航空發(fā)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(xué)飛機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)安全性北京市重點實驗室，北京100191；2.中國航空發(fā)動機研究院，北京101399；3.中國民用航空發(fā)動機適航審定中心，北京100102)

航空發(fā)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(xué)飛機/發(fā)動機綜合系統(tǒng)安全性北京市重點實驗室，北京100191；2.中國航空發(fā)動機研究院，北京101399；3.中國民用航空發(fā)動機適航審定中心，北京100102)

國際聯(lián)合研制民用航空發(fā)動機在適航取證階段需要表明相關(guān)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(lián)合研制民用渦軸發(fā)動機為背景，針對取證技術(shù)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(fā)，確定并追溯條款的演變歷史，梳理條款內(nèi)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(chǔ)的確定提供參考，同時支撐中歐聯(lián)合研制民用航空發(fā)動機的適航取證。

渦軸發(fā)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(fā)動機適航技術(shù)作為民航安全保證的基礎(chǔ)，其應(yīng)用貫穿設(shè)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(fā)動機在設(shè)計研發(fā)過程中，有著成本高、周期長和風(fēng)險大的特點，因而國際上鼓勵和推行多方合作，在整合優(yōu)勢資源的同時，也將研發(fā)過程的巨額經(jīng)費和高風(fēng)險進行了分攤[2]?，F(xiàn)今在民航市場中占有重要地位的CFM-56和LEAP系列發(fā)動機，就是國際合作成功的典范[3]。

聯(lián)合研制發(fā)動機，在適航取證階段，申請人需要對產(chǎn)品進行適航條款的符合性表明工作。因此，研究相關(guān)適航條款的演變歷史和要求，對于理解條款內(nèi)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(yīng)用的適航體系不盡相同，造成了產(chǎn)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(yè)水平相適應(yīng)且一并發(fā)展，在適航取證方面有著豐富的積淀和經(jīng)驗。我國適航規(guī)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(yè)積累以及與工業(yè)基礎(chǔ)的融合，導(dǎo)致在取證中存在諸多問題[4]。

本文以中國和法國聯(lián)合研制的某型民用渦軸發(fā)動機為背景，針對取證技術(shù)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(huán)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(fā)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(fā)動機要獲取型號合格證(TC)，需充分表明發(fā)動機熱端部件相關(guān)適航條款的符合性。但對于該型發(fā)動機，熱端部件技術(shù)完全由外方負責(zé)，而外方視其為核心技術(shù)加以保護，所以國內(nèi)當前尚無法對該發(fā)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(shù)文件(主要是向EASA提交的符合性文件)，尚不能轉(zhuǎn)換為滿足《航空發(fā)動機適航規(guī)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(fā)動機適航審定基礎(chǔ)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(lián)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(lián)合研制背景下某型民用渦軸發(fā)動機為背景，從適航取證中有較大難度的熱端部件出發(fā)，結(jié)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(shù)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(fā)動機獲取適航雙證。據(jù)此確定研究如下典型條款：第33.27條渦輪、壓氣機、風(fēng)扇和渦輪增壓器轉(zhuǎn)子，第33.63條振動，第33.64條靜子承壓件，第33.70條發(fā)動機限壽件，第33.88條發(fā)動機超溫試驗，第33.94條葉片包容性和轉(zhuǎn)子不平衡試驗。其他與熱端部件有關(guān)的條款，不在本次研究范圍之內(nèi)。由于CCAR-33參照聯(lián)邦航空條例第33部(FAR-33)制定并且現(xiàn)階段中國還未正式發(fā)布獨立完整的發(fā)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(guān)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(guī)章《航空發(fā)動機適航規(guī)定》現(xiàn)行有效版本，為2016年4月17日起施行的航空發(fā)動機適航規(guī)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(zhuǎn)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，F(xiàn)AA針對每一個條款發(fā)布單獨的修正案，更體現(xiàn)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(zāi)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(nèi)。如第33.27條在FAR-33最新修正案中對轉(zhuǎn)子超轉(zhuǎn)的要求已同EASA的規(guī)定完全一致，但CCAR還未做出相應(yīng)修訂。

4 熱端部件典型條款梳理

對熱端部件典型條款內(nèi)容的梳理主要是圍繞適航規(guī)章條款要求，結(jié)合修正案、AC等規(guī)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(yīng)條款及AC[6]。

4.1 第33.27條渦輪、壓氣機、風(fēng)扇和渦輪增壓器轉(zhuǎn)子[9]

超轉(zhuǎn)(強度)要求的安全性目標是保證轉(zhuǎn)子：①在認證的工作條件和導(dǎo)致轉(zhuǎn)子超轉(zhuǎn)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(dǎo)致災(zāi)難性條件的尺寸增長或損傷，諸如著火、非包容或超過發(fā)動機安裝節(jié)極限的載荷。

對應(yīng)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(fā)動機振動提出的安全性要求。按照規(guī)章要求，在飛行包線內(nèi)，發(fā)動機在任何操縱條件下都應(yīng)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(yīng)導(dǎo)致因振動而使發(fā)動機的任何部件應(yīng)力過大。首先，航空發(fā)動機的最大振動應(yīng)力不應(yīng)超過任何部件材料自身的許用應(yīng)力，而使航空發(fā)動機的部件造成損壞。其次，作用在部件和系統(tǒng)的振動應(yīng)力應(yīng)滿足疲勞強度要求，不至于因振動而造成損壞。

(2)不應(yīng)導(dǎo)致將過大的振動力傳給航空器結(jié)構(gòu)。這條說明航空發(fā)動機作為一個整體不應(yīng)該產(chǎn)生過大振動力。振動力不應(yīng)傳給航空器結(jié)構(gòu)，說明振動部件與其他結(jié)構(gòu)的連接處要有良好的隔振性能。

對應(yīng)符合性表明方法參考AC 33.63-1。應(yīng)在整個飛行包線和整個轉(zhuǎn)速及功率或推力的工作范圍內(nèi)對其振動進行檢查，至少應(yīng)涉及到機匣、轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和葉片等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的振動，保證發(fā)動機工作范圍內(nèi)葉片、盤和靜止結(jié)構(gòu)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(fā)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(fā)動機起動機，燃料、油與液壓系統(tǒng)部件等?；诎l(fā)動機機匣破裂是造成危險的重要因素，條款的實質(zhì)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(fā)動機靜承壓件的試驗要求，建立了針對發(fā)動機靜承壓件的結(jié)構(gòu)完整性要求，從而可能減少未來認證發(fā)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(fā)動機限壽件[13-14]

CCAR 33.70中，明確提出應(yīng)當通過執(zhí)行一系列壽命管理行為來滿足規(guī)章規(guī)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(gòu)成了一個閉環(huán)系統(tǒng)，將工程計劃中的各個假設(shè)與零部件制造和使用維護關(guān)聯(lián)在一起。工程、制造與運行管理必須作為綜合系統(tǒng)運行，并識別在其中某個環(huán)節(jié)發(fā)生的活動對整個系統(tǒng)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(shè)、技術(shù)數(shù)據(jù)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(diào)了在獲得零部件壽命中起重要作用的、未經(jīng)過驗證和工程批準不得更改的參數(shù)。這些參數(shù)通常包括制造過程的步驟、控制和限制，如采用某一凍結(jié)的工藝生產(chǎn)和檢查零部件所要求的圖紙、程序、技術(shù)要求和加工指南，以滿足工程計劃中所定義的設(shè)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(shè)和壽命的方法持續(xù)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(fā)動機超溫試驗[15]

超溫相關(guān)條款均是為了驗證發(fā)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(fā)動機(包括葉片、盤、鼓、隔圈、軸、封嚴、靜子、噴嘴和支撐結(jié)構(gòu))是否超出包含尺寸在內(nèi)的使用限制，其中使用限制是在條款第33.4條持續(xù)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(fā)動機在地面臺架上進行超溫試驗。試驗前后，分別依照發(fā)動機手冊對渦輪關(guān)鍵部件進行檢查，分析、總結(jié)超溫試驗編制《發(fā)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(zhuǎn)子不平衡試驗

斷裂轉(zhuǎn)子葉片的包容是一個復(fù)雜的過程，包括大量發(fā)動機零件(如斷裂葉片、靜子葉片、包容結(jié)構(gòu)、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(fā)生破壞，可能發(fā)生隨機性的二次破壞，其過程和最終結(jié)果不可能精確預(yù)測。已經(jīng)觀測到的影響包容性的某些結(jié)構(gòu)的相互作用，是葉片、機匣、轉(zhuǎn)子、框架、進口、機匣支板、包容結(jié)構(gòu)的變形和變位。斷裂轉(zhuǎn)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(jié)構(gòu)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(zhì)要求為驗證發(fā)動機葉片包容能力，壓氣機或渦輪轉(zhuǎn)子機匣能夠?qū)D(zhuǎn)子葉片失效引起的破壞具有包容性；發(fā)動機機匣、轉(zhuǎn)子和靜子結(jié)構(gòu)、軸、軸承、安裝構(gòu)件在設(shè)計上能夠承受由于轉(zhuǎn)子葉片失效而產(chǎn)生的載荷，不會導(dǎo)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(fā)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(fā)動機審定規(guī)范(CS-E)/Amendment 4[16](截止2016年)。中國現(xiàn)行規(guī)章CCAR-33R2、FAR-33、CS-E三者的關(guān)系如圖1所示[17-18]。

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

通過對現(xiàn)行CAAC與EASA有關(guān)航空發(fā)動機熱端部件典型適航條款的研究比較發(fā)現(xiàn)，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(zhì)性差異，這點也符合FAA與EASA之間逐漸在法規(guī)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(fā)動機的部分規(guī)定雙方在條款上并不能體現(xiàn)為一一對應(yīng)。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(zhuǎn)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(zhì)要求相同。

表2 CAAC與EASA熱端部件相關(guān)適航條款的對應(yīng)關(guān)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(chǔ)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(nèi)容均對航空發(fā)動機的轉(zhuǎn)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(lián)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(xù)推進，對于航空發(fā)動機適航規(guī)定的修訂屆時也會做出某種更新，但當前針對第33.27條規(guī)定仍依照第二修訂版執(zhí)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(guān)要求，具體差異見表4。

6 結(jié)論與展望

以中法聯(lián)合研制民用渦軸發(fā)動機為背景，針對取證技術(shù)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(lián)合研制民用航空發(fā)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(nèi)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(shù)及符合性表明方法。在適航取證過程中，研究條款技術(shù)內(nèi)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(xiàn)為條款內(nèi)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(chǔ)，方便最終獲取適航雙證。

(4)本文基于中法聯(lián)合研制民用渦軸發(fā)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(fā)我國應(yīng)當重視并跟進國際適航標準的發(fā)展動態(tài)，適度加強國際合作交流，結(jié)合國內(nèi)工業(yè)實際水平逐步完善我國的適航體系建設(shè)。

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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(fā)動機適航技術(shù)。