发布文号: 民航局发［1988］字第105号
目录
A分部 总则
§33．1 适用范围
§33．3 概述
§33．4 持续适航文件
§33．5 发动机安装和使用说明手册
§33．7 发动机额定值和使用限制
§33．8 发动机功率和推力额定值的选定
B分部 设计与构造：总则
§33．11 适用范围
§33．13 (备用)
§33．14 起动一停车循环应力(低循环疲劳)
§33．15 材料
§33．17 防火
§33．19 耐久性
§33．21 发动机冷却
§33．23 发动机安装构件和结构
§33．25 附件连接装置
§33．27 涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子
§33．29 仪表连接
C分部 设计与构造：活塞式航空发动机
§33．31 适用范围
§33．33 振动
§33．35 燃油和进气系统
§33．37 点火系统
§33．39 润滑系统
D分部 台架试验：活塞式航空发动机
§33．41 适用范围
§33．42 概述
§33．43 振动试验
§33．45 校准试验
§33．47 爆震试验
§33．49 持久试验
§33．51 工作试验
§33．53 发动机部件试验
§33．55 分解检查
§33．57 台架试验的一般实施
E分部 设计与构造：航空涡轮发动机
§33．61 适用范围
§33．62 应力分析
§33．63 振动
§33．65 喘振和失速特性
§33．66 引气系统
§33．67 燃油系统
§33．68 进气系统的结冰
§33．69 点火系统
§33．71 润滑系统
§33．72 液压作动系统
§33．73 功率或推力响应
§33．75 安全分析
§33．77 外物吸入
§33．79 燃烧燃料加力装置
F分部 台架试验：航空涡轮发动机
§33．81 适用范围
§33．82 概述
§33．83 振动试验
§33．85 校准试验
§33．87 持久试验
§33．88 发动机超温试验
§33．89 工作试验
§33．90 初次维修检查
§33．91 发动机部件试验
§33．92 风车试验
§33．93 分解检查
§33．94 叶片包容性和转子不平衡试验
§33．95 发动机一螺旋桨系统试验
§33．96 以辅助动力装置(APU)方式工作的发动机试验
§33．97 反推力装置
§33．99 台架试验的一般实施
附录
附录A 持续适航文件
A分部 总则
§33．1 适用范围
(a)本规章规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
(b)按照中国民用航空规章第21部的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规章中适用的要求。
§33．3 概述
每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规章中适用的要求。
§33．4 持续适航文件
申请人必须根据本规章附录A编制民航局可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
§33．5 发动机安装和使用说明手册
每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供民航局应用，在发动机交付时可供用户应用的经批准的发动机安装和使用说明手册。该说明手册必须至少包括下列内容：
(a)安装说明
(1)发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；
(2)发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；
(3)包括总体尺寸的发动机轮廓图。
(b)使用说明
(1)民航局认定的使用限制；
(2)功率或推力的额定值及在非标准大气条件下的修正程序；
(3)在一般和极端环境条件下，对下列情况的荐用程序：
(i)起动；
(ii)地面运转；
(iii)飞行中的运转；
§33．7 发动机额定值和使用限制
(a)发动机额定值和使用限制由民航局认定，并包含在中国民用航空规章第21部规定的发动机型号合格证数据单中，其中包括按本条规定的适用的使用条件和资料确定的额定值和限制以及为发动机安全使用所必须的任何其他资料。
(b)对于活塞式发动机，额定值和使用限制的确定与下列因素有关：
(1)下列功率状态值在临界压力高度与海平面压力高度下的功率或扭矩、转速(转／分)、进气压力和时间：
(i)额定最大连续功率(与非增压使用状态或与适用的增压器各种使用状态有关)。
(ii)额定起飞功率(与非增压使用状态或与适用的增压器各种使用状态有关)。
(2)燃料牌号或规格；
(3)滑油品级或规格；
(4)下列各项温度：
(i)气缸温度；
(ii)滑油进口温度；
(iii)涡轮增压器的涡轮进气温度。
(5)下列各项压力：
(i)燃油进口压力；
(ii)主滑油腔的滑油压力。
(6)附件传动扭矩和悬臂力矩；
(7)部件寿命；
(8)涡轮增压器的涡轮转速(转／分)。
(c)对于涡轮发动机，额定值和使用限制的确定与下列因素有关：
(1)下列状态的功率、扭矩和推力、转速(转／分)、燃气温度和时间：
(i)额定最大连续功率或推力(加力的)；
(ii)额定最大连续功率或推力(不加力的)；
(iii)额定起飞功率或推力(加力的)；
(iv)额定起飞功率或推力(不加力的)；
(v)额定的30分钟功率；
1
(vi)额定的2－－分钟功率；
2
(vii)辅助动力装置(APU)的工作方式。
(2)燃油牌号或规格；
(3)滑油品级或规格；
(4)液压油规格；
(5)下列各项温度：
(i)在申请人规定部位上的滑油温度；
(ii)超音速发动机进口截面上的进气温度，包括稳态工作时的温度和瞬时超温温度及其允许超温的时间；
(iii)超音速发动机的液压油温度；
(iv)在申请人规定部位上的燃油温度；
(v)申请人如有规定的发动机的外表面温度。
(6)下列各项压力：
(i)燃油进口压力；
(ii)在申请人规定部位上的滑油压力；
(iii)超音速发动机进口截面上的进气压力，包括稳态工作时的压力和瞬时超压压力及其允许超压的时间；
(iv)液压油压力。
(7)附件传动的扭矩和悬臂力矩；
(8)部件寿命；
(9)燃油过滤；
(10)滑油过滤；
(11)引气；
(12)每一转子盘和隔圈被批准的起动－停车应力循环次数；
(13)发动机进气畸变；
(14)转子轴的瞬时超转转速(转／分)和超转出现的次数；
(15)燃气的瞬时超温温度和超温出现的次数；
(16)超音速航空器发动机的转子风车转速(转／分)。
§33．8 发动机功率和推力额定值的选定
(a)必须由申请人选定所申请的发动机功率和推力额定值。
(b)选定的每种额定值必须是所有同型号发动机在用来确定此额定值的条件下预计能产生的最低功率或推力。
B分部 设计与构造
? 总则
§33．11 适用范围
本分部规定航空活塞式和涡轮发动机的一般设计与构造要求。
§33．13 (备用)
§33．14 起动一停车循环应力(低循环疲劳)
根据民航局批准的程序，必须确定使用限制。该使用限制规定发生失效后可能危及航空器安全的每一转子结构件(压气机和涡轮的盘、隔圈、轮毂、轴)起动－停车应力循环的最大允许次数。起动－停车应力循环由飞行循环剖面图或由发动机当量使用图表组成，它包括发动机起动、加速到最大额定功率或推力、减速和停车。对于每次循环，除非表明转子结构件在温度没有稳定的情况下经受了相同的应力范围，否则，在发动机以最大额定功率或推力运转期间及发动机停车后，转子结构件必须达到稳定的温度。
§33．15 材料
发动机所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：
(a)建立在经验或试验的基础上；
(b)符合经批准的规范(如工业或军用规范)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能。
§33．17 防火
(a)发动机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。此外，涡轮发动机的设计和构造必须使出现导致结构失效、过热或其他危险状态的内部着火的可能性减至最小。
(b)除本条(c)、(d)和(e)的规定外，存留或输送易燃液体的每一外部管路、接头和其他部件，均必须是耐火的。上述部件必须防护或设置以防止点燃泄漏的易燃液体。
(c)属于发动机部分并与发动机相连的易燃液体箱和支架必须是防火的或用防火罩防护，任一非防火的零部件被火烧坏后不会引起易燃液体泄漏或溅出则除外，活塞式发动机上容量小于23．7升(25夸脱)的整体湿油池，既不必是防火的，也不需用防火罩防护。
(d)对于超音速航空器的涡轮发动机的型号合格审定，要求每一个输送或存留易燃液体的外部部件必须是防火的。
(e)必须用排放和通风的方法防止易燃液体和蒸汽的有害积聚。
§33．19 耐久性
(a)发动机的设计与构造必须使得发动机在翻修周期之间不安全状态的扩展减至最小。压气机和涡轮转子机匣的设计必须对因转子叶片失效而引起的破坏具有包容性。必须确定由于转子叶片失效，穿透压气机和涡轮转子机匣后的转子叶片碎片的能量水平和轨迹。
(b)属于发动机型号设计部分的螺旋桨桨距调节系统的每一个部件必须满足中国民用航空规章
§35．42的要求。
§33．21 发动机冷却
发动机的设计与构造必须在飞机预定工作条件下提供必要的冷却。
§33．23 发动机的安装构件和结构
(a)必须规定发动机安装构件和相关的发动机结构的最大允许的限制载荷和极限载荷。
(b)该发动机安装构件和相关的发动机结构必须能承受下列载荷：
(1)规定的限制载荷并且没有永久变形；
(2)规定的极限载荷并且没有失效，但可以出现永久变形。
§33．25 附件连接装置
发动机在附件传动装置和安装构件受载的情况下，必须能正常地运转。每一个发动机附件传动装置和安装构件必须具有密封措施以防止发动机内部的污染或来自发动机内部的不可接受的泄漏。要求用发动机滑油润滑外部传动花键或联轴节的传动装置和安装构件，必须采用密封措施以防止不可接受的滑油流失和防止来自封闭传动连接件腔室外的污染。发动机的设计必须能对发动机运转所需的每个附件进行检查、调整或更换。
§33．27 涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子
(a)涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子必须具有足够的强度以便能承受本条(c)款规定的试验条件。
(b)发动机控制装置、系统和仪表的设计和功能必须给予合理的保证，使影响涡轮、压气机、风扇和涡轮增压器转子结构完整性的发动机使用限制在使用中不会超出。
(c)根据分析或其他可接受的方法确定的每个涡轮、压气机和风扇中经受最关键应力的转子部件(除叶片外)，其中包括发动机或涡轮增压器中的整体鼓筒转子和离心式压气机，必须在下列条件下试验5分钟：
(1)除了本条(c)(2)(iv)的规定外，以其最大工作温度进行；
(2)以下列适用的最高转速进行：
(i)如果在试验台上试验并且转子部件装有叶片或叶片配重块，则以其最大允许转速的120％进行；
(ii)如果试验在发动机上进行，则以其最大允许转速的115％进行；
(iii)如果试验在涡轮增压器上进行，由一特制燃烧室试验台提供炽热燃气驱动，则以其最大允许转速的115％进行；
(iv)以120％的某个转速进行，冷转时，转子部件承受的工作应力相当于最高工作温度和最大允许转速导致的应力；
(v)以105％的最高转速进行。此最高转速是发动机典型安装方式中导致最关键的部件或系统失效时的转速；
(vi)在发动机典型安装方式中，任一部件或系统失效并和飞行前例行检查中或正常飞行使用期间一般不予以检测的部件或系统发生的任一故障相组合时，所导致的最高转速。
试验后，在某种超转情况下的每个转子必须在批准的尺寸限制内，并且不得有裂纹。
§33．29 仪表连接
(a)除非在结构上能防止错接仪表，否则，按航空器适航标准要求的动力装置仪表所设置的每个连接件或者为保证发动机工作符合任何发动机使用限制所必需的每个连接件，都必须作标记，以标明与相应的仪表一致。
(b)每台涡轮发动机必须为指示转子系统不平衡的显示系统提供接头。
C分部 设计与构造：活塞式航空发动机
§33．31 适用范围
本分部规定活塞式航空发动机附加的设计与构造要求。
§33．33 振动
发动机的设计与构造必须能使发动机在其曲轴转速和发动机功率的整个正常工作范围内运转，不会由于振动而引起发动机任何零部件的过大应力，并且也不会将过大的振动力传给航空器结构。
§33．35 燃油和进气系统
(a)发动机燃油系统的设计与构造必须能在所有飞行和大气条件下的整个发动机工作范围内向气缸提供适当的燃油混合物。
(b)用于燃烧的空气或油气的混合物所通过的发动机进气通道的设计与构造，必须使冰在这些通道里积聚的危险减至最小。发动机的设计与构造必须允许采用防冰的措施。
(c)必须规定为防止燃油中外来颗粒进入发动机燃油系统所必需的燃油滤的类型和过滤度。申请人必须表明通过规定的过滤装置的外来颗粒将不会严重地损害发动机燃油系统的功能。
(d)当装该发动机的航空器在地面静止状态时，在申请人所确定的发动机可能有的所有姿态下，进气系统中，引导油气混合物的每一条通道，都必须是自身可以放泄的，以防止气缸内的液锁。
(e)对于每个流体喷射(除了燃油)系统和其控制装置，如果作为发动机的一部分，申请人必须表明喷射流体的流量是充分可控的。
§33．37 点火系统
火花点火发动机必须装有双点火系统，每个气缸至少有两只火花塞，并具有电源分开的两条独立电路；或者装有在飞行中可靠性相当的点火系统。
§33．39 润滑系统
(a)发动机的润滑系统的设计与构造，必须使该系统在飞机预期使用中的所有飞行姿态和大气条件下能正常地工作。装有湿油池的发动机，当发动机里的滑油只有最大滑油量的一半时，必须仍能满足这一要求。
(b)发动机润滑系统的设计与构造必须能安装滑油冷却装置。
(c)曲轴机匣必须与大气相通，以消除曲轴机匣中压力过高时的滑油泄漏。
D分部 台架试验：活塞式航空发动机
§33．41 适用范围
本分部规定活塞式航空发动机的台架试验和检验。
§33．42 概述
在本分部规定的每项持久试验前，不经装机即可确定其调整位置和功能特性的每个部件，必须确定和记录其调整位置和功能特性。
§33．43 振动试验
(a)每型发动机必须进行振动测试，以确定曲轴和螺旋桨轴或其他输出轴在整个曲轴转速和发动机功率范围之内，在稳定状态和瞬时状态下，从慢车转速到所要求的最大连续转速额定值的110％或到所要求的最大起飞转速额定值的103％(两者中取较大者)时的扭转和弯曲振动特性。对于飞机用的发动机，该项测试必须采用与持久试验所用的螺旋桨型号相同的结构形式，对于其他发动机，则采用与持久试验所用的负载装置型号相同的结构型式。
(b)曲轴和螺旋桨轴或者其他输出轴的扭转和弯曲振动应力，不得超过制轴材料的持久极限应力。如果不能通过测量表明轴的最大应力低于持久极限，则必须测量振动频率和振幅。必须表明峰值振幅所产生的应力低于持久极限；否则，发动机必须在产生峰值振幅的状态下运转，对于钢轴，直到承受住一千万次应力交变而不发生疲劳损坏为止；对于其他材料的轴，直到表明在材料的持久极限应力范围之内不发生疲劳为止。
(c)必须对每一附件传动装置和安装构件加载，该载荷由仅供航空器使用的每一附件装置所施加，并且是申请人为该传动装置或安装点规定的限制载荷。
(d)本条(a)款规定的振动测试必须在最不利振动效应的那只气缸不点火的情况下重复进行，以确定发动机在此非正常状态下安全使用的条件。但对此振动测试，发动机转速范围仅需从慢车到要求的最大起飞转速，并不必表明符合本条(b)款。
§33．45 校准试验
(a)每型发动机必须进行为确定§33．49规定的有关持久试验的发动机功率特性和条件所必需的校准试验。功率特性校准试验的结果构成确定整个使用范围内曲轴转速、进气压力、燃油／空气混合比调定值和高度的发动机特性。功率额定值以标准大气条件下只装有为发动机功能所必需的那些附件时为基准。
(b)进行持久试验的发动机在持久试验后必须进行海平面状态时的功率检查。必须确定在持久试验期间出现的任何功率特性变化。在持久试验最后阶段取得的测量值可以用于表明符合本款的要求。
§33．47 爆震试验
每型发动机必须试验，以确定在其预定的整个工作状态范围内，发动机能工作而不会发生爆震。
§33．49 持久试验
(a)概述
每型发动机必须进行持久试验，它包括总时数为150小时的试车(除本条(e)(1)(iii)中规定的外)，并根据发动机型号和预期工作情况由本条(b)至(e)款中规定的一个适用的试验系列组成。对于待试的特定发动机必须按民航局认为合适的程序进行试验。在持久试验期间，该发动机功率和曲轴转速必须保持在额定值的±3％的范围内。在以额定起飞功率和至少35小时额定最大连续功率运转期间，一只气缸必须在不低于限制温度下工作，其余气缸必须在不低于限制温度28℃(50°F)范围内工作，并且滑油进口温度必须保持在限制温度±5．5℃(10°F)范围内。装有螺旋桨轴的发动机必须装螺旋桨做持久试验，并且在本条规定的各种适用运转条件下，该螺旋桨要对发动机加载到其设计能承受的最大拉力载荷。必须对每个附件传动装置和安装构件加载。在以额定起飞功率和额定最大连续功率运转期间，由仅供飞机使用的每种附件所施加的载荷，必须是申请人为发动机传动装置或安装点规定的限制载荷。
(b)非增压的发动机和采用齿轮传动单速增压器的发动机
对于不采用增压器的发动机和采用齿轮传动单速增压器的发动机，申请人必须作下列试验：
(1)30小时试验，由5分钟起飞转速下额定起飞功率和5分钟最大最经济巡航功率或荐用的最大巡航功率交替组成；
1
(2)20小时试验，由1－－小时最大连续转速下额
2
定最大连续功率的和1／2小时75％的额定最大连续功率及91％最大连续转速交替组成；
1
(3)20小时试验，由1－－小时最大连续转速下额
2
定最大连续功率和1／2小时70％的额定最大连续功率及89％最大连续转速交替组成；
1
(4)20小时试验，由1－－小时最大连续转速下额
2
定最大连续功率和1／2小时65％额定最大连续功率及87％最大连续转速交替组成；
1
(5)20小时试验，由1－－小时最大连续转速下额
2
定最大连续功率和1／2小时60％额定最大连续功率及84．5％最大连续转速交替组成；
1
(6)20小时试验，由1－－小时最大连续转速下额
2
定最大连续功率和1／2小时50％额定最大连续功率及79．5％最大连续转速交替组成；
1
(7)20小时试验，由2－－小时最大连续转速下额
2
1
定最大连续功率和2－－小时最大最经济巡航功率或荐
2
用的最大巡航功率交替组成。
(c)采用齿轮传动双速增压器的发动机对于采用齿轮传动双速增压器的发动机，申请人必须进行下列试验：
(1)30小时试验，由低传动比的5分钟额定起飞转速下额定起飞功率和5分钟最大最经济巡航功率或最大荐用巡航功率交替组成。如果在高传动比中要求起飞功率额定值，则30小时试验中的15小时试验必须在高传动比下进行，并由5分钟的在起飞临界高度进气压力和起飞转速下获得的功率测量值及5分钟70％高传动比额定最大连续功率和89％高传动比最大连续转速交替组成；
(2)15小时试验，由低传动比的1小时最大连续转速下额定最大连续功率和1／2小时75％额定最大连续功率及91％最大连续转速交替组成；
(3)15小时试验，由低传动比的1小时最大连续转速下额定最大连续功率和1／2小时70％额定最大连续功率及89％最大连续转速交替组成；
(4)30小时试验，以高传动比的最大连续转速下额定最大连续功率进行；
(5)5小时试验，由增压器的每个传动比各5分钟交替组成。该试验的第一个5分钟必须以高传动比下的最大连续转速及在海平面条件下以高传动比的90％的最大连续进气压力获得的测量功率进行。在低传动比下的5分钟交替试验状态必须是在恒定转速下转换到低传动比时所获得的状态；
(6)10小时试验，由低传动比1小时最大连续转速下额定最大连续功率和1小时65％额定最大连续功率及87％最大连续转速交替组成；
(7)10小时试验，由低传动比1小时最大连续转速下额定最大连续功率和1小时60％额定最大连续功率及84．5％最大连续转速交替组成；
(8)10小时试验，由低传动比1小时最大连续转速下额定最大连续功率和1小时50％额定最大连续功率及79．5％最大连续转速交替组成；
(9)20小时试验，由低传动比2小时最大连续转速下额定最大连续功率和2小时最大最经济巡航功率和转速或荐用的最大巡航功率和转速交替组成；
(10)5小时试验，在低传动比下以最大最经济巡航功率和转速或荐用的最大巡航功率和转速进行；
以高传动比运转时，在没有模拟高空试验装置的地方，这些试验可以用在临界高度进气压力或由此规定的百分数压力下获得的测量功率进行，并可将燃油／空气混合比调整到足以抑制爆震的富油混合气。
(d)直升机发动机
为了适合于在直升机上的使用，每型发动机必须符合中国民用航空规章§29．923(a)至(j)款，或者必须进行以下一系列试验：
(1)35小时试验，由各30分钟的起飞转速下额定起飞功率和最大连续转速下额定最大连续功率交替组成；
1
(2)25小时试验，由各2－－小时的最大连续转速
2
下额定最大连续功率和最大连续转速下70％额定最大连续功率交替组成；
1
(3)25小时试验，由各2－－小时的最大连续转速
2
下额定最大连续功率和80％至90％最大连续转速下70％额定最大连续功率交替组成；
1
(4)25小时试验，由各2－－小时的起飞转速下
2
30％额定最大连续功率和80％至90％最大连续转速下30％额定最大连续功率交替组成；
1
(5)25小时试验，由各2－－小时的起飞转速下
2
80％额定最大连续功率和110％最大连续转速下额定最大连续功率或103％起飞转速下额定起飞功率(两者中取转速较大者)交替组成；
(6)15小时试验，以105％最大连续转速下105％额定最大连续功率进行，或者，如果不能超过105％额定最大连续功率时，则以全油门及在标准海平面汽化器出口压力下的相应转速进行。
(e)涡轮增压的发动机
对于装有涡轮增压器的发动机，如果申请人表明在模拟高空试验中，发动机和增压器承受的机械载荷和工作温度不低于在实际高空条件下运转时的机械载荷和工作温度，则除了高空试验可以模拟外，按下列规定进行：
(1)对用于飞机的发动机，申请人必须实施本条(b)款规定的试验，但下列情况除外：
(i)本条(b)(1)规定的整个试验必须在海平面高度压力下进行；
(ii)本条(b)(2)到(7)中所规定的以额定最大连续功率运转的部分必须在临界高度压力下进行；而以其他功率进行试验部分必须在2440米(8000英尺)高度压力下进行；
(iii)在150小时持久试验期间使用的涡轮增压器必须以额定最大连续功率运转时的涡轮进口燃气限制温度和转速增加50小时台架试验，除非在50小时额定最大连续功率运转中保持该限制温度和转速。
(2)对用于直升机的发动机，申请人必须实施本条(d)款规定的试验，但下列情况除外：
(i)本条(d)(1)中规定的整个试验必须在临界高度压力下进行；
(ii)本条(d)(2)和(3)中规定的以额定最大连续功率进行试验的部分，必须在临界高度压力下进行；而以其他功率进行试验的部分，必须在2440米(8000英尺)高度压力下进行；
(iii)本条(d)(4)中规定的整个试验，必须在2440米(8000英尺)高度压力下进行；
(iv)本条(d)(5)规定的以80％额定最大连续功率进行试验的部分，必须在2440米(8000英尺)高度压力下进行，而以其他功率进行试验的部分，必须在临界高度压力下进行；
(v)本条(d)(6)规定的整个试验，必须在临界高度压力下进行；
(vi)在持久试验期间使用的涡轮增压器，必须以额定最大连续功率运转时的涡轮进口燃气限制温度和转速进行50小时台架试验，除非在50小时额定最大连续功率运转中保持该限制温度和转速。
§33．51 工作试验
工作试验必须包括民航局认为必要的试验，以验证发动机的回火特性、起动、慢车。加速、超转、螺旋桨功能和点火及任何其他工作特性。如果发动机装有多速增压器传动装置，则设计与构造必须允许增压器的运转从低速比转向高速比，并且在增压器高转速比下与额定最大连续功率所具有的进气压力和转速调定值相对应的功率，必须在5秒内达到。
§33．53 发动机部件试验
(a)对于不能按§33．49用持久试验方法进行充分验证的每型发动机，申请人必须进行附加的试验，以确定那些部件在所有正常预期飞行和大气条件下都能可靠地工作。
(b)必须确定在航空器安装中要求温度控制措施的每一部件的温度限制，以保证其良好的功能、可靠性和耐久性。
§33．55 分解检查
在完成持久试验后，满足下列要求：
(a)每台发动机必须完全分解。
(b)不经装机即可确定其调整位置和功能特性的每一部件的调整位置和功能特性必须保持在试验开始时已确定并记录的限制范围内。
(c)按照§33．4提交的资料，发动机每个部件必须符合型号设计要求，并且适宜于装在发动机上继续工作。
§33．57 台架试验的一般实施
(a)在台架试验时，申请人可用同一设计和结构的几台发动机分别进行振动、校准、爆震、持久和工作试验。如果用一台发动机单独进行持久试验，则该发动机在开始持久试验之前，必须经过校准检查。
(b)申请人根据符合本规章§33．4要求提交的维修和维护说明书，可以对在台架试验期间的发动机进行维护和小修。如果这类维护频次过高，或由于发动机故障停车次数过多，或在台架试车期间或分解检查的结果认为有必要大修或更换零件的话，则发动机或其零部件可能进行民航局认为必要的任何附加试验。
(c)每个申请人必须提供所有试验条件，包括设备和胜任的人员，以实施台架试验。
E分部 设计与制造：航空涡轮发动机
§33．61 适用范围
本分部规定航空涡轮发动机附加的设计与构造要求。
§33．62 应力分析
必须对每型涡轮发动机进行应力分析，表明每个涡轮发动机转子、隔圈和转子轴的设计安全裕度。
§33．63 振动
每型发动机的设计与构造必须使发动机在其转速和功率的整个工作范围内运转，而不致因振动使发动机的任何零部件应力过大，并且也会将过大的振动力传给航空器结构。
§33．65 喘振和失速特性
发动机按§33．5(b)规定的使用说明运转时，即在发动机工作包线内的任何一点上，起动、功率或推力的变化、功率的增大或推力的加力，极限的进气畸变或进气温度，不得引起喘振或失速达到出现熄火、结构失效、超温或发动机功率或推力不能恢复的程度。
§33．66 引气系统
在§33．7(c)(11)中规定的极限引气状态的所有条件下，发动机必须提供引气而不会对发动机产生除推力或功率输出降低外的不利影响。如果能控制发动机防冰的引气，则必须设置指示发动机防冰系统功能的装置。
§33．67 燃油系统
(a)在按申请人规定的流量和压力对发动机供给燃油的情况下，该发动机必须在本规章规定的各种工作状态下都能正常地工作。不可再调整的每个燃油控制调节装置装于发动机上时必须用锁紧装置固定并且必须是铅封的，否则应是不可达的。所有其他的燃油控制调节装置必须是可达的，并且作标记以指明调节功能，除非该功能是显而易见的。
(b)在发动机燃油进口与燃油计量装置进口，或与发动机传动的正排量泵进口(两种进口中取距发动机燃油进口较近者)之间，必须设置燃油滤或滤网。此外下列规定适用于本款(b)要求的每个燃油滤或滤网：
(1)必须是便于放泄和清洗，并必须采用易于拆卸的网件或滤芯；
(2)除非滤网或油滤易于拆卸进行放油，而不需设置放油装置，否则必须具有沉淀槽和放油嘴；
(3)除非导管或接头在所有载荷情况下均具有足够的强度裕量，否则，油滤或滤网的重量不能由相连的导管或其入口或出口的接头支承。
(4)必须规定为防止燃油中外来颗粒进入发动机燃油系统所必需的燃油滤的类型和过滤度。申请人必须表明符合下列要求：
(i)通过规定过滤装置的外来颗粒不会损害发动机燃油系统的功能；
(ii)在27℃(80°F)的含水的初始饱和燃油中每升加进0．2毫升游离水(每加仑含0．025液英两)，并冷却到工作中可能遇到的最危险的结冰条件下，燃油系统在其整个流量和压力范围内能持续工作。然而，这一要求可以通过验证特定的经批准的燃油防冰添加剂的有效性来满足；或者燃油系统带有燃油加热器，它能在最危险结冰条件下将燃油滤或燃油进口处的燃油温度保持在0℃(32°F)以上。
(5)申请人必须验证在燃油被污染到工作中可能遇到的最大程度的颗粒尺寸和密度时，过滤装置具有保证发动机在其批准的极限内继续运转的能力(与发动机使用限制相对应)。必须验证发动机在这些条件下，按民航局可接受的一段时间内工作，这段时间由下列装置开始指示过滤器临近阻塞时算起：
(i)现有的发动机仪表；
(ii)装在发动机燃油系统的附加装置。
(6)任何滤网或油滤旁路装置的设计与构造，必须通过其适当设置使积聚的污物逸出最少，以确保积聚的污物不致进入旁通油路。
(c)对于每个流体喷射(除燃油)系统和其控制装置，如果作为发动机的一部分，申请人必须表明喷射流体流量是充分可控的。§33．68 进气系统的结冰
在所有防冰系统工作时，每型发动机必须满足下列要求：
(a)在中国民用航空规章第25部附录C中规定的连续最大或间断最大结冰状态下，发动机在其整个飞行功率范围(包括慢车)内的工作中，在发动机部件上不应出现影响发动机工作或引起功率或推力严重损失的结冰情况。
(b)在临界状态进行引气防冰时，地面慢车30分钟，不出现不利影响，此时大气的温度在－9°－1℃之间(15°￣30°F之间)，每立方米含液态水不少于0．3克并且以平均有效直径不小于20微米的水珠形式存在，接着发动机以起飞功率或推力进行短暂的运转。在30分钟慢车运转期间，该发动机可以以民航局接受的方式周期性地加速运转到中等功率或推力调定值。
§33．69 点火系统
每型发动机必须安装有地面和飞行中起动发动机的点火系统。除了燃油加力燃烧系统只要求一个点火器外，电点火系统必须至少有二个点火器和二条独立的次级电路。
§33．71 润滑系统
(a)概述 每一润滑系统在航空器预期使用的飞行状态和大气条件下，必须能正常地工作。
(b)滑油滤网或滑油滤 必须有一个供发动机所有滑油通过的滤网或油滤，此外还应满足下列要求：
(1)本款要求的具有旁路的滑油滤网或滑油滤，其构造和安装必须使得在该滤网或油滤元件完全堵塞的情况下，滑油仍能以正常的流量流经系统的其余部分；
(2)必须规定为防止滑油中外来颗粒进入发动机滑油系统所必需的滑油滤类型和过滤度。申请人必须表明通过规定的过滤装置的外来颗粒将不会损害发动机滑油系统的功能；
(3)当滑油污染程度大于本条(b)(2)的规定时(就颗粒的尺寸和密度而言)，本款要求的每个滤网或油滤必须具有保证发动机滑油系统功能不受损害的容量(就确定的发动机使用限制而言)；
(4)除了滑油箱出口的滤网或油滤，对于本款要求的每个滤网或油滤，必须具有在污染达到本条(b)(3)规定的容量之前能予以指示的装置；
(5)任何油滤旁路装置的设计与构造，必须通过其适当设置使积聚的污物逸出最少，以确保积聚的污物不致进入旁通油路；
(6)除了滑油箱出口或回油泵的滤网或油滤外，本款规定的没有旁路的每个滤网或油滤，必须具有一报警器连接装置，以便在滤网的污染达到本条(b)(3)确定的容量之前警告驾驶员；
(7)本款要求的每个滤网或油滤必须便于放泄和清洗。
(c)滑油箱
(1)每个滑油箱必须具有不小于油箱容量10％的膨胀空间；
(2)必须避免因疏忽而注满滑油箱膨胀空间的可能性；
(3)每个能存留一定数量滑油的凹型滑油箱加油接头，必须具有安装放油的装置；
(4)每个滑油箱盖必须有滑油密封件；
(5)每个滑油箱加油口应标上“滑油”字样；
(6)每个滑油箱必须在膨胀空间的顶部通气，通气口的布置应使可能冻结并阻塞管道的冷凝水蒸汽不能在任何部位积聚；
(7)必须有防止任何可能防碍滑油在系统中流通的物体进入滑油箱或任何滑油箱出口的装置；
(8)除非滑油系统的外部(包括滑油箱支架)是防火的，否则，在每个滑油箱出口必须有一个切断阀；
(9)每个不增压的滑油箱在受到最大工作温度和34．5千帕(0．35公斤／平方厘米；5磅／平方英寸)的内部压力时不得发生泄漏；而每个增压的滑油箱在受到最大工作温度和不低于34．5千帕(0．35公斤／平方厘米，5磅／平方英寸)的内部压力加上该油箱的最大工作压力时不得发生泄漏；
(10)漏出或溢出的滑油不得在油箱和发动机其他零部件之间积聚；
(11)每个滑油箱必须有滑油量指标器或相应的装置；
(12)如果螺旋桨顺桨系统使用发动机滑油，则应满足下列要求：
(i)如果不是油箱本身的失效而是由于润滑系统任一部分的失效使滑油供给量枯竭，则滑油箱必须具有一种能截留一定量滑油的装置；
(ii)被截留的滑油量必须足以完成顺桨工作，并且必须仅供顺桨泵使用；
(iii)必须设有用以防止油泥或其他外来物影响螺旋桨顺桨系统的安全工作的装置。
(d)滑油放油装置 必须配备一个(或多个)放油嘴，以使滑油系统能安全放泄，每个放油装置必须满足下列要求：
(1)是可达的；
(2)有手动或自动装置确保锁定在关闭位置。
(e)滑油散热器 每个滑油散热器必须能承受在台架试验中产生的任何振动、惯性和滑油压力载荷而不出现失效。
§33．72 液压作动系统
在发动机所有预期的工作状态下，每个液压作动系统必须能正常工作。每个油滤或滤网必须便于维修并且每个油箱必须符合本规章§33．71的设计准则。
§33．73 功率或推力响应
发动机的设计与构造必须满足下列要求：
(a)当功率控制杆在不超过1秒内从最小位置推到最大位置时，在航空器所允许的最大引气和功率提取状态下，从最小功率或推力增大到额定起飞功率或推力，而不会出现发动机超温、喘振、失速或其他的有害因素，除非工作方式要求不同的控制程序，则民航局可以允许增加额外的时间。
(b)在不超过5秒时间内，保证从固定最小飞行慢车功率控制杆位置的功率或推力(如无该位置，从不超过15％的额定起飞功率或推力位置)增加至95％额定起飞功率或推力。该5秒种的功率或推力响应必须在仅使用发动机运转所必需的引气和附件载荷的稳定静态下产生。该起飞额定值由申请人规定并且不需包括加入推力值。
§33．75 安全分析
必须用分析的方法表明，任何可能的发动机故障或单一或多重失效，或任何可能的不正常操纵，不会引起发动机出现下列情况之一：
(a)着火。
(b)破裂(危险碎片穿透发动机机匣飞出)。
(c)产生的载荷大于§33．23(a)中规定的极限载荷。
(d)失去停车能力。
§33．77 外物吸入
(a)在本条(e)款规定的条件下，吸入一只1800克(4磅)的鸟不得引起发动机出现下列情况之一：
(1)着火；
(2)破裂(危险碎片穿透发动机机匣飞出)；
(3)产生的载荷大于§33．23(a)中规定的极限载荷；
(4)失去停车能力。
(b)在本条(e)款规定的条件下，吸入数只85克
1
(3盎司)或数只680克(1－－磅)的鸟，不得出现下列情
2
况之一：
(1)引起持续的大于25％的功率或推力损失；
(2)要求发动机从吸入外物之时起5分钟内停车；
(3)引起潜在的危险状况。
(c)在本条(e)款规定的条件下，吸入水、冰或冰雹不得引起持续的功率或推力损失或要求发动机停车。必须验证当发动机在水对空气质量流量比至少为4％的条件下于飞行慢车和起飞功率调定值两种状态下稳定工作后，当发动机吸入至少含发动机空气质量流量4％的水的混合物时，发动机能够安全地加速和减速。
(d)对于采用防护装置的发动机，如果表明符合下列各项，则无需验证在本条(e)款规定的条件下外来物吞咽是否符合本条规定：
(1)这种尺寸的外来物将不能通过该防护装置；
(2)该防护装置将能经受外来物的撞击；
(3)防护装置阻挡的外来物或物群不能阻碍空气流入发动机造成持续的功率或推力减少超过本条(b)款和(c)款对这些值的要求。
(e)在下列吞咽条件下由发动机试验表明符合本条(a)、(b)和(c)款的要求：
－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－ 外物 ｜ ｜ ｜ 发 动 ｜ ｜ ｜ ｜ 机 工 ｜ ｜ 试验数量 ｜外物速度 ｜ 作 状 ｜ 吞咽方式 名称 ｜ ｜ ｜ 态 ｜－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－｜－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－－鸟： ｜每320平方厘米(50平方 ｜ ｜ ｜85 ｜英寸)的进气道面积为一 ｜ ｜ ｜克 ｜只或其余数部分为一只直 ｜ ｜ ｜(3 ｜至最多16只。如果680克 ｜典型航空器｜ ｜快速逐一吸盎 ｜ 1 ｜ ｜起飞 ｜入，以模拟司) ｜(1－磅)的鸟能够通过 ｜离地速度 ｜ ｜遭遇群鸟并 ｜ 2 ｜ ｜ ｜投向选定关 ｜进气导向叶片进入转子叶 ｜ ｜ ｜键区域 ｜片，则不需进行85克(3 ｜ ｜ ｜ ｜盎司)的鸟的吞咽试验 ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜680 ｜进气道面积的第一个 ｜ ｜ ｜克 ｜1940平方厘米(300平方｜ ｜ ｜(1 ｜英寸)为一只鸟，如果它能 ｜典型航空器｜ ｜快速逐一吸1 ｜进入进气道，则每增加 ｜初始爬升速｜起飞 ｜入以模拟遭－ ｜3870平方厘米(600平方｜度 ｜ ｜遇群鸟并投2 ｜英寸)的进气面积为一只 ｜ ｜ ｜向选定的关磅) ｜或其余数部分加一只，直 ｜ ｜ ｜键区域 ｜至最多为8只。 ｜ ｜ ｜ ｜ ｜如果发动机｜ ｜ ｜ ｜有进气导向｜最大 ｜1800｜如果1800克(4磅)的鸟 ｜叶片，则以｜ ｜投向关键区克(4 ｜能进入进气道，只需一只 ｜典型航空器｜巡航 ｜域磅) ｜鸟。 ｜最大爬升速｜ ｜ ｜ ｜度； ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜如果发动机｜ ｜ ｜ ｜没有进气导｜ ｜投向关键区 ｜ ｜向叶片，则｜起飞 ｜ ｜ ｜以典型航空｜ ｜域 ｜ ｜器的离地速｜ ｜ ｜ ｜度 ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜滞后2分钟开启防冰系统 ｜ ｜ ｜ ｜在典型的进气罩和发动机 ｜ ｜ ｜模拟－4℃冰 ｜正面得到的最大冰积聚， ｜吸入 ｜最大 ｜(25°F)时遇 ｜或在质量和厚度上与试验 ｜ ｜巡航 ｜到的连续最 ｜发动机尺寸相当的一块 ｜ ｜ ｜大结冰 ｜冰。 ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜冰雹 ｜对所有的发动机：如进气 ｜ ｜在 ｜用齐发模拟(密 ｜面积不超过645平方厘米 ｜ ｜4570 ｜遭遇冰雹，度 ｜(100平方英寸)，为一块 ｜ ｜米( ｜半数冰雹投0．8 ｜2．5厘米(1英寸)冰雹；如｜ ｜15000｜向整个进气￣ ｜果进气面积超过645平方 ｜典型航空器｜英 ｜面积上的随0．9)｜厘米(100平方英寸)，则 ｜在颠簸气流｜尺) ｜机区域，而 ｜每968平方厘米(150平 ｜的飞行速度｜高度 ｜其他的冰雹 ｜方英寸)进气面积或其余 ｜ ｜的最 ｜投向正面关 ｜数为1块2．5厘米(1英 ｜ ｜大巡 ｜键区域 ｜寸)冰雹和一块5厘米(2 ｜ ｜航 ｜ ｜英寸)冰雹 ｜ ｜ ｜－－－－｜－－－－－－－－－－－－－－｜－－－－－｜－－－－－｜－－－－－－－－ ｜对超音速发动机(附加)： ｜ ｜ ｜ ｜3块冰雹每块冰雹直径等 ｜ ｜ ｜ ｜于从高度10700米(35 ｜超音速巡航｜ ｜ ｜000英尺)处2．5厘米( ｜速度。或用｜最大 ｜投向发动机 ｜1英寸)至高度18300米 ｜较大冰雹以｜ ｜正面的关键 ｜(60000英尺)处0．6 ｜亚音速得到｜巡航 ｜区域。 ｜40厘米(1／4英寸)线性变｜等值的功能｜ ｜ ｜化的与预期的最低超音速巡航 ｜ ｜ ｜ ｜高度相对应值。 ｜ ｜ ｜ ｜ ｜ ｜飞行 ｜慢车和起飞 ｜ ｜ ｜慢 ｜各持续3分水 ｜至少为4％的发动机空气 ｜ ｜车、 ｜钟，并且在 ｜质量流量。 ｜吸入 ｜加 ｜加速和减速 ｜ ｜ ｜速、 ｜时，用喷淋 ｜ ｜ ｜起飞 ｜模拟降雨。 ｜ ｜ ｜减速 ｜－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－－
注：本节使用的“进气道面积”一词意指在发动机前部正面的发动机进气道投影面积，它包括任何机头整流罩和锥体头部的投影面积。
§33．79 燃烧燃料加力装置
包括喷口的每个燃烧燃料加力装置，必须满足下列规定：
(a)设有燃烧燃料加力装置的切断装置；
(b)允许开－关交替进行；
(c)在预期的工作范围内可控制；
(d)除了加力装置提供的推力外，加力装置的失效或故障不能引起发动机推力损失；
(e)如果发动机转子转速下降到加力装置预期工作的最低转速以下时，应设有与发动机其它控制机构协调工作并自动切断提供加力装置燃料的控制机构。
F分部 台架试验：航空涡轮发动机
§33．81 适用范围
本分部规定涡轮发动机的台架试验和检验。
§33．82 概述
在本分部规定的每项持久试验前，必须确定和记录不经装机即可确定其调节器调整位置和功能特性的每个部件的调节器调整位置和功能特性。
§33．83 振动试验
(a)每型发动机必须进行振动测试，以确定转子盘、转子叶片、转子轴、静子叶片和任何其他部件在承受最大进气畸变极限下能导致失效的激振力时的振动特性。这项测试在稳定状态和瞬时状态下，从慢车转速到103％的最大允许转速和发动机功率或推力的整个范围内测定。该项测试必须采用与持久试验加载装置相同的结构形式实施，除非加载装置型式不适用于必要的振动测试仪器的情况下，民航局可允许使用修改的结构形式。
(b)本条(a)款确定的转子和静子部件的振动应力(或应变)，必须低于制造这些部件的材料的持久极限并留有民航局可接受的裕度，以适应最恶劣的使用条件。
(c)必须对每一附件传动装置和安装构件加载。仅供航空器使用的每一附件装置所施加的载荷是申请人为该传动装置或安装部位规定的限制载荷。
§33．85 校准试验
(a)每型发动机必须进行为确定§33．87规定的有关持久试验的发动机功率特性和条件所必需的校准试验。功率特性校准试验的结果是确定在整个转速、压力、温度和高度工作范围内发动机特性的依据。功率额定值以标准大气条件为基准，没有供航空器用的引气，并只装有为发动机功能所必需的那些附件。
(b)进行持久试验的发动机在持久试验后必须进行海平面状态时的功率检查，必须确定在持久试验期间出现的任何功率特性变化。在持久试验最后阶段取得的测量值可以用于表明符合本款的要求。
§33．87 持久试验
(a)概述 每型发动机必须进行持久试验，它包括总时数为150小时的试验并根据发动机型号和预期工作情况由本条(b)至(e)款中规定的某一适用的试验系列组成。对于本条(b)、(c)或(d)中的发动机试验，规定的6小时试验程序必须进行25次以完成总时数为150小时的试验。试验按下列要求进行：
(1)对于待试的特定发动机，各项试验必须按民航局认为合适的顺序进行；
(2)在持久试验中，属于发动机一部分的任何发动机自动控制装置，必须控制发动机，除非用自动控制的某处由手动正常地取代或者对某些特定试验阶段手动操作另有规定；
(3)除了本条(a)(5)的规定，发动机功率或推力、燃气温度、转子轴转速，以及如果有限制时，包括发动机外表面的温度，必须至少是待试特定发动机相应规定值的100％。如果所有参数值不能同时维持在100％的水平，则可以进行多次的试验；
(4)必须使用符合§33．7(c)规定规格的燃油、润滑剂和液压油进行试验；
(5)在至少1／5的试验期间，必须使用供发动机和航空器使用的最大引气。但对于这些试验，若民航局认为持久试验的有效性不会受影响，则功率或推力或转子轴转速可以比待试的特定发动机相应规定值的100％低；
(6)必须对每一附件传动装置和安装构件加载。仅供航空器使用的每一附件所施加的载荷，必须是在额定的最大连续功率或推力和更高的功率输出时，由申请人为发动机传动装置和安装点所规定的限制载荷。任何附件传动装置和安装构件加载下的持久试验，如果其有效性由批准的分析方法所证实，则可以在单独的试验台上进行；
(7)除了试验时间不超过5分钟和不允许稳定的场合外，在以任何额定功率或推力试验期间，燃气温度和滑油进口温度必须保持在限制温度。至少有一个试验阶段，必须在燃油、滑油和液压油的最小压力限制值进行；并且至少有一个试验阶段，必须在燃油、滑油和液压油最大压力限制值进行，必要时允许降低油液温度以获得最大压力；
(8)如果转子轴瞬时超转或燃气瞬时超温的出现次数有限制，则本条(b)、(c)、(d)和(e)款所规定的加速次数必须在限制超转或超温时进行。如果出现的上述次数没有限制，则加速次数的一半必须在限制超转或超温时进行；
(9)下列附加试验要求适用于装在超音速航空器上的各种型号发动机的型号合格审定：
(i)为了改变推力调定值，功率控制杆必须在不超过1秒的时间内从初始位置推到最终位置，除非在将功率控制杆推到燃油加力位置时，有必要增加时间以确保点火；
(ii)在以任何额定加力推力试验期间，除了试验时间不足以使温度稳定的场合外，液压油温度必须保持在限制温度上；
(iii)在模拟超音速试验期间，燃油温度和进气温度不得低于限制温度；
(iv)持久试验必须在装有燃料加力装置和主尾喷管、副尾喷管并在使用可调面积尾喷管的状况下进行，每次试验期间，按§33．5(b)规定的方法实施；
(v)在以最大连续推力和相应百分比的推力调定值试验期间，发动机必须在上述推力调定值下处于极限进气畸变的状况时运转。
(b)除某些直升机发动机以外的发动机 除了本条(c)或(d)款中要求额定值的直升机发动机外，对于每型发动机，申请人必须进行下列试验：
(1)起飞和慢车 1小时试验，由5分钟额定起飞功率和推力及5分钟慢车功率和推力交替组成。在起飞和慢车状态及其相应的转子转速和燃气温度条件下发出的功率和推力必须通过用功率控制杆按制造者确定的程序加以调定。在任一试验期间，申请人可以在录取检查性能的数据时，手动控制转子转速、功率和推力。具有加大起飞功率额定值包括增加涡轮进气温度、转子转速或轴功率的发动机，在以起飞功率试验期间，必须以加大额定值进行。对于实质上不会增加工作苛刻程度的具有加力起飞功率额定值的发动机，以加力额定值进行试车的时数由适航当局决定。在每次5分钟试验后变更功率调定值时，必须按本条(b)(5)规定的方式调节功率控制杆；
(2)额定最大连续和起飞功率和推力 以额定最大连续功率和推力进行15次试验，每次持续30分钟，并以额定起飞功率和推力进行10次试验，每次持续30分钟；
(3)额定最大连续功率和推力 以额定最大连续功率和推力进行1小时30分钟的试验；
(4)递增的巡航功率和推力 在最大连续发动机转速和地面或最小慢车转速之间至少分成15个大致相同的转速和时间增量，以与此增量相对应的逐个功率控制杆位置进行2小时30分钟的试验。对于以恒速工作的发动机，推力和功率变化可以代替转速变化。如果在地面慢车和最大连续状态之间任何一点有显著的峰值振动，则可以变更选择的增量，以便在受峰值振动影响期间增加试验时间直至不超过递增试验总时数的50％；
(5)加速和减速试验 30分钟加速和减速试验，由6个循环组成，每个循环由慢车功率和推力到额定起飞功率和推力所组成，并且在起飞功率控制杆位
1
置保持30秒，在慢车功率控制杆位置保持约4－－分
2
钟。按本条(b)款规定，功率控制杆必须在不超过1秒内从一个极端位置推到另一极端位置；除非不同的调节工作方式，功率控制杆从一个极端位置移动到另一极端位置需要采用必要的调节程序，才允许有较长的时间，不能超过2秒。
(6)起动 必须进行100次起动试验，其中的25次必须在发动机停车至少2小时后进行。必须至少有10次发动机假起动。每次假起动后准备正常起动前，按申请人规定的最小排油时间暂停起动。必须至少有10次发动机停车后不到15分钟的正常再起动。其余的起动可以在150小时的持久试验完成后进行。
(c)要求30分钟功率额定值的直升机发动机对于要求30分钟功率额定值的每型直升机发动机，申请人必须进行下列一系列试验：
(1)起飞和慢车 1小时试验，由5分钟额定起飞功率和推力及5分钟慢车功率和推力交替组成。在起飞和慢车状态及其相应的转子转速和燃气温度条件下发出的功率和推力必须通过功率控制杆按制造者规定的程序加以确定。在任一次试验期间，申请人可以在录取检查性能的数据时，手动控制转子转速、功率和推力。具有加大起飞功率额定值包括增加涡轮进气温度、转子转速或轴功率的发动机，在以额定起飞功率试验期间，必须以加大额定值进行。在每次5分钟试验后变更功率调定值时，必须按本条(c)(5)规定的方式调节功率控制杆。
(2)额定30分钟功率 以额定30分钟功率和推力进行30分钟试验；
(3)额定最大连续功率和推力 以额定最大连续功率和推力进行2小时试验；
(4)递增的巡航功率和推力 在最大连续发动机转速和地面或最小慢车转速之间分成不少于12个大致相同的转速和时间增量，以与此增量相对应的逐个功率控制杆位置进行2小时的试验。对于以恒速工作的发动机，推力和功率变化可以代替转速变化。如果在地面慢车和最大连续状态之间任何一点有显著的峰值振动，则可以变更选择的增量，以便在受峰值振动影响期间增加试车时间直至不超过递增试验总时数的50％。
(5)加速和减速试验 30分钟加速和减速试验，由6个循环组成，每个循环由慢车功率和推力到额定起飞功率和推力所组成，并且在起飞功率控制杆位
1
置保持30秒，在慢车功率控制杆位置保持约4－－分
2
钟。按本条(c)(5)规定，功率控制杆必须在不超过1秒内从一个极端位置推到另一极端位置；除非不同的调节工作方式，功率控制杆从一个极端位置移动到另一个极端位置，需要采用必要的调节程序，才允许有较长的时间，但不能超过2秒。
(6)起动 必须进行100次起动试验，其中的25次必须在发动机停车至少2小时后进行。必须至少有10次发动机假起动。每次假起动后准备正常起动前，按申请人规定的最小排油时间暂停起动。必须至少有10次发动机停车后不到15分钟的正常再起动。其余的起动可以在150小时的持久试验完成后进行。
1
(d)要求2－－分钟功率额定值的直升机发动机
2
1
对于要求2－－分钟功率额定值的直升机发动机，申
2
请人必须进行下列一系列试验：
(1)1小时试验，由5分钟额定起飞功率和推力及5分钟慢车功率和推力交替组成，除了在第三次和
1
第六次起飞功率期间，仅需以额定起飞功率试验2－－
2
1 1
分钟，余下的2－－分钟必须以额定的2－－分钟功率进
2 2
1
行试验外。在发动机起飞、2－－分钟和慢车状态及其相
2
应的转子转速和燃气温度状态下发出的功率和推力，必须通过用功率控制杆按制造者确定的程序加以调
定。在任一次试验期间，申请人可以在录取检查性能的数据时，手动控制转子转速、功率和推力。具有加大起飞功率额定值包括增加涡轮进气温度、转子转速或轴功率的发动机，在以额定起飞功率试验期间，必须以加大额定值进行。在每次5分钟试验后或试验期间变更功率调定值时，必须按本条(c)(5)规定的方式调节功率控制杆；
(2)在本条(c)款规定的每6小时试验顺序中，必须以额定30分钟功率进行30分钟试验，除了有一
1
个额定30分钟功率试验的最后5分钟必须以2－－分钟功率试验外；
2
(3)本条(c)(3)至(c)(6)规定的试验。
(e)超音速航空器发动机 对于用于超音速航空器的每型发动机的型号合格审定，申请人必须进行下列试验：
(1)在海平面环境大气条件下的亚音速试验必须进行每阶段1小时共30阶段的试验，每阶段试验由下列各项组成：
(i)二次5分钟的额定起飞加力推力，每次接着5分钟的慢车推力；
(ii)一次5分钟的额定起飞推力接着5分钟的不超过15％额定起飞推力；
(iii)一次10分钟的额定起飞加力推力接着2分钟的慢车推力，除非额定最大连续加力推力低于额定起飞加力推力，则10分钟中的5分钟为额定最大连续加力推力；
(iv)六次1分钟的额定起飞加力推力，每次接着2分钟的慢车推力，包括加速和减速的时间在内。
(2)模拟超音速试验 必须在模拟超音速试验的每次试验前，把亚音速状态所达到的进气温度和压力变换到超音速时所达到的温度和压力，随后必须再回复到亚音速状态时所达到的温度。必须进行每阶段4小时共计30阶段的试验，每阶段试验由下列各项组成：
(i)一次以功率控制杆在额定最大连续加力推力位置上所获得的推力进行30分钟试验，接着以功率控制杆在90％额定最大连续加力推力位置上所获得的推力进行10分钟试验。在最初5阶段这样的试验末尾，必须以进气温度在瞬时超温极限状态下进行，但在本条(e)(2)(ii)至(iv)规定的试验中不必重复；
(ii)重复本条(e)(2)(i)规定的一次试验，除了它必须接着以功率控制杆在80％额定最大连续加力推力位置上所获得的推力进行10分钟试验外；
(iii)重复本条(e)(2)(i)规定的一次试验，除了它必须接着以功率控制杆在60％额定最大连续加力推力位置上所获得的推力进行10分钟试验，然后以不超过15％的额定起飞推力试验10分钟外；
(iv)重复本条(e)(2)(i)和(ii)规定的各一次试验；
(v)一次30分钟试验，30个阶段中的25个阶段以功率控制杆在额定最大连续加力推力位置上所获得的推力进行，并且每阶段试验后接着慢车推力工作；其余的5个阶段试验各以功率控制杆在额定最大连续加力推力位置上所获得的推力试验25分钟，接着用热燃油以不大于15％的额定起飞推力进行亚音速工作，并加速到额定起飞推力工作5分钟。
(3)起动 必须进行100次起动试验，其中的25次必须在发动机停车至少2小时后进行。必须至少有10次发动机假起动。每次假起动后准备正常起动前，按申请人规定的最小排油时间暂停起动。必须至少有10次发动机停车后不到15分钟的正常再起动。这些起动可以在包括持久试验期间在内的任何时间进行。
§33．88 发动机超温试验
每型发动机必须在燃气温度超过最大工作限制温度至少42℃(75°F)时，以最大允许转速运转5分钟。在此试验后，涡轮部件必须在可使用的限制范围内。
§33．89 工作试验
(a)工作试验必须包括民航局认为必要的试验，以验证下列各项：
(1)起动、慢车、加速、超转、点火、螺旋桨功能(如果规定发动机装螺旋桨工作)；
(2)符合§33．73发动机的响应要求；
(3)在下列发动机载荷条件下，从功率控制杆代表的最小慢车和最小飞行慢车的位置由稳定的慢车工作状态开始到95％的额定起飞功率或推力状态的功率或推力最小响应时间：
(i)没有供航空器使用的引气和功率提取；
(ii)供航空器使用的最大允许引气和功率提取值；
(iii)代表航空器进场着陆期间使用的最大的引气和功率提取的某中间值。
(4)如果没有合适的试验设备，则确定本条(a)(3)(ii)和(iii)规定的功率提取可以通过适当的分析方法进行。
(b)工作试验必须包括民航局认为必要的所有试验，以验证发动机在其规定的整个使用包线内所具有的安全工作特性。
§33．90 初次维修检查
除了正在进行现有型号合格证更改或补充的型号合格审定的发动机外，每型发动机必须承受批准的运转试验来模拟使用中所预期的发动机工作状态，包括典型的起动－停车循环，以确定要求初次维修检查的时限。运转试验必须在基本符合最终型号设计的发动机上进行。
§33．91 发动机部件试验
(a)对于不能按本规章§33．87规定的持久试验予以充分验证的那些系统，必须进行另外的试验，以确定在所有正常预期的飞行和大气条件下，这些部件能可靠地工作。
(b)必须确定在航空器安装中要求温度控制措施的那些部件的温度限制，以确保其良好的功能、可靠性和耐久性。
§33．92 风车试验
(a)用于超音速航空器的发动机，除非在发动机中采取措施使发动机转子在发动机系统里无滑油的情况下，必须卡住或在限定的风车转速时能够转动3小时，而不导致发动机出现下列情况之一：
(1)着火；
(2)破裂(飞出未包容住的危险碎片)；
(3)产生大于§33．23(a)款规定的那些极限载荷。
(b)装有当发动机在飞行中停车时能使发动机转子停止转动的装置的涡轮喷气或涡轮风扇发动机，必须在下列条件下进行25次运转：
(1)在以额定最大连续推力工作时，每台发动机必须停车；
(2)对用于超音速航空器的发动机合格审定，在进行本款要求的试验中，其进气和发动机外表面的温度必须保持在最大限制值。
(c)每个不增压的液压油油箱在受到最大工作温度和34．5千帕(5磅／平方英寸)的内部压力时，不得出现失效或泄漏，每个增压的液压油油箱在受到最大工作温度和不低于34．5千帕(5磅／平方英寸)的内部压力加上油箱的最大工作压力时，不得出现失效或泄漏。
(d)对用于超音速航空器的发动机型号合格审定，必须确定由于在最大和最小工作温度时可能会发生失效的发动机系统、安全装置和外部部件。并且必须在最高和最低工作温度以及当温度和其他使用条件在最高和最低使用值之间循环时进行试验。
§33．93 分解检查
在完成持久试验后，每台发动机必须完全分解，并满足下列要求：
(a)不经装机即可确定其调节器调整位置和功能特性的每个部件，必须使每个调整位置和功能特性保持在试验开始时确定和记录的限制范围内。
(b)按§33．4提交的材料，每个发动机零部件必须符合型号设计要求并且适宜于装在发动机上继续使用。
§33．94 叶片包容性和转子不平衡试验
(a)除了本条(b)款的规定外，除非在下列每一事故后发动机损坏的结果导致了自动停车，否则必须通过发动机试验验证：发动机能包容损坏件至少运转15秒没有着火并且其安装节没有失效。
(1)在以最大允许转速运转期间，最危险的压气机和风扇的一个叶片失效，该叶片失效必须出现在最外层的固定槽外；或对于整体叶片转子盘，叶片必须至少缺损80％。
(2)在以最大允许转速运转期间，最危险的涡轮叶片的失效。该叶片失效必须出现在最外部的固定槽处；或对于整体叶片转子盘，该叶片必须至少缺损80％。必须根据涡轮叶片的重量和相邻涡轮机匣在与最大允许转速运转时相关的温度和压力下的强度确定最危险的涡轮叶片。
(b)基于试验台试验、部件试验或使用经验的分析如果符合下列条件，可以代替本条(a)(1)和(a)(2)规定的发动机试验之一：
(1)某一试验(上述规定的两个试验中之一)产生的转子不平衡量为最小；
(2)证明分析是等同于上述某一试验。
§33．95 发动机－螺旋桨系统试验
如果设计的发动机是带螺旋桨工作的，则必须在装有一个有代表性的螺旋桨的情况下，进行下列试验，该试验可包括在持久试验中；或者按民航局接受的其他方法进行下列试验：
(a)顺桨试验 25次循环；
(b)负扭矩和推力系统试验 以额定最大连续功率作25次循环；
(c)自动退耦装置试验 以额定最大连续功率作25次循环(如果重复退耦和重新耦合是这种装置在使用中的预期功能)；
(d)负拉力试验 从飞行慢车位置到全拉力装置175次循环；和以额定最大连续功率从全正拉力到全负拉力的25次循环。在每个循环结束时，螺旋桨必须在由申请人对反桨距运转所规定的最大转速和大功率下，用反桨距运转30秒。
§33．96 以辅助动力装置(APU)方式工作的发动机试验
如果发动机设计成带螺旋桨制动器，而该制动器在发动机燃气发生器仍然工作期间，允许螺旋桨制动，并在发动机作为辅助动力装置(APU)方式工作期间保持制动，那么除了§33．87的要求外，申请人必须做下列试验：
(a)地面锁定 螺旋桨制动器以某种方式耦合共45小时。这种方式在申请人规定的发动机转速、扭矩、温度、引气和功率提取的最大状态下，发动机处于APU方式工作时，能清楚地验证它的功能对全台发动机无有害的影响。
(b)动态制动 制动器必须以某种方式进行共400个使用－放松耦合的循环。这种方式在申请人规定的发动机最大状态的加速／减速、转速、扭矩和温度时，能清楚地验证制动器的功能对全台发动机无有害的影响。制动器放松之前，螺旋桨必须制动。
(c)螺旋桨制动器耦合时，进行100次发动机起动和停车。
(d)本条(a)、(b)和(c)款规定的试验必须在同一台发动机上进行，但这台发动机不必是§33．87规定试验中使用的同一台发动机。
(e)必须在完成本条(a)、(b)和(c)款规定的试验后，将发动机分解到为表明符合§33．93(a)款和§33．93(b)款所必需的程度。
§33．97 反推力装置
(a)如果发动机装有反推力装置，则本分部规定的持久、校准、工作和振动试验必须在安装了反推力装置的情况下进行。根据本条规定，功率控制杆必须在不超过1秒的时间内从一个极端位置移到另一个极端位置，除了调节器工作的方式需要采用必要的程序使功率控制杆从一个极端位置移到另一个极端位置，才允许有稍长的时间，但不能超过3秒。另外，本条(b)款规定的试验也必须进行。这一试验可以作为持久试验的一部分。
(b)必须进行从飞行慢车的向前推力到最大反推力的试验175次，以及必须从额定起飞推力到最大反推力下进行25次反推力试验。在每次反推力后，反推力装置必须在全反推力下工作1分钟，除非反推力装置仅预备用作为地面制动装置，则该反推力装置只需在全反推力下工作30秒。
§33．99 台架试验的一般实施
(a)在作台架试验时，每个申请人可用同一设计和结构的几台发动机分别进行振动、校准、持久和工作试验。如果用一台发动机单独进行持久试验，则该发动机在持久试验开始之前，必须进行校准检查。
(b)申请人根据符合§33．4的要求提交维修和维护说明书，可以对在台架试验期间的发动机进行维护和小修。如果这类维护频次过高；或由于发动机故障，停车次数过多，或在台架试验期间或分解检查的结果认为有必要大修或更换零件的话，则发动机或其零部件可能要进行民航局认为必要的任何附加试验。
(c)每个申请人必须提供所有试验条件，包括设备和胜任的人员，以实施台架试验。
附录A 持续适航文件
A33．1 总则
(a)本附录规定§33．4所需要的持续适航文件的编制要求。
(b)每一发动机持续适航文件必须包含所有发动机零部件的各种持续适航文件。如果发动机部件制造者未提供发动机零部件的持续适航文件，则发动机的持续适航文件必须包含对于发动机持续适航性必不可少的资料。
(c)申请人必须向民航局提交一份文件，说明如何分发由申请人或发动机零部件制造者对持续适航文件的更改资料。
A33．2 格式
(a)必须根据所提供资料的数量，将持续适航文件编成一本或多本手册。
(b)手册的编排格式必须实用。
A33．3 内容
手册的内容必须用中文编写。持续适航文件必须含有下列手册或条款(视适用而定)以及下列资料：
(a)发动机维护手册或条款
(1)概述性资料，包括在维护或预防性维护所必需的对发动机特点和数据的说明；
(2)发动机及其部件、系统和安装的详细说明；
(3)安装说明，包括拆包、启封、验收、起吊和安装附件的正确程度及任何必要的检查；
(4)说明发动机部件、系统和装置如何使用的基本控制和使用资料，及说明发动机及其零部件起动、运转、试验和停车方法的资料，包括采用的特殊程序和限制；
(5)关于下列细节内容的维护资料：维护点、油箱和流体容器的容量、所用流体的类型、各系统所采用的压力、润滑点位置、所用的润滑剂和维护所需的设备；
(6)发动机每一零部件的定期维护资料，它给出发动机每一零部件的清洗、检查、调整、试验和润滑的荐用周期，并提供检查的程度、适用的磨损允差和在这些周期内推荐的工作内容。但是如果申请人表明某项附件、仪表或设备非常复杂，需要专业化的维护技术、测试设备或专家才能处理，则申请人可以指明向该件的制造厂商索取上述资料。荐用的翻修周期和与本文件适航性限制条款必要的互相参照也必须列入。此外，申请人必须提交一份包含发动机持续适航性所需检查频数和范围的检查大纲；
(7)说明可能发生的故障、如何判别这些故障以及对这些故障采取补救措施的检查排故资料；
(8)说明拆卸发动机及其零部件和更换零部件的顺序和方法及应采取的必要防护措施的资料。还必须包括正确的有关地面保管、装箱和运输的说明；
(9)维护所必需的工具和设备清单及其使用方法的说明。
(b)发动机翻修手册或条款
(1)分解资料包括翻修分解顺序和方法；
(2)清洗与检查说明包括翻修期间使用的材料和仪器、采用的方法和防护措施。还必须包括翻修检查的方法；
(3)有关翻修的所有公差与配合的明细表；
(4)磨损的或其他低于标准零部件详细的修理方法及其确定何时必须更换的必要资料；
(5)翻修时装配的顺序和方法；
(6)翻修后的试验说明；
(7)储存处理包括任何储存限制的说明；
(8)翻修需要的工具清单。
A33．4 适航限制条款
持续适航文件必须包含题为适航性限制的条款，该条款应单独编排并与文件的其他部分明显地区分开来。该条款必须规定强制性的更换时间、检查时间间隔和型号合格审定要求的有关程序。如持续适航文件由多本文件组成，则本节要求的条款必须编在主要手册中。必须在该条显著位置清晰说明：“本适航限制条款业经民航局批准，规定了中国民用航空规章有关维护和营运的条款所要求的维护，如果民航局已另行批准使用替代的大纲则除外”。
