航空发动机风车不平衡适航符合性验证

贾惟，何文博，刘帅

（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）

航空发动机风车不平衡适航符合性验证

贾惟，何文博，刘帅

（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）

CCA R 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（FA A）第25-141号修正案，详细分析了FA R 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。

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

0 引言

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。

1 持续不平衡统计数据分析

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。

图1 风扇叶片脱落事件不平衡量分布

图2 风扇叶片脱落事件风车时间分布

图3 不平衡量概率密度分布

图4 风车时间概率密度分布

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。

图5 累积分布函数随不平衡量的变化关系

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。

2 风车不平衡符合性验证要求

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。

图6 发动机飞行小时数超越率分布

2.1 不平衡量和持续时间

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。

2.2 飞机的飞行载荷和飞行阶段

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。

2.3 强度要求

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。

此外，在强度计算时可以按照25.613条款的要求选取材料的强度属性进行静强度分析。

2.4 耐久性要求

对于多载荷路径和止裂的“破损-安全”结构，疲劳分析和损伤容限分析都可以用来表明结构的耐久性。对于其他结构来说，结构的耐久性只可以通过损伤容限分析的方法表明。

当采用疲劳分析的方法表明多载荷路径“破损-安全”结构的耐久性时，应考虑正常阶段和风车阶段的累积的疲劳损伤的综合。当使用损伤容限分析的方法来评估结构的耐久性时，应该表明飞机在规定的备降时间里具有足够的剩余强度。评估应该考虑飞机制造时初始裂纹的扩展建立剩余强度的损伤程度。总的裂纹扩展应该包括在正常阶段和风车状态下的裂纹扩展。

2.5 系统完整性要求

应该表明，在叶片脱落事件发生后，需继续安全飞行和着陆所必需的系统能够承受风车状态下以及上述备降时间内的振动。在评估中，假设飞机在正常的构型和条件下签派。关于最低主设备清单（MMEL）的附加情况，不需要结合叶片脱落事件进行考虑。

假设初始的飞行环境为夜间，仪表气象条件(IMC)为去往最近的备降机场，进场着陆能见度距离至少为高度方向90 m和水平方向1200 m，或者跑道可视范围（RVR）至少为1200 m。

2.6 飞行机组反应要求

对于风车不平衡状态，驾驶舱的振动程度不应该影响飞行机组在所有的飞行阶段以安全的方式继续操纵飞机的能力。

3 发动机失效载荷及评估方法

确定发动机的失效载荷是航空发动机持续转动符合性验证的1个重要内容，也是风车不平衡符合性验证的输入条件。该部分从适航要求出发，确定发动机失效载荷的评估和分析方法。

3.1 FAR 25.362条款要求

2015年2月9日，FAA在第25-141号修正案中正式颁布了25.362条款，对发动机失效载荷提出了明确要求[12]。

瞬态失效载荷是指从发动机结构失效开始直到发动机停止转动或者进入稳定风车转速这段时间内所施加的载荷[13]。叶片失效、轴失效、轴承/轴支承失效或鸟击等发动机结构失效会产生瞬时的动态载荷。对于发动机安装节、吊挂和邻近的机体结构，必须能够承受1g的飞行载荷与瞬时动态载荷组合而成的极限载荷。条款就是要保证在发动机突然停车或者发动机结构失效后，包括发动机其他部件发生了二次损伤，飞机能够持续安全飞行和着陆。

发动机内部结构失效、吸入外来物会经常导致涡轮发动机失效，发动机失效后会造成发动机突然减速。无论发动机失效的原因是什么，上述情况可能对发动机、发动机安装节、吊挂和附近的支撑结构施加了显著的载荷。随着大涵道比涡轮发动机的发展，只考虑发动机扭矩所施加的载荷不能完全代表发动机安装节、吊挂和附近的支撑结构所承受的全部载荷。随着涵道比的增大，风扇叶片直径增大，风扇叶片弦长增大，风扇叶片数量减少，发动机失效以及失效发生后所承受的瞬态载荷增大。因此，申请人应该通过动态分析确定发动机失效瞬间以及失效后的典型载荷。飞机和发动机的动态模型应该足以描述发动机失效以及失效后，安装节、吊挂和附近支撑结构的瞬态载荷。

3.2 发动机结构失效

在所有的发动机结构失效中，设计和试验经验已经表明，叶片脱落对发动机和飞机机身施加的载荷可能是最严重的。因此，FAR 25.362条款要求评估发动机安装节、吊挂和附近支撑结构的结构完整性时，需要考虑叶片失效导致的瞬时动态载荷的影响。然而服役经验表明，其它严重的发动机结构失效会导致发动机失去推力以及发动机的内部损伤。对于发动机设计，申请人应该考虑这些失效所产生的载荷是否比叶片脱落所产生的载荷更严重，比如轴失效、轴承/轴支承失效/脱落以及吸鸟等。当评估吸鸟的影响时，鸟的质量和数量应满足33.76条款的要求[14]。

此外，还应该考虑部分叶片脱落或者鸟撞击导致发动机在严重的不平衡量下持续高速转动的情况。如果发动机带有易熔化或者易碎的轴支承，同时发动机能够在部分叶片脱落的情况下运转，在发动机停车之前会形成很大的载荷。根据系统的模态特性，一些部件的运行载荷可能会超过叶片完全脱落时的瞬态载荷。

3.3 瞬态失效状态评估要求分析

申请人的评估应该表明，从发动机结构失效那一刻到发动机开始进入风车转速这段时间内，发动机引起的载荷和振动不会导致发动机安装节、吊挂和附近的支撑结构失效。

由于发生的频率较低，一般在极限载荷状态下考虑主要的发动机结构失效事件。FAR 25.362条款中已经明确指出：对于发动机的安装节和吊挂，极限载荷系数为1.0；对于附近的支撑结构来说，极限载荷系数等于1.25[15]。

申请人应该采用动力学分析的方法确定作用在发动机安装节、吊挂和附近支撑结构上的载荷。分析应该考虑所有重要结构的自由度。应该在叶片失效状态和相应的转速下确定瞬态的发动机载荷，在整个叶片飞出角度的范围内确定受影响部件的关键载荷。

申请人根据包括飞机和发动机的整体模型确定吊挂和机身的载荷，其中的发动机模型是发动机制造商提供并且经过验证的。瞬时动态载荷的计算应该考虑发动机在飞机上的安装位置以及最关键的飞机质量分布。

如果发动机任何其他的结构失效产生的载荷比叶片脱落产生的载荷还要大，应该通过动力学分析的方法评估这些状态，评估的标准和需要考虑的情况与叶片脱落类似。

4 数学建模要求分析

分析飞机对发动机风车不平衡振动的响应是1个结构动力学问题，因此需要建立1套可接受的分析方法分析不平衡振动的动力学特性并进行验证，获得典型的或者偏保守的响应特性。为了进行结构、系统、驾驶舱和人为因素的评估，需要得到传递到飞机上准确的载荷和加速度，这就要求飞机和发动机构型的描述应该具有足够的精度。如果可以表明风车载荷和加速对飞机的影响有限，那么可以相应减少飞机和发动机构型描述的广度和深度。

分析所采用的模型应该在最大风车频率范围内，从以下3方面进行验证：

（1）足够的细节来描述机体结构的动力学特性；

（2）足够的细节来描述发动机的风车状态；

（3）典型的气动力特征。

对于主要结构，要得到所有部件的载荷和加速度；对于设备和人为因素的评估，可能还需要辅助其他的分析和试验工作。比如，通过风车不平衡的动力学分析可以给出地板的振动水平，但人为因素的评估可能需要试验或分析来给出座椅和人员主体受到地板振动的影响。

4.1 整体动力学模型

应该在完整的飞机模型和发动机模型上开展飞机动态响应的分析工作。飞机模型应该与颤振和动态突风合格审定所采用的模型具有类似的详细程度，同时还应该能够体现非对称的响应。分析风车状态所采用的动力学模型应该能够代表飞机可以预见的风车状态的最大频率。整体动力学模型包含5部分：（1）飞机结构模型；（2）发动机结构模型；（3）控制系统模型；（4）气动力模型；（5）强迫函数和陀螺效应。

4.2 飞机结构模型

飞机结构模型应该能够计算机身上任意1点对发动机风车不平衡的响应。飞机结构模型应包含整个机体的质量、刚度和阻尼。一般认为，集中质量有限元梁模型对分析机身响应来说是足够的。这类模型包含了飞机的每1个部件，如机身、尾翼和机翼，它们作为集中质量刚性连接到具有刚度特性的无质量的梁上。此外，分析风车不平衡问题时需要1个可以体现非对称响应的全机模型，同时保证在风车频率下分析结果的可靠性。更详细的飞机有限元模型也是可以接受的。分析风车不平衡问题时使用的结构阻尼可以基于地面振动试验（GVT）中的测量值。

4.3 发动机结构模型

发动结构模型用来分析发动机的动态特性风车不平衡载荷。发动机结构模型包括2D中心线模型、带有3D特征（如安装节和吊挂）的中心线模型以及全3D有限元模型。这些模型中的任何1个都可以分析瞬态和稳态的动力学特性。

这类模型通常包含了推进系统的主要部件，包括短舱、进气道、风扇罩、反推装置、尾喷管组件、机匣、轴承座、转子以及有代表性的吊挂结构等。模型应该考虑陀螺效应，同时为发动机和吊挂之间的界面以及所有部件之间的界面（例如：进气道和发动机、发动机和反推装置）提供典型的连接方式。对于产生不平衡量的发动机来说，应该在这种细节水平上进行建模，而对于正常运行状态下未受损伤的发动机来说，模型能够反映其飞机风车状态下的协同响应就可以了。

专门针对分析叶片脱落导致风车不平衡振动问题建立的模型，通常应该包括风扇不平衡量、部件的失效和磨损、碰磨及其导致刚度的变化。对于在叶片脱落过程中发生转子支承结构失效的发动机，制造商还需要评估在风车状态下，转子支承结构失效对发动机结构响应的影响。

专门针对轴支承失效导致风车不平衡振动问题建立的模型，通常应该考虑重力、稳定的来流载荷、转/静子摩擦和间隙以及转子偏心距的影响。同时，还要考虑减速过程和风车状态中的二次损伤，如额外的质量损失、轴承的超载、轴的永久变形或其他影响系统动力学结构的变化。

4.3 控制系统模型

分析中应该考虑自动飞行控制系统，除非表明自动飞行控制系统在飞机对发动机不平衡产生的响应中影响不大。

4.4 气动力模型

气动力对于飞机结构响应特性有重要影响。在分析中如果不考虑气动力的影响，在大多数频率下得到的结果可能是偏保守的，但情况并非总是如此。因此，应考虑引入经验证的气动力模型。对与不可压缩或可压缩流动，如果有需要，推荐使用非定常3维平板理论方法对风车状态进行建模。如果由于控制面偏转而产生的气动面和主翼面间的相互作用影响过大，则需要对这个问题进行考虑。气动模型的详细程度应该通过试验或以往相似构型的使用经验确定。主翼面和控制面的气动导数应该根据气动弹性响应求解中的权重系数进行调整。定常流动的权重系数通常是将风洞试验结果与理论数据进行比较后得到的。

4.5 强迫函数和陀螺力

应该考虑发动机陀螺力和不平衡强迫函数，这种不平衡强迫函数应该根据33.94条款的符合性试验结果进行校准。

5 数学模型验证要求

由于持续不平衡无法通过试验进行符合性验证，因此以数学模型为核心的分析方法就成为了主要的符合性验证方法。为了保证数学模型的准确性和可靠性，应该在风车状态预期出现的最大频率下对数学模型进行验证。

5.1 飞机结构模型

为了表明对25.629条款符合性而进行的地面振动试验，可以在整个风车频率范围内验证飞机结构模型。地面振动试验基于1个完整的飞机和发动机构型，通过电动振动器输出振动力。

相比风车状态的作用力，地面振动试验所施加的力是很小的，但该试验可以得到可靠的飞机和发动组合的线性动力学特性。此外，风车状态的作用力也远小于结构所用材料产生非线性行为所需要的力。因此，通过地面振动试验验证的结构动力学模型适用于风车状态的分析。

但是，飞机地面振动试验不一定能够保证发动机风车不平衡载荷传递的考虑是完全正确的。从发动机通过吊挂传递到飞机的载荷特性，应通过试验和分析互相验证。特别是载荷施加点对于整体模型的动力学特性的影响，需要在地面振动试验中通过采用多激振位置进行研究。

将在地面振动试验中得到的结构阻尼应用到风车动态响应分析中是偏保守的。根据对风车状态的具体情况，对更大的幅值采用更高的阻尼值。

5.2 发动机结构模型

基于专门的振动试验和33.94条款中风扇叶片脱落试验验证发动机模型。如果33.94条款的符合性是通过相似性来替代试验进行表明的，那么发动机模型的验证应该与以往的经验相关。

包括吊挂在内的发动机模型静态结构的验证，是通过发动机和部件的试验共同完成的，这些试验中包含了主要载荷传递部件的结构试验。通过测量风扇和其它转子中加入不平衡量时发动机的振动响应来验证发动机模型是否能够预测转子的临界速度和强迫响应特性。在发动机的研发过程中，通过收集多台发动机上监测的振动数据，为模型相关性的修正提供可靠的基础。

因为风车状态的分析工作包含了在较大不平衡载荷的水平下预测整个推进系统的响应情况，所以上述的验证内容对于风车载荷的描述是非常重要的。

模型与33.94条款试验相关联，可以表明模型能够准确预测叶片脱落的初始载荷，衰减的共振响应特征、频率、潜在的结构失效以及一般发动机的移动和位移。为了能够将模型与33.94条款试验进行关联，需要使用测试仪器（如高速电影和视频摄像机、加速计、应变计、连续导线和转轴速度测量计）对发动机试验时的叶片脱落进行测试。

5.3 气动力模型

在风车频率的范围内，整机在空气中的动态特性通过CCAR 25.629条款的飞行颤振试验进行验证。

6 结论

风车不平衡状态是会影响飞行安全的1个典型的持续不平衡状态。本文围绕风车不平衡状态的符合性验证工作开展了研究，得到如下结论：

（1）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备降时间组合作为符合性验证的条件，能够满足安全性要求。

（2）风车不平衡的符合性验证工作包括飞行阶段和载荷的分析、强度分析、耐久性分析、系统完整性分析以及包括机组人员在内的人为因素分析。

（3）符合性验证中应该确定对发动机和飞机施加的最严重载荷，并且应该通过评估表明最严重的载荷及其引起的振动不会导致发动机安装节、吊挂和附近的支撑结构失效。

（4）通过整体动力学模型开展的分析工作是表明符合性的重要方法之一。整体动力学模型主要包括飞机结构模型、发动机结构模型和控制系统模型，同时考虑气动力和陀螺效应的影响。模型在应用之前必须通过相关试验进行验证。

[1] Von Groll G.Windmilling in aero-engines[D].UK：University of London,2000.

[2] 王占学,王永杰,乔渭阳,等.涡轮发动机低转速部件特性扩展和风车状态性能模拟[J].推进技术,2006,27(2)：146-150.WANG Zhanxue,WANG Yongjie,QIAO Weiyang,et al.Extrapolating component maps into the low speed and simulation of windmilling performance of turbofan engine[J].Journal of Propulsion Technology,2006,27(2)：146-150.（in Chinese）

[3] 沃尔什P P，弗莱彻P.燃气涡轮发动机性能[M].上海：上海交通大学出版社,2014：478-482.Walsh P P，Fletcher P.Gas turbine performance[M].Shanghai：Shanghai Jiaotong University Press,2014：478-482.（in Chinese）

[4] 朱之丽,陈敏,唐海龙,等.航空燃气涡轮发动机工作原理及性能[M].上海：上海交通大学出版社,2014：122-125.ZHU Zhili,CHEN Min,TANG Hailong,et al.Working principle and performance of aircraft gas turbine engines[M].Shanghai：Shanghai Jiaotong University Press,2014：122-125.（in Chinese）

[5] U.S.Department of Transportation.Advisory circular 25-24 sustained engine imbalance[S].U.S.：Federal Aviation Administration,2000：1-13.

[6] U.S.Department of Transportation.Advisory circular 33.63-1 turbine engine vibration[S].U.S.：Federal Aviation Administration,2007：1-15.

[7] 中国民用航空局.CCAR-25R4《运输类飞机适航标准》[S].北京：中国民用航空局,2011：101.Civil Aviation Administration of China.CCAR-25R4 Airworthiness standards：transport category airplanes[S].Beijing：Civil Aviation Administration of China,2011：101.（in Chinese）

[8] 中国民用航空局.CCAR-33R2《航空发动机适航规定》[S].北京：中国民用航空局,2011：38-39.Civil Aviation Administration of China.CCAR-33R2 Airworthiness standards：aircraft engines[S].Beijing：Civil Aviation Administration of China,2011：38-39.

[9] U.S.Department of Transportation.Advisory circular 33-5 turbine engine rotor blade containment/durability[S].U.S.：Federal Aviation Administration,1990：1-18.

[10] Aviation Rulemaking Advisory Committee.Engine windmilling imbalance loads[R].USA：U.S.Federal Aviation Administration,1997.

[11] 白杰.运输类飞机适航要求解读：第4卷动力装置[M].北京：航空工业出版社,2013：11-25.BAI Jie.Transport category airplane airworthiness standard interpretation volume 4-powerplant[M].Beijing：Aviation Industry Press,2013：11-25.（in Chinese）

[12] Federal Aviation Administration.Final rule harmonization of airworthiness standards：gust and maneuver load requirements[R].USA：U.S.Federal Aviation Administration,2015.

[13] U.S.Department of Transportation.Advisory circular 25.362-1 engine failure loads[S].U.S.：Federal Aviation Administration,2014：1-8.

[14] U.S.Department of Transportation.Advisory circular 33.76-1A bird ingestion certification standards[S].U.S.：Federal Aviation Administration,2009：1-12.

[15] European Aviation Safety Agency.CS-25 certification specifications for large aeroplanes[S].Germany：EASA,2013：61.

Airworthiness Compliance Demonstration for Aeroengine Windmilling Imbalance

JIA Wei,HE Wen-bo,LIU Shuai
（Tianjin Key Laboratory of Civil Aircraft Airworthiness and Maintenance,Civil Aviation University of China,Tianjin 300300,China）

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 hour and 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 and human 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.

continued rotation；windmilling imbalance；imbalance design fraction；airframe structural model；engine structural model；ground vibration test；fan blade off test

V 23

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.06.015

2016-05-04基金项目：中国民航大学科研启动基金（2014QD06X）资助

贾惟（1986），男，博士，研究方向为动力装置适航审定；E-mail：caucjiawei@163.com。

贾惟，何文博，刘帅.航空发动机风车不平衡适航符合性验证[J].航空发动机，2016，42（6）：95-101.JIA Wei，HE Wenbo，LIU Shuai.Airworthiness compliance demonstration for aeroengine windmilling imbalance[J].Aeroengine，2016，42（6）：95-101.

（编辑：栗枢）