目前多数航空发动机通用规范均采用了加速模拟任务试车（如241A、JSSG 2007、DEF STAN 00–971等），适航条例基本都采用150 h持久试车（如CCAR33、FAR33，CS–E等）。加速模拟任务试车是在研制过程中考核发动机可靠性和耐久性的有力手段，而150 h持久试车仅仅是发动机可靠性和适航性的一种鉴定试车，不是模拟使用任务的试车，功率状态的分配及状态的变化与实际使用情况相差很远，不能用来确定发动机的使用寿命。

按241A的规定，对于设计定型的发动机，至少应进行与加速飞行任务有关的300 h持久试车以及前、后各25 h的阶梯/遭遇试车（如图2c所示），其中阶梯/遭遇试车程序包括3个项目：第一，递增转速运转，12个60 min的转速递增循环，每个循环从慢车转速到最高转速之间按相等的转速增量增加转速，共720 min；第二，遭遇运转，共60 min；第三，递减转速运转，12个60 min的转速递减循环，每个循环从最高转速到慢车转速之间按相等的转速差值递减转速，共720 min。在总共350 h持久试车程序中，第一、三阶段所占时间为27.4%；而在阶梯/遭遇试车程序中，第一、三阶段所占时间高达96%。整个试车过程中，241A还要求油门杆向前推或后向拉的移动时间不应超过0.5 s，这比FAR33要求的2 s要短得多。可见，阶梯/遭遇试车程序中发动机的推力（转速）状态变化幅度大、频率高，主要考核发动机的稳定性和推力瞬变能力，而在300 h与飞行任务有关的程序则主要考核发动机的性能、耐久性和可靠性等。

按FAR33的规定，对于亚音速发动机，必须进行150 h的持久试车，其程序由25次规定的6 h试验程序组成（如图2a）～b）所示），每个循环包括5个项目：第一，起飞和慢车运转，共60 min；第二，额定最大连续和起飞推力运转，共30 min；第三，额定最大连续推力运转，共90 min；第四，递增巡航推力运转，共150 min；第五，加速和减速运转，共30 min。对于超音速发动机，持久试验程序主要由90 min的海平面环境下的亚音速试验和270 min的模拟超音速试验组成。另外，在150 h持久试验中，还要求使发动机功率状态改变的功率杆移动时间不能超过2 s。FAR33持久试车程序的第三、四阶段所占时间比例最大，约占总试车时间的66.7%，重点考核飞机在爬升和巡航过程中发动机的性能及可靠性。

图2 持久试车程序示意图

FAR33中的150 h持久试车仅仅是对发动机长时间持续工作安全性和可靠性提出的最低要求，不能准确地反映飞行任务载荷给发动机带来的损伤，241A中的加速模拟任务持久试车能够提前暴露与发动机耐久性相关的大部分故障模式，并能确定零部件的承载能力和寿命极限。在制定大飞机发动机顶层通用规范时，建议参考241A中的持久试车要求，根据大飞机发动机的实际工作特点，确定加速任务试车谱，同时还须纳入FAR33要求的150 h持久试车程序。

3 结论

通过对241A和FAR33中发动机结构完整性、环境适应性、持久试车等技术要求的对比分析可知，241A基本涵盖了FAR33中涡喷、涡扇发动机相关的技术要求。对于同一技术要素，两者存在较大差异，前者对发动机的推力瞬变能力要求更高，而后者对发动机的安全性和可靠性要求更高，尤其是超温、超转、吸鸟、吸雹等要求。鉴于241A和FAR33在技术要求上存在着较大差异，不能完全按照241A来研制和考核大飞机发动机，但由于我国多年来在军用航空发动机研制上取得了丰富的经验，所以建议以241A为基础，完全遵循FAR33的相关技术要求，制定我国大飞机发动机顶层通用规范，为大飞机发动机的研制、考核及适航取证提供支撑。