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 K (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, изготовленных из любых

нижеследующих материалов:

а) композиционных материалов с

органической матрицей,

разработанных для применения при

температурах выше 588 K (315 °C);

б) композиционных материалов,

определенных в пункте 1.3.7 раздела

1, с металлической, керамической

или интерметаллидной матрицей или

армированных интерметаллидными

материалами; или

в) композиционных материалов,

определенных в пункте 1.3.10

раздела 1 и изготовленных с

использованием полимеров,

определенных в пункте 1.3.8 раздела

1

9.5.3.1.4. Неохлаждаемых рабочих или сопловых

лопаток, верхней бандажной полки

или других компонентов турбин,

разработанных для работы в газовом

потоке с полной температурой

(температурой торможения потока)

1323 K (1050 °C) или выше при

установившемся режиме работы

двигателя в условиях международной

стандартной атмосферы (ISA) на

уровне моря;

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 властей по

гражданской авиации в области

сертификации 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)

───────────────────────────────────────────────────────────────────────────