第2页 / 共9页 4.专用条件
1.电推进系统额定值和使用限制
必须确定如下参数的额定值和使用限制:
(a) 工作制和该工作制下的额定值。
(b) 以下状态下的功率、扭矩、转速和对应时间的使用限制:
(1)额定最大连续功率;
(2)额定起飞功率。
2.防火
电推进系统的设计和构造及所用的材料必须使着火和火焰蔓延的
可能性减至最小。
高压电气线路互联系统必须具有电弧防护功能。必须分析任何未受
保护的电气线路互联,以表明电弧故障不会导致电推进系统灾难性失
效。
3.耐久性
在规定的维护周期内,电推进系统的设计和构造应尽量减少电推进
系统不安全状况。
4.电推进系统安装构件和结构
电推进系统安装构件和相关电推进系统结构应符合如下要求:
(a)必须规定电推进系统安装构件和相关电推进系统结构的限制
载荷和极限载荷。
(b)该电推进系统安装构件和相关电推进系统结构必须能承受下
列载荷: 第3页 / 共9页 (1)规定的限制载荷并且没有有害永久变形;
(2)规定的极限载荷并且没有破坏,但可以出现永久变形;
(3)电机扭矩载荷需由平均扭矩乘以扭矩系数1.33。
5.电推进控制系统
(a)适用性
本节的要求适用于所有用于控制、限制、监测或保护电推进系统运
行的系统或装置。
(b)电推进控制系统
电推进控制系统必须确保电推进系统不会超过任何使用限制。
(c)验证
控制系统的所有功能必须通过试验、分析或其组合方法进行验证,
以表明电推进控制系统在整个规定的运行范围内实现预期功能。
(d)环境限制
不能通过耐久性试验、分析或其组合充分验证的环境限制,必须通
过本专用条件第18 节中的系统和部件试验进行验证。
(e)电推进控制系统故障
电推进控制系统必须
(1)预期应用一致的失去功率控制(LOPC)事件的最高定额;
(2)必须确定在完整构型中允许发生针对 LOPC 事件的电气和电子
失效引起的单一故障;
(3)不能有导致电推进系统灾难性失效的单一故障;
(4)在预期的应用中,不能有导致电弧、火灾、过热或其他类似 第4页 / 共9页 事件的故障。
(f)系统安全评估
该评估必须确定影响正常运行的故障或失效,以及预计发生的
频率。
(g)保护系统
电推进控制系统的设计和功能、相关仪表以及操作和维护说明,必
须确保电推进系统在运行中不会超过使用限制。
(h)电推进控制系统供电
电推进控制系统的设计必须确保控制系统单一电源的丧失、故障或
中断不会导致电推进系统灾难性失效(如第 10(d) (2)节中的定义) 。
6.仪表连接
(a)作为本专用条件第 5(f)节中控制系统安全评估的一部分,
必须评估仪表、传感器或连接器错误装配的可能性和后果。如需要,必
须在系统中采用防错设计。
(b)除非在结构上能防止错接仪表,否则要求电推进系统仪表的
每个连接件都必须作标记。
7.关键件和限寿件
(a)必须通过安全分析或被认可的方法,证明旋转或移动部件、
轴承、轴、静态部件和非冗余安装部件为关键件或限寿件,并确保在其
整个使用寿命期间作为关键件或限寿件进行分类、设计、制造和管理。
(1)关键件是指其故障可能导致电推进系统灾难性失效的零件,
如本专用条件第10(d) (2)条之规定。 第5页 / 共9页 (2)限寿件是指转子和主要结构静态零件,其故障可能由于低周
疲劳(LCF)机制或任何 LCF 驱动机理加上蠕变而导致电推进系统灾难
性失效。其寿命限制指零件可以承受的最大允许飞行循环次数。
(b)必须提供计划维修文件,用于定义维护和修理关键件或限寿
件的周期。
8.功率响应
电推进系统的设计和构造必须能够
(a)从最小功率设定到最高额定功率而不会损害电推进系统;
(b)在确保飞行安全的时间间隔内从最小功率增加到最高额定功
率。
9.持续转动
在飞行中关闭电推进系统后,旋转系统的持续转动对电推进系统没
有不利影响。
10.安全性分析
(a)必须使用本专用条件10(d)的失效定义,遵守如下(1) , (2)
和(3)条。
(1)为了评估预期可能发生的所有失效的后果,必须对电推进系
统及其控制系统进行分析。如适用,分析中必须考虑:
(i)典型电推进装置安装的假设;
(ii)电推进系统级影响的失效;
(iii)本条(c)中的多重因素或在(d) (2)条中定义的电推进
系统灾难性失效。 第6页 / 共9页 (2)必须总结可能导致本条(d)中定义的电推进系统危险性或灾
难性失效,并且估算这些失效发生的概率。在总结中必须确认可能导致
电推进系统危险性或灾难性失效的任何电推进系统零件。
(3)电推进系统危险性或灾难性失效发生的概率应满足可接受的
安全性水平。
(b)如果依靠安全系统以防止发生电推进系统灾难性失效,则必
须分析安全系统与电推进系统本身共同失效的可能性。这样的安全系统
包括安全装置、仪表、告警装置、维修检查和其他类似的设备或程序。
(c)如果安全分析取决于下述一项或多项,则必须在分析中给予
确认和适当的证明。
(1)在规定时间间隔内完成维修工作。为防止电推进系统灾难性
失效的发生,维修措施和间隔期必须加以规定。另外,如果电推进系统
的维修错误,包括电推进控制系统维修的错误,可能导致电推进系统灾
难性失效,则必须给出适当的程序;
(2)飞行前或其他规定时间,必须检测安全装置或其他装置能否
正常工作,检测要求需在手册中进行规定;
(3)飞行手册中规定的飞行机组人员的操作。
(d)以下失效定义适用于电推进系统:
(1)起飞阶段完全丧失动力调节控制是危险的;
(2)起飞阶段完全丧失飞行动力是灾难性的。
11.外物吸入
从可能来源(异物,鸟,冰,雨,冰雹)的外物吸入不得导致不可 第7页 / 共9页 接受的功率损失。
12.液体系统
用于冷却电推进系统部件的液体系统必须被设计成在所有飞行姿
态和大气条件下电推进系统能够正常运行。
13.振动试验
(a)电推进系统的设计和构造必须能在其规定的转速和电推进系
统输出功率的整个工作范围内(包括规定的超限)正常工作,而不会由
于振动在电推进系统的任何零件上产生过大的应力,并且不会对飞机结
构施加过大的振动力。
(b)必须通过试验,分析或其组合来验证电推进系统在整个规定
的飞行包线和电推进系统工作范围内,可能会引起振动的部件的振动特
性是可接受的。对诱发振动的可能来源进行评估,包括机械的,空气动
力学的,声学的或电磁的。
14.校准试验
在本专用条件下第 15 节指定的耐久性试验之前和之后,必须对每
台电推进系统进行校准测试,以确定其功率特性。
15.耐久性试验
必须完成经批准的耐久性验证试验:
(a)该试验应模拟电推进系统的预期运行条件,包括典型的启停
循环。
(b)该试验应包括通过调节电推进系统的功率设置使得电推进系
统运行在极限状态。 第8页 / 共9页 16.温度限制
电推进系统必须证明其能够在设定的温度限制下安全运行的能力。
必须量化和证明每种额定工况下的温度限制,并在所有规定的工作制和
额定值下进行验证。
17.运行试验
电推进系统必须在使用限制范围内显示出安全的运行特性,包括但
不限于动力循环,加速和减速。电推进系统运行特性必须考虑安装载荷
及其影响。
18.系统和组件试验
必须通过试验证明系统、组件和零件在所有规定的环境和运行条件
下完成预期的功能。
19.拆解检查
(a)拆解评估
(1)在完成耐久性试验后,必须完全拆解电推进系统。每个电推
进系统组件必须符合产品设计并且仍可在电推进系统上继续使用。
(2)具有调节设置和功能特性的电推进系统设备,其设置值和功
能特性必须保持在耐久性试验开始时确定并记录的限制范围内。
(b)非拆解评估
如果未对所有电推进系统部件进行拆解,则只能根据耐久性试验结
果确定这些部件的寿命限制。
20.通用试验要求
(a)在试验期间电推进系统可以开展必要的维护。
民航 SC-23-17 RX4E型飞机电推进系统 EPU
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