第一章 緒論

1.1 適航概述

適航的定義：

（Airworthiness）是指民用航空器（包括其部件及子系統）整體性能和操縱特性在預期的運行環境和使用條件限制下的安全性和物理完整性的一種品質，這種品質要求航空器在全壽命階段內應始終處於保持符合其型號設計和始終處於安全運行狀態。

主要民用航空管理機構

現代民用飛機的實踐活動所表現的安全水平

適航標準要求的是最低安全水平，國際民用航空實踐（設計、制造、生產、運營、維修）表現的安全水平高於適航標準要求的最低安全水平要求。

✈適航管理

• 是以保障民用航空器的安全性為目標的技術管理，是民用航空管理部門在制定最低安全標準的基礎上，對民用航空器的設計、制造、使用和維修等環節進行的審查、監督和管理。

✈初始適航

• 是指在航空器交付使用之前，民用航空管理部門依據相關適航標準和程序，對民用航空器的設計和制造所進行的管理，包括適航標準和程序的制訂、航空產品和零部件的設計制造批準和適航證件管理、航空器國籍管理等。
• 初始適航管理是對航空器設計、制造的控制。

✈持續適航

• 持續適航管理是指在航空器投入使用後，民用航空管理部門依據航空器使用、維修等方面的標準程序而進行的管理，使得航空器保持規章要求的安全水平，保證航空器能始終處於安全運行狀態。
• 持續適航管理是對航空器使用、維修的控制。

✈適航審定

• 是指民用航空管理部門依據適航法規標準，對民用航空器(包括其部件、系統）的設計、制造進行的審查、監督和管理，確保其具有適航規章規定的最低安全水平。
• 包括型號合格審定、生產許可審定和單機適航批準。
• 航空器的適航審定不僅僅局限於設計制造階段，在航空器投入使用後發生的零部件加改裝、結構修理等，也屬於適航審定的范疇。

✈符合性驗證

• 是民用飛機在研制和適航取證過程中所使用的專有名詞，意指型號合格審查過程中，申請人(通常是設計方)采用不同驗證方法，以獲取的驗證結果證明所驗證對象是否滿足適航標準的要求，評估驗證對象與適用適航標準條款的符合程度。

符合性方法表

1.2 航空發動機適航概述

安全性目標：危害性發動機後果的發生概率不超過極小可能。（ 10^{-7}sim10^{-9} /發動機飛行小時）。

航空發動機的適航性通過適航符合性工作來驗證。

相關規章：

CCAR-33部《航空發動機適航規定》：共8章，兩個附件。（附件A：持續適航文件）

航空發動機適航性分類

第二章 發動機適航審定程序

2.1 適航審定概述

適航審定過程

✈設計批準

指局方頒發的用以表明該航空產品或者零部件設計符合相關適航規章和要求的證件，其形式可以是型號合格證、型號認可證、型號合格證更改、型號認可證更改、補充型號合格證、改裝設計批準書、補充型號認可證、零部件設計批準認可證，或者零部件制造人批準書、技術標準規定項目批準書對設計部分的批準，或者其他方式對設計的批準。

✈生產批準

指局方頒發用以表明允許按照經批準的設計和經批準的質量系統生產民用航空產品或者零部件的證件，其形式可以是生產許可證或者零部件制造人批準書、技術標準規定項目批準書對生產部分的批準。

✈適航批準

指局方為某一航空器、航空發動機、螺旋槳或者零部件頒發的證件，表明該航空器、航空發動機、螺旋槳或者零部件符合經批準的設計並且處於安全可用狀態。

3.1 型號合格審定

✈型號合格審定

型號合格審定(Type Certification)是中國民用航空局對民用航空產品(指民用航空器、航空發動機或者螺旋槳)進行設計批準的過程(包括頒發型號合格證及對型號設計更改的批準)。[註：僅針對於航空產品]

審定依據：

• 《民用航空產品和零部件合格審定規定》（CCAR-21-R4）
• 《型號合格審定程序》（AP-21-AA-2022-11）

審定階段的劃分

型號合格審定項目，從申請到領證，審定過程包括以下五個階段：

審查過程的技術管理

局方審查采用基於風險的原則，綜合考慮申請人設計保證系統建設情況、申請人以往型號取證過程表現、民用航空產品新穎和復雜程度等因素，確定審查組直接審查范圍和深度。

▶基於風險的方法

設計保證系統的審查

第三章 發動機的設計過程

不要求

第四章 適航規章解讀（1.專用手冊類）

4.1.1 審定方法

4.1.1.1 直接符合性方法

符合性方法表（MOC）

4.1.1.2 非直接符合性方法

對現有規章可以體現非直接符合性的符合性方法:

• 表明等效安全（ELOS）
• 申請豁免

專用條件（SC）：

• 僅適用於當前發動機

✈等效安全水平:

(Equivalent Level of Safety)是指雖不能表明符合條款的字面要求，但存在補償措施並可達到等效的安全水平。

✈豁免：

是根據《民用航空產品和零部件合格審定規定》 (CCAR-21-R4)第 21.3 條的規定，民航局同意受適航規章和環境保護要求中有關條款約束的人暫時或永久不用表明對某些條款符合性的批準。

✈專用條件：

(Special Condition，簡稱SC)是根據CCAR-21的規定，針對提交進行型號合格審定的民用航空產品，由於下述原因之一使得有關的適航規章沒有包括適當的或足夠的安全要求，由CAAC制定並頒發的補充安全要求。

4.1.2 總要求

每一個申請人必須表明該型航空發動機符合本規定中適用的要求。

實質要求：

• 發動機需要滿足每條適用規章的要求

條款符合性：

• 聲明(Document Submittal)

4.1.3 專用手冊類

4.1.3.1 持續適航文件

Instructions for Continued Airworthiness (ICA)

申請人必須根據本規定附件A編制中國民用航空局可接受的持續適航文件。如果有計劃保證在交付第一架裝有該發動機的航空器之前或者在為裝有該發動機的航空器頒發適航證之前完成這些文件，則這些文件在型號合格審定時可以是不完備的。

[註]：持續適航文件還可以補充和完善，批準之後的文件並不是不變的，可以根據實際情況，比如說關於大修相關的一些問題，需要根據後期的一個實際情況，可能還需要不斷的去修訂和完善。

• 要求申請人編寫持續適航文件
• 確定持續適航文件的編寫規范、分類、格式和內容規范
• 持續適航文件的修訂、控制和分發程序
• 並按相應的要求在規定時間內提供持續適航文件，保證 發動機在交付後的安全運行。

滿足條款要求可接受的符合性方法建議包括：

• 符合性聲明
• 技術文件

型號合格證數據單：（TCDS）

• 型號合格證的一部分
• 聲明瞭發動機運行參數

4.1.3.2 發動機安裝和使用說明手冊

每一個申請人必須備有在型號合格證頒發之前可供中國民用航空局應用，在發動機交付時可供用戶使用的經批準的發動機安裝和使用說明手冊。該說明手冊必須至少包括下列內容： （a）安裝說明 （b）使用說明 （c）安全分析假設

第四章 適航規章解讀（2.工作特性類）

4.2.1 喘振和失速特性

第33.65條 喘振和失速特性

發動機按第33.5 條（b）規定的使用說明運轉時，即在發動機工作包線內的任何一點上，起動、功率或推力的變化、功率的增大或推力的加力，極限的進氣畸變或進氣溫度，不得引起喘振或失速達到出現熄火、結構失效、超溫或發動機功率或推力不能恢復（LOTC）的程度。

適航驗證技術

喘振與失速特性條款符合性關鍵證據為通過試驗表明在發動機工作包線內所選取的試驗工作點上，按既定的試驗程序和試驗條件反映發動機起動、功率或推力的變化、功率的增大或推力的加力，極限的進氣畸變或進氣溫度條件，發動機不會出現危害性的喘振或失速。

• 發動機全工作包線關鍵試驗點選取;
• 全包線試驗點的發動機功率變化程序;
• 進氣畸變的設置及評判;
• 喘振和失速的裕度評估。

實驗方案

確定喘振與失速實驗條件時應考慮四個方面：

4.2.2 功率或推力響應

發動機的設計與構造必須滿足下列要求： （a）當功率控制桿在不超過1秒內從最小位置推到最大位置時，在航空器所允許的最大引氣和功率提取狀態下，從最小功率或推力增大到額定起飛功率或推力，不會出現發動機超溫、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，則中國民用航空局可以允許增加額外的時間。

（b）在不超過5秒時間內，保證從固定最小飛行慢車功率控制桿位置的功率或推力（如無該位置，從不超過15％的額定起飛功率或推力位置）增加至95％額定起飛功率或推力。該5秒鐘的功率或推力響應必須在僅使用發動機運轉所必需的引氣和附件載荷的穩定靜態下產生。該起飛額定值由申請人規定並且不需包括加力推力值。

關聯條款

CCAR25部運輸類飛機適航標準第25.119條要求飛機在將油門操縱桿從最小飛行慢車位置開始移向復飛設置位置後8s時的發動機可用功率(推力)，須保證著陸形態的定常爬升梯度不得小於3.2% 。同時25.119 條還對結冰條件下和非結冰條件下發動機的爬升速度提出瞭要求。

在雙發飛機航線飛行過程中，由於單發失效，造成飛機飛行高度下降，需要另外一發迅速響應，提高功率或推力，使飛機高度上升。

該條款制定的目的就在於針對飛機對發動機的爬升速度和功率或推力響應要求，提出瞭發動機功率或推力響應的適航要求。

對該條款的符合性方法包括試驗或者試驗與分析組合。

在考核發動機危害性後果時根據考核目標的不同發動機引氣和功率提取的最不利組合有所不同: (1) 當考核目標為超溫時，適用的不利組合可能是“最大空氣引氣，最大功率提取" 。 (2) 當考核目標是“喘振”和“失速”時，適用的不利組合可能應該是“無空氣引氣，最大功率提取" 。 (3) 需根據考核目標的不同選擇適用的不利組合條件。

確定功率或推力響應試驗條件時應考慮發動機硬件、發動機工作點選取、發動機最不利組合和外部條件四個方面。

第四章 適航規章解讀（3.耐用性類）

4.3.1 耐用性

33.19（a） 發動機的設計與構造必須使得發動機在翻修周期之間不安全狀態的發展減至最小。壓氣機和渦輪轉子機匣的設計必須對因轉子葉片失效而引起的破壞具有包容性。必須確定由於轉子葉片失效，穿透壓氣機和渦輪轉子機匣後的轉子葉片碎片的能量水平和軌跡。

4.3.2 葉片包容性和轉子不平衡實驗

紅線狀態

• 紅線狀態指發動機在相應額定值下工作時不允許超出的限制值，包括穩態，以及瞬態（適用時）的最高物理轉子轉速、燃氣溫度，或輸出軸的扭矩限制值。針對型號合格審定，TCDS中規定瞭對每一個批準的發動機額定值相應的紅線狀態。

失效

• 針對葉片包容性與整機不平衡試驗，失效是指零部件分解為兩個或多個部分，或者不再保持其完整性的一種狀態。

原發失效

• 並非由於其它零部件或系統失效所導致的失效。

二次損傷

• 指由原發失效所導致的損傷或失效。

關鍵轉子葉片

• 失效後包容裕度最低，且導致轉子不平衡最大的壓氣機/風扇和渦輪葉片。

最大允許轉速

• 發動機紅線狀態的一種，是指發動機在所有經過局方批準的功率狀態（包括瞬態）工作時都不能超過的最高物理轉速。該轉速限制值需要在型號合格數據單（TCDS）中進行規定。

第33.94條 葉片包容性和轉子不平衡實驗

（a）除瞭本條（b）款規定外，除非在下列每一事故後發動機損壞的結果導致瞭自動停車，否則必須通過發動機試驗驗證：發動機能包容損壞件至少運轉15秒不著火，並且其安裝節也不失效。 （1）在以最大允許轉速運轉期間，最危險的壓氣機或風扇的一個葉片失效。該葉片失效必須出現在盤上最外層的固定榫槽處：或對於整體葉盤轉子，葉片必須至少缺損80％。 （2）在以最大允許轉速運轉期間，最危險的渦輪葉片失效。該葉片失效必須出現在盤上最外部的固定榫槽處；或對於整體葉盤轉子，該葉片必須至少缺損80％。必須根據渦輪葉片的重量和其鄰近的渦輪機匣在與最大允許轉速運轉相關的溫度和壓力下的強度確定該最危險的渦輪葉片。

條款實質要求

通過發動機整機試驗以驗證: (a) 航空發動機結構具備抵抗失效轉子葉片沖擊而不發生穿透的能力; (b) 航空發動機及其安裝結構具備抵抗因轉子葉片失效而產生的不平衡載荷的能力。

滿足條款要求可接受的符合性方法建議包括:分析、零部件/系統試驗、整機試驗。

▶根據規章要求，申請人必須至少完成1項整機試驗。

▶申請人應分別針對壓氣佈/風扇單元和渦輪單元中的關鍵葉片級進行整機包容性和轉子不平衡試驗。

▶經局方批準的情況下可選擇采用分析替代上述兩項試驗中轉子不平衡量較小的一個，表明對條款的符合性。

整機試驗

包容性試驗不是簡單地要求機匣可以防止碎片飛出，還必須考慮機匣的過度變形可能破壞到連接螺栓，機匣嚴重變形後會與剩餘葉片發生碰摩，可能造成這些葉片損壞或斷裂，這又可能導致大量葉片飛出，使承力結構受到無法承受的不平衡載荷，導致發動機發生更嚴重破壞。

用整機進行包容試驗最具代表性，整機包容試驗在露天試車臺上進行，由發動機提供推力，並使用與在飛機上完全相同的系統和安裝節。

第四章 適航規章解讀（4.持久性類）

4.4.1 持久試驗

✈三重紅線試驗狀態 按照33.87 (a) (3) 要求，發動機同時工作在==紅線轉速、紅線燃氣溫度和全額定推力或功率狀態==時稱為三重紅線狀態。例如，對於一個雙轉子系統的發動機，發動機同時工作在高壓轉子和低壓轉子的紅線轉速、紅線燃氣溫度及額定推力或功率狀態下。

▶在常規的150小時持久試驗中，不僅需要完成紅線狀態下工作累計25個循環共計150小時試驗時數，還需要附加許多試驗，以滿足與之相關的多個其它條款試驗要求。

試驗過程中，需要對發動機整機在超過一般運行條件下進行加速試驗，驗證發動機操作性、耐久性的最低水平，同時還需要驗證瞭發動機的初始工作能力和壽命。更為重要的，是通過試驗驗證瞭發動機壽命期內的額定值和使用限制。可以說，150小時持久試驗是渦輪發動機型號合格審定中最為嚴苛的耐久性試驗之一，也是發動機取證過程中難度最大的試驗之一。

33.87 條款“持久試驗”不是對發動機預期使用工況的模擬，而是一個加速嚴苛的試驗，目的在於驗證發動機在經批準的功率和使用限制條件下的操作性和持久性的最低水平。

驗證:

(1) 具有可接受的操作性(operability) ，發動機從最小功率到額定起飛功率或推力作動，不會出現超溫、喘振、失速或其他有害事件發生;

(2) 工作最高到額定推力或功率或扭矩紅線或瞬態轉子轉速和燃氣溫度以及附件驅動和安裝連接的最大額定載荷條件下，具有持久性(durability) 。

▶33.7條中要求在TCDS中記錄的發動機轉子轉速、功率或推力、輸出扭矩和燃氣溫度限制值，需要小於持久試驗中發動機各功率條件下驗證的值。[註：安全裕度]

滿足150h持久試驗相關條款要求的符合性方法為整機試驗和分解檢查。

申請人應采用基本符合最終型號設計構型的發動機開展一系列加速耐久循環試驗，以驗證發動機、系統及其零部件滿足持久試驗的實質要求具備初始工作能力。

第四章 適航規章解讀（5.結構強度類）

✈防火( Fireproof) 發動機零件、部件及附件在規定的工作狀態下經受標準火焰作用 15min後，仍具有執行預期功能的能力。 ✈耐火 (Fire Resistant) 發動機零件、部件及附件在規定的工作狀態下經受標準火焰作用 5min後，仍具有執行預期功能的能力。

安全假設與邊界 在部件防火/耐火試驗中，發動機內可能發生的火災被簡化成瞭標準火焰。因此，其條款符合性驗證方法成立的基礎是該標準火焰與發動機火災的強度相當，並具有代表性 。

部件耐火試驗之所以定義部件需經受標準火焰 5min 的沖擊，也是建立在 5min 內飛行員確保能夠發現、確認火情並關閉發動機等一系列連續操作的基礎上；部件防火試驗之所以定義部件需經受標準火焰 15min的沖擊，也是建立在滅火系統能夠在後10min內控制火情的基礎上。

可接受的符合性方法建議包括:部件/整機試驗、計算分析、安全性分析

▶33.17 防火條款是現行有效的33部技術條款中第一個設計類的條款，與試驗類的條款不同，設計類條款的最終目的在於，申請人和局方共同確認發動機型號設計具備滿足符合條款要求的設計特征，這些特征能夠被表明或通過試驗加以驗證。

第五章 1.安全性分析

5.1.1 系統的安全性

系統的安全性:系統不產生非預期事件的能力，這些非預期事件會以一個比限定水平更高的可能性，對其運載的人、物品或環境立即產生或最終產生危害影響。

失效狀態—FC（Failure Condition，也譯作故障條件）：由一個或多個故障（失效）或錯誤引起的，一種能夠直接或間接影響飛機或乘員安全的狀態。失效狀態需要考慮到不同的飛行階段以及相關的不利運行條件、環境條件或外部事件。

系統安全性

在航空產品研制過程中使用的一種系統性考查，它用於確定航空器、系統或其組成部件在預期運行環境和模式中執行其功能的方式，判別潛在的危險，評估這些危險對人員所可能造成的傷害和（或）對航空產品所可能造成的損傷，確定消除危險或將其限制在可接受的可能性水平以下的方法。

系統安全性設計的指導思想

• 事故不應歸結於意外（墨菲定律）
• 造成事故的原因是下列各種因素的組合
• 為避免災難性的事件發生，所有因素的影響都應當被考慮，然後確定潛在可能導致事故發生的情況，設計出可接受的安 全保護方案或措施。
• 歷史上，機載系統曾導致過許多災難性事故。
• 許多災難性事故顯現出喪失或違犯已被認為足夠的冗餘。
• 系統安全性目標之一就是評估復雜系統的冗餘，然後為排除所有潛在的冗餘“違犯者”進行評定。
• 歷史經驗表明，許多易被忽略的冗餘違犯者是： ☛單點故障 ☛潛在故障 ☛過高的故障組合概率和安裝問題等。

方法：FHA（功能危險性分析）、FMEA（故障模式及影響分析）、FTA（故障樹分析）

5.1.2 共因分析方法

• 特定風險分析(Particular Risk Analysis (PRA))

–由某事件造成的風險

特殊風險分析定義為系統和項目之外所關心的事件或者影響，它可能破壞系統的獨立性。

• 區域安全分析(Zonal Safety Analysis (ZSA))

–由安裝問題造成的風險

驗證：沒有任何來自外部或內部的事物是FTA要求的冗餘的破壞因素。

重點在於冗餘部件的物理隔離，以達到任一故障隻能使一個冗餘通道失效，不能使其它冗餘通道失效。

• 共模分析(Common Mode Analysis (CMA))

–由潛在公有因素造成的風險

共同模式分析執行驗證FTA的與事件。主要分析設計、制造、維修錯誤和使系統獨立性失效的組件失效的影響。

重點關註在重要系統中采用同樣的硬件或軟件作為冗餘度時的安全性問題。

5.1.3 安全分析條款

第33.75條 安全分析

(a)(1)為瞭評估預期可能發生的所有失效的後果，申請人必須對發動機及其控制系統進行分析。如適用，分析中必須考慮: (i)與典型發動機安裝相關的飛機級裝置和程序假設，在分析中必須說明這些假設; (ii)隨之發生的二次失效和潛在的失效; (iii)本條（d)中的多重失效或在(g)(2）條中定義的導致危害性發動機後果的失效。 (2)申請人必須總結可能導致本條(g)中定義的重要發動機後果或危害性發動機後果的失效，並且估算這些失效發生的概率。在總結中必須清楚確認其失效可導致危害性發動機後果的任何發動機零件。 (3)申請人必須表明，危害性發動機後果的預期發生概率不超過定義的極小可能概率(概率范圍是 10^{-7} 到 10^{-9} 次/發動機飛行小時)。由於對單個失效估計的概率可能不夠精確，導致申請人不能評估多個危害性發動機後果發生的總概率，所以可以通過預測，單個失效引起的危害性發動機後果的概率不大於 10^{-8} 次/發動機飛行小時，來表明本條款符合性。如果不能絕對證明可以得到這樣低的數量級的概率，那麼可以通過依靠工程判斷和以往經驗並結合正確的設計和試驗原理來表明本條款的符合性。 (4)申請人必須表明，重要發動機後果的預期發生概率，不超過定義的微小可能概率(概率范圍是 10^{-5} 到 10^{-7} 次/發動機飛行小時)。(g)除瞭另有中國民用航空局批準並在安全分析中已聲明的情況之外，為符合33部要求，以下失效定義適用於發動機: (1)一臺發動機失效，其唯一後果是該發動機部分或全部喪失推力或功率(和相關發動機使用狀態)，這種失效應認為是輕微發動機後果。

(i)非包容的高能碎片; (ii)客艙用發動機引氣中有毒物質濃度足以使機組人員或乘客失去能力; (iii)與駕駛員命令的推力方向相反的較大的推力; (iv)不可控火情; (v)發動機安裝系統失效，導致非故意的發動機脫開; (vi)如果適用，發動機引起的螺旋槳脫開; (vii)完全失去發動機停車能力。

(3)嚴重程度介於本條(g)(1)和(g)(2)之間的後果是重要發動機後果。

第五章 2.控制系統與限壽件

5.2.1 控制系統

✈不可接受的推力振蕩 通常來自於安裝者的要求。經驗認為，一臺發動機推力振蕩的峰谷值大於10%起飛推力認為是不可接受的。 ✈推力控制喪失（LOTC） 對於不用在旋翼機上的渦輪發動機而言，LOTC是指： 1）推力無法在慢車或90%最大額定值間調節； 2）推力不可接受的振蕩； 3）喪失33.65和33.89中規定的工作能力。

條款內容

(d）發動機控制系統失效。申請人必須將發動機控制系統設計和構造成: (1）失去推力(或功率）控制(LOTC/LOPC）事件的發生率與預期應用的安全目標一致; (2〉在全勤構型中，經中國民用航空局確定，對於LOTC/LOPC事件相關的電子和電氣的失效，系統能容忍“單點故障”; (3）發動機控制系統部件的單點失效不會導致危害性發動機後果; (4）與預期裝機相關的可預見失效或故障，會導致著火、過熱或失效等造成發動機控制系統部件損傷的局部事件，該失效或故障不應導致發動機控制系統失效或故障，從而引起危害性發動機後果。

單點故障容錯 ▶餘度設計—三餘度、雙餘度或備份系統 ▶通過試驗和分析表明符合33.28(d)(2)和(3)條款的單點故障要求。

建議按照SAE ARP4761要求，使用FTA、FMEA和馬爾可夫分析計算、仿真試驗、臺架試驗、飛行試驗等方法，確定控制系統各類失效模式和設計措施，並與飛機方協調。

局部事件通過分析和試驗驗證其不會引起危害性發動機後果。

問題：什麼是單點失效（故障）？

單點失效（Single Point of Failure，SPoF）是指在一個系統或組件中，存在一個關鍵的單點故障，一旦該點發生故障，整個系統或組件都將無法正常工作或者工作性能受到嚴重影響。 例如，如果在一架飛機的發動機控制系統中存在單點失效，那麼如果該點發生故障，整個發動機控制系統可能無法正常工作，從而導致飛機失控或者發生嚴重事故。 為瞭避免單點失效的出現，通常需要在系統設計中采取多種措施，例如采用冗餘設計、備份系統、分佈式系統等，以減小單點失效的影響，並提高系統的可靠性和安全性。此外，還需要進行故障模式和影響分析（FMEA）等方法，以識別和分析潛在的單點失效，並采取相應的措施來降低其出現的風險。

局部事件包括：

• 過熱狀態
• 著火
• 維修和可預測的維修錯誤
• 流體泄漏
• 對控制系統電線、接頭、或控制單元會造成損害的機械幹擾。

申請人應確保沒有共因事件。

5.2.2 限壽件

✈批準的壽命 (Approved life) 局方批準並且列於持續適航文件適航限制章節中的零部件強制更換壽命，或稱為壽命限制值。

✈壽命限制值 (Life limit) 以有限的飛行次數或飛行循環數表示的使用暴露限制。==對轉子件而言，它等同於產生長約0.03英寸、深約0.015英寸的裂紋所需的最小飛行循環數。對於限壽件中受壓力載荷作用的靜子件而言，其壽命限制值應為裂紋萌生壽命與部分殘餘裂紋擴展壽命之和。==

✈發動機限壽件 (Engine life-limited parts) 原發失效可能導致危害性的發動機影響的發動機轉子及主要靜子結構件。針對規章條例第33.70條，危害性的發動機影響為規章條例第33.75條中所列的任意一種狀態。

安全壽命 (Safe life) 建立在循環疲勞基礎上的限壽件設計、制造、驗證和維護過程，以確定規定的使用壽命或壽命限制，可用飛行循環或運行小時中任意一個或兩者同時來表明。“安全壽命方法”要求零部件在到達不安全狀態（即裂紋萌生）前即被拆除。安全壽命方法隻適用於將裂紋萌生定義為使用壽命限制的零部件，例如轉子件。

33.70 必須通過中國民用航空局批準的程序，指定使用限制中發動機每個限壽件的最大允許飛行循環數。發動機限壽件指的是其主要失效可能導致危害性發動機後果的轉子和主要靜子結構件。典型的發動機限壽件包括，但不限於，盤、隔圈、輪轂、軸、高壓機匣和非冗餘的安裝部件。對於本條的要求，危害性發動機後果包括第33.75條中列舉的任何一種情況。

申請人必須進行適當的損傷容限評估，以確定在零件的批準壽命期內，由於材料、制造和使用引起的缺陷導致的潛在失效。

實質要求 確定航空發動機關鍵零部件的低循環疲勞壽命，使零部件達到能夠引起危害性發動機影響的事件之前退出服役。

工程計劃、制造計劃使用和管理計劃，這三個計劃都是為瞭保證限壽件的壽命限制，防止在壽命期內可能出現危害性的發動機後果。工程計劃、制制造計劃、使用管理計劃就構成瞭一個整個限壽件的壽命管理系統。

壽命系統結構圖如下：

限壽件的判定準則必須滿足2個條件: (1)隻有失效可能造成危險性發動機影響的零件，才有必要定義為限壽件。 (2)隻有能按照三項計劃確定和保持安全使用壽命，並實施使用壽命消耗管理的零件，才可能定義為限壽件。

工程計劃

工程計劃是一套綜合的壽命評估過程和技術，以確保在危害性的發動機影響發生前拆除相關的所有發動機壽命限制件。這些過程和技術涉及設計、試驗驗證和審定要求。計劃定義瞭制造過程、現場管理過程以及必須得到控制的零部件屬性，以確保零部件在運營期內可達到並維持預定壽命。

損傷容限評定明確提出缺陷的情況，並對安全壽命法進行補充。

用於確定靜子零件壽命限制值的一般原理與轉子零件類似。但是，對於承受壓力載荷的靜子零件，從使用中撤回的時間點可以與轉子零件不同。對於轉子零件，壽命限制值以萌生裂紋為依據。對於承受壓力載荷的靜子零件隻要滿足以下要求，批準壽命可以用裂紋萌生壽命加上一部分剩餘裂紋擴展壽命確定。

制造計劃

制造計劃是確保零部件壽命性能的完整性過程的一部分。工程計劃包括關於如何設計、制造、運行和維護發動機壽命限制件的各種假設，每種假設均可影響零部件壽命。

要素：

• 材料控制
• 加工方法與過程
• 切削參數和容許發散度
• 檢測方法和靈敏度
• 特殊的零部件粗加工或精加工方法
• 表面拋光
• 殘餘應力場
• 改善疲勞性能或者最小化誘發缺陷的方法
• 加工方法變化對零部件壽命性能影響的合格工藝驗證
• 符合微觀結構的要求
• 加工控制
• 可追溯記錄 工程計劃是一套綜合的壽命評估過程和技術，以確保在危害性的發動機影響發生前拆除相關的所有發動機壽命限制件。這些過程和技術涉及設計、試驗驗證和審定要求。計劃定義瞭制造過程、現場管理過程以及必須得到控制的零部件屬性，以確保零部件在運營期內可達到並維持預定壽命。

損傷容限評定明確提出缺陷的情況，並對安全壽命法進行補充。

用於確定靜子零件壽命限制值的一般原理與轉子零件類似。但是，對於承受壓力載荷的靜子零件，從使用中撤回的時間點可以與轉子零件不同。對於轉子零件，壽命限制值以萌生裂紋為依據。對於承受壓力載荷的靜子零件隻要滿足以下要求，批準壽命可以用裂紋萌生壽命加上一部分剩餘裂紋擴展壽命確定。

制造計劃

制造計劃是確保零部件壽命性能的完整性過程的一部分。工程計劃包括關於如何設計、制造、運行和維護發動機壽命限制件的各種假設，每種假設均可影響零部件壽命。

要素：

• 材料控制
• 加工方法與過程
• 切削參數和容許發散度
• 檢測方法和靈敏度
• 特殊的零部件粗加工或精加工方法
• 表面拋光
• 殘餘應力場
• 改善疲勞性能或者最小化誘發缺陷的方法
• 加工方法變化對零部件壽命性能影響的合格工藝驗證
• 符合微觀結構的要求
• 加工控制
• 可追溯記錄
• 不合格零部件復查，以確保其偏差不會對零部件壽命造成負面影響