Испытания для подтверждения соответствия нормам летной годности авиационных двигателей, общие положения

Сертификаты летной годности и Дополнения к ним выдаются только после подтверждения соответствия изделий стандартным требованиям к летной годности.

Требования Авиационных правил, часть 33, 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.

Аналогичные требования, распространяются и на изделия военного и двойного назначения. 

Бремя доказывания соответствия изделия действующим нормам лежит на заявителе (чаще всего это сам разработчик изделия). 

Для этих целей проводятся различные испытания, в том числе стендовые, лабораторные, сертификационные.

Авиационный двигатель подлежит обязательной сертификации. Получение Сертификата типа двигателя является крайне сложной и дорогой процедурой, цена ошибки на любом из этапов процесса сертификации может обернуться большими материальными потерями. 

Испытания авиационных двигателей должны сопровождаться оформлением соответствующих документов и проходить на аттестованном испытательном оборудовании. 

В комплект передаваемых на сертификацию документов помимо стандартных разделов (руководство по эксплуатации, крепление, габариты и чертеж, условия взаимодействия и требования к компонентам и многое другое) обязательно включается информация о: 

• максимально допустимые нагрузки на узлы соединения двигателя с агрегатами и системами воздушного судна;
• характеристики двигателя: мощность/тяга наилучшего и наихудшего двигателя и информация о способах определения влияния на характеристики двигателя таких факторов, как изменение отборов воздуха, мощности, скорости полета, давления, температуры и влажности окружающей среды;
• график мощности двигателя;
• информация о режимах работы авиационного двигателя при 1) запуске, 2) работе на земле, 3) работе в полете;
• для вертолетных двигателей заявитель должен предоставить данные по параметрам и изменению характеристик двигателя, чтобы дать возможность разработчику воздушного судна разработать методы реализации, располагаемой на воздушном судне мощности при одном неработающем двигателе;
• описание основных и всех резервных режимов работы системы управления двигателя, а также любой дублирующей системы, вместе с соответствующими ограничениями, и ее взаимодействия с системами воздушного судна;
• характеристики применяемых воздушных винтов и соответствующих характеристик двигателя при применении данных воздушных винтов. 

Данная информация подтверждается только путем проведения испытаний и почти все полученные данные заносятся в Карту данных Сертификата типа двигателя. 

Режимы работы двигателей и вытекающие эксплуатационные ограничения являются ключевой характеристикой авиационного двигателя. Детальная информация о режимах получается путем обработки массива данных, полученных при испытании авиационного двигателя на соответствующем стенде.

Для поршневых авиационных двигателей определяются следующие значения (применяемые датчики):

1. мощность или крутящий момент (соответственно датчики крутящего момента);
2. частота вращения (тахометры, датчики числа оборотов);
3. давление на входе (датчики абсолютного и относительного давления динамические и статические) и продолжительность работы на критической по давлению высоте и на высоте, соответствующей по давлению стандартной атмосфере на уровне моря (система сбора данных должна обеспечивать срабатывание триггеров). Первые три характеристики указываются для каждого из установленной максимальной продолжительной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува); и установленной взлетной мощности (при работе без наддува или работе на каждом режиме наддува). 
4. марки топлив;
5. марки масла;
6. температуры (датчики температуры любого подходящего типа) цилиндров или охлаждающей жидкости;
7. температура масла на входе в двигатель;
8. температура газа на входе в колесо турбины турбонагнетателя;
9. частота вращения колеса турбины турбонагнетателя;
10. давление топлива на входе;
11. давление масла в главной магистрали;
12. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
13. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов.

Для газотурбинных авиационных двигателей определяются следующие значения:

1. мощность двигателя; 
2. крутящий момент или тяга двигателя;
3. частота вращения;
4. температура газа;
5. продолжительность непрерывной работы и общая наработка (ресурс). Первые пять характеристик определяются для большого числа режимов работы, обязательными являются 10 режимов, например, для установленной максимальной продолжительной мощности или тяги (форсированной), для установленной 30-минутной мощности при одном неработающем двигателе или для работы при использовании в режиме вспомогательного двигателя.
6. марки топлив;
7. марки масла;
8. марки гидравлических жидкостей;
9. температура масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
10. температура топлива в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
11. температура наружных поверхностей двигателя;
12. давление топлива на входе;
13. давление масла в точке, обозначенной заявителем самостоятельно;
14. давление гидравлической жидкости;
    
15. крутящий момент привода агрегатов и крутящий момент, обусловленный консольным креплением агрегатов;
16. ресурс двигателя в целом и ресурс деталей, узлов и компонентов;
17. степень фильтрации топлива;
18. степень фильтрации масла;
19. отбор мощности и отбор воздуха;
20. характеристика потока воздуха на входе в двигатель;
21. характеристика превышения частот вращения валов роторов при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения частот вращения;
22. характеристика превышения температуры газа при переменных процессах, число случаев и продолжительность превышения температуры;
23. характеристика превышения крутящего момента двигателя при переменных процессах, число случаев превышения и продолжительность превышения крутящего момента;
24. характеристика максимального превышению крутящего момента двигателя для турбовинтовых и турбовальных двигателей со свободной турбиной.

При определении характеристик двигателя, эксплуатационных и общих ограничений в расчет должны приниматься точности системы управления и контроля работы двигателя (точность измерительного канала и канала управления).

Заявитель самостоятельно выбирает режимы работы авиационного двигателя по мощности и тяге, заявляемые к сертификации. 

Применяемые в двигателе материалы должны иметь прочностные характеристики, определённые на основании достаточного количества испытаний, позволяющего установить статистически обоснованные расчетные значения и максимально обеспечивать коррозионную стойкость двигателя. 

Авиационный двигатель должен удовлетворять требованиям по технологичности производства, пожарной безопасности и надежности и безопасности электрических соединений. 

Прочность элементов конструкции двигателя во многом определяется применяемыми материалами, при этом должна быть обеспечена безопасность элементов конструкци при разрушении одного из них. Траектория оторвавшихся фрагментов (например, лопасти турбины) не должна повредить корпус авиадвигателя или другие элементы. Более того, разработчик должен на основании испытания предоставить информацию о работе двигателя с дисбалансом и его влиянии на воздушное судно, его системы и конструкцию, поскольку вибрация может быть в этом случае очень значительной при разрушении лопатки. Температурное расширение/сжатие элементов конструкции не должно привести к опасным, связанным с двигателем, последствиям. 

Силовой корпус камеры сгорания должен иметь достаточную статическую и циклическую прочность и в пределах ресурса исключать возможность образования трещин. На этапе разработки, помимо теоретических расчетов, применяются исследования с помощью тензорезисторов, в том числе выскотемпературных тензорезисторов. Конструкция ротора двигателя также подвергается исследованиям с применением тензорезисторов и телеметрических систем сбора данных с вращающихся узлов.

Испытания наиболее критически напряженных деталей роторов двигателя является обязательным условием. Испытания проводятся в течение периода продолжительностью 5 минут при ее максимальной эксплуатационной температуре и при наибольшей из перечисленных частот вращения:

• равной 120 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на специальном стенде и на диске ротора смонтированы либо лопатки, либо эквивалентные по весу грузы;
• равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на двигателе;
• равной 115 % ее максимально допустимой частоты вращения (максимальной частоты вращения, соответствующей установленной 2-минутной и/или установленной 30-секундной мощности при одном неработающем двигателе, если они предусмотрены), если испытания проводятся на турбонагнетателе, работающем на горячем газе, который поступает от специальной установки;
• равной 105 % наивысшей частоты вращения, которая возможна в результате отказа наиболее критического узла или системы;
• равной наивысшей частоте вращения, которая может быть достигнута в результате отказа любого узла или системы двигателя.

Помимо этого роторы испытываются при нормальной температуре при частоте вращения равной 120% частоты вращения, при которой в процессе холодной раскрутки в деталях ротора возникают рабочие напряжения, которые эквивалентны напряжениям, возникающим при максимальной эксплуатационной температуре и максимально допустимой частоте вращения.

Для испытаний должен использоваться ротор, который обладает наихудшей комбинацией свойств материалов и допусков на размеры, предусмотренных его типовой конструкцией.

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

Заявитель должен показать, что выход системы управления из строя не приводит к ситуациям, когда двигатель превышает любое эксплуатационное ограничение, на двигателе возникает помпаж, срыв потока или другие неприемлемые признаки. Испытания системы управления и ПО осуществляют на всех возможных режимах ив отношении всех элементов системы.

Особенностью испытания поршневых авиационных двигателей является необходимость обеспечения возможности ручной прокрутки - вращения коленчатого вала с медленным управляемым движением. Не должно быть возможности повреждения двигателя с помощью привода ручной прокрутки.