■ 綦蕾 李紅琳 陳智強 / 中國民用航空適航審定中心

緊跟國際民航界適航理論、技術規(guī)章、工業(yè)標準和政策措施的發(fā)展趨勢及新要求，對典型案例進行分析，可以對我國民用航空發(fā)動機型號發(fā)展提供借鑒。

近年來，局方公布了一批典型的發(fā)動機適航技術新要求，按照起因大致可以分為5類。一是新識別的環(huán)境影響，包括吸鳥、進氣系統(tǒng)結冰、瞬時燃油結冰、單粒子效應、火山云；二是典型問題的新認識，如防火；三是新設計技術適航要求，如復合材料風扇葉片；四是適航條款未來發(fā)展趨勢，如持久試驗；五是特殊運行環(huán)境，如高高原環(huán)境。這其中涉及航空發(fā)動機在使用中或者技術條款研究中發(fā)現(xiàn)的新的安全相關影響因素（如環(huán)境因素、新的失效機理等）、新的設計技術（如復合材料風扇葉片技術），以及航空發(fā)動機設計技術發(fā)展過程中適航技術要求的適應性問題等。

一架民航客機從鳥群中穿過

吸鳥

2009年1月15日，在全美航空1549號航班在哈德遜河迫降事件之后，美國國家運輸安全委員會（NTSB）調(diào)查并公布了該事件發(fā)生的原因：航班起飛后在爬升階段遭遇鳥群，鳥被吸入發(fā)動機核心機之后造成壓氣機部件損傷，最終導致雙發(fā)失去推力。

NTSB在對事件做出進一步評估之后提出：該事件中的外部環(huán)境吸鳥條件超出了當時發(fā)動機適航規(guī)章所規(guī)定的吸鳥條件，適航要求應考慮起飛爬升階段發(fā)動機核心機吸鳥后的性能和機械損傷。

此事件表明，在小爬升率預期的最低風扇轉(zhuǎn)速下開展吸鳥試驗更符合現(xiàn)實要求。因為在較低風扇轉(zhuǎn)速和較高吸入速度下，進入核心機的鳥體切片質(zhì)量更大，吸入后對核心機運轉(zhuǎn)影響較大。

有鑒于此，各國適航當局均針對渦扇發(fā)動機吸鳥明確了新的適航要求，并對渦扇發(fā)動機核心機吸入群鳥試驗增加了以下要求：模擬爬升階段核心機吸入群鳥的情況；如果試驗或分析顯示爬升階段沒有鳥被吸入核心機，則應在試驗中模擬進近階段核心機吸入群鳥的情況。

進氣系統(tǒng)結冰

1994年，裝有兩臺渦槳發(fā)動機的ATR72飛機由于過冷大液滴導致嚴重的飛行事故。僅1989—2003年間，有記錄的混合相和冰晶的發(fā)動機結冰事件就多達60起，對發(fā)動機的影響以降轉(zhuǎn)、喘振、熄火為主，還伴隨有部分的核心機、風扇和其他部件的損傷。這些事件引起了全球?qū)^冷大液滴、混合相和冰晶結冰環(huán)境的關注。

NTSB的調(diào)查顯示，過冷大液滴、混合相和冰晶的結冰條件均不在現(xiàn)行適航標準（25部附錄C）所規(guī)定的大氣結冰條件范圍內(nèi)。此外，相關事件還顯示，當發(fā)動機以低功率狀態(tài)在地面長時間運行時，降雪環(huán)境可能導致風扇下游前幾級壓氣機發(fā)生積冰，進而損傷壓氣機，而現(xiàn)行的適航規(guī)章地面結冰運行要求的液態(tài)水含量并不能代表發(fā)動機長時間曝露在降雪條件的情況。

為此，各國適航當局已開展對結冰相關適航要求的修訂工作，增加了對過冷大液滴、混合相和冰晶、降雪三類結冰條件的要求。從目前民用航空發(fā)動機適航審定情況來看，還未見任何一型發(fā)動機型號已通過整機結冰試驗的方法驗證過冷大液滴、混合相和冰晶結冰條件的符合性。主要發(fā)動機廠商和研究機構雖然已開展了廣泛的結冰環(huán)境及其影響機理的研究，在相關的結冰關鍵點分析（CPA）、過冷大液滴和冰晶制備與試驗裝置、試驗驗證方法等方面還存在一些問題，缺乏實際的工程經(jīng)驗，因此仍需要開展進一步深入研究。

瞬時燃油結冰

羅羅公司一些型號的發(fā)動機在服役過程中出現(xiàn)過瞬時燃油結冰條件下的發(fā)動機推力非指令下降故障。瞬時燃油結冰條件是指由于飛機燃油系統(tǒng)中冰的積聚和脫落，導致燃油從飛機傳輸?shù)桨l(fā)動機的過程中會短時間曝露在高濃度的冰中。由于冰的形態(tài)較為黏附和緊密，有可能引起狹窄通道入口（如燃滑油熱交換器、油濾單元）處的流量堵塞。此前，在適航規(guī)章要求的常規(guī)燃油結冰試驗中沒有預先考慮到這一燃油結冰的機理。

羅羅公司和波音公司的試驗研究表明，當燃油溫度在-20～-5℃之間時，冰晶開始形成并黏附在燃油組件表面，發(fā)動機推力非指令下降事件通常發(fā)生在-22℃。飛機在進近過程中燃油流量增加，大量的冰從燃油管路中脫落并積聚在燃滑油熱交換器進口截面處，此時積聚的冰超出了燃油系統(tǒng)可承受的量。當冰的濃度達到一定程度后，燃滑油熱交換器進口截面的堵塞限制了燃油流量，從而導致推力的非指令下降。

為此，各國適航當局開展了對燃油系統(tǒng)瞬時燃油結冰條件適航要求的研究與制定。瞬時燃油結冰條件的適航要求主要包括以下幾點：評估瞬時燃油結冰條件下最嚴苛結冰環(huán)境的燃油系統(tǒng)進口結冰威脅（燃油溫度、燃油特性、含水量、冰的積聚和脫落）；開展瞬時燃油結冰條件的試驗和分析驗證；經(jīng)驗證的瞬時燃油結冰條件參數(shù)，須在發(fā)動機安裝使用手冊中進行聲明（最大冰的數(shù)量和濃度、最小燃油溫度）。

單粒子效應

單粒子效應（SEE）是指控制系統(tǒng)中的集成電路PN結受到高能粒子碰撞，發(fā)生邏輯狀態(tài)翻轉(zhuǎn)或電路失效，從而導致系統(tǒng)故障的現(xiàn)象。

隨著電子技術的不斷進步，電子設備朝著更小的特征尺寸、更高的密度、更低的電壓值趨勢發(fā)展，對大氣輻射環(huán)境的敏感度更大；內(nèi)存的位數(shù)和寄存器數(shù)量也在顯著增加；同時，更高效的航空器設計使得飛行高度不斷增加，且越來越多的飛行航線經(jīng)過極地。這幾方面原因?qū)е潞娇针娮酉到y(tǒng)受單粒子效應影響的風險隨之增加。

因此，民用航空發(fā)動機廠商已經(jīng)在發(fā)動機電子控制系統(tǒng)設計、安全分析，以及試驗驗證過程中考慮了大氣中子引起的單粒子效應影響。美國聯(lián)邦航空局（FAA）和中國民航局（CAAC）主要通過問題紀要對具體型號審查項目提出單粒子效應相關要求；歐洲航空安全局（EASA）發(fā)布了專門的審定備忘錄（CMAS-004），主要大氣輻射單粒子效應影響的審定考慮和可接受的分析方法，該備忘錄適用于航空器、發(fā)動機、輔助動力裝置（APU）和螺旋槳的系統(tǒng)和設備；FAA發(fā)布了有關單粒子效應的研究報告，包括《單粒子效應防護技術報告》（DOT/FAA/TC-15/62）和《單粒子效應試驗設備的能力需求定義報告》（DOT/FAA/TC-15/16）；此外，國際自動機械工程師學會（SAE）在2018年公布了《用于安全評估的大氣中子單粒子效應分析》的標準（SAE AIR6219）。

火山云

火山云問題最初來源于國際民航組織（ICAO）對飛機運行的要求，用于對飛行空域中遭遇火山灰污染的飛機運行進行管理。ICAO頒布了題為“飛行安全與火山灰”的9974號文，規(guī)定了運營人針對火山灰問題須評估飛行風險、確定并實施適當?shù)某绦?、采取防護措施，文中還公布了一種方法用于管理已知的或可預測的火山云污染空域的飛行操作，該方法的核心是制定一個安全風險評估（SRA），評估應被運營商所在區(qū)域的國家航空局所接受。

飛越火山灰

為此，要求飛機及其發(fā)動機生產(chǎn)商須向運營商提供火山灰的敏感性及影響數(shù)據(jù)和信息，以支持上述SRA過程。為加強初始適航與運行之間的數(shù)據(jù)傳遞，EASA在CS-E的第4修正案中新增了CS-E 1050條款及其“可接受的符合性方法”，明確要求：必須確定渦輪發(fā)動機性能對火山云危害性影響的敏感性；必須在相關文件中提供安全運行所需的信息，如飛行前、飛機過程中、飛行后的預防措施、發(fā)動機手冊修訂、建議的持續(xù)適航檢查等。目前，F(xiàn)AA和CAAC的適航規(guī)章還沒有特別針對火山云提出具體要求。

防火

航空發(fā)動機適航規(guī)章33部第33.17條規(guī)定了航空發(fā)動機防火的要求，條款實質(zhì)要求為：發(fā)動機的設計、構造及材料必須使著火和火焰蔓延的可能性減至最小。一旦發(fā)生火情：發(fā)動機能夠包容、隔離并經(jīng)受住火情；防止任何易燃的材料加強火情；著火時發(fā)動機能夠執(zhí)行預期功能，且不會導致危害性后果。

為表明對第33.17條的符合性，通常需要開展防火/耐火分析和試驗，防火/耐火試驗中的關鍵要素之一是燃燒器的選取、校準和使用。FAA的防火安全研究小組最新研究結果表明，氣體（丙烷）燃燒器無法模擬典型液體（煤油）燃料產(chǎn)生的火焰，其嚴苛度小于液體（煤油）燃燒器。因此，F(xiàn)AA對防火條款的AC 20-135進行了修訂，修訂后的AC 20-135刪除了先前丙烷燃燒器（氣體燃燒器）為可接受的試驗用燃燒器的相關表述，明確規(guī)定可接受的燃燒器只有煤油燃燒器（液體燃燒器）或與之等效的燃燒器。SAE的A-22防火委員會計劃于2020年制定出新的標準，用于支持AC 20-135的內(nèi)容。

復合材料風扇葉片

復合材料風扇葉片設計已成為大涵道比渦扇發(fā)動機設計的發(fā)展趨勢之一，現(xiàn)已應用于部分先進發(fā)動機型號中，如GE90、GEnx、LEAP系列發(fā)動機等。由于現(xiàn)行的適航規(guī)章要求不覆蓋復合材料風扇葉片設計，目前FAA和CAAC主要通過專用條件的形式提出對采用復合材料風扇葉片設計的適航要求。EASA在CS-E第5修正案CS-E 810條款及其AMC中也做了相應的規(guī)定。

針對復合材料風扇葉片的適航要求主要包括以下內(nèi)容：第一，需要證明在整個發(fā)動機服役期內(nèi)，單個復合材料風扇葉片保持系統(tǒng)失效導致的危害性發(fā)動機后果的總概率小于1×10-9/發(fā)動機飛行小時；第二，通過試驗或分析表明，遭受雷擊后，復合材料風扇葉片結構仍然能持續(xù)安全地運行；第三，需要滿足包容性試驗相關要求。

持久試驗

航空發(fā)動機適航規(guī)章33部第33.87條提出了航空渦輪發(fā)動機持久試驗的適航要求。持久試驗是航空發(fā)動機適航符合性驗證活動中最重要的一項整機試驗，試驗總運行時間為150h，由25個階段、每階段6h組成，因此持久試驗通常又稱為150h持久試驗。持久試驗主要驗證在批準的額定值和使用限制內(nèi)，發(fā)動機可操作性和耐久性達到可接受的水平，除此之外還可驗證發(fā)動機各個系統(tǒng)如冷卻系統(tǒng)、引氣系統(tǒng)、燃油/滑油系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等能滿足預期的部分功能和性能要求。

自1957年FAR 33規(guī)章的前身CAR 13確定了150h持久試驗以來，6h×25階段的試驗譜基本沒有實質(zhì)性改變。而隨著航空發(fā)動機設計技術的不斷發(fā)展，其設計特征已經(jīng)出現(xiàn)了顯著的變化，如單轉(zhuǎn)子變?yōu)殡p轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子、齒輪傳動式風扇發(fā)動機構型、純機械控制變?yōu)槿珯嘞迶?shù)字式電子控制系統(tǒng)、冷卻系統(tǒng)的連續(xù)可調(diào)節(jié)精細化設計等。在實際開展持久試驗的過程中，發(fā)動機廠商為了滿足規(guī)章要求的同時達到發(fā)動機“三紅線”的要求，通常都要進行大量試驗構型的更改，這與試驗構型應符合型號設計的原則相沖突。由此引發(fā)人們開始思考：從1957年至今一直采用的150h持久試驗譜，是否還能很好地適用于考核和驗證新一代的民用航空發(fā)動機設計。

FAA規(guī)章制定咨詢委員會（ARAC）聯(lián)合相關工業(yè)部門，對一系列民用發(fā)動機的真實數(shù)據(jù)進行了評估，他們提出在當前更高涵道比和壓比的航空發(fā)動機上采用現(xiàn)行的150h持久試驗譜存在嚴重不協(xié)調(diào)的問題，其本質(zhì)的基本原理主要有兩個方面：在現(xiàn)代發(fā)動機的工作循環(huán)中，物理轉(zhuǎn)速、燃氣溫度的紅線值通常不會同時出現(xiàn)，但試驗規(guī)定需要同時達到；試驗中規(guī)定的紅線值燃氣溫度與溫度限制部件的實際工作溫度不成正比，因為在高功率/推力狀態(tài)時發(fā)動機內(nèi)部引氣的二次流冷卻氣量也會相應增加。ARAC進一步針對持久試驗的試驗譜對渦輪冷卻氣體有效性、壓氣機效率等的影響進行了深入研究，并考慮一種替代的持久試驗及相應的復合性方法。雖然目前FAA仍未進行持久試驗適航條款的具體修訂，但是可以預見150h持久試驗要求在不久的將來會迎來顛覆性的變化。

高高原環(huán)境

高高原環(huán)境是指在海拔高度約為2438m（8000ft）及以上的高原運行環(huán)境。國內(nèi)運行數(shù)據(jù)表明，2016年至今，拉薩機場發(fā)生多起發(fā)動機地面喘振停車事件，相關發(fā)動機廠商的調(diào)查報告認為，高壓壓氣機葉尖間隙過大使得喘振裕度降低是導致該發(fā)動機高高原地面低功率喘振的直接原因。造成喘振裕度降低的原因較為復雜，既有發(fā)動機自身的內(nèi)部因素，也有高高原環(huán)境的外部原因，本文在此暫不作技術判斷。

海拔4411m的稻城亞丁高高原機場機場

鑒于我國高原機場較多的特殊性，CAAC發(fā)布了針對高原機場運行的咨詢通告（AC 121-FS-2015-21R1），其中涵蓋了對高高原機場運行的要求。目前，CAAC已開始在民用航空發(fā)動機初始型號審定中對高高原環(huán)境問題進行重點關注，并開始考慮在適航規(guī)章或規(guī)范性文件中明確高高原環(huán)境運行的相關要求，如發(fā)動機工作包線的性能驗證、關鍵件的定壽、服役期結構與性能衰退、安裝使用手冊和持續(xù)適航文件等如何納入高高原環(huán)境因素的要求，后續(xù)將開展進一步的研究。

結束語

適航法規(guī)標準的制/修訂是以確定航空產(chǎn)品的最低安全標準為目標，隨著航空工業(yè)水平的進步和航空運行經(jīng)驗的積累而不斷完善、動態(tài)發(fā)展的過程。除了本文列舉的內(nèi)容之外，還存在其他適航要求新變化，如設計制造新技術（增材制造技術）的適航要求指導材料、型號審定中發(fā)現(xiàn)的新失效機理（風扇尾流激振力引起下游壓氣機葉片裂紋形成和發(fā)展）相關問題的適航要求，以及飛發(fā)匹配問題（民用航空器適航要求新變化中涉及發(fā)動機的部分）等，由于篇幅所限，文中沒有逐一列舉。

筆者建議，一方面國內(nèi)民用航空發(fā)動機的適航部門建立深入動態(tài)跟蹤研究機制，在行業(yè)內(nèi)加強科研機構、工業(yè)部門、審定部門和法規(guī)部門的協(xié)同聯(lián)動，共同實現(xiàn)從基礎理論、設計技術、工程應用到標準確立的適航法規(guī)標準制修訂完整鏈條；另一方面行業(yè)內(nèi)應加強航空器動力裝置與推進系統(tǒng)（發(fā)動機、螺旋槳）相關組織機構的協(xié)同聯(lián)動，進一步提高型號審定效能，促進適航規(guī)章技術要求的協(xié)調(diào)一致。