9.5. Технология

9.5.

Технология

Примечание.

Технологии разработки или производства, определенные в пункте 9.5 для газотурбинных двигателей, остаются таковыми, когда они используются для ремонта или капитального ремонта. Из пункта 9.5 исключаются технические данные, чертежи или эксплуатационная документация, непосредственно связанные с поверкой, демонтажем или заменой поврежденных или неремонтопригодных заменяемых блоков, включая замену двигателей в целом или их модульных блоков

9.5.1.

Технологии в соответствии с общим технологическим примечанием для разработки оборудования, определенного в подпункте "б" пункта 9.1.1, пунктах 9.1.4 - 9.1.12 или 9.2 раздела 1 или программного обеспечения, определенного в пункте 9.4 раздела 1

9.5.2.

Технологии в соответствии с общим технологическим примечанием для производства оборудования, определенного в подпункте "б" пункта 9.1.1, пунктах 9.1.4 - 9.1.11 или 9.2 раздела 1

Особое примечание.

Для технологий восстановления определенных конструкций из композиционных материалов объемной или слоистой структуры см. пункт 1.5.2.2

9.5.3.

Иные технологии, кроме указанных в пунктах 9.5.1 и 9.5.2:

Особое примечание.

Для систем FADEC см. пункт 9.5.3.2

9.5.3.1.

Технология, требуемая для разработки или производства любых из следующих компонентов или систем газотурбинных двигателей:

9.5.3.1.1.

Рабочих или сопловых лопаток или верхней бандажной полки газовых турбин, полученных из сплавов направленной кристаллизацией (DS) или из монокристаллических сплавов (SC), имеющих в направлении <001> (по Миллеру) ресурс длительной прочности, превышающий 400 ч при температуре 1273 К (1000 °C) и напряжении 200 МПа;

9.5.3.1.2.

Камер сгорания, имеющих любое из следующего:

а) термически разгруженные жаровые трубы, разработанные для эксплуатации при температуре на выходе из камеры сгорания выше 1883 K (1610 °C);

б) неметаллические жаровые трубы;

в) жаровые трубы, включающие неметаллические сегменты; или

г) жаровые трубы, разработанные для эксплуатации при температуре на выходе из камеры сгорания выше 1883 K (1610 °C) и имеющие отверстия, сделанные с использованием технологий, определенных в пункте 9.5.3.3

Примечание.

Технологии, требуемые для получения отверстий, указанных в подпункте "г" пункта 9.5.3.1.2, ограничены их конфигурацией и расположением

Техническое примечание.

Температура на выходе из камеры сгорания является средней полной температурой газового тракта (температурой торможения газового потока) между выходной плоскостью камеры сгорания и входной кромкой лопатки входного направляющего аппарата турбины (то есть измеренной на стенде в соответствии со стандартом SAE ARP 755A или его национальным эквивалентом) при продолжительной работе двигателя в установившемся режиме с сертификационной максимальной рабочей температурой

Особое примечание.

Для технологий, требуемых для получения охлаждающих отверстий, см. пункт 9.5.3.3 раздела 1;

9.5.3.1.3.

Компонентов, имеющих любую из следующих характеристик:

а) изготовленных из композиционных материалов с органической матрицей, разработанных для применения при температуре выше 588 K (315 °C);

б) изготовленных из любого из следующего:

1) композиционных материалов с металлической матрицей, усиленных любым из следующего:

материалами, определенными в пункте 1.3.7 раздела 1;

волокнистыми или нитевидными материалами, определенными в пункте 1.3.10 раздела 1; или алюминидами, определенными в пункте 1.3.2.1 раздела 1;

или

2) композиционных материалов с керамической матрицей, определенных в пункте 1.3.7 раздела 1; или

в) статоров, лопаток направляющего аппарата, рабочих лопаток, кожухов, роторов или патрубков делителя потока, имеющих все следующие характеристики:

1) не определенных в подпункте "а" пункта 9.5.3.1.3;

2) разработанных для компрессоров или вентиляторов; и

3) изготовленных из материалов, определенных в пункте 1.3.10.5 раздела 1, с использованием полимеров, определенных в пункте 1.3.8 раздела 1

Техническое примечание.

Патрубок делителя потока осуществляет первоначальное разделение потока воздушной массы между внешним и внутренним контурами двигателя;

9.5.3.1.4.

Неохлаждаемых рабочих или сопловых лопаток либо верхней бандажной полки турбин, разработанных для работы при температуре газового потока 1373 K (1100 °C) или более;

9.5.3.1.5.

Охлаждаемых рабочих или сопловых лопаток, верхней бандажной полки или других компонентов турбин, отличных от описанных в пункте 9.5.3.1.1, разработанных для эксплуатации в газовом потоке с температурой 1693 K (1420 °C) или выше

Технические примечания:

1. Температура газового потока является средней полной температурой газового тракта (температурой торможения газового потока) на передней кромке плоскости компонента турбины при продолжительной работе двигателя в установившемся режиме с сертификационной или определенной максимальной рабочей температурой.

2. В пунктах 9.5.3.1.4 и 9.5.3.1.5 термин "установившийся режим" определяет условия работы двигателя, при которых параметры двигателя, такие как сила тяги/мощность, число оборотов в минуту и другие, не имеют существенных отклонений при постоянных значениях температуры окружающей воздушной среды и давления на входе в двигатель;

9.5.3.1.6.

Стойких к разрушению компонентов ротора газотурбинного двигателя, использующих материалы порошковой металлургии, определенные в пункте 1.3.2.2 раздела 1

Техническое примечание.

Стойкие к разрушению (отказоустойчивые) компоненты разработаны с использованием методик и подтверждений работоспособности для прогнозирования и ограничения роста трещин;

9.5.3.2.

Технологии, требуемые для электронно-цифровых систем управления газотурбинными двигателями (систем FADEC):

9.5.3.2.1.

Технологии разработки для установления функциональных требований к компонентам систем FADEC в целях регулировки тяги двигателя или мощности на валу (например, временные константы и точность обратной связи датчика, скорость коррекции топливного клапана);

9.5.3.2.2.

Технологии разработки или производства компонентов контроля и диагностики, пригодных только для систем FADEC и используемых для регулировки тяги двигателя или мощности на валу;

9.5.3.2.3.

Технологии разработки алгоритмов управления, включая исходную программу, пригодных только для систем FADEC и используемых для регулировки тяги двигателя или мощности на валу

Примечание.

Пункт 9.5.3.2 не применяется к техническим данным, относящимся к установке двигателя на самолет, которые в соответствии с требованиями органа, уполномоченного в области гражданской авиации, одного или более государств, являющихся участниками ВД, должны быть опубликованы для общего пользования (например, руководство по установке, инструкции по эксплуатации, инструкции для поддержания летной годности), или характеристикам интерфейса (например, обработка на входе/выходе, задание тяги планера или мощности на валу)