航空发动机热端部件在中欧适航体系中的典型适航条款梳理及差异性研究

刘嘉伟，丁水汀，张 弓，李 果

(1.北京航空航天大学飞机/发动机综合系统安全性北京市重点实验室，北京100191；2.中国航空发动机研究院，北京101399；3.中国民用航空发动机适航审定中心，北京100102)

航空发动机热端部件在中欧适航体系中的典型适航条款梳理及差异性研究

刘嘉伟1，2，丁水汀1，张 弓3，李 果1

(1.北京航空航天大学飞机/发动机综合系统安全性北京市重点实验室，北京100191；2.中国航空发动机研究院，北京101399；3.中国民用航空发动机适航审定中心，北京100102)

国际联合研制民用航空发动机在适航取证阶段需要表明相关条款的符合性，同时要解决条款差异带来的取证问题。以中法联合研制民用涡轴发动机为背景，针对取证技术难度较高的热端部件适航条款，从选取热端部件典型条款出发，确定并追溯条款的演变历史，梳理条款内涵要求并分析在中欧适航体系中的差异性，从而明确适航标准要求，为审定基础的确定提供参考，同时支撑中欧联合研制民用航空发动机的适航取证。

涡轴发动机；热端部件；适航取证；条款梳理；CCAR-33；CS-E；差异分析

1 引言

航空发动机适航技术作为民航安全保证的基础，其应用贯穿设计、制造和管理运行的全过程，有效保障了航空器的高安全水平[1]。航空发动机在设计研发过程中，有着成本高、周期长和风险大的特点，因而国际上鼓励和推行多方合作，在整合优势资源的同时，也将研发过程的巨额经费和高风险进行了分摊[2]。现今在民航市场中占有重要地位的CFM-56和LEAP系列发动机，就是国际合作成功的典范[3]。

联合研制发动机，在适航取证阶段，申请人需要对产品进行适航条款的符合性表明工作。因此，研究相关适航条款的演变历史和要求，对于理解条款内涵、表明条款符合性有着重要作用。此外，在适航取证阶段，由于世界各国应用的适航体系不尽相同，造成了产品需要满足各自不同适航标准的问题。对于美欧，适航标准的制定与工业水平相适应且一并发展，在适航取证方面有着丰富的积淀和经验。我国适航规章虽然借鉴和参考了国际先进水平的标准，但由于缺乏长期工业积累以及与工业基础的融合，导致在取证中存在诸多问题[4]。

本文以中国和法国联合研制的某型民用涡轴发动机为背景，针对取证技术难度较高的热端部件开展条款研究工作。热端部件主要包括燃烧室、涡轮等，由于长期工作在恶劣的环境下，对安全性要求苛刻；此外，在零部件故障中，高温零部件故障占80%左右，其拆换费用约占发动机维修费用的80%[5]。所以热端部件的适航符合性验证向来是适航取证的难点和重点。该型发动机要获取型号合格证(TC)，需充分表明发动机热端部件相关适航条款的符合性。但对于该型发动机，热端部件技术完全由外方负责，而外方视其为核心技术加以保护，所以国内当前尚无法对该发动机提出明确的适航符合性要求。此外，由于中国民用航空局(CAAC)与欧洲航空安全局(EASA)审定要求有差异，对合作方提供的技术文件(主要是向EASA提交的符合性文件)，尚不能转换为满足《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2)[6]要求的适航符合性文件。因而，梳理热端部件适航条款并明确中欧适航要求的差异性，是确定该型发动机适航审定基础的前提，也是支撑取证过程的必然要求。同时，本研究也可为今后类似国际联合研制形式的适航取证提供一定参考。

2 热端部件典型适航条款的确定

本研究以国际联合研制背景下某型民用涡轴发动机为背景，从适航取证中有较大难度的热端部件出发，结合申请人与局方在实际取证工作中存在较多问题的典型条款，研究条款蕴含的技术和符合性方法，确定中国与欧洲在该方面的标准差异，进而支撑该型发动机获取适航双证。据此确定研究如下典型条款：第33.27条涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子，第33.63条振动，第33.64条静子承压件，第33.70条发动机限寿件，第33.88条发动机超温试验，第33.94条叶片包容性和转子不平衡试验。其他与热端部件有关的条款，不在本次研究范围之内。由于CCAR-33参照联邦航空条例第33部(FAR-33)制定并且现阶段中国还未正式发布独立完整的发动机适航符合性方法(ACs)，因此对CCAR-33条款的研究可以参考FAR-33条款的历次修正案、咨询通告(AC)及相关参考文件。

3 热端部件典型适航条款的演变

中国民用航空规章《航空发动机适航规定》现行有效版本，为2016年4月17日起施行的航空发动机适航规定第二次修订版(CCAR-33R2)，主要参考FAR-33第21～30修正案制定。在此之前，初始版CCAR-33参考FAR-33第11修正案制定。第一次修订版(CCAR-33R1)于2002年4月19日生效，参考FAR-33第20修正案制定。由于CCAR-33是参照FAR-33的各次修正案制定，因而研究CCAR-33具体条款的演变历史可以转为研究FAR-33条款的历次修订。在修订方面，不同于CAAC一段时间后的集中修订，FAA针对每一个条款发布单独的修正案，更体现出一种实时更新的效果。FAR-33的修订原因可概括为科技水平进步、灾难性事故、标准过于苛刻、叙述或定义不清晰以及国际一致性5个方面[7]。热端部件典型适航条款的具体演变历史见表1[8]。由于CCAR当前版本仅更新至FAR-33第30修正案，因此对于之后修正案当前尚不适用国内。如第33.27条在FAR-33最新修正案中对转子超转的要求已同EASA的规定完全一致，但CCAR还未做出相应修订。

4 热端部件典型条款梳理

对热端部件典型条款内容的梳理主要是围绕适航规章条款要求，结合修正案、AC等规章指南开展条款要求的分析。因CCAR与FAR高度一致，故对CCAR条款的分析可参考FAR对应条款及AC[6]。

4.1 第33.27条涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子[9]

超转(强度)要求的安全性目标是保证转子：①在认证的工作条件和导致转子超转的失效条件以上，具有足够的强度和破裂裕度；②不存在可能导致灾难性条件的尺寸增长或损伤，诸如着火、非包容或超过发动机安装节极限的载荷。

对应的推荐符合性方法参见AC 33.27-1、AC 33.27-1A。如果申请人选择使用AC 33.27-1的推荐符合性方法，申请人必须服从该AC的所有要求。

4.2 第33.63条振动[10]

该条款是对航空发动机振动提出的安全性要求。按照规章要求，在飞行包线内，发动机在任何操纵条件下都应满足以下两条：

表1 FAR-33热端部件典型适航条款演变历史Table 1 Evolution history of typical airworthiness regulations of hot components of FAR-33

(1)不应导致因振动而使发动机的任何部件应力过大。首先，航空发动机的最大振动应力不应超过任何部件材料自身的许用应力，而使航空发动机的部件造成损坏。其次，作用在部件和系统的振动应力应满足疲劳强度要求，不至于因振动而造成损坏。

(2)不应导致将过大的振动力传给航空器结构。这条说明航空发动机作为一个整体不应该产生过大振动力。振动力不应传给航空器结构，说明振动部件与其他结构的连接处要有良好的隔振性能。

对应符合性表明方法参考AC 33.63-1。应在整个飞行包线和整个转速及功率或推力的工作范围内对其振动进行检查，至少应涉及到机匣、转子系统和叶片等关键结构的振动，保证发动机工作范围内叶片、盘和静止结构的固有频率不得引起有害的共振。

4.3 第33.64条静承压件[11-12]

发动机静承压件即工作在较大压力下的外部机匣或压力容器，包括但不限于压气机、燃烧室、扩散器与涡轮机匣，换热器，溢流阀螺线管，发动机起动机，燃料、油与液压系统部件等。基于发动机机匣破裂是造成危险的重要因素，条款的实质是对静承压件在压力载荷下的强度提出了要求。条款提出了针对发动机静承压件的试验要求，建立了针对发动机静承压件的结构完整性要求，从而可能减少未来认证发动机的承压机匣破裂事故。

该条款的符合性表明主要采用取样验证、静力试验和分析等方法，具体参见咨询通告AC 33.64-1。

4.4 第33.70条发动机限寿件[13-14]

CCAR 33.70中，明确提出应当通过执行一系列寿命管理行为来满足规章规定的限寿件完整性要求。其中工程计划、制造计划、使用管理计划构成了一个闭环系统，将工程计划中的各个假设与零部件制造和使用维护关联在一起。工程、制造与运行管理必须作为综合系统运行，并识别在其中某个环节发生的活动对整个系统的影响。

工程计划定义了制定和维持各个零部件寿命性能所需的假设、技术数据和活动，该计划的制定需早于零部件的使用。制造计划着重强调了在获得零部件寿命中起重要作用的、未经过验证和工程批准不得更改的参数。这些参数通常包括制造过程的步骤、控制和限制，如采用某一冻结的工艺生产和检查零部件所要求的图纸、程序、技术要求和加工指南，以满足工程计划中所定义的设计意图。使用管理计划用来确保在工程计划中采用的确定使用假设和寿命的方法持续有效，该计划还定义了零部件在使用维护、大修和修理方面的限制。

符合性方法参见咨询通告AC 33.14、AC 33.70-1、AC 33.70-2。

4.5 第33.88条发动机超温试验[15]

超温相关条款均是为了验证发动机的最低超温能力，主要通过整机超温试验来完成，温度测试位置为涡轮进口。超温试验后检查发动机(包括叶片、盘、鼓、隔圈、轴、封严、静子、喷嘴和支撑结构)是否超出包含尺寸在内的使用限制，其中使用限制是在条款第33.4条持续适航文件中确定和公布的。

该条款符合性验证方法为验证方法第五种(MC5)地面试验。对计划申请型号合格证的发动机在地面台架上进行超温试验。试验前后，分别依照发动机手册对涡轮关键部件进行检查，分析、总结超温试验编制《发动机超温试验符合性报告》，声明符合条款的要求。

4.6 第33.94条叶片包容性和转子不平衡试验

断裂转子叶片的包容是一个复杂的过程，包括大量发动机零件(如断裂叶片、静子叶片、包容结构、相邻机匣、轴承、轴承座、轴和外部安装的零件)的高能、高速相互作用。一旦发生破坏，可能发生随机性的二次破坏，其过程和最终结果不可能精确预测。已经观测到的影响包容性的某些结构的相互作用，是叶片、机匣、转子、框架、进口、机匣支板、包容结构的变形和变位。断裂转子叶片的包容性，要求具有最大能量的碎片能够在各种相邻结构的接触中消耗能量，达到不穿透机匣而损坏机身的效果。

本条款实质要求为验证发动机叶片包容能力，压气机或涡轮转子机匣能够对转子叶片失效引起的破坏具有包容性；发动机机匣、转子和静子结构、轴、轴承、安装构件在设计上能够承受由于转子叶片失效而产生的载荷，不会导致航空器危害性的后果。符合性表明方面可通过整机试验、台架试验和计算分析等方法，对可能造成最大不平衡的叶片断裂进行试验验证，并对造成较低不平衡的叶片进行分析(试验)。

5 热端部件条款在EASA与CAAC中的差异

当前，国际航空发动机适航标准中有影响力的是美国FAR-33第34修订案和欧洲EASA的航空发动机审定规范(CS-E)/Amendment 4[16](截止2016年)。中国现行规章CCAR-33R2、FAR-33、CS-E三者的关系如图1所示[17-18]。

图1 航空发动机适航在CAAC、FAA与EASA中的异同关系Figure 1 The similarities and differences among CAAC,FAA and EASA regulations on aircraft engine airworthiness

通过对现行CAAC与EASA有关航空发动机热端部件典型适航条款的研究比较发现，两者条款之间具有一定相似性，但也存在差异。由表2[19]可知，3～6类所述适航条款在CAAC和EASA中没有实质性差异，这点也符合FAA与EASA之间逐渐在法规标准上趋同的背景，局方在审定时相一致。值得一提的是，由于FAA与EASA编排适航标准的理念和分类思想不同，造成发动机的部分规定双方在条款上并不能体现为一一对应。其中第6项中FAA包含了部分包容性要求，在FAR的第33.34条涡轮增压器转子也有部分包容性要求。但在叶片失效及破裂或不平衡方面FAR与CS-E本质要求相同。

表2 CAAC与EASA热端部件相关适航条款的对应关系及差异Table 2 The correspondence and difference between CAAC and EASA regulations on hot components

表3 第33.27条与CS-E 840差异分析Table 3 The difference analysis between 33.27 and CS-E 840

但前两项条款在CAAC和EASA中存在一定差异，这说明不同局方在审定条例时有一定差别，需要明确审定基础差异。下面对1类和2类的具体差异进行分析[20]。

(1)第33.27条与CS-E 840差异分析

33.27条与CS-E 840的条款内容均对航空发动机的转子提出了要求，但在具体要求上有一定差异，见表3。

值得注意，联邦航空条例(FAR)对第33.27条的最新适航条款要求上，已同EASA的CS-E 840完全一致。伴随我国对适航标准的持续推进，对于航空发动机适航规定的修订届时也会做出某种更新，但当前针对第33.27条规定仍依照第二修订版执行。

(2)第33.88条与CS-E920差异分析

第33.88条和CS-E 920主要针对超温试验提出了相关要求，具体差异见表4。

6 结论与展望

以中法联合研制民用涡轴发动机为背景，针对取证技术难度较高的热端部件适航条款，确定并追溯典型热端部件适航条款的演变历史，梳理条款要求并分析中欧适航体系中的差异性，从而为中欧联合研制民用航空发动机的适航取证过程提供支撑：

表4 第33.88条与CS-E920差异分析Table 4 The difference analysis between 33.88 and CS-E 920

(1)中国CAAC在适航条款方面借鉴参考美国FAA的FAR和推荐符合性方法AC，因而中欧适航标准的对比分析，某种程度也是对美国和欧洲适航标准的差异分析。

(2)本文选取热端部件典型适航条款，研究条款内容和演变历史，进而明确条款要求并深入分析其中蕴含的技术及符合性表明方法。在适航取证过程中，研究条款技术内涵及符合性验证方法是取得适航证的前提。

(3)伴随国际一体化进程，适航标准国际上逐步趋向一致，但当前中国与欧洲在热端部件的适航标准方面仍有差异，主要表现为条款内容的差异和符合性表明的差异两方面。明确标准差异有利于更好确定审定基础，方便最终获取适航双证。

(4)本文基于中法联合研制民用涡轴发动机背景，从更广泛的角度研究了国际合作背景下的适航要求。通过对适航标准的对比，启发我国应当重视并跟进国际适航标准的发展动态，适度加强国际合作交流，结合国内工业实际水平逐步完善我国的适航体系建设。

[1]De Florio F.Airworthiness:An introduction to aircraft cer⁃tification[M].Netherlands：Elsevier Ltd.，2011.

[2]高艳蕾，周燕佩.浅谈适航审定的国际化合作[J].国际航空，2015，(9)：86—88.

[3]王钟强.CFM国际公司发展启示：合作双赢的典范[DB/OL]. (2013-05-07). http://www.cannews.com.cn/2013/0507/18965.shtml.

[4]胡柏安，王伟生，代 冰，等.民用航空发动机适航取证与标准化[J].航空标准化与质量，2008，(4)：14—17.

[5]敖良忠.监控排气温度提高发动机热端部件寿命[J].中国民航飞行学院学报，2000，(1)：39—42.

[6]CCAR-33R2，航空发动机适航规定[S].

[7]鲍梦瑶，吕 忠，李 果，等.航空发动机适航规章衍变与民用航空大涵道比涡扇发动机研制的关联性[J].燃气涡轮试验与研究，2016，29(2)：51—56.

[8]Federal Aviation Administration.Title 14 of the Code of Federal Regulations[EB/OL].(2013-09).http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/MainFrame?OpenFrameSet.

[9]Advisory Circular No:33.27-1A，Engine and turbosuper⁃charger rotor overspeed requirements of 14 CFR§33.27[S].

[10]Advisory Circular No:33.63-1，Turbine engine vibration[S].

[11]Advisory Circular No:33.64-1，Guidance for pressurized engine static[S].

[12]Advisory Circular No:33.70-1，Guidance material for air⁃craft engine life-limited parts requirements[S].

[13]刘传凯.航空发动机适航符合性验证方法探讨[J].飞机设计与研究，2008，(4)：1—2.

[14]丁水汀，张 弓，蔚夺魁，等.航空发动机适航概率风险评估方法研究综述[J].航空动力学报，2011，26(7)：1442—1451.

[15]张 磊.发动机超温试验技术研究报告[R].北京：中国民航科学技术研究院，2015.

[16]鲍梦瑶，樊 飞，赵 阳.欧洲民用航空安全局航空发动机适航体系[J].科技导报，2015，33(18)：96—101.

[17]张陇东.国内外民机适航管理体系浅析[J].民用飞机设计与研究，2013，(4)：6—9.

[18]CCAR-21R3，民用航空产品和零部件合格审定规定[S].

[19]高艳蕾，周燕佩，孙晓宁.浅谈欧美航空发动机适航法规的异同[J].国际航空，2013，(3)：74—76.

[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

刘嘉伟(1991-)，男，山西大同人，硕士研究生，研究方向为航空发动机适航技术。