航空发动机适航规定.docx
《航空发动机适航规定.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机适航规定.docx（34页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
航空发动机适航规定
航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—1—
中国民用航空局令
第207号
《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。
局长李家祥
二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—2—
航空发动机适航规定
A章总则
第33.1条适用范围
（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修订］
第33.3条概述
每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。
第33.4条持续适航文件
申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。
如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—3—
第33.5条发动机安装和使用说明手册
每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。
该说明手册必须至少包括下列内容：
（a）安装说明
（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；
（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；
（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；
（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;
（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;
（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。
（b）使用说明
（1）中国民用航空局认定的使用限制；
（2）功率或推力的额定值及在非标准大气条件下的修正程航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—4—
序；
（3）在一般和极端环境条件下，对下列情况的荐用程序：
（i）起动；
（ii）地面运转；
（iii）飞行中的运转；
（4）对于有一个或多个一台发动机不工作（OEI）额定功率的旋翼航空器发动机，申请人必须提供发动机性能特性和变化的数据，以使飞机制造商能够建立飞机功率保证程序;
（5）发动机控制系统的主模式、所有可选模式和任何备份系统及其相关限制的描述，以及发动机控制系统及其与飞机系统、螺旋桨（如适用）之间的界面描述。
（c）安全分析假设。
针对第33.75（d）条中描述的不在发动机制造商控制之内关于安全装置、仪表、早期警告装置、维修检查和类似设备或程序的可靠性做出安全分析假设。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.7条发动机额定值和使用限制
（a）发动机额定值和使用限制由中国民用航空局认定，并包含在中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）规定的发动机型号合格证数据单中，其中包括按本条规定的各种适用的使用条件和资料确定的额定值和限制以及为发动机安全使用所必需的任何其他资料。
（b）对于活塞式发动机，额定值和使用限制的确定与下列因航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—5—
素有关：
（1）下列功率状态值在临界压力高度与海平面压力高度下的功率或扭矩、转速（转／分）、进气压力和时间：
（i）额定最大连续功率（与非增压使用状态或与适用的增压器各种使用状态有关）;
（ii）额定起飞功率（与非增压使用状态或与适用的增压器各种使用状态有关）。
（2）燃油牌号或规格。
（3）滑油品级或规格。
（4）下列各项温度：
（i）气缸温度；
（ii）滑油进口温度；
（iii）涡轮增压器的涡轮进气温度。
（5）下列各项压力：
（i）燃油进口压力；
（ii）主滑油腔的滑油压力。
（6）附件传动扭矩和悬臂力矩。
（7）部件寿命。
（8）涡轮增压器的涡轮转速（转／分）。
（c）对于涡轮发动机，额定值和使用限制的确定与下列因素有关：
（1）下列状态的功率、扭矩或推力、转速（转／分）、燃气航空发动机适航规定（民航局令第207号）
温度和时间：
（i）额定最大连续功率或推力（加力的）；
（ii）额定最大连续功率或推力（不加力的）；
（iii）额定起飞功率或推力（加力的）；
（iv）额定起飞功率或推力（不加力的）；
（v）额定30分钟一台发动机不工作（OEI）功率；
（vi）额定2分钟一台发动机不工作（OEI）功率；
（vii）额定连续一台发动机不工作（OEI）功率；
（viii）额定2分钟一台发动机不工作（OEI）功率；
（ix）额定30秒钟一台发动机不工作（OEI）功率；
（x）辅助动力装置（APU）的工作方式。
（2）燃油牌号或规格。
（3）滑油品级或规格。
（4）液压油规格。
（5）下列各项温度：
（i）在申请人规定部位上的滑油温度；
（ii）超音速发动机进口截面上的进气温度，包括稳态工作时的温度和瞬时超温温度及其允许超温的时间；
（iii）超音速发动机的液压油温度；
（iv）在申请人规定部位上的燃油温度；
（v）申请人如有规定的发动机的外表面温度。
（6）下列各项压力：
21
CCAR33—R2—6—航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—7—
（i）燃油进口压力；
（ii）在申请人规定部位上的滑油压力；
（iii）超音速发动机进口截面上的进气压力，包括稳态工作时的压力和瞬时超压压力及其允许超压的时间；
（iv）液压油压力。
（7）附件传动的扭矩和悬臂力矩。
（8）部件寿命。
（9）燃油过滤。
（10）滑油过滤。
（11）引气。
（12）每一转子盘和隔圈被批准的起动一停车应力循环次数。
（13）发动机进气畸变。
（14）转子轴的瞬时超转转速（转／分）和超转出现的次数。
（15）燃气的瞬时超温温度和超温出现的次数。
（16）发动机瞬态超扭及其发生次数。
（17）带有自由动力涡轮的涡轴发动机和涡桨发动机的最大超扭。
（18）超音速航空器发动机的转子风车转速（转/分）。
（d）在确定发动机性能和使用限制时，必须考虑发动机控制系统和第33.5条（a）（6）中定义的所需仪表的所有精度限制要求。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.8条发动机功率和推力额定值的选定航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—8—
（a）必须由申请人选定所申请的发动机功率和推力额定值。
（b）选定的每种额定值必须是所有同型号发动机在用来确定此额定值的条件下预计能产生的最低功率或推力。
B章设计与构造
总则
第33.11条适用范围
本章规定航空活塞式和涡轮发动机的一般设计与构造要求。
［第33.13条备用］
［第33.14条删除］
［2011年3月15日第二次修订］
第33.15条材料
发动机所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
（a）建立在经验或试验的基础上；
（b）符合经批准的规范（如工业或军用规范），保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能。
第33.17条防火
（a）发动机的设计和构造及所用的材料必须使着火和火焰蔓延的可能性减至最小。
此外，涡轮发动机的设计和构造必须使出现导致结构失效、过热或其他危险状态的内部着火的可能性减至最小。
（b）除（c）条规定外，在发动机正常工作期间存留或输送航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—9—
易燃液体的每一外部管路、接头和其他部件，必须由局方确认是耐火的或是防火的。
上述部件必须有防护或正确安装以防止点燃泄漏的易燃液体。
（c）属于发动机部分并与发动机相连的易燃液体箱和支架必须是防火的或用防火罩防护，任一非防火的零部件被火烧坏后不会引起易燃液体泄漏或溅出则除外，活塞式发动机上容量小于23.7升（25夸脱）的整体湿油池，既不必是防火的，也不需用防火罩防护。
（d）用于防火墙的发动机零件，其设计、构造和安装必须是：
（1）防火的；
（2）构造上不会使任何危险量的空气、液体或火焰绕过或穿过防火墙；
（3）防腐蚀的。
（e）除（a）和（b）条要求外，位于指定火区内的发动机控制系统部件必须由局方确定是防火的或者耐火的。
（f）必须通过排放和通风的方法防止发动机内易燃液体非故意的积聚达到危险量。
（g）任何容易或者具有潜在产生静电放电或电气故障电流的部件、单元或设备，必须设计和构造成与发动机基准点等电位接地，以使可能出现易燃液体或蒸汽的外部区域点燃的风险减至最小。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.19条耐用性航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—10—
（a）发动机的设计与构造必须使得发动机在翻修周期之间不安全状态的发展减至最小。
压气机和涡轮转子机匣的设计必须对因转子叶片失效而引起的破坏具有包容性。
必须确定由于转子叶片失效，穿透压气机和涡轮转子机匣后的转子叶片碎片的能量水平和轨迹。
（b）属于发动机型号设计部分的螺旋桨桨距控制系统的每一个部件必须满足中国民用航空规章CCAR-35第35.21条、第35.23条、第35.42条和第35.43条的要求。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.21条发动机冷却
发动机的设计与构造必须在飞机预定工作条件下提供必要的冷却。
第33.23条发动机的安装构件和结构
（a）必须规定发动机安装构件和相关的发动机结构的最大允许的限制载荷和极限载荷。
（b）该发动机安装构件和相关的发动机结构必须能承受下列载荷：
（1）规定的限制载荷并且没有永久变形；
（2）规定的极限载荷并且没有破坏，但可以出现永久变形。
第33.25条附件连接装置
发动机在附件传动装置和安装构件受载的情况下，必须能正航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—11—
常地运转。
每一个发动机附件传动装置和安装构件必须具有密封措施以防止发动机内部的污染或来自发动机内部的不可接受的泄漏。
要求用发动机滑油润滑外部传动花键或联轴节的传动装置和安装构件，必须采用密封措施以防止不可接受的滑油流失和防止来自封闭传动连接件腔室外的污染。
发动机的设计必须能对发动机运转所需的每个附件进行检查、调整或更换。
第33.27条涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子
（a）涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子必须具有足够的强度以便能承受本条（c）款规定的试验条件。
（b）除第33.28条要求之外的发动机系统、仪表和其它方法的设计和功能必须给予合理的保证，使影响涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子结构完整性的发动机使用限制在使用中不会超出。
（c）根据分析或其他可接受的方法确定的每个涡轮、压气机和风扇中经受最关键应力的转子部件（除叶片外），其中包括发动机或涡轮增压器中的整体鼓筒转子和离心式压气机，必须在下列条件下试验5分钟：
（1）除了本条（c）
（2）（iv）的规定外，以其最大工作温度进行；
（2）以下列适用的最高转速进行：
（i）如果在试验台上试验并且转子部件装有叶片或叶片配重块，则以其最大允许转速的120%进行；航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—12—
（ii）如果试验在发动机上进行，则以其最大允许转速的115％进行；
（iii）如果试验在涡轮增压器上进行，由一特制燃烧室试验台提供炽热燃气驱动，则以其最大允许转速115％进行；
（iv）以120％的某个转速进行，冷转时，转子部件承受的工作应力相当于最高工作温度和最大允许转速导致的应力；
（v）以105％的最高转速进行，此最高转速是发动机典型安装方式中导致最关键的部件或系统失效时的转速；
（vi）在发动机典型安装方式中，任一部件或系统失效并和飞行前例行检查中或正常飞行使用期间一般不予以检测的部件或系统发生的任一故障相组合时，所导致的最高转速。
试验后，在某种超转情况下的每个转子必须在批准的尺寸限制内，并且不得有裂纹。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.28条发动机控制系统
（a）适用性。
本条款适用于任何发动机型号设计中控制、限制或监控发动机工作，和发动机持续适航所必需的系统或设备。
（b）验证。
（1）功能方面。
申请人必须通过试验、分析或两者结合的方法证明发动机控制系统能以下列方式实现预期的功能：
（i）在声明的飞行包线内变化的大气条件下，保持有关控制参数的选定值，使发动机工作在批准的使用限制之内；航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—13—
（ii）在所有可能的系统输入和允许的发动机功率或推力需求下，必须符合第33.51条，第33.65条以及第33.73条，如适用的使用要求，除非已证实控制功能故障导致在预定的使用中发动机不能被放行；
（iii）在声明的发动机使用条件范围内，发动机的功率或推力调节应具有足够的灵敏度，和
（iv）不产生不可接受的功率或推力振荡。
（2）环境限制。
申请人必须表明，当符合第33.53条和第33.91条时，在声明的环境条件下，包括电磁干扰（EMI）、高强度辐射场（HIRF）和闪电条件，发动机控制系统功能不会受到有害影响。
对于已鉴定系统的环境限制必须记录在发动机安装说明手册中。
（c）控制转换。
（1）申请人必须表明，当故障或失效导致控制模式、通道或者从主系统到备份系统的转换时，
（i）发动机不会超出任何使用限制；
（ii）发动机不会喘振、失速或出现不可接受的推力或功率改变、振荡及其它不可接受的特性；和
（iii）如果要求飞行机组人员行动、反应或者意识到控制模式的转换，则必须有方式警示机组。
该方式必须在发动机安装说明手册中描述，并且要在发动机使用手册中描述机组的操作。
（2）任何推力或功率改变的幅度和相应的转换时间必须在发航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—14—
动机安装和使用说明手册中有明确描述。
（d）发动机控制系统失效。
申请人必须将发动机控制系统设计和构造成：
（1）失去推力（或功率）控制（LOTC/LOPC）事件的发生率与预期应用的安全目标一致；
（2）在全勤构型中，经局方确定，对于LOTC／LOPC事件相关的电子和电气的失效，系统能容忍“单点故障”；
（3）发动机控制系统部件的单点失效不会导致危害性发动机后果；
（4）与预期装机相关的可预见失效或故障，会导致着火、过热或失效等造成发动机控制系统部件损伤的局部事件，该失效或故障不应导致发动机控制系统失效或故障，从而引起危害性发动机后果。
（e）系统安全评估。
当符合本条和第33.75条要求时，申请人必须完成发动机控制系统的系统安全评估。
该项评估必须确定可能导致推力或功率改变、错误数据传输，或影响发动机工作特性从而产生喘振或失速的故障或失效，以及这些故障或失效预期的发生频率。
（f）保护系统。
（1）发动机控制设备、系统和发动机仪表的设计和功能，以及发动机使用和维护说明，必须合理保证，影响涡轮、压气机、风扇、涡轮增压器转子结构完整性的发动机使用限制在工作中不航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—15—
会被超出。
（2）当提供电子式超转保护系统时，设计必须包括系统的检测方法，以确定保护功能的可用性，并且至少每个发动机起动/停车循环检测一次。
该方法必须能以最少的循环数完成系统的全面测试。
如果这种测试不是完全自动的，则必须在发动机使用说明手册中包含手动测试的规定。
（3）如果超转保护是液压机械式或机械式的，必须通过试验或其他可接受的方法验证，超转保护功能在检查和维修周期内可用。
（g）软件。
申请人必须通过经局方批准的方法设计、实现和验证所有相关软件，将软件错误存在的可能性减至最小，并符合其实施功能的关键性要求。
（h）飞机提供的数据。
单点失效引起的飞机提供的数据（而不是来自飞机的推力或功率指令信号），或发动机之间共享的数据丢失、中断或损坏，必须：
（1）不得导致任何发动机的危害性发动机后果；
（2）被检测和调节。
调节规律不得导致推力或功率，或者发动机操作和起动特性不可接受的改变。
申请人必须评估并在发动机安装说明手册中说明这些失效在整个飞行包线内对发动机功率或推力、工作性能和起动特性的影响。
（i）飞机提供的电源。
（1）申请人必须将发动机控制系统设计成当飞机提供给发动航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—16—
机控制系统的电源失去、故障或中断时，不会：
（i）导致危害性发动机后果；
（ii）引起不可接受的错误数据传递；
（2）当依据（i）
（1）条要求使用发动机专用电源时，其容量应有足够的裕度解决发动机在慢车以下的运转，发动机控制系统的设计预期在这种情况下能够使发动机自动恢复运行。
（3）申请人必须确定飞机提供给发动机控制系统起动和运转发动机所需任何电源的需求和特性，包括瞬态和稳态电压限制值，并在发动机安装说明手册中声明。
（4）超出本条（i）（3）中声明的电源电压限制值的瞬态低电压，必须满足本条（i）
（1）的要求。
当飞机提供的电源回到极限值以内时，发动机控制系统必须恢复正常工作。
（j）空气压力信号。
申请人必须考虑空气压力信号管线堵塞或泄漏对发动机控制系统的影响，作为本条（e）系统安全评估的组成部分，并在设计上采用适当的预防措施。
（k）30秒一台发动机不工作（OEI）额定功率控制和自动可用性。
具有30秒一台发动机不工作（OEI）额定功率的发动机，必须具备其使用限制内30秒一台发动机不工作（OEI）功率自动获得并自动控制的方法或措施。
（l）发动机停车方法。
必须提供发动机迅速停车的方法。
（m）可编程逻辑装置。
使用数字逻辑或其它复合设计技术开发可编程逻辑装置时，必须确保编码器逻辑已经考虑到，安装可航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—17—
编程逻辑装置的系统失效或故障的风险。
申请人必须证实这些设备是采用局方已批准的方法来设计开发的、且与设计履行的功能的关键性相一致。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.29条仪表连接
（a）除非在结构上能防止错接仪表，否则，按航空器适航标准要求的动力装置仪表所设置的每个连接件或者为保证发动机工作符合任何发动机使用限制所必需的每个连接件，都必须作标记，以标明与相应的仪表一致。
（b）每台涡轮发动机必须为指示转子系统不平衡的显示系统提供接头。
（c）具有30秒一台发动机不工作（OEI）功率额定值和2分钟一台发动机不工作（OEI）功率额定值的旋翼航空器涡轮发动机必须有方法或措施：
（1）当发动机处于30秒OEI和2分钟OEI功率水平、该事件发生时间和时间间隔结束时，提示飞行员；
（2）自动记录每次使用30秒OEI和2分钟OEI功率水平的次数和持续时间；
（3）使用可靠的方法提示维修人员发动机已经使用30秒OEI或2分钟OEI功率水平，并且允许维修人员取回已记录的数据，和
（4）能够针对上述方法的正确操作进行日常检验。
航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—18—
（d）本条（c）
（2）和（c）（3）的方法和措施一定不能在飞行中复位。
（e）申请人必须制定保证发动机在其使用限制内工作的仪表的安装规定。
按照提出的安全分析或任何其他的规范要求，如果所依赖的仪表在假定飞机的安装中不是强制的，则该仪表必须在发动机安装说明中指定，并在发动机批准文件中声明为强制性的。
（f）作为第33.28条（e）中系统安全评估的一部分，申请人必须评估仪表，传感器或接头错误装配的可能性及后果。
如需要，申请人必须在系统中采用防错设计。
（g）传感器及相关电线和信号调节器必须在物理上和电气上进行隔离，以确保从仪表的监测功能向控制功能传递故障的概率与该故障的影响一致，反之亦然。
（h）申请人必须提供机组人员监测涡轮冷却系统功能的仪表，除非有证据表明：
（1）其他现有仪表可以给出失效或即将失效的适当警报，或者
（2）在发现冷却系统失效之前不会导致危害性发动机后果，或者
（3）冷却系统失效的概率是极小可能的。
［2011年3月15日第二次修订］
C章设计与构造：
航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—19—
活塞式航空发动机
第33.31条适用范围
本章规定活塞式航空发动机附加的设计与构造要求。
第33.33条振动
发动机的设计与构造必须能使发动机在其曲轴转速和发动机功率的整个正常工作范围内运转，不会由于振动而引起发动机任何零部件的过大应力，并且也不会将过大的振动力传给航空器结构。
第33.34条涡轮增压器转子
每个涡轮增压器机匣必须设计、构造成，当正常转速控制装置不工作时，可以包容最高转速下压气机或涡轮转子失效产生的碎片。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.35条燃油和进气系统
（a）发动机燃油系统的设计与构造必须能在所有飞行和大气条件下的整个发动机工作范围内向气缸提供适当的燃油混合物。
（b）用于燃烧的空气或油气的混合物所通过的发动机进气通道的设计与构造，必须使冰在这些通道里积聚的危险减至最小。
发动机的设计与构造必须允许采用防冰的措施。
（c）必须规定为防止燃油中外来颗粒进入发动机燃油系统所必需的燃油滤的类型和过滤度。
申请人必须表明通过规定的过滤装置的外来颗粒将不会严重地损害发动机燃油系统的功能。
航空发动机适航规定（民航局令第207号）CCAR33—R2—20—
（d）当装该发动机的航空器在地面静止状态时，在申请人所确定的发动机可能有的所有姿态下，进气系统中，引导油气混合物的每一条通道，都必须是自身可以放泄的，以防止气缸内的液锁。
（e）对于每个流体喷射（除了燃油）系统和其控制装置，如果作为发动机的一部分，申请人必须表明喷射流体的流量是充分可控的。
第33.37条点火系统
火花点火发动机必须装有双点火系统，每个气缸至少有两只火花塞，并具有电源分开的两条独立电路；或者装有在飞行中可靠性相当的点火系统。
第33.39条润滑系统
（a）发动机的润滑系统的设计与构造，必须使该系统在飞机预期使用中的所有飞行姿态和大气条件下能正常地工作。
装有湿油池的发动机，当发动机里的滑油只有最大滑油量的一半时，必须仍能满足这一要求。
（b）发动
升级会员 