Авиационные правила ап 29

Общие сведения об Авиационных правилах;

Авиационные правила

Авиационные правила – это свод требований, процедур и норм, выполнение которых является обязательным условием обеспечения безопасности полетов и охраны окружающей среды.

В состав Авиационных правил входят:

– нормы летной годности авиационной техники;

– требования по эмиссии для авиационных двигателей и по шуму воздушных судов на местности;

Нормы летной годности авиационной техники. Нормы летной годности (НЛГ) — часть Авиационных правил, в которых содержатся требования к конструкции, параметрам, характеристикам и летным качествам авиационной техники, направленные на обеспечение безопасности полетов. Необходимо отметить, что НЛГ содержат государственные требования к АТ. Для повышения конкурентоспособности объектов АТ и их перспективного использования разработчики АТ часто реализуют более высокие параметры безопасности, которые позволяют обеспечить успешную эксплуатацию АТ на протяжении многих десятилетий. Очевидно, что создание АТ с повышенными требованиями по безопасности требует серьезного научного прогнозирования и больших финансовых затрат.

Нормы летной годности самолетов. Первое издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС) было введено в действие в 1967 г. В их основе лежали требования ИКАО, обобщенные научные исследования и практические разработки авиационной техники гражданского назначения середины 60-х годов, а также опыт ее испытаний и эксплуатации. В дальнейшем, после внесения в них пяти изменений, НЛГС стали именоваться НЛГС-1 (1972 г.).

Второе издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-2) было введено в действие в 1974 г. НЛГС-2 соответствовали уровням норм США (FAR) и Великобритании (BCAR) того периода. В период 1975…80 г.г. эти Нормы были внедрены в практику работы промышленности и гражданской авиации и сыграли важную роль в создании, сертификации и эксплуатации самолетов нового поколения Ил-86, Як-42, Ан-28 и Л-410, повышении уровня безопасности полетов, а также в накоплении отечественного опыта применения на практике требований к летной годности. На базе НЛГС-2 в 1975 г. были разработаны «Временные нормы летной годности сверхзвуковых самолетов СССР» (ВНЛГСС), которые использовались при сертификации сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144.

В НЛГС-2 были введены новые требования к оценке безопасности полетов при отказах функциональных систем, базирующиеся на применении вероятностного подхода к возникновению ситуаций, опасных для полета. Этой проблеме посвящена отдельная глава НЛГС-2. Для обеспечения сертификации самолетов на соответствие этим требованиям были разработаны методические основы использования вероятностных показателей, что способствовало дальнейшему развитию НЛГ и методов определения соответствия требованиям, содержащимся в этих нормах.

С учетом новых требований Международной организации гражданской авиации (ИКАО), а также опыта сертификации и применения отечественных и зарубежных НЛГ, развития авиационной науки и техники, было подготовлено и введено в действие третье издание «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-3, 1984 г.). которые в 1985 г. были приняты странами — членами СЭВ в качестве «Единых норм летной годности гражданских транспортных самолетов стран — членов СЭВ» (ЕНЛГ-С).

В НЛГС-3, по сравнению с НЛГС-2:

— значительно развиты и конкретизированы принципы оценки безопасности полетов при отказах функциональных систем;

— установлены значения вероятностных показателей особых ситуаций, возникающих вследствие функциональных отказов;

— введены понятия эксплуатационных и предельных ограничений как основных критериев возникновения сложной, аварийной или катастрофической ситуаций;

— значительно развиты требования к обеспечению безопасности по условиям усталостной прочности и безопасному повреждению конструкции;

— разработаны новые главы 9 и 10 (соответственно «Вспомогательная силовая установка» и «Воздушные винты»);

— введен новый раздел по средствам сигнализации.

Сравнительный анализ НЛГС-3, FAR-25 и JAR-25 показал, что устанавливаемые ими уровни безопасности полета практически эквивалентны. По отдельным требованиям имеются отличия между указанными НЛГ, содержащими менее или более жесткие требования к отдельным характеристикам. Однако, наиболее существенным является отличие отечественных НЛГС от соответствующих FAR и JAR по структуре расположения требований и их нумерации, что затрудняет использование отечественных НЛГС за рубежом.

С 1990 года, в соответствии с решением Совета по нормам летной годности., осуществляющего руководство работами по созданию и совершенствованию НЛГ была начата работа по сближению НЛГ СССР с Нормами США и Западной Европы по структуре и содержанию требований с учетом обеспечения конкурентоспособности отечественных воздушных судов.

В 1994 г. были выпущены Авиационные правила, часть 25 (АП-25) «Нормы летной годности самолетов транспортной категории», которые являются дальнейшим развитием НЛГС-3 (ЕНЛГ-С) и учитывают новые технические требования к самолетам в области безопасности полета, появившиеся за прошедший период. Принципиальным отличием АП-25 от НЛГС-3 является их гармонизация с аналогичными нормами (FAR-25 и JAR-25) США и Западной Европы. Это дало возможность понимания отечественных требований к летной годности самолетов специалистами других авиационных сообществ, и упростило взаимодействие с авиационными администрациями других государств в области безопасности полета и экологической безопасности гражданской авиации.

По своей структуре АП-25 построены аналогично FAR-25. Нумерация разделов АП-25 совпадает с нумерацией соответствующих разделов FAR-25. При полном совпадении текстов требований АП-25 и FAR-25 нумерация идентична нумерации FAR-25 без введения дополнительных обозначений. Для удобства пользователей наличие в отдельных параграфах отличий требований АП-25 от требований FAR-25 (исключение, дополнение, введение новых требований и т.п.) обозначается выделением номера и названия параграфа курсивом. При этом в имеющих такие отличия параграфах введенный дополнительный к требованиям FAR-25 или заменяющий их текст в виде целых пунктов и подпунктов обозначен прописными буквами латинского алфавита (например: (А), (В), (С), . ). Сам текст и дополнения, имеющиеся в отдельных пунктах и подпунктах и состоящие из нескольких слов, выделены курсивом. Текст, содержащийся во Введении, Разделе А-0, Приложении П25А-0 и Дополнении Д25F, курсивом не выделяется, Перевод англо-американских единиц измерения в метрические единицы не обозначается как отличие АП-25 от FAR-25.

В тот же период специалистами Авиарегистра МАК, Летно-исследовательского института им. М. М. Громова, ЦАГИ и других научных организаций была проведена работа по созданию Норм летной годности легких самолетов. В своей основе эти нормы соединили в себе соответствующие требования, изложенные в НЛГС-3, а также в FAR-23 и JAR-23. Результатом этой работы явилось издание в 1993 г. Авиационных правил, часть 23 (АП-23) «Нормы летной годности легких самолетов». АП-23 были также гармонизированы с FAR-23, однако, также , как и АП-25 с точки зрения безопасности полета имели некоторые отличия от американских Норм. В частности, в АП-23 был введен новый раздел A-0, содержащий требования к летной годности при отказах функциональных систем, который помещен между разделами A и B. Отличия текстов АП-23 от FAR-23 помечены аналогично АП-25.

В 2000 г. была опубликована новая версия АП-23, в которую были введены поправки к версии 1993 г., а также ряд редакционных изменений и дополнений.

Нормы летной годности винтокрылых летательных аппаратов (вертолетов). Первое издание «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР» (НЛГВ) было выпущено в 1971 г. В них были отражены достижения отечественного вертолетостроения того периода и практика эксплуатации этого типа АТ. Дальнейшие работы по совершенствованию НЛГВ привели к созданию второго издания «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР» (НЛГВ-2), введенных в действие в 1987 г.

Дальнейшим развитием НЛГВ являются выпущенные в 1995 г. Авиационные правила, часть 29 (АП-29) «Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории». По структуре и содержанию АП-29 гармонизированы с Нормами летной годности винтокрылых аппаратов США FAR-29.

Нумерация параграфов АП-29 совпадает с нумерацией параграфов FAR-29. Требования АП-29, не имеющие аналогов в FAR-29, введены либо в виде параграфов, номера которых после цифровой группы снабжены дополнительным символом — большой буквой русского алфавита, не совпадающей по начертанию с латинскими буквами (например, 29.610-Б), либо внутри параграфов в виде пунктов, обозначенных строчными буквами русского алфавита, не совпадающими по начертанию с латинскими (например: б, г, д, ж), либо в виде дополнительных разделов. Отличающаяся от FAR-29 часть текста в АП-29 выделена курсивом.

АП-29 состоят из разделов А, В, С, D, Е, F, G и Приложений А, В, С, D так же, как и FAR-29. Кроме того, АП-29 содержат ряд дополнений, которые отсутствуют в FAR-29, однако имеют существенное значение с точки зрения обеспечения безопасности полетов (напр., Дополнение F—Дополнительные требования к летной годности оборудования, заимствованные из НЛГВ-2, Специальное Авиационное правило САП № 29-4 – ограниченная эксплуатация винтокрылого аппарата по правилам полетов по приборам и гармонизированное со Специальным Федеральным авиационным правилом SFAR-29-4, Временные дополнения АП-91 и АП-135—общие эксплуатационные правила, гармонизированные с соответствующими параграфами FAR-91 и FAR-135, а также определения и сокращения, используемые в АП-29).

Правила сертификации авиационной техники. Правила сертификации авиационной техники устанавливают порядок сертификации и контроля за соответствием авиационной техники и ее производства действующим требованиям.

В 1976 г. были изданы «Правила сертификации гражданских воздушных судов (временные)». В них определялся порядок контроля за соответствием гражданской авиационной техники требованиям НЛГ, и устанавливались правила сертификации гражданских воздушных судов и их допуска к эксплуатации в СССР. При разработке Временных правил были учтены основные требования документов, регламентирующих порядок создания, испытаний, приемки и внедрения в серийное производство и эксплуатацию гражданской авиационной техники в СССР, а также стандартов и рекомендаций ИКАО в части летной годности воздушных судов.

В 1989 г. были введены в действие «Правила сертификации гражданских воздушных судов СССР». В этих Правилах нашли отражение накопленный опыт сертификации авиационной техники и контроля за ее летной годностью, а также были учтены изменения действующих в СССР нормативных документов.

Дальнейшим развитием правил сертификации авиационной техники являлись Авиационные правила, часть 21 (АП-21). Первая редакция АП-21 была выпущена в 1994 г. Она содержала разделы А, B, С, D и E «Процедуры сертификации типа авиационной техники». Впоследствии к ним были добавлены разделы F и G. «Правила сертификации производства воздушных судов, двигателей и воздушных винтов».

Во второе издание АП-21, выпущенное в 1999 г., были введены тексты разделов F и G, добавлен раздел Н, а также проведена корректировка текста некоторых разделов.

Авиационные правила, составляющие нормативную базу

studopedia.su

Авиационные правила Часть 33
Нормы летной годности двигателей воздушных судов

Купить официальный бумажный документ с голограммой и синими печатями. подробнее

Цена на этот документ пока неизвестна. Нажмите кнопку «Купить» и сделайте заказ, и мы пришлем вам цену.

Официально распространяем нормативную документацию с 1999 года. Пробиваем чеки, платим налоги, принимаем к оплате все законные формы платежей без дополнительных процентов. Наши клиенты защищены Законом. ООО «ЦНТИ Нормоконтроль».

Наши цены ниже, чем в других местах, потому что мы работаем напрямую с поставщиками документов.

Способы доставки

  • Срочная курьерская доставка (1-3 дня)
  • Курьерская доставка (7 дней)
  • Самовывоз из московского офиса
  • Почта РФ

Документ предписывает стандартные требования к летной годности для выдачи Сертификатов типа авиационных двигателей и Дополнений к этим Сертификатам. Указанные в АП-33 требования распространяются на газотурбинные и поршневые маршевые двигатели: дозвуковых самолетов и винтокрылых аппаратов транспортной категории; легких самолетов и винтокрылых аппаратов нормальной категории, а также очень легких воздушных судов (ОЛВС) гражданского назначения.

Оглавление

Раздел А — Общие положения

Раздел В — Проектирование и конструкция. Общие положения

Раздел С — Авиационные поршневые двигатели. Проектирование и конструкция

Раздел D — Авиационные поршневые двигатели. Комплекс испытаний

Дополнение D33.ОЛВС — Двигатели для очень легких воздушных судов (ОЛВС). Проектирование и конструкция. Комплекс испытаний

Раздел Е — Авиационные газотурбинные двигатели. Проектирование и конструкция

Раздел F — Авиационные газотурбинные двигатели. Комплекс испытаний

Приложение А — Документация по поддержанию летной годности

Приложение В — Стандартные атмосферные концентрации воды при дожде и граде, принятые при сертификации

Дополнение D33.1 Определение основных терминов, используемых в АП-33

Дополнение D33.2 Установление и увеличение ресурса авиационных двигателей и их основных деталей

Дополнение D33.3 Дополнительные испытания компонентов двигателя

Чтобы бесплатно скачать этот документ в формате PDF, поддержите наш сайт и нажмите одну из кнопок:

Ссылка на страницу

Страница 1

МЕЖГОСУДАРСТВЕНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМИТЕТ

АВИАЦИОННЫЕ

НОРМЫ ЛЕТНОЙ годности ДВИГАТЕЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Страница 2

ЛИСТ УЧЕТА ИЗМЕНЕНИЙ к Нормам летной годности двигателей во пушных судов часть 33 (АН-33), 2003 г.

Поправка 33-1 введена 05.09.2003 Раздел Л

1И 1-33.1 — изменен 1И1 -33.3 — изменен

1И 1-33.5 — заголовок, (a), (a)(2) — изменены 1И1 -33.7 — (b)(1) — (b)(3). ииирова-мы в порядке, одобренном Компс-тентным органом.

33.15А. Технология и зим «шлепни

(1) Конструкторская документация на двигатель должна предусматривать требования к технологии изготовления и ремонта, выполнение которых должно обеспечить в ожидаемых условиях эксплуатации сохраняемость в допустимых пределах установленного конструкторской документацией качества деталей и узлов двигателя.

(2) Элементы роторов двигателя, при разрушении которых нс обеспечена локали зация обломков внутри корпусов, должны подвергаться не-pa зрушающему контролю на всех этапах производства. а также контролю механических свойств матерз1ала. из которого они изготовлены.

(3) Детали и агрегаты двигателя должны быть защищены от коррозии в эксплуатации и при хранении.

(4) Основные детали должны маркироваться так. чтобы можно было получнть необходимые

сведения об этих деталях. При изготовлении основных деталей и при выполнении особо ответственных технологических процессов должен предусматр!1ватъся повышенный объем их контроля.

33.17. Пожарная безопасность

(a) Конструкция двигателей и используемые материалы, в том числе на основе титана и магния, должны быть такими, чтобы минимизировать случаи пожара и его распространение.

Дополнительно при проектировании и конструировании газотурбинных двигателей должна быть минимизирована возможность возник-новения внутреннего пожара, который может привести к повреждению конструкции, перегреву ши другим опасным состояниям.

В конструкции газотурбинного двигателя должны быть предусмотрены меры для предотвращения утечки масла через масляные уплотнения валов и его возгорания.

(b) За исключением случаев, указанных в пп.

(с) и (е) данного параграфа, любые внешние магистрали, соединения и другие компоненты, в которых циркулируют или содержатся воспламеняющиеся жидкости, должны быть по крайней мере огнестойкими. Эти компоненты должны быть экранированы или расположены таким образом, чтобы исключить воспламенение жидкости в случае утечки.

(c) Баки, содержащие воспламеняющиеся жидкости, и узлы их крепления, которые являются частью двигателя и устанавливаются на нем, должны быть огнснспронииасмымн или должны быть защищены огненепроницаемым экраном, чтобы повреждение огнем любой не-огненепронииаемой детали не вызывало утечку или выброс воспламеняющейся жидкости. Для поршневых двигателей, имеющих встроенный маслоотстойник емкостью менее 24 л. не требуется. чтобы маслоотстойник был огнснсирони-цаемым или защищен огненепроницаемым экраном.

(e) Накопление опасного количества воспламеняющихся жидкостей и паров должно предотвращаться дренированием и вентиляцией.

(а*) Если конструкция компонентов и/илн элементов двигателя выполняет роль пожарной перегородки, то она должна быть:

(2) Сконструирована так. чтобы опасное количество воздуха, воспламеняющейся жидкости или пламя нс могли проникнуть через пожарную перегородку.

(3) Защищена от коррозии.

(Ь*) Если в конструкции газотурбинного двигателя предусмотрен перепуск воздуха из компрессора и отвод воздуха из полостей суфлирования масляной системы, то он должен

Страница 10

осуществляться не в подкапотное пространство. а в атмосферу пли в наружный контур двухконтурного двигателя.

(с*) Тс элементы конструкции двигателя, которые образуют углы его крепления, должны быть огнсиспроницасмыми. что должно обеспечиваться либо свойствами самой конструкции. либо с помощью зашиты указанных узлов огненепроницаемыми экранами.

(d*) Компоненты двигателя должны иметь металлизацию.

(е*) Должны быть выполнены огнестойкими или ‘защищенными от воздействия высокой температуры следующие элементы, входящие в типовую конструкцию двигателя:

(I*) Элементы органов управления выключением двигателя.

(2*) Электропроводка системы управления органами выключения двигателя и других его систем, которые необходимы для обеспечения контроля двигателя во время пожара и после него, в том числе системы, обеспечивающей пожарную сигнализацию.

(3*) Воздухопроводы, разрушение которых от воздействия пожара может привести к пода-че воздуха в зону горения (для газотурбинных двигателей и поршневых двигателей с турбонагнетателями ).

(а) Двигатель должен быть спроектирован и сконструирован таким образом, чтобы свести к минимуму развитие опасных состояний двигателя в период между ремонтами.

При проектировании корпусов роторов вентилятора, компрессора и турбины должна обеспечиваться локализация повреждений вследствие разрушения рабочей лопатки. Вторичные явления, возникающие при разрушении лопатки, не должны приводить к последствиям, перечисленным в параграфах 33.39А. 33.75.

Должны быть определены размеры, уровни энергии и проходящие вне корпусов роторов вентилятора, компрессора и турбины траектории фрагментов, образовавшихся в результате разрушения лопатки ротора.

(I*) Элементы роторов двигателя, при разрушении которых не обеспечена локализация обломков внутри корпусов двигателя (диски, проставки, втулки и др.), должны обладать достаточной прочностью, чтобы противостоять максимальным механическим и тепловым нагрузкам. возможным в ожидаемых условиях эксплуатации.

(2*) Заявителем должны быть определены возможные размеры образующихся нслокали-зованных фрагментов роторов при их разрушении. величина энергии при их вылете из конструкции двигателя, вероятное число нелокалн-зованных фрагментов различных размеров и

зоны их рагтета в окружном и осевом направлениях.

(З ф ) Конструкция двигателя должна быть такой. чтобы разрушение валов роторов или их расцепление, а также смещение роторов не приводило к последствиям, перечисленным в параграфах 33.39А. 33.75. Если не показана практическая невероятность разрушения валов двигателя, то ваты должны быть включены в перечень основных деталей.

(4*) Силовой корпус камеры сгорания должен иметь достаточную статическую и циклическую прочность. Конструкция корпуса камеры сгорания должна в пределах устанавливаемого ресурса обеспечивать предотвращение развития трещин до недопустимых размеров.

(5*) Агрегаты, имеющие ротор с высокой кинетической энергией, должны удовлетворять применимым требованиям параграфов 23.1461 АП-23. 25.1461 АП-25. 27.1461 АП-27. 29.1461 АП-29.

(Ь) Любой компонент системы управления шагом лопастей воздушного винта, который является частью лшовой конструкции двигателя. должен соответствовать требованиям параграфа 35.42 АП-35.

33.21. Охлаждение двигателя

Двигатель должен быть спроектирован и сконструирован так. чтобы было обеспечено его необходимое охлаждение в ожидаемых условиях эксплуатации.

33.23. У мы крепления двигателя и прилегающие к ним элемент конструкции

(a) Для узлов крепления двигателя и прилегающих к ним элементов конструкции должны быть установлены максимально допустимые эксплуатационные и предельные нагрузки.

(b) Узлы крепления двигателя и прилегающие к ним элементы конструкции должны выдерживать:

(1) Установленные максимальные эксплуатационные нагрузки без остаточной деформации.

(2) Установленные предельные нагрузки без разрушения, но при этом может иметь место остаточная деформация.

(1*) Установленное число циклов нагружения.

33.25. Присоединение агрегатов

Двигатель должен нормально работать с загруженными приводами и узлами присоединения агрегатов.

Каждый привод и узел присоединения агрегата должен иметь уплотнения, чтобы предотвратить загрязнение внутренних полостей двигателя или неприемлемые утечки из них.

Приводы и узлы присоединения, требующие для шлицев выходного вала или соединительной муфты смазки от масляной системы двигателя.

Страница 11

должны иметь уплотнения, предотвращающие неприемлемые потерн масла и загрязнение от источников, находящихся снаружи полости, в которой расположено соединение привода.

Конструкция двигателя должна допускать необходимые для его эксплуатации проверки, регулировки или замены агрегатов.

Каждый установленный на двигатель агрегат (или узел присоединения агрегата или его привод) должен иметь «слабое звено» или устройство для зашиты двигателя от перегрузки при отказе агрегата.

33.27. Гоп>ры турбин, компрессоров.

вон иля юров н lypGonaiiicraic.icM

(a) Роторы турбин, компрессоров, вентиляторов и турбонагнетателей должны иметь достаточную прочность, чтобы выдерживать условия испытаний, установленные пунктом (с) данного параграфа.

(b) Конструкция и функционирование устройств, систем и приборов управления двигателем должны обеспечивать уверенность в том, что те эксплуатационные ограничения двигателя. которые влияют на структурную целостность роторов турбин, компрессоров, вентиляторов и турбонагнетателей, не будут превышены в эксплуатации.

(c) Наиболее критически напряженная деталь ротора (кроме лопаток) каждой турбины, компрессора и вентилятора, включая цельные барабанные роторы и центробежные компрессоры двигателей или турбонагнетателей, как определено путем анализа или другими приемлемыми методами, должны быть испытаны в течение периода продолжительностью 5 мин:

(1) При ее максимальной эксплуатационной температуре, за исключением случая, изложенного ниже в п. (c)(2)(iv) данного параграфа: и

(2) При наибольшей из перечисленных частот вращения:

(i) равной 120% ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения. соответствующей 2-минутной и/или 30-секундной мощности, если они предусмотрены). если испытания проводятся на специальном стенде и на диске ротора смонтированы либо лопатки, либо эквивалентные по весу грузы;

(ii) равной 115% ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения. соответствующей 2-минутной и/или 30-секундной мощности, если они предусмотрены). если испытания проводятся на двигателе;

(iii) равной 115% ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей 2-минугной и/или 30-сскундной мощности, если они предусмотрены). если испытания проводятся на турбонагнетателе. работающем на горячем газе, который поступает от специальной установки;

(iv) равной 120% той частоты вращения, при которой в процессе холодной раскрутки в дета

лях ротора возникают рабочие напряжения, которые эквивалентны напряжениям, возникающим при максимальной эксплуатационной температуре и максимально допустимой частоте вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей 2-минутной и/или 30-секундной мощности, если они предусмотрены);

(v) равной 105% наибольшей частоты вращения. которая возможна в результате:

(1) отказа наиболее критического узла или системы в представительной установке двигателя при работе в ожидаемых условиях эксплуатации за исключением 2-минугной и/илн 30-секундной мощности, если они предусмотрены;

(2) отказа любого ухла или системы в представительной установке двигателя в сочетании с любым отказом узла или системы, который обычно не может быть обнаружен при плановой предполетной проверке или во время нормальной летной эксплуатации, кроме случая, оговоренного в 33.27(Ь*). при работе в ожидаемых условиях эксплуатации за исключением 2-мннутной и/или 30-секундной мощности, если они предусмотрены;

(vi) наибольшей частоте вращения, которая может быть достигнута в результате отказа любого узла или системы в представительной установке двигателя, при работе в ожидаемых условиях эксплуатации, включая 2-минутную и/или 30-секундную мощность, если они предусмотрены.

После испытания размеры каждого ротора должны находиться в пределах утвержденных для двигателя допусков в условиях превышения частоты вращения, а на деталях ротора не должно быть трещин.

(а*) Для испытаний должен использоваться ротор, который обладает наихудшей комбинацией свойств материалов и допусков на размеры. предусмотренных его типовой конструкцией. Если испытываемый ротор нс удоалетворя-ет вышеуказанным требованиям, то проверка структурной целостности ротора должна проводиться при соответственно отрегулированных по отношению к требованиям 33.27(c) параметрах испытаний, например, температуре, частоте вращения, приложенным нагрузкам.

(Ь*) При выборе частоты вращения в соответствии с 33.27(c)(2)(v) и 33.27(c)(2)(vi) должна также рассматриваться наибольшая частота вращения, возникающая в результате полной потери нагрузки ротора турбины, если нельзя показать, что этот случай является крайне маловероятным. вне зависимости от причин потерн нагрузки. Должны учитываться забросы частоты вращения в результате какого-либо другого единичного отказа. Кроме того, должны упитываться забросы частоты вращения в результате множественных отказов, если не показано, что они являются крайне маловероятными.

(с*) Если наибольшая частота вращения соответствует 33.27(c)(2)(v) и 33.27(c)(2)(vi), оп-

Страница 12

ределенной для отказного состояния, имеющего внезапный переходный характер, такого, как потеря нагрузки, н это отказное состояние препятствует дальнейшей эксплуатации поврежденного ротора, то продолжительность отказного состояния является допустимым периодом времени для демонстрации соответствия при испытании в составе двигателя.

33.28. Электрические и электронные системы управления двигателем

Каждая система управления, работа которой при нормальном функционировании базируется на электрических и электронных средствах, должна удовлетворять следующим требованиям:

(a) Система должна иметь описание, помещаемое в требуемой параграфом 33.5 документации по установке и эксплуатации двигателя, с указанием диапазона регулирования располагаемой мощности или тяги двигателя (в процентах) как при нормальной работе, так и при се отказных состояниях, а также диапазона изменения других регулируемых функций.

(b) Система должна быть спроектирована и сконструирована так, чтобы любое нарушение в получении электропитания или информации от воздушного судна не приводило к неприемлемому изменению мощности или тяги и нс препятствовало продолжению безопасной работы двигателя.

(c) Система должна быть спроектирована и сконструирована так, чтобы никакой одиночный отказ, или неисправность, или вероятная комбинация отказов электрических и электронных компонентов системы управления не приводили к опасным состояниям двигателя.

(d) Система должна иметь помещаемые в документации по установке и эксплуатации двигателя ограничения по внешним воздействиям, включая импульсы электрического тока, индуцированные ударами молнии.

(е) Необходимое программное обеспечение системы должно быть разработано и загружено в систему так, чтобы были предотвращены ошибки, которые могут привести к неприемлемой потере мощности или тяги или к другим опасным состояниям двигателя. Методика разработки и загрузки программного обеспечения должна быть одобрена Компетентным органом.

33.29. Присоединение прнГюров

(a) Если не предусмотрены конструктивные меры, которые предотвращают присоединение к каждому разъему, предназначенному для присоединения приборов силовой установки, требуемых нормами летной годности воздушных судов н/илн необходимых для обеспечения эксплуатации двигателя в соответствии с любыми его ограничениями, нс того прибора, для которого он предназначен, то разъем должен быть обозначен так, чтобы его можно было идентифицировать с соответствующим ему прибором.

(b) На каждом газотурбинном двигателе должна быть обеспечена возможность присоединения системы индикации дисбаланса роторной системы.

(c) Каждый газотурбинный двигатель вертолета, имеющий 30-секундный режим при одном неработающем двигателе и 2-минутный режим при одном неработающем двигателе, должен обеспечивать возможность присоединения средств для:

(1) Обеспечения оповещения пилота о том. что двигатель работает на режимах 30-секундной и 2-минутной мощности при одном неработающем двигателе, а также о том. когда начинается и заканчивается работа на этих режимах.

(2) Точного определения того, что двигатель эксплуатируется на каждом из этих режимов; и

(3) Автоматической регистрации каждого использования и продолжительности работы двигателя на каждом из этих режимов.

Страница 13

РАЗДЕЛ С — АВИАЦИОННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ. ПРОЕКТИРОВАНИЕ И КОНСТРУКЦИЯ

В данном разделе изложены дополнительные требования, предъявляемые к проектированию и конструкции авиационных поршневых двигателей.

33.31А. Анализ напряжений

Должен быть проведен анализ напряжений, показывающий, что запасы статической и циклической прочности коленчатого вала, вала воздушного винта или другого выходного вала и других деталей поршневого двигателя соответствуют действующим нормативным требованиям к прочности.

Конструкция двигателя должна быть такой, чтобы работа двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации и эксплуатационном диапазоне частот вращения коленчатого вала и мощностей двигателя не вызывала недопустимых вибрационных напряжений и не сопровождалась передачей чрезмерных вибрационных нагрузок на конструкцию воздушного судна.

33.35. Топливная система и система всасывания

(a) Топливная система должна быть спроектирована и сконструирована так. чтобы соответствующая топливовоздушная смесь подавалась в цилиндры во всем диапазоне режимов работы двигателя при всех полетных и атмосферных условиях.

(b) Всасывающие каналы двигателя, по которым проходит воздух или топлнвовоздушная смесь, предназначенные для сжигания, должны быть спроектированы и сконструированы так. чтобы уменьшить опасность нарастания льда в этих каналах. Двигатель должен быть спроектирован и сконструирован таким образом, чтобы допускалось использование протнвообледенн-тельных средств.

(c) Должны быть указаны тип фильтра и степень фильтрации топлива, необходимые для защиты топливной системы двигателя от посторонних частиц. Заявитель должен продемонстрировать. что посторонние частицы, проходящие через соответствующее фильтрующее устройство. нс будут оказывать критического влияния на функционирование топливной системы двигателя.

(d) Каждый канал системы всасывания, по которому проходит топлнвовоздушная смесь, должен бытьсамодренирусмым. чтобы препятствовать образованию пробок жидкости в цилиндрах при всех положениях, указанных Зая

вителем в качестве тех. которые двигатель может иметь, когда воздушное судно, на котором установлен двигатель, находится в статическом положении на земле.

(е) Для каждой системы впрыска жидкости (не топлива) и ее регуляторов, если эта система является частью двигателя. Заявитель должен продемонстрировать, что расход впрыскиваемой жидкости регулируется соответствующим образом.

33.37. Система сжигания

Двигатель с искровым зажиганием должен и меть двойную систему зажигания, по крайней мере, с двумя свечами зажигания для каждого цилиндра и двумя раздельными электрическими цепями с отдельными источниками электроэнергии или иметь систему зажигания с эквивалентной надежностью в полете.

33.39. Масляная система

(a) Масляная система двигателя должна быть спроектирована и сконструирована так. чтобы она обеспечивала работоспособность двигателя во всех ожидаемых условиях эксплуатации и при всех его ожидаемых положениях в пространстве.

Для двигателей с мокрым картером это требование должно удовлетворяться при содержании в картере не менее половины максимального количества масла, нормированного в Руководстве по эксплуатации.

(b) Масляная система двигателя должна быть спроектирована и сконструирована так. чтобы допускалась установка устройства для охлаждения масла.

(c) Картер должен сообщаться с атмосферой. чтобы препятствовать утечке масла в результате чрезмерного дааления в нем.

33.39А. Анализ безопасности

Путем анализа отказов должно быть показано. что любая возможная неисправность или любой возможный одиночный или множественный отказ, или любая возможная неправильная эксплуатация двигателя не вызовут на нем. например:

(a) (^локализованного разрушения (вылета опасных фрагментов через корпус двигателя).

(b) Нагрузок в узлах крепления двигателя больших, чем предельные нагрузки, указанные в параграфе 33.23.

(c) Потери возможности выключения двигателя.

Страница 14

РАЗДЕЛ I) — АВИАЦИОННЫЕ ПОРШНЕВЫЕ ДВИГАТЕЛИ. КОМПЛЕКС ИСПЫТАНИЙ

В этом разделе предписывается проведение комплекса испытании и проверок авиационных поршневых двигателей.

33.42. Общие наложения

Перед длительным испытанием, предусмотренным настоящим разделом, положение регулируемых элементов каждого компонента, имеющего такие регулируемые элементы, и его рабочие характеристики, которые можно определить независимо от установки этого компонента на двигателе, должны быть определены и зарегистрированы.

33.42А. Применение ioilihk и часе.1

В испытаниях должны применяться топливо и масло из числа указанных в технической документации для данного двигателя.

33.43. Вибрационные испытания

(a) Двигатель должен пройти вибрационные испытания по установлению вибрационных характеристик при кручении и изгибе коленчатого вала и вала воздушного винта или другого выходного вала во всем диапазоне частот вращения коленчатого вала и мощностей двигателя на установившихся режимах и при переменных процессах от частоты вращения на режиме земного малого газа до 110% частоты вращения на максимальном продолжительном режиме или до 103% частоты вращения на взлетном режиме. в зависимости оттого, какая частота вращения выше.

Испытание должно проводиться с использованием для самолетных двигателей воздушного винта такой же компоновки, как и при длительных испытаниях, а для других двигателей — нагружающего устройства такой же компоновки, какая использовалась при длительных испытаниях (см. параграф 33.87).

(b) Вибрационные напряжения при кручении и изгибе коленчатого вала, вала воздушного винта или другого выходного вала не должны превышать, с учетом запасов, предусмотренных действующими нормативными требованиями по прочности, предел выносливости материала, из которого изготовлены эти валы. Если путем измерений невозможно продемонстрировать. что максимальное напряжение вала находится ниже (с приемлемыми запасами) предела выносливости, то вибрационные напряжения должны определяться по результатам измерений частоты и амплитуды перемещений ваза. При этом должно быть продемонстрировано, что пиковая амплитуда вызывает напряжения ниже (с приемлемыми запасами) предела выносливости: в противном случае двигатель должен испытываться в условиях, вызывающих

пиковую амплитуду, до тех пор. пока для стальных валов не будет проведено 107 циклов изменении напряжений без усталостного разрушения. а для валов из других материалов не будет показано, что усталостное разрушение нс возникает в пределах наработки, соответствующей базе ограниченного предела выносливости материала.

(c) Каждый привод вспомогательного агрегата и узел его присоединения должны быть загружены: при этом нагрузки, накладываемые этим агрегатом, используемым только для обслуживания воздушного судна, являются максимальными эксплуатационными нагрузками, установленными Заявителем для привода или места присоединения.

(d) Вибрационные испытания, предписанные пунктом (а) данного параграфа, должны быть повторены с тем неработающим цилиндром (без включения зажигания), который имеет наиболее отрицательное вибрационное воздействие, для установления условий, при которых двигатель может безопасно эксплуатироваться в этом состоянии. Однако при этих вибрационных испытаниях частота вращения двигателя должна изменяться только в диапазоне от режима малого газа до частоты вращения на взлетном режиме и при этом нс требуется обеспечения соответствия пункту (Ь) данного параграфа.

33.45. Калибровочные нснытнин

(a) Двигатель должен подвергаться калибровочным испытаниям, необходимым для определения его мошностных характеристик и условий проведения длительных испытаний, указанных в параграфе 33.49. Результаты калибро-вочных испытаний по определению мошностных характеристик являются основанием для установления характеристик двигателя во всем эксплуатационном диапазоне частот вращения коленчатого вала, давления на входе, регулировок топливовоздушной смеси и высот. Режимы по мощности устанавливаются для стандартных атмосферных условий только с теми установленными агрегатами, которые необходимы для функционирования двигателя.

(b) Длительные испытания должны завершаться калибровочными испытаниями с целью проверки мошностных характеристик двигателя в стандартных атмосферных условиях на уровне моря. Должно быть определено любое изменение мошностных характеристик. возникшее во время проведения длительных испытаний. Результаты измерений, проведенных в заключительной части длительных испытаний, могут использоваться для демонстрации соответствия требованиям данного параграфа.

Страница 15

33.47.; 1с I они и ионные HcnuiaiiHM

Двигатель должен быть испытан для установления того, что он может работать без детонации во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.

Двигатель должен работать без детонации от каждой системы зажигания.

33.49. Длительные испытания

(a) Общие положения.

Двигатель должен подвергаться длительным испытаниям обшей продолжительностью 150 ч. включающим в себя (кроме случая, оговоренного в пункте (e)(l)(iii) данного параграфа) одну из серий этапов, указанных в пунктах (Ь)-(е) данного параграфа, которая подходит в зависимости от типа и назначения двигателя.

Этапы должны проводиться в том порядке, который Компетентный орган признает целесообразным для конкретного двигателя, предъявляемого на испытания.

Мри длительных испытаниях отклонения мощности двигателя и частоты вращения коленчатого вала должны быть в пределах ±3% от установленных величин.

При испытаниях на установленной взлетной мощности и при отработке, по крайней мерс. 35 ч на установленной максимальной продолжительной мощности один цилиндр должен работать при температуре не меньшей, чем максимальная эксплуатационная, а другие цилиндры — при температуре не более чем на 28 °С ниже максимальной эксплуатационной температуры: температура масла на входе нс должна отличаться от максимальной эксплуатационной температуры более чем на ±5.6 °С.

Двигатель, имеющий вал воздушного винта, должен испытываться с воздушным винтом, создающим максимальную тягу, которую двигатель рассчитан выдерживать во всех применимых условиях работы, указанных в данном параграфе.

Все приводы агрегатов и узлы их присоединения должны быть нагружены. При работе на установленной взлетной мощности и установленной максимальной продолжительной мощности величина нагрузки от каждого агрегата, используемого только для нужд воздушного судна, должна быть равна максимальной эксплуатационной нагрузке, указанной Заявителем для соответствующего привода двигателя или места его присоединения.

(b) Лита к-, ж без на1истатслсй и двигатели, имеющие олнпскоростной нагнетатель с механическим приводом.

Заявитель должен провести следующие этапы испытаний двигателей без нагнетателей и двигателей, имеющих односкоростной нагнетатель с механическим приводом:

(I) Продолжительностью 30 ч с 5-минутными чередующимися периодами работы на уста

новленной взлетной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и на максимальной наиболее экономичной крейсерской мощности или максимальной рекомендованной крейсерской мощности.

(2) Продолжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы: 1,5 ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0,5 ч при 75%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 91% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(3) Продолжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы: 1.5 ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0.5 ч при 70%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 89% частоты вращения на режиме максиматьной продолжительной мощности.

(4) Продатжнтельностъю 20 ч с чередующимися периодами работы: 1,5 ч на установленной максиматьной продатжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0.5 ч при 65%-ной максиматьной продатжзпельной мощности и частоте вращения, равной 87% частоты вращения на режиме максиматьной продолжительной мощности.

(5) Продатжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы: 1,5 ч на установленной максиматьной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0,5 ч при 60%-ной установленной максимальной продатжительной мощности 3! частоте вращения, равной 84,5% частоты вращения на режиме максиматьной продатжительной мощности.

(6) Продатжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы: 1,5 ч на установленной максиматьной продатжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0.5 ч при 50%-ной установленной максимальной продатжительной мощности и частоте вращения, равной 79,5% частоты вращения на режиме максиматьной продолжительной мощности.

(7) Продолжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы: 2.5 ч на установленной максиматьной продол жительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 2.5 ч на максимальной наиболее экономичной крейсерской мощности или максимальной рекомендованной крейсерской мощности.

(с) Двигатели, имеющие лвухскоростной иа-шетятсль с механическим приводом.

Заявитель должен провести следующие этапы испытаний двигателей, имеющих двухскоростной нагнетатель с механическим приводом:

(1) Продолжительностью 30 ч с 5-минутными чередующимися периодами работы при низкой степени редукции на установленной взлетной мощности и при соответствующей ей

Страница 16

частоте вращения и на максимальной наиболее экономичной крейсерской мощности или максимальной рекомендованной крейсерской мощности. Если взлетная мощность достигается при высокой степени редукции, то 15 ч из тридцати должны состоять из 5-минугных чередующихся периодов работы при высокой степени редукции: при мощности, достигаемой на взлете при критическом уровне давления на входе, и частоте вращения, соответствующей взлетной мощности, и при 70%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 89% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(2) Продолжительностью 15 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: 1 ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0.5 ч при 75%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 91% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(3) Продолжительностью 15 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: 1 ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 0.5 ч при 70%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 89% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(4) Продолжительностью 30 ч при высокой степени редукции на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения.

(5) Продолжительностью 5 ч с чередующимися 5-минутны.мн периодами работы при каждой степени редукции привода нагнетателя. Первые 5 мин должны отрабатываться при частоте вращения, соответствующей максимальной продолжительной мощности, при высокой степени редукции и значении мощности, полученной на уровне моря при давлении на входе, соответствующем 90%-ной максимальной продолжительной мощности. Условия работы в чередующихся 5-минутных периодах при низкой степени редукции должны быть такими, которые получены путем переключения на низкую степень редукции при постоянной частоте вращения.

(6) Продолжительностью 10 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: I ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 1 ч при 65%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 87% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(7) Продолжительностью 10 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: I ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и I ч при 60%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 84.5% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(8) Продолжительностью 10 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: I ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 1 ч при 50%-ной установленной максимальной продолжительной мощности и частоте вращения, равной 79.5% частоты вращения на режиме максимальной продолжительной мощности.

(9) Продолжительностью 20 ч с чередующимися периодами работы при низкой степени редукции: 2 ч на установленной максимальной продолжительной мощности и при соответствующей ей частоте вращения и 2 ч на максимальной наиболее экономичной крейсерской мощности и при соответствующей ей частоте вращения или на максим.зльной рекомендованной крейсерской мощности.

(10) Продолжительностью 5 ч при низкой степени редукции на максимальной наиболее экономичной крейсерской мощности и при соответствующей ей частоте вращения или на максимальной рекомендованной крейсерской мощности и соответствующей ей частоте вращения.

При отсутствии испытательного оборудования для имитации высотных условий эксплуатации. для которых характерна высокая степень редукции, испытания могут проводиться при той мощности, при которой достигается давление на входе на критической высоте или указанное его процентное значение, а топливо-воздушная смесь может регулироваться таким образом, чтобы быть достаточно «богатой* для подавления детонации.

standartgost.ru

Популярное:

  • Список налогов на доходы Налоги в России В этой статье рассматриваются существующие в России налоги по состоянию на 2013 год. 15 января 2016 г. Владимир Путин подписал два указа, направленных на создание единого фискального суперведомства — […]
  • Приказ правительства вологодской области Постановление Правительства Вологодской области от 26 марта 2018 г. N 251 "О внесении изменений в постановление Правительства области от 29 июля 2013 года N 783" Обзор документа Пересмотрены размеры выплат […]
  • Печатные пособия Печатные пособия Артикул: ОПН, Код: 1 Артикул: ОПН, Код: 1 Комплектация:компакт-диск;раздаточные карточки (5 наборов по 16 карточек формата А-5);брошюра для преподавателя;упаковка. Пособие содержит шесть тем, изучаемых […]
  • Образец приказа зао в ао Составляем приказ о переименовании общества - образец Приказ о переименовании общества - образец можно скачать в нашей статье - издается при принятии решения о необходимости изменить название организации. О некоторых нюансах […]
  • Приказ мвд рф 19-2006 года Приказ МВД РФ от 17 января 2006 г. N 19 "О деятельности органов внутренних дел по предупреждению преступлений" (с изменениями и дополнениями) Приказ МВД РФ от 17 января 2006 г. N 19"О деятельности органов внутренних дел по […]
  • Орган опеки центрального района санкт-петербурга Орган опеки центрального района санкт-петербурга Органы опеки и попечительства Центрального района Органы опеки и попечительства Центрального района Санкт-Петербурга МО Дворцовый округ Адрес: г. Санкт-Петербург, Большая […]
  • Налог на покупку 30 Налог на покупку 30 Для налога на интернет-покупки выбрали максимальную величину Порог беспошлинного ввоза товаров, заказанных в зарубежных интернет-магазинах, с 1 июля 2018 года может сократиться в 50 раз, следует из […]
  • Когда можно уходить на пенсию военнослужащему Увеличен пенсионный возраст для военнослужащих Предельный срок выхода на пенсию для военнослужащих увеличен на пять лет. Президент РФ Владимир Путин подписал Федеральный закон от 2 апреля 2014 года № 64-ФЗ "О внесении изменений […]