下载文档原格式
1高速保护功能专用条件产生的背景适航专用条件的产生是因为考虑到当今科技发展的速度,运输类飞机的适航条例必须有一定的预见性,从而包含现代飞机在设计上的新颖或者与众不同的特征。
对于每架具有新颖性或非常规布局的飞机,当申请人提出展示满足符合性的适航标准版本和相应的修正案并不包含足够的针对其设计特点的安全标准的规定,这时就需要在原来的适航标准的基础上,为其制定单独的适航专用条件。
现代部分电传飞机在飞控计算机正常控制律的纵向加入了高速限制保护功能,用于防止飞行员有意或无意地使飞机超过最大设计俯冲速度,原有的适航专款中没有对这种限制或改变了高速飞行阶段飞行品质功能的要求,因此需要制定高速保护功能的专用条件。
高速限制功能的主要设计特征为:(1)防止飞机的空速或马赫数超过最大使用限制速度V MO/M MO;(2)不妨碍飞机达到V MO/M MO,包括有大气扰动的情况下;(3)通过对俯仰轴的限制从而提供法向过载的限制;(4)在V MO/M MO速度以上提供正的静稳定性。
2高速保护功能的专用条件以下的专用条件的建立旨在确保高速限制器不会妨碍飞机正常获得直到高速告警的速度:在整个正常飞行包线内包括起飞、着陆和直到V MO/M MO速度,高速限制功能必须不能妨碍飞机的机动。
正常飞行控制律到高速保护功能的转化,必须是安全可操纵的和可机动的,必须平滑,而不要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力,以及不能超过飞机的限制载荷系数。
§25.251、25.253条以及相关的政策不受此专用条件的影响,除了§25.143条以外,以下要求还适用:高速限制功能必须不能妨碍飞机在所有常规和下降程序飞行条件下获得直到超速警告速度。
3适航取证验证方法对于具有高速保护功能的飞机,可以同时采用以下两种方法表明适般条款符合性:(1)采用说明描述文件对高速保护控制律的设计特征进行说明;(2)高速特性的试飞试验。
下面给出了高速特性试飞试验的内容,包括试验目的、试验状态点、试验方法和试验判据:3.1高速特性-重心移动3.1.1试验目的验证重心移动时的高速特性。
CCAR25.1441适航条款符合性验证思路方姝卢夏摘要本文对CCAR25.1441氧气设备和供氧条款的要求进行了分析，并给出了符合性验证方法的建议。
关键词氧气设备；供氧；适航条款；符合性中图分类号:V245.31文献标识码:ADOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2020.15.080方姝1991.01.26/安徽合肥人/硕士/适航管理/合肥江航飞机装备股份有限公司(合肥230000)卢夏合肥江航飞机装备股份有限公司(合肥230000)AbstractThis paper analyzes the requirements of CCAR25.1441oxygen equipmentand oxygen supply clause,and gives recommendations for compliance verification methods.Key WordsOxygen equipment;Oxygen supply;Airworthiness terms;Compliance0概述适航标准是保证民用航空器适航性的最低安全标准，CCAR25部是运输类飞机的适航标准。
我国民用飞机申请型号合格证必须符合CCAR25部中的条款要求，通过适航审查获得适航当局颁发的型号合格证，这是民用飞机生产及投入商业运营的前提。
CCAR25.1441条款氧气设备和供氧是适用于氧气设备的适航条款，该条款的目的是为了保证如果飞机型号设计中包含补氧设备，氧气设备能保护乘客和机组免受缺氧的影响。
本文将对CCAR25.1441条款的要求、来源以及建议的符合性验证方法进行说明。
1CCAR25.1441适航条款对飞机氧气设备的技术规定主要由适航规章中的条款以及技术标准规定（CTSO）组成。
运输类飞机适航规章对氧气设备的要求主要有防护性呼吸设备、最小补氧流量、判断供氧的措施以及防止氧气设备破裂的规定等。
第33卷第1期2020年3月Vol.33No.1Mar.,2020《燃气轮机技术》GAS TURBINE TECHNOLOGY航空发动机吸雨吸雹适航审定符合性研究吴晶峰，宋建宇，查筱晨（中国民用航空适航审定中心，北京100102）摘要：中国民航规章《航空发动机适航规定》CCAR33.78要求,航空发动机吸入雨水和吸雹后不发生熄火或喘振，没有不可接受的机械损伤和功率或推力损失。
本文对遭遇雨和雹之后对航空发动机的影响进行了分析，同时对发动机吸雨和吸雹后的试验判据进行了研究，对3%持续功率/推力损失和10%功率/推力退化的实质内涵进行了分析并给出了明确的定义。
在对国外型号的认可审查中，FAA及EASA局方接受了本文所提出的功率/推力损失和功率/推力退化定义，并完善了符合性证据&关键词:发动机;吸雨;吸雹;适航中图分类号:V231文献标志码:A文章编号：1009-2889（2020）01-0001-06航空发动机在实际大气条件下运行经常会遇到雨天和冰雹气候的自然环境，大量雨水和冰雹会被发动机吸入,严重时可能会使燃烧室熄火，导致发动机空中停车，严重威胁飞机的飞行安全和乘客的生命安全。
2002年，印度尼西亚Gardua航空公司1架波音737-300客机装配2台CFM56-3发动机在抵达机场上空时，突然遭遇特大雨/雹的恶劣气候条件，当时飞机发动机处于空中慢车功率状态。
飞机进入暴雨区90秒后，双发熄火,飞行员3次起动发动机失败,飞机最终迫降于河道上并撞击岩石。
此次事件造成1名空乘死亡、多人受伤,飞机严重受损报废的重大事故。
此前,1987年5月至1989年9月之间, CFM56-3发动机就发生过4次降落过程中遭遇大暴雨熄火事件，造成3次高空双发熄火和1次高空单发熄火事故［1］&在20世纪80年代初,GE公司发动机也曾多次在吸入雨水后引起压气机喘振［2］。
经分析,其原因在于雨水吸入时撞到压气机进口处温度传感器的线圈，使温度指示偏离正常值约5M，导致可调静子叶片不能精确调节，最终引起压气机喘振。
民用航空器运行适航管理规定(CCAR-121AA)10-24-2003 07:12:56 中国民用航空总局 阅读 次文章搜索本周热门文章专题热门文章中华人民共和国民用航空法 中国民用航空空中交通管理规则 中国民用航空安全检查规则中国民用航空旅客、行李国际运输规则 《民用机场总体规则管理规定》（CCAR166－Ⅲ） 中国民用航空货物国际运输规则《中国民用航空飞行签派员执照管理规则》（CCAR-65FS?..中国民用航空总局关于修订《中国民用航空空中交通管理... 国际航班旅客手册 国内航空旅客手册民用航空器运行适航管理规定 中国民用航空总局令第41号第一章 总 则第一条 为了加强对民用航空器运行的适航管理，保证民用航空器安全运行并对其实施有效监督，根据《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》制定本规定（简称ＣＣＡＲ—１１１部）。
注：１９９７年１月６日民航总局已对此条进行修正，修正内容如下： 第一条修改为：“为了加强对民用航空器运行的适航管理，保证民用航空器安全运行并对其实施有奖监督，根据《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》制定本规定（简称ＣＣＡＲ－１２１ＡＡ部）。
”第二条 凡在中华人民共和国进行国籍登记的民用航空器（以下简称“航空器”），在中国境内或者境外运行，均必须遵守本规定。
第三条 本规定内下列用语的含义为：（一）“运行”是指以航行（包括驾驶、操纵航空器）为目的，使用或获准使用航空器，而不论作为所有人、使用人或其他人对航空器是否拥有合法的控制权。
（二）“营运人”是指使用航空器运行的航空器所有人或使用人。
（三）“型号合格审定基础”是指型号合格审定委员会确定的、对某一产品进行型号合格审定所依据的标准。
型号合格审定基础包括适用的适航标准及其修正案、专用条件和豁免条款等。
（四）“专用条件”是指中国民用航空总局（以下简称“民航总局”）针对某一产品的某些新颖或独特的设计而补充颁发的适航要求。
专用条件所规定的安全要求、运行要求和环境保护要求应当具有不低于现行适航标准的安全水平。
民用航空器适航管理重点第一章1、影响飞行安全的主要因素：人、环境、设备。
2、适航的定义：民用航空器的适航性是指该航空器包括其部件及子系统整体性能和操纵特性在预期运行环境和使用限制下的安全性和物理完整性的一种品质。
这种品质要求航空器应始终处于保持符合其型号设计和始终处于安全运行状态。
3、航空器必须满足以下两个条件方能称其是适航的:（1）航空器必须始终满足符合其型号设计要求；（2)航空器必须始终处于安全运行状态。
4、试航管理就是适航性控制。
5、我国政府明确规定:民用航空器的适航管理是由中国民用航空局负责。
民用航空器适航管理的宗旨是：保障民用航空安全，维护公众利益，促进民用航空事业的发展。
6、民用航空器的适航管理分为:初始适航管理和持续适航管理。
初始适航管理，是在航空器交付使用之前，适航部门依据各类适航标准和规范，对民用航空器的设计和制造所进行的型号合格审定和生产许可审定，以确保航空器和航空器部件的设计、制造是按照适航部门的规定进行的。
初始适航管理是对设计、制造的控制。
持续适航管理，是在航空器满足初始适航标准和规范、满足型号设计要求、符合型号合格审定基础，获得适航证、投入运行后,为保持它在设计制造时的基本安全标准或适航水平，为保证航空器能始终处于安全运行状态而进行的管理。
持续适航管理是对使用、维修的控制。
7、适航管理的特点：(1）权威性或法规性（2)国际性（3）完整性和统一性.适航管理的完整性包含着整体完整性和过程完整性两个方面.适航管理的完整性既是客观的需要，也是把握客观事物发展规律的要求.（4）动态发展性（5)独立性8、适航管理按照工作性质的不同分为三种类型：（1）立法、定标（2）颁发适航证件（3)监督检查9、适航管理工作的主要内容有：（1)制定各类适航标准和审定监督规则. 建立健全严格的法规体系是适航管理科学化的重要标志。
(2)民用航空器设计型号合格审定。
民用航空器的固有安全水平是在设计阶段确定的.（3）民用航空器制造的生产许可审定（4）民用航空器的适航检查（5)民用航空器的持续适航管理（6）对从事维修工作的人员的管理10、适航标准是一类特殊的技术性标准，是为保证实现民用航空器的适航性而制定的最低安全标准。
收稿日期：2023-07-13作者简介：王海（1971），男，硕士，高级工程师。
引用格式：王海.中国军用航空发动机寿命验证与规划方法[J].航空发动机，2023，49（4）：80-85.WANG Hai.Life verification and plan of China mili⁃tary aeroengine[J].Aeroengine ，2023，49（4）：80-85.第49卷第4期2023年8月Vol.49No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine中国军用航空发动机寿命验证与规划方法王海（中国人民解放军93128部队，北京100076）摘要：军用航空发动机寿命验证是多学科交叉、多部门协作的系统工程。
为了确保发动机寿命期内的使用安全性、可靠性和经济性，一般按照“设计分析-零部件/成附件试验-地面整机验证-外场使用验证”的方法和流程进行，发动机寿命验证与规划工作需要坚持顶层规划，分为“论证、设计、验证、使用、批产”5个阶段，针对不同阶段的特点各有侧重。
整机寿命长试应合理选择时机和方式，在性能验证阶段主要采用1∶1持久试车方式进行摸底，在性能鉴定阶段主要采用加速任务试车方式进行验证。
能力渐进提升是大型复杂装备的发展规律，需要科学把握航空发动机寿命验证和提升的关系，力争“寿命设计一步实现”，通过“地面试验-外场使用-全寿命评估”的方式，实现“寿命逐步验证”。
关键词：军用航空发动机；寿命验证；规划；整机长试中图分类号：V215.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.010Life Verification and Plan of China Military AeroengineWANG Hai（93128PLA Troops ，Beijing 100076，China ）Abstract ：Military aeroengine life verification is a multi-disciplinary and multi-department collaborative system engineering.To en⁃sure the lifecycle safety ，reliability ，and economy of the engine ，the general method and procedure of “design analysis-component/accesso⁃ry testing-whole engine ground verification-field operational verification ”is adopted to study engine life verification and management at various stages of the engine development project.The results show that the top-level planning is crucial for basis for engine life verificationand management ，which can be divided into 5stages ：“demonstration ，design ，verification ，field operation ，batch production ”，with dif⁃ferent emphasis according to the characteristics of different stages.The timing and method of engine test should be chosen reasonably ，in the performance verification stage ，the 1：1engine endurance test is mainly used to conduct a thorough investigation ；in the performance assessment stage ，Accelerated Mission Test （AMT ）is used for verification.The gradual improvement of capability is the development lawof large and complex equipment ，it is necessary to scientifically grasp the relationship between engine life verification and life enhance⁃ment ，strive to meet the life design requirements in one attempt ，achieve gradual life verification through the method of “ground test-field operation-lifecycle assessment ”.Key words ：military aeroengine ；life verification ；planning ；whole engine endurance test0引言随着军用航空发动机先进性、复杂性、全寿命周期成本和装备规模的不断提升，除推力、耗油率等主要性能外，对寿命期内安全性、可靠性、维修性、保障性和经济性等要求越来越高。
运输类飞机适航标准25.1533条款及其符合性验证方法作者：杨磊来源：《科技视界》2017年第11期【摘要】25.1533条款规定了飞机飞行手册必须提供的附件使用限制条件，考虑了最大飞起重量、最大着陆重量、最小飞行距离、各种可变因素等附加限制。
本文介绍了美国联邦航空局（FAA）适航规章FAR25.1533和中国民航适航规章CCAR25.1533条款历史演变、内容解读，并给出了建议的符合性方法及说明，对民用运输类飞机适航取证过程中，25.1533条款的符合性验证具有一定的借鉴作用。
【关键词】25.1533条款；符合性；验证1 条款历史演变25.1533条款考虑了对最大起飞重量、最大着陆重量、最小飞行距离、各种可变因素等附加的限制条件，目的是规定了飞机飞行手册必须提供的附加使用限制。
1.1 FAA适航规章FAR25.1533条款演变1965 年2 月1 日，FAA发布修正案Amendment NO.25-0，将民航手册4b 改为FAR 25 部时设立本条，要求对涡轮发动机飞机，需按本条建立诸如最大起飞重量、最大着陆重量、最小起飞距离、各种可变因素等附加限制条件。
本修正案中，标题为“涡轮发动机飞机附加使用限制”。
1977 年2 月1 日，FAA发布修正案Amendment NO.25-38 ，将原标题“涡轮发动机飞机附件使用限制（Additional operating limitations for turbine engine powered airplane）”修改为“附加使用限制（Additional operating limitations）”。
因为标题的修改，为保证一致性，将§25.1533（a）的开头从“对涡轮发动机需制定下列使用限制条件”修改为“必须制定下列使用限制条件”。
1990 年8 月20 日，FAA发布修正案 Amendment NO.25-72，修改了本条上一修正案的一处文字错误，将上一修正案a（2）部分的“必须制定最大着陆重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§25.119和§25.12 的着陆爬升和进场爬升的规定）；”修改为“必须制定最大着陆重量，对于这些重量应表明飞机符合本部有关条款（包括在不同高度和周围温度下满足§25.119 和§25.121（d）的着陆爬升和进场爬升的规定）”。
民用航空零部件适航审定政策及其最新变化解读作者：黄烁桥来源：《航空维修与工程》2021年第01期1民用航空零部件的适航管理要求根据《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4），适航管理的对象可以分为两大类，一类为“民用航空产品”，指民用航空器、航空器发动机或者螺旋桨；另一类即为“零部件”。
本文中的“民用航空零部件”或“零部件”即CCAR-21-R4中定义的“零部件”，指任何用于民用航空产品或者拟在民用航空产品上使用和安装的材料、零件、部件、机载设备或者软件。
根据CCAR-21-R4第21.10条款，零部件想要成为合格的航材，即可被作为替换件或者改装件安装在经型号合格审定或者经型号认可审定的民用航空产品上，应当符合以下五个条件之一：依据型号合格证生产的；依据局方的生产批准生产的；标准件（如螺栓或者螺母）；航空器所有人或者占有人按照局方规定为维修或者改装自己的航空器而生产的零部件；根据《民用航空器维修单位合格审定规定》（CCAR-145）的规定，在维修许可证持有人批准维修项目范围内，在其质量系统控制下制造的、在民用航空产品或者零部件修理或者改装中消耗的零部件。
其中，前两种是局方直接批准的情况，即零部件的设计获得了局方的批准、生产是在局方接受或批准的质量系统下开展的，这类零部件最终可以获得局方颁发的“适航批准标签”（AAC-038）；后三种情况则是局方未直接批准、但接受/认可的情况，主要包括标准件和自制件，这类零部件只能在局方规定的范围和限制下使用，无权获得AAC-038。
根据CCAR-21-R4第21.9条款，零部件获得批准的可选路径包括：零部件制造人批准书（PMA）；技术标准规定项目批准书（CTSOA）；零部件设计批准认可证（VDA）；随民用航空产品的型号合格审定（TC）、补充型号合格审定（STC）或者改装设计批准合格审定（MDA）一起批准；随民用航空产品的型号认可合格审定（VTC）或者补充型号认可合格审定（VSTC）一起批准；民航局规定的其他方式。
航空器型号合格审定中试验的制造符合性检查作者：***来源：《航空维修与工程》2018年第09期摘要：介绍了民用航空器型号合格审定期间的试验分类，结合适航管理程序要求和型号合格审定经验进行了研究，阐述了民用航空器型号合格审定期间试验的制造符合性检查工作流程、具体检查内容和要求，可为航空器型号合格证申请人和制造符合性检查代表开展此项工作提供参考。
关键词：民用航空器;型号合格审定;试验;符合性检查型号合格证是民用航空产品（民用航空器、航空发动机或者螺旋桨）[1]已通过适航管理部门审查、符合适航规章的证明，也是进行上述产品的制造、销售、运营等活动的前提和必要条件。
适航管理部门对民用航空产品进行审查、确认其符合适航规章的过程即为型号合格审定。
在航空器型号合格审定过程中，为了获得所需的证据资料以表明适航条款的符合性，申请人通常需要采用不同的方法，这些方法统称为符合性验证方法（下称“符合性方法”）。
常见的符合性方法有十种：符合性声明、说明性文件、分析/计算、安全评估、试验室试验、地面试验、飞行试验、航空器检查、模拟器试验和设备符合性[2]。
通过试验获得所需的证据资料以表明适航条款的符合性是比较常见的方法。
制造符合性检查代表（下称“制造检查代表”）通过对试验产品和试验装置（试验产品的安装、试验设备和试验设施）以及人员资格等进行检查，确认其符合性。
本文重点介绍对试验装置和人员资格等的检查。
1试验的类别航空器型號合格审定过程中的试验分为工程验证试验和飞行试验[2]，具体分类见图1。
本文仅介绍以试验产品（试验件、航空器及其零部件）为对象的试验的检查，不包含对模拟器试验的检查。
1.1工程验证试验工程验证试验是试验室试验和地面试验的统称。
试验室试验是指在航空器零部件上进行和完成的试验，如静力和疲劳试验、起落架落震试验。
地面试验是指航空器停留在地面上时进行的试验[3]，如地面振动试验。
申请人应尽早与型号合格审定审查组（下称“审查组”）沟通，确定需要在首次研发飞行试验前完成的、可能影响飞行安全的工程验证试验。
第34卷第1期2021年3月Vol.34No.1Maa,2021《燃气轮机技术》GAS TURBINE TECHNOLOGY航空涡轮发动机适航审定中的几种超转问题研究王晓明S吴晶峰S龚立锋2,涂杰1(1.中国民用航空适航审定中心，北京100102；2-中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002)摘要：中国民航《航空发动机适航规定》与欧洲航空安全局发动机合格审定规范均包含多款发动机超转条款,各超转条款易于混淆，不利于发动机适航符合性验证及审查。
本文对CCAR33.27、CCAR33.87、CCAR33.89、CS-E830条款进行了解析，结合国内外发动机型号审定实践，对发动机超转各条款的实质要求和物理含义进行了研究。
研究结果识别了瞬态超转和最大超转的差异，提出了具体符合性方法，有利于指导航空发动机型号合格审查和航空发动机适航规章CCAR33.09的条款修订。
关键词:发动机;瞬态超转;最大超转;适航中图分类号:V231.2文献标志码:A文章编号：1009-2889(2021)01-0008-06航空发动机在实际运行的加速过程中，可能会出现燃油器调节失灵、发动机供油量增大，导致发动机出现超转的事件，转子或轴发生故障也可能让发动机发生超转。
发动机超转可能会导致发动机转子部件变形，严重时会导致轮盘破裂［1］，发生非包容的碎片飞脱这一“危害性发动机后果”，严重威胁飞机的飞行安全和乘客的生命安全。
2010年澳洲航空公司一架A380起飞后，由于涡轮短管漏油导致发动机中压涡轮盘爆裂，非包容性的爆炸造成了飞机五十多项功能失效，几近酿成空难史上人数最多的灾难。
2016年，一架美国航空公司装有2台发动 机的波音客机在起飞加速滑行时，右侧发动机的高压涡轮第2级轮盘突然爆裂,破裂的碎块击穿发动机的燃油总管以及燃油箱，引发大火,将右侧机翼及机身烧毁［2］o正是因为发动机超转的危害性，航空发动机研制和适航规章中对于发动机各类转速限制提出了验证要求［3'5］OCCAR33*6+(China Civii Aviation Regulations, CCAR),FAR33*7+(Federal Aviation Regulations，FAR)和CS-E*0+(Ceaification Specifications-Engines，CS-E)中关于发动机超转的条款涉及CCAR33.27,CCAR33-87、CCAR33-89和CS-E830,包括涡轮及压气机转子超转、发动机红线转速、瞬态超转、工作试验超转以及最大超转的验证。
民用飞机增压舱强度的适航符合性验证作者：张昭隋立军孙有朝邱弢马健来源：《航空科学技术》2021年第10期摘要：为确保飞机的运行适应性及乘客舒适度，现代民用运输类飞机通常安装有客舱压力调节系统，以确保座舱压力、内外压差和舱内压力变化率在规定的范围内。
因此，在飞行过程中客舱存在内外压差，增压舱段承受内压载荷，增压舱段实际上是一个低压薄壁压力容器。
本文从增压舱结构变形与受力出发，以中国民用航空规章为依据，梳理了涉及增压舱强度的相关条款要求，并结合某型飞机的设计与符合性验证工作，提出了增压舱强度验证的审查重点及风险点，为民用飞机增压舱设计及验证工作提供参考和指导。
关键词：增压舱强度；薄壁压力容器；结构完整性；符合性验证；民用飞机中图分类号：V223+.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.009基金项目：工信部民用飞机专项科研技术研究项目（MJ-2018-G-55）因客舱在飞行过程中存在内外压差，增压舱段承受内压载荷，增压舱段实际上是一个低压薄壁压力容器。
国内外基于增压舱的设计特征开展了大量的分析[1-6]、试验研究[7-8]工作，特别是对增压舱突然泄压情况[9-13]提出了一系列理论分析方法，形成了一系列研究成果。
本文首先从增压舱结构出发，分析了增压舱结构的基本变形及受力特征。
其次，以中国民用航空规章为依据，梳理了涉及增压舱强度的相关条款要求，给出了对应的符合性验证方法及内容，用以支持民用飞机增压舱强度的符合性验证。
最后，结合某型民用飞机设计与验证，提出了增压舱强度验证的适航审查重点及风险点，为后续民用飞机增压舱设计、验证及审查提供了参考与指导。
1增压舱结构变形与受力分析现代民用飞机机身结构通常是半硬壳式薄壁结构，增压舱一般半径较大、蒙皮厚度较薄。
飞机总体设计时，由于需要综合考虑客舱布局、起落架布置、机翼布置等因素，因此增压舱截面一般不是正圆。
增压舱截面通常有两种形式[14]，一种是上大下小的倒八字形；另一种是上小下大的梨形。
航空发动机风车不平衡适航符合性验证贾惟;何文博;刘帅【摘要】CCAR 25部《运输类飞机适航标准》对航空发动机的持续转动提出明确要求，即航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。
参考美国联邦航空局（FAA）第25-141号修正案，详细分析了FAR 25.362条款对发动机失效载荷的要求及其适用的符合性验证方法。
通过对服役数据进行统计学分析研究了风车不平衡符合性验证条件。
结果表明，不平衡量等于1.0与1 h备降时间组合、不平衡量等于1.0与最大不超过3 h备降时间组合可以满足安全性的要求，在此基础上从载荷、强度、耐久性、系统完整性以及人为因素5个方面开展符合性验证。
采用完整的飞机模型和发动机模型进行符合性验证是可以接受的。
机体结构模型要通过地面振动试验进行校验，发动机模型要通过风扇叶片脱落试验进行校验。
%CCAR Part 25 presents a clear requirement for aeroengine continued rotation which states that the continued rotation of aeroengine can not jeopardize the safety of the airplane. Requirements of engine failure loads and relevant methods of compliance were both analyzed in details according to FAR 25.362 which was issued by Federal Aviation Administration in amendment 25-141. A compliance demonstration criterion was obtained through statistical analysis of service data. Results show that imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time equals to 1 hourand imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time less than 3 hours meet the requirements of safety targets. Based on these two criteria, compliance demonstration should be carried out from five aspects including loads, strength, durability, system integrity andhuman factors. A complete integrated airframe and engine analytical model for compliance demonstration are acceptable. Airframe structure model should be validated by ground vibration test and engine structure model should be validated by fan blade off test.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)006【总页数】7页(P95-101)【关键词】持续转动;风车不平衡;不平衡量;机体结构模型;发动机结构模型;地面振动试验;风扇叶片脱落试验【作者】贾惟;何文博;刘帅【作者单位】中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300【正文语种】中文【中图分类】V23航空发动机有2种典型的影响飞行安全的持续不平衡状态：风车不平衡状态和高功率不平衡状态[1]。
风车状态是指航空发动机空中停车、燃烧室熄火或者不工作时，气流通过未点燃的发动机并由于空气动力、转子惯性和阻力矩共同作用而带动发动机轴转动，短时间稳定在某一转速的亚稳定旋转状态[2-3]。
风车不平衡状态是由发动机轴支承失效、风扇叶片脱落及其附带损伤引起的。
风车状态是1个远离设计点、复杂的特殊工况，这种工况可能会持续几个小时直到飞机完成其备降飞行[4]。
高功率不平衡状态发生在叶片刚刚失效之后、发动机停车或者转速开始下降之前。
这种状态通常考虑少于1个完整叶片脱落的情况，可能持续几秒钟或几分钟。
在某些情况下，它降低了机组人员通过读取仪表来确定受损发动机以及发动机受损程度的能力[5-6]。
根据美国的统计，从大涵道比涡扇发动机开始服役到1996年，累计4.26亿个飞行小时（从起飞滑跑开始至降落到地面的时间）。
在这期间发生了152起值得关注的事件。
所谓1起值得关注的事件表示1/4或者更大的风扇叶片脱落引起的不平衡，或者是转子支承失效的状态。
服役经验表明，脱落的风扇叶片小于整个叶片的1/4并不会引起严重振动。
在这152起事件中，风扇叶片脱落事件有146起，远高于6起风扇转子支承失效事件。
因此本文着重讨论由于风扇叶片脱落引起的风车不平衡的符合性验证。
CCAR-25R4和CCAR-33R2中均对发动机的持续转动提出了要求[7-8]。
本文根据涡扇发动机的统计数据，采用统计学方法分析满足安全性要求的不平衡量和备降时间的组合，分析了符合性验证的要求，讨论了发动机失效载荷的评估要求和评估方法，详细分析了满足适航要求的飞机结构模型和发动机结构模型的建模要求和验证要求。
首先定义2个基本参数：不平衡量I和风车时间t。
I=1.0定义为：在叶片包容性和转子不平衡试验中[9]，最关键的涡轮、压气机或风扇叶片失效导致的质量不平衡。
风车时间定义为：叶片脱落到飞机着陆所经历的时间给出了不平衡事件中的不平衡量I和风车时间的分布分别如图1、2所示。
采用γ分布、Weibull分布和对数正态分布对上述数据进行拟合，拟合结果如图3、4所示。
3种分布呈现出一致的变化趋势。
从图3中可见，γ分布和对数正态分布与统计数据吻合较好，而且对数正态分布的峰值与统计数据更接近。
从图4中可见，在20、30和50 min处出现了3个峰值，3种分布函数对统计数据的描述相差较小。
利用极大似然估计（Maximum Likelihood Estimators）方法对这3种分布进行参数估计，同时定义累积分布函数FCD（Function of Cumula-tive Distribution）式中：N为总数；i为序号。
以不平衡量为例进行分析，图5给出了累积分布函数随不平衡量的变化关系曲线。
从图5(a)中可见，对数正态分布的相关系数R2比γ分布和Weibull分布更高。
而图5(b)中的1-FCD表示某一不平衡量或者更高不平衡量发生的概率。
可知，不平衡量较高的时候，对数正态分布得到的概率最高，也就是对数正态分布的估计是偏保守的。
采用相同的方法对风车时间进行分析可以得到相似的结果，这里不再赘述。
从上述分析可知，对数正态分布不仅能够很好地描述统计数据，而且对极端情况能给出了最保守的估计，所以后文的分析工作基于对数正态分布开展。
从物理概念、设计要求以及统计数据的角度进行综合分析后发现，不平衡量和风车时间几乎是相互独立的[10]。
因此定义联合概率密度函数式中：x为不平衡量；w为风车时间；FX、FW为累积分布函数。
根据联合概率密度函数，定义超越率函数式中：CT为总飞行小时数；NI为飞机速度大于决断速度V1的事故数量。
按照前文所述，考虑不平衡量和风车时间为对数正态分布，采用联合概率密度函数进行计算。
在不同不平衡量和风车时间下发动机工作时数超越率的分布如图6所示。
从图中可见，不平衡量等于1.0与风车时间为180 min组合的发生概率已经小于10-9/飞行小时。
至此，基于统计数据和统计学分析方法得到了如图6所示的超越率分布曲线，为符合性验证工作奠定了基础。
CCAR 25.903条（c）款提出要求，如果持续转动会危及飞机安全时，要有停止发动机转动的措施。
一般来说，大涵道比涡扇发动机的转子系统在飞行过程中几乎不可能停止，所以如果要符合25.903条（c）款的要求，必须保证持续转动不会危及飞行安全[11]。
为此，符合性验证工作需要从载荷、强度、系统和性能这4个方面开展。
具体来说包括：不平衡量和持续时间、飞行载荷和飞行阶段、强度评估、耐久性评估、系统完整性评估以及机组反应评估这6个方面。
风车状态的持续时间应该包括飞机预计的备降时间。
从图6中可见，不平衡量等于1.0与备降时间60 min组合发生的概率为10-7～10-8，不平衡量等于1.0与备降时间180 min组合发生的概率为10-9甚至更小。
因此，当不平衡量等于1.0时不需要考虑备降时间超过180 min的情况。
从服役经验以及安全性要求2个方面综合考虑，确定不平衡量等于1.0时风车不平衡持续时间：（1）1 h备降飞行；（2）如果飞机的最大备降时间超过1 h，备降持续时间等于最大备降时间，但不超过3 h。
飞机部件上的载荷应该通过动态分析来确定。
在风车状态的初始阶段，假设飞机以典型的商载和真实的燃油负载处于平飞状态，飞行速度、高度以及襟翼的构型可以根据飞机飞行手册来确定。
分析时应该考虑非定常的气动特性以及所有重要结构的自由度。
振动载荷的确定需要考虑上述2种备降时间对应的备降剖面中重要阶段的载荷，重要的阶段包括：（1）飞行员建立巡航状态的初始阶段；（2）巡航阶段；（3）降落阶段；（4）进近着陆阶段。
当然，也可以根据气动参数或者其他参数的变化对飞行阶段进行进一步划分。
载荷参数应该包括定义系统振动环境和开展驾驶舱评估所需要的加速度，同时还要考虑发动机损伤或周围环境温度变化对风车状态转频的影响。
飞机主要结构能够承受以下飞行载荷与风车振动载荷的组合：（1）飞行员建立巡航状态的初始阶段和降落阶段中振动的载荷峰值与1g飞行载荷的组合作为限制载荷，极限载荷的安全系数为1.375；（2）进近着陆阶段振动的载荷峰值与1.15g的正向对称平衡机动载荷的组合作为限制载荷，极限载荷的安全系数为1.375；（3）巡航阶段的振动载荷与1g飞行载荷以及飞机可能到达的最大运行速度下的飞行机动载荷的70%的组合作为极限载荷；（4）巡航阶段的振动载荷与1g飞行载荷以及25.341条款中极限突风载荷的40%的组合作为极限载荷，极限突风载荷就是设计巡航速度VC达到飞机可能的最大运行速度时的载荷。
