航空发动机附件要求-航空发动机工程通论

所有附件，包括所有电子装置、传感器、导线系统、液压元件和任何其他相关元件或装置，应该表明在制造商规定的环境中工作正常。一般根据GJB 150［27］选择适用的环境要求，也可以参照国际通用的DO－160 系列标准［28］选用。对评定装置的适航性，欧洲适航当局推荐了各种适用的试验或方法，具体的方法和标准可见有关规范。

（1）通用环境条件

下列环境条件应该认为是对所有装置的：高温、低温、室温、污染的液体、振动、使用冲击和摔机安全、沙和尘、液体敏感性、盐雾、燃油系统结冰、进气结冰、霉菌、温度和高度。

（2）电气/电子装置的通用环境条件

对所有电气/电子装置，或带有电气/电子子器件的装置，环境条件包括：热循环、防爆、湿度、防水、输入电源。

（3）机械装置

根据CS－E 规范，机械装置应满足以下要求：

1）限制压力：在承受以下压力中的大者作用，持续稳定1 min 期间，将不会出现超过可使用限制的永久变形，或者发生可能导致危险性发动机影响的泄漏：1.1 倍的最大工作压力，或者1.33 倍的正常工作压力，或者大于正常工作压力35 kPa。

2）爆破压力：必须通过试验、已证明合理的分析，或这两者的结合确定承受较大燃气或液体压力载荷的所有静子零件，当承受以下压力中的大者作用，持续稳定1 min期间将不会发生破裂或爆破：1.15 倍的最大可能压力，或者1.5 倍的最大工作压力，或者大于最大可能压力35 kPa。(www.xing528.com)

3）压力循环：对受压力载荷的静子零件，批准寿命可以基于裂纹萌生寿命加上一部分剩余的裂纹扩展寿命。剩余寿命部分应考虑到破裂的裕度。裂纹扩展分析技术应经试验验证其有效性。在确定零件寿命时，除压力载荷外，应该考虑零件的温度、温度梯度、大的振动或其他载荷（如机动飞行载荷）。

4）着火。

发动机的设计、结构及使用的材料，必须使发动机在正常工作期间和故障情况下，发生着火和火势蔓延的可能性减至最小，并且使着火的影响减至最小。此外，发动机的设计和结构必须使可能导致结构失效或危险性发动机影响的内部着火的可能性减至最小。

（4）特殊的装置试验

发动机电子控制系统过热：验证发动机控制系统的电气/电子部分，当经受导致失效的过热条件时，将不会引起危险性发动机影响。

（5）具有高能转子的装置

空气或燃气涡轮起动机转速高，应有包容性要求（CS－E80（d）），主要部件包括叶片、轮毂和传动部分。

注：本章内容的主要素材取自以下参考文献以及若干其他资料。