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. 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, или программного обеспечения, определенного в пункте 9.4

Особое примечание.

В отношении технологий, указанных в пункте 9.5.1, см. также пункт 9.5.1 разделов 2 и 3

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

Особые примечания:

1. В отношении технологий, указанных в пункте 9.5.2, см. также пункт 9.5.2 разделов 2 и 3.

2. Для технологий восстановления определенных конструкций из композиционных материалов объемной или слоистой структуры см. пункт 1.5.2.6

9.5.3.

Иные технологии, кроме указанных в пунктах 9.5.1 и 9.5.2:

Особые примечания:

1. Для систем FADEC см. пункт 9.5.3.8.

2. Для регулируемой геометрии проточной части см. пункт 9.5.3.9

9.5.3.1.

Технологии, требуемые 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

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.5.3.1.1 ресурс длительной прочности определяется, как правило, проведением испытаний на опытном образце;

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.1, см. также пункт 9.5.3.1.1 разделов 2 и 3;

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, или

д) горение с повышенным давлением (ГПД)

Техническое примечание.

При горении с повышенным давлением среднее давление на выходе из камеры сгорания больше среднего давления на входе по отношению к первоначальному процессу сгорания, когда двигатель работает в установившемся режиме

Примечание.

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

Технические примечания:

1. Термически разгруженные жаровые трубы характеризуются наличием поддерживающей поверхности, разработанной для несения механических нагрузок, и поверхности сгорания, разработанной для защиты поддерживающей поверхности от перегрева. Поверхности имеют независимую термическую нагрузку (механическая нагрузка на одной и термическое воздействие на другой), но взаимосвязаны, то есть термически разгружены.

2. Температура на выходе из камеры сгорания является средней полной температурой газового тракта (температурой торможения газового потока) между выходной плоскостью камеры сгорания и передней 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

Особые примечания:

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

2. В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.2, см. также пункт 9.5.3.1.2 раздела 2;

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;

волокнистыми или нитевидными материалами, определенными в пункте 1.3.10; или

алюминидами, определенными в пункте 1.3.2.1; или

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

в) статоров, лопаток направляющего аппарата, рабочих лопаток, кожухов, роторов или патрубков делителя потока, являющихся всем следующим:

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

2) разработанными для компрессоров или вентиляторов; и

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

Техническое примечание.

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

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.3, см. также пункт 9.5.3.1.3 раздела 2 и пункт 9.5.3.1.2 раздела 3;

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

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.4, см. также пункт 9.5.3.1.4 раздела 2;

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

Техническое примечание.

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 сертифицированной или определенной максимальной рабочей температурой

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства компонентов газотурбинных двигателей, указанных в пункте 9.5.3.1.5, см. также пункт 9.5.3.1.5 раздела 2;

9.5.3.1.6.

Различных рабочих лопаток, жестко (неподвижно) соединенных с диском газотурбинного двигателя;

9.5.3.1.7.

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

Техническое примечание.

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

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства компонентов, указанных в пункте 9.5.3.1.7, см. также пункт 9.5.3.1.6 раздела 2;

9.5.3.1.8.

Лопаток вентилятора, имеющих все следующие характеристики:

а) 20 процентов или более от общего объема одной или нескольких замкнутых полостей, содержащих исключительно вакуум или газ; и

б) одну или несколько замкнутых полостей с объемом 5 см³ или более

Техническое примечание.

Для целей пункта 9.5.3.1.8 лопатка вентилятора - часть профиля лопатки вращающейся ступени или ступеней, обеспечивающих поток газа через компрессор или поток во втором контуре в газотурбинном двигателе;

9.5.3.2.

Технологии, требуемые для разработки или производства любого из следующих изделий:

9.5.3.2.1.

Моделей, предназначенных для испытаний в аэродинамических трубах и оборудованных бесконтактными датчиками, способными передавать данные от этих датчиков системе сбора информации; или

9.5.3.2.2.

Лопастей воздушных винтов или турбовентиляторных двигателей, выполненных из композиционных материалов и рассчитанных на мощность выше 2000 кВт при скорости полета, превышающей 0,55 М;

9.5.3.3.

Технологии, требуемые для получения охлаждающих отверстий в компонентах газотурбинных двигателей, выполненных с использованием любой из технологий, определенных в пункте 9.5.3.1.1, 9.5.3.1.2 или 9.5.3.1.5, и имеющих любое из следующего:

9.5.3.3.1.

Имеющих все следующее:

а) минимальную площадь поперечного сечения отверстий менее 0,45 мм²;

б) пропорцию формы отверстий более 4,52; и

в) угол наклона отверстий к поверхности 25 градусов или менее; или

9.5.3.3.2.

Имеющих все следующее:

а) минимальную площадь поперечного сечения отверстий менее 0,12 мм²;

б) пропорцию формы отверстий более 5,65; и

в) угол наклона отверстий к поверхности более 25 градусов

Примечание.

Пункт 9.5.3.3 не применяется к технологиям получения цилиндрических прямолинейных сквозных отверстий с постоянным радиусом

Технические примечания:

1. Для целей пункта 9.5.3.3:

а) площадь поперечного сечения - площадь отверстия в плоскости, перпендикулярной оси отверстия;

б) пропорция формы отверстия - отношение номинальной длины вдоль оси отверстия к квадратному корню его минимальной площади поперечного сечения;

в) угол наклона - острый угол, измеренный между осью отверстия и плоскостью, касательной к аэродинамической поверхности в точке вхождения в нее этой оси.

2. Методы получения отверстий, описанных в пункте 9.5.3.3, включают обработку лазерным лучом, водяной струей, электрохимическую обработку (ЭХО) или электроэрозионную обработку (ЭЭО);

9.5.3.4.

Технологии, требуемые для разработки или производства вертолетных систем передачи мощности или систем передачи мощности на летательном аппарате с поворотным крылом или поворотными винтами;

9.5.3.5.

Технологии разработки или производства поршневого дизельного двигателя силовой установки наземного транспортного средства, имеющего все нижеследующие характеристики:

а) объем камеры 1,2 м³ или меньше;

б) полную выходную мощность более 750 кВт, измеренную по стандартам 80/1269/ЕЕС, ИСО 2534 или по их национальным эквивалентам; и

в) удельную мощность более 700 кВт/м³

Техническое примечание.

Объем камеры:

произведение трех линейных ортогональных размеров, измеренных следующим образом:

длина - длина коленчатого вала от фланца до наружной поверхности маховика;

ширина - наибольшее из следующих измерений:

а) наружный размер между клапанными крышками;

б) расстояние между наружными кромками головок цилиндров; или

в) диаметр картера маховика;

высота - наибольшее из следующих измерений:

а) расстояние от геометрической оси коленчатого вала до верхней плоскости крышки клапанного механизма (или головки цилиндра) плюс удвоенная длина хода поршня; или

б) диаметр картера маховика

9.5.3.6.

Технологии, требуемые для производства специально разработанных компонентов для дизельных двигателей с высокой выходной мощностью:

9.5.3.6.1.

Технологии, требуемые для производства систем двигателя, имеющего все нижеперечисленные компоненты, в которых используются керамические материалы, определенные в пункте 1.3.7:

а) гильзы цилиндров;

б) поршни;

в) головки цилиндров; и

г) один или более иных компонентов (включая выпускные каналы, турбонагнетатели для турбонаддува, направляющие клапанов, клапанные блоки или изолированные топливные инжекторы);

9.5.3.6.2.

Технологии, требуемые для производства турбонагнетательных систем с одноступенчатыми компрессорами, имеющих все следующие характеристики:

а) степень сжатия 4:1 или выше;

б) расход топлива в диапазоне от 30 кг/мин до 130 кг/мин; и

в) способность изменять проходное сечение компрессора или турбины;

9.5.3.6.3.

Технологии, требуемые для производства специально разработанных многокомпонентных систем впрыска топлив (например, дизельного топлива или топлива для реактивных двигателей) с изменяющимися в сторону снижения значениями вязкости при температуре 310,8 K (37,8 °C) в диапазоне от 2,5 сСт для дизельного топлива до 0,5 сСт для бензина, и имеющих все следующее:

а) величину впрыска, превышающую 230 мм³ за один впрыск в один цилиндр; и

б) электронное управление, специально разработанное для автоматического переключения характеристик регулятора в зависимости от свойств топлива в целях обеспечения тех же характеристик двигателя при использовании соответствующих датчиков;

9.5.3.7.

Технологии, требуемые для разработки или производства дизельных двигателей с высокой выходной мощностью, с твердой, газофазной или жидкопленочной (или их комбинациями) смазкой стенок цилиндров, позволяющей работать при температуре выше 723 K (450 °C), измеряемой на стенке цилиндра, на верхней границе перемещения верхнего поршневого кольца

Техническое примечание.

Дизельные двигатели с высокой выходной мощностью - двигатели с заданным средним эффективным тормозным давлением 1,8 МПа или выше при скорости 2300 об/мин и при условии, что номинальная скорость составляет 2300 об/мин или выше;

9.5.3.8.

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

9.5.3.8.1.

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);

9.5.3.8.2.

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

9.5.3.8.3.

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

Примечание.

Пункт 9.5.3.8 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)

Особое примечание.

В отношении технологий разработки или производства электронно-цифровых систем управления двигателями (систем FADEC) и их компонентов, указанных в пункте 9.5.3.8, см. также пункт 9.5.3.2 раздела 2;

9.5.3.9.

Технологии для регулируемых систем проточной части, разработанных для поддержания устойчивости двигателя, для компрессорных турбин, турбин вентилятора, силовых турбин или реактивных сопел:

9.5.3.9.1.

Технологии разработки для получения функциональных требований для компонентов, которые поддерживают устойчивость двигателя;

9.5.3.9.2.

Технологии разработки или производства ключевых компонентов регулируемых систем проточной части, поддерживающих устойчивость двигателя;

9.5.3.9.3.

Технологии разработки алгоритмов управления, включая исходный код, уникальный для регулируемой системы проточной части, поддерживающих устойчивость двигателя

Примечание.

Пункт 9.5.3.9 не применяется к технологиям разработки или производства любого из следующего:

а) лопастей входного направляющего аппарата;

б) лопастей вентилятора с изменяемым шагом или тягового вентилятора;

в) регулируемых лопаток компрессора;

г) клапанов перепуска воздуха от компрессора; или

д) регулируемой геометрии проточной части для обратной тяги

9.5.3.10.

Технология, требуемая для разработки систем складывания крыльев и предназначенная для оснащенных газотурбинными двигателями ЛА с неизменяемой геометрией крыла

9.5.3.11.

Технологии, не указанные в пункте 9.5.3.1, 9.5.3.9 или 9.5.3.10, необходимые для разработки любых из следующих компонентов или систем, специально предназначенных для авиационных газотурбинных двигателей, позволяющие воздушному судну лететь на скоростях с числом Маха 1 или более в течение более 30 минут:

а) системы впуска двигательной установки;

б) выхлопные системы двигательных установок;

в) системы подогрева;

г) активные системы терморегулирования температуры жидкостей, используемых для смазки или охлаждения опор ротора двигателя;

д) безмасляные опоры ротора двигателя; или

е) системы отвода тепла из потока основного газового тракта системы сжатия двигателя

Технические примечания:

1. Система впуска двигательной установки включает в себя устройства предварительного охлаждения основного потока.

2. Системы подогрева обеспечивают дополнительную тягу за счет сжигания топлива в выхлопных газах и (или) байпасном переходе после последней ступени турбинной установки. Системы подогрева также называются дожигателями.

3. Активные системы терморегулирования используют методы, отличные от пассивного охлаждения масло-воздух или масло-топливо, такие как системы парового цикла.

4. Система сжатия - это любая ступень или комбинация ступеней между входом всасывающего тракта и камерой сгорания двигателя, которая увеличивает давление в газовом тракте за счет механической работы.

5. Опора ротора двигателя - это подшипник, поддерживающий главный вал двигателя, который приводит в действие систему сжатия или роторы турбины

Примечания:

1. В отношении технологии управления двигателем см. пункт 9.5.3.9.

2. В отношении технологии систем с регулируемым потоком см. пункт 9.5.3.10