航空发动机风车不平衡适航符合性验证
发动机部件适航条款及环境试验需求分析
发动机部件适航条款及环境试验需求分析
谢丽梅 1袁 2袁 3袁 时钟 1袁 2袁 3袁 孔叔钫 1袁 2袁 3袁 熊伊 1袁 2袁 3
渊1. 工业和信息化部电子第五研究所袁 广东 广州 511370袁 2. 广东省电子信息产品可靠性技术重点实验室袁 广东 广州 511370袁 3. 广东省电子信息产品可靠性与环境工程技术研究开发中心袁 广东 广州 511370冤
主要从事通用质量特性分析与评价工作遥
阅陨粤晕在陨 悦匀粤晕孕陨晕 运耘运粤韵X陨晕郧 再哉 匀哉粤晕允I晕郧 杂匀陨再粤晕
83
电子产品可靠性与环境试验
2021 年
条款号
A 章 33.1~33.5 A 章 33.7~33.8 B 章 33.11~33.15 B 章 33.17 B 章 33.19 B 章 33.21~33.27
151B-2013 [S] . [6] 韩征袁 齐亮. 国内外机载设备电磁环境验证标准分析
[S] . 安全与电磁兼容袁 2011 渊6冤院 29-32.
电子产品可靠性与环境试验 耘蕴耘悦栽砸韵晕陨悦 孕砸韵阅哉悦栽 砸耘L陨粤月陨蕴I栽再 粤晕阅 耘晕灾陨R韵晕酝耘晕栽粤蕴 栽耘杂栽陨晕郧
标准与行业研究
2 基于咨询通告的环境试验需求分析
适航条款是各个发动机公司现行试验技术水平上统一 规定出的尧 由研制与使用经验证明能满足适航要求的一个 最低标准袁 并未直接给出满足适航要求符合性的验证程序袁 但 FAA 针对各适航条款专门发布了相应的咨询通告 渊AC冤袁 给出了各个类设备取证的推荐程序遥 通过对 295 项咨询通 告进行梳理袁 重点关注与表 1 中梳理出的条款相对应的咨
参考文献院 [1] RTCA. 机载设备的环境条件和测试规程院 RTCA/DO-
第三章第五节 民用航空器适航管理.
(四)民用航空器使用适航管理
• 《中华人民共和国民用航空法》第三十七条规定: 具有中华人民共和国国籍的民用航空器，应当持有 国务院民用航空主管部门颁发的适航证书，方可飞 行。出口民用航空器及其发动机、螺旋桨和民用航 空器上设备，制造人应当向国务院民用航空主管部 门申请领取出口适航证书。经审查合格的，发给出 口适航证书。租用的外国民用航空器，应当经国务 院民用航空主管部门对其原国籍登记国发给的适航 证书审查认可或者另发适航证书，方可飞行。
第十四页，编辑于星期一：一点 五十九分。
• 该条规定，既有对民用航空器进行初始 适航管理的内容，又有对民用航空器进行 持续适航管理的内容。根据该条规定，民 用航空器及其发动机、螺旋桨和民用航空 器上设备的生产者、维修者，必须分别向 国务院民用航空主管部门申请领取生产许 可证书、维修许可证书;国务院民用航空主 管部门经过审查，对合格的申请人颁发生 产许可证书、维修许可证书。
第五节 民用航空器适航管理
第一页，编辑于星期一：一点 五十九分。
一、民用航空器适航管理的含义、目的及其 特征
• 《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》第三条 规定：
• 民用航空器的适航管理，是根据国家的有关规定，对 民用航空器的设计、生产、使用和维修，实施以确保 飞行安全为目的的技术鉴定和监督。
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• (二)持续适航管理 • 民用航空器的持续适航管理是指民用航空器满足厨师
适航管理要求，取得适航证并投人营运后，为保持它在 设计制造时的基本安全标准或适航水平所进行的管理。
• 航空器以及航空器的使用、维修人员和单位是 持续适航管理的三个主要对象。在中华人民共和国 境内从事民用航空器(含航空发动机和螺旋桨，下 同)的设计、生产、使用和维修的单位和个人;向中 华人民共和国出口民用航空器的外国单位和个人； 在中华人民共和国境外维修并在中华人民共和国注 册登记的民用航空器的单位或个人，均须遵守中华 人民共和国的适航管理法律、行政法规和民用航空 规章。
民用飞机高速特性专用条件与符合性验证方法分析
1高速保护功能专用条件产生的背景适航专用条件的产生是因为考虑到当今科技发展的速度,运输类飞机的适航条例必须有一定的预见性,从而包含现代飞机在设计上的新颖或者与众不同的特征。
对于每架具有新颖性或非常规布局的飞机,当申请人提出展示满足符合性的适航标准版本和相应的修正案并不包含足够的针对其设计特点的安全标准的规定,这时就需要在原来的适航标准的基础上,为其制定单独的适航专用条件。
现代部分电传飞机在飞控计算机正常控制律的纵向加入了高速限制保护功能,用于防止飞行员有意或无意地使飞机超过最大设计俯冲速度,原有的适航专款中没有对这种限制或改变了高速飞行阶段飞行品质功能的要求,因此需要制定高速保护功能的专用条件。
高速限制功能的主要设计特征为:(1)防止飞机的空速或马赫数超过最大使用限制速度V MO/M MO;(2)不妨碍飞机达到V MO/M MO,包括有大气扰动的情况下;(3)通过对俯仰轴的限制从而提供法向过载的限制;(4)在V MO/M MO速度以上提供正的静稳定性。
2高速保护功能的专用条件以下的专用条件的建立旨在确保高速限制器不会妨碍飞机正常获得直到高速告警的速度:在整个正常飞行包线内包括起飞、着陆和直到V MO/M MO速度,高速限制功能必须不能妨碍飞机的机动。
正常飞行控制律到高速保护功能的转化,必须是安全可操纵的和可机动的,必须平滑,而不要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力,以及不能超过飞机的限制载荷系数。
§25.251、25.253条以及相关的政策不受此专用条件的影响,除了§25.143条以外,以下要求还适用:高速限制功能必须不能妨碍飞机在所有常规和下降程序飞行条件下获得直到超速警告速度。
3适航取证验证方法对于具有高速保护功能的飞机,可以同时采用以下两种方法表明适般条款符合性:(1)采用说明描述文件对高速保护控制律的设计特征进行说明;(2)高速特性的试飞试验。
下面给出了高速特性试飞试验的内容,包括试验目的、试验状态点、试验方法和试验判据:3.1高速特性-重心移动3.1.1试验目的验证重心移动时的高速特性。
CCAR25.1441适航条款符合性验证思路
CCAR25.1441适航条款符合性验证思路方姝卢夏摘要本文对CCAR25.1441氧气设备和供氧条款的要求进行了分析，并给出了符合性验证方法的建议。
关键词氧气设备；供氧；适航条款；符合性中图分类号:V245.31文献标识码:ADOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2020.15.080方姝1991.01.26/安徽合肥人/硕士/适航管理/合肥江航飞机装备股份有限公司(合肥230000)卢夏合肥江航飞机装备股份有限公司(合肥230000)AbstractThis paper analyzes the requirements of CCAR25.1441oxygen equipmentand oxygen supply clause,and gives recommendations for compliance verification methods.Key WordsOxygen equipment;Oxygen supply;Airworthiness terms;Compliance0概述适航标准是保证民用航空器适航性的最低安全标准，CCAR25部是运输类飞机的适航标准。
我国民用飞机申请型号合格证必须符合CCAR25部中的条款要求，通过适航审查获得适航当局颁发的型号合格证，这是民用飞机生产及投入商业运营的前提。
CCAR25.1441条款氧气设备和供氧是适用于氧气设备的适航条款，该条款的目的是为了保证如果飞机型号设计中包含补氧设备，氧气设备能保护乘客和机组免受缺氧的影响。
本文将对CCAR25.1441条款的要求、来源以及建议的符合性验证方法进行说明。
1CCAR25.1441适航条款对飞机氧气设备的技术规定主要由适航规章中的条款以及技术标准规定（CTSO）组成。
运输类飞机适航规章对氧气设备的要求主要有防护性呼吸设备、最小补氧流量、判断供氧的措施以及防止氧气设备破裂的规定等。
航空发动机吸雨吸雹适航审定符合性研究
第33卷第1期2020年3月Vol.33No.1Mar.,2020《燃气轮机技术》GAS TURBINE TECHNOLOGY航空发动机吸雨吸雹适航审定符合性研究吴晶峰，宋建宇，查筱晨（中国民用航空适航审定中心，北京100102）摘要：中国民航规章《航空发动机适航规定》CCAR33.78要求,航空发动机吸入雨水和吸雹后不发生熄火或喘振，没有不可接受的机械损伤和功率或推力损失。
本文对遭遇雨和雹之后对航空发动机的影响进行了分析，同时对发动机吸雨和吸雹后的试验判据进行了研究，对3%持续功率/推力损失和10%功率/推力退化的实质内涵进行了分析并给出了明确的定义。
在对国外型号的认可审查中，FAA及EASA局方接受了本文所提出的功率/推力损失和功率/推力退化定义，并完善了符合性证据&关键词:发动机;吸雨;吸雹;适航中图分类号:V231文献标志码:A文章编号：1009-2889（2020）01-0001-06航空发动机在实际大气条件下运行经常会遇到雨天和冰雹气候的自然环境，大量雨水和冰雹会被发动机吸入,严重时可能会使燃烧室熄火，导致发动机空中停车，严重威胁飞机的飞行安全和乘客的生命安全。
2002年，印度尼西亚Gardua航空公司1架波音737-300客机装配2台CFM56-3发动机在抵达机场上空时，突然遭遇特大雨/雹的恶劣气候条件，当时飞机发动机处于空中慢车功率状态。
飞机进入暴雨区90秒后，双发熄火,飞行员3次起动发动机失败,飞机最终迫降于河道上并撞击岩石。
此次事件造成1名空乘死亡、多人受伤,飞机严重受损报废的重大事故。
此前,1987年5月至1989年9月之间, CFM56-3发动机就发生过4次降落过程中遭遇大暴雨熄火事件，造成3次高空双发熄火和1次高空单发熄火事故［1］&在20世纪80年代初,GE公司发动机也曾多次在吸入雨水后引起压气机喘振［2］。
经分析,其原因在于雨水吸入时撞到压气机进口处温度传感器的线圈，使温度指示偏离正常值约5M，导致可调静子叶片不能精确调节，最终引起压气机喘振。
民用航空器运行适航管理规定(CCAR-121AA)
民用航空器运行适航管理规定(CCAR-121AA)10-24-2003 07:12:56 中国民用航空总局 阅读 次文章搜索本周热门文章专题热门文章中华人民共和国民用航空法 中国民用航空空中交通管理规则 中国民用航空安全检查规则中国民用航空旅客、行李国际运输规则 《民用机场总体规则管理规定》（CCAR166－Ⅲ） 中国民用航空货物国际运输规则《中国民用航空飞行签派员执照管理规则》（CCAR-65FS?..中国民用航空总局关于修订《中国民用航空空中交通管理... 国际航班旅客手册 国内航空旅客手册民用航空器运行适航管理规定 中国民用航空总局令第41号第一章 总 则第一条 为了加强对民用航空器运行的适航管理，保证民用航空器安全运行并对其实施有效监督，根据《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》制定本规定（简称ＣＣＡＲ—１１１部）。
注：１９９７年１月６日民航总局已对此条进行修正，修正内容如下： 第一条修改为：“为了加强对民用航空器运行的适航管理，保证民用航空器安全运行并对其实施有奖监督，根据《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》制定本规定（简称ＣＣＡＲ－１２１ＡＡ部）。
”第二条 凡在中华人民共和国进行国籍登记的民用航空器（以下简称“航空器”），在中国境内或者境外运行，均必须遵守本规定。
第三条 本规定内下列用语的含义为：（一）“运行”是指以航行（包括驾驶、操纵航空器）为目的，使用或获准使用航空器，而不论作为所有人、使用人或其他人对航空器是否拥有合法的控制权。
（二）“营运人”是指使用航空器运行的航空器所有人或使用人。
（三）“型号合格审定基础”是指型号合格审定委员会确定的、对某一产品进行型号合格审定所依据的标准。
型号合格审定基础包括适用的适航标准及其修正案、专用条件和豁免条款等。
（四）“专用条件”是指中国民用航空总局（以下简称“民航总局”）针对某一产品的某些新颖或独特的设计而补充颁发的适航要求。
专用条件所规定的安全要求、运行要求和环境保护要求应当具有不低于现行适航标准的安全水平。
民用航空器适航管理
民用航空器适航管理重点第一章1、影响飞行安全的主要因素：人、环境、设备。
2、适航的定义：民用航空器的适航性是指该航空器包括其部件及子系统整体性能和操纵特性在预期运行环境和使用限制下的安全性和物理完整性的一种品质。
这种品质要求航空器应始终处于保持符合其型号设计和始终处于安全运行状态。
3、航空器必须满足以下两个条件方能称其是适航的:（1）航空器必须始终满足符合其型号设计要求；（2)航空器必须始终处于安全运行状态。
4、试航管理就是适航性控制。
5、我国政府明确规定:民用航空器的适航管理是由中国民用航空局负责。
民用航空器适航管理的宗旨是：保障民用航空安全，维护公众利益，促进民用航空事业的发展。
6、民用航空器的适航管理分为:初始适航管理和持续适航管理。
初始适航管理，是在航空器交付使用之前，适航部门依据各类适航标准和规范，对民用航空器的设计和制造所进行的型号合格审定和生产许可审定，以确保航空器和航空器部件的设计、制造是按照适航部门的规定进行的。
初始适航管理是对设计、制造的控制。
持续适航管理，是在航空器满足初始适航标准和规范、满足型号设计要求、符合型号合格审定基础，获得适航证、投入运行后,为保持它在设计制造时的基本安全标准或适航水平，为保证航空器能始终处于安全运行状态而进行的管理。
持续适航管理是对使用、维修的控制。
7、适航管理的特点：(1）权威性或法规性（2)国际性（3）完整性和统一性.适航管理的完整性包含着整体完整性和过程完整性两个方面.适航管理的完整性既是客观的需要，也是把握客观事物发展规律的要求.（4）动态发展性（5)独立性8、适航管理按照工作性质的不同分为三种类型：（1）立法、定标（2）颁发适航证件（3)监督检查9、适航管理工作的主要内容有：（1)制定各类适航标准和审定监督规则. 建立健全严格的法规体系是适航管理科学化的重要标志。
(2)民用航空器设计型号合格审定。
民用航空器的固有安全水平是在设计阶段确定的.（3）民用航空器制造的生产许可审定（4）民用航空器的适航检查（5)民用航空器的持续适航管理（6）对从事维修工作的人员的管理10、适航标准是一类特殊的技术性标准，是为保证实现民用航空器的适航性而制定的最低安全标准。
中国军用航空发动机寿命验证与规划方法
收稿日期：2023-07-13作者简介：王海（1971），男，硕士，高级工程师。
引用格式：王海.中国军用航空发动机寿命验证与规划方法[J].航空发动机，2023，49（4）：80-85.WANG Hai.Life verification and plan of China mili⁃tary aeroengine[J].Aeroengine ，2023，49（4）：80-85.第49卷第4期2023年8月Vol.49No.4Aug.2023航空发动机Aeroengine中国军用航空发动机寿命验证与规划方法王海（中国人民解放军93128部队，北京100076）摘要：军用航空发动机寿命验证是多学科交叉、多部门协作的系统工程。
为了确保发动机寿命期内的使用安全性、可靠性和经济性，一般按照“设计分析-零部件/成附件试验-地面整机验证-外场使用验证”的方法和流程进行，发动机寿命验证与规划工作需要坚持顶层规划，分为“论证、设计、验证、使用、批产”5个阶段，针对不同阶段的特点各有侧重。
整机寿命长试应合理选择时机和方式，在性能验证阶段主要采用1∶1持久试车方式进行摸底，在性能鉴定阶段主要采用加速任务试车方式进行验证。
能力渐进提升是大型复杂装备的发展规律，需要科学把握航空发动机寿命验证和提升的关系，力争“寿命设计一步实现”，通过“地面试验-外场使用-全寿命评估”的方式，实现“寿命逐步验证”。
关键词：军用航空发动机；寿命验证；规划；整机长试中图分类号：V215.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.010Life Verification and Plan of China Military AeroengineWANG Hai（93128PLA Troops ，Beijing 100076，China ）Abstract ：Military aeroengine life verification is a multi-disciplinary and multi-department collaborative system engineering.To en⁃sure the lifecycle safety ，reliability ，and economy of the engine ，the general method and procedure of “design analysis-component/accesso⁃ry testing-whole engine ground verification-field operational verification ”is adopted to study engine life verification and management at various stages of the engine development project.The results show that the top-level planning is crucial for basis for engine life verificationand management ，which can be divided into 5stages ：“demonstration ，design ，verification ，field operation ，batch production ”，with dif⁃ferent emphasis according to the characteristics of different stages.The timing and method of engine test should be chosen reasonably ，in the performance verification stage ，the 1：1engine endurance test is mainly used to conduct a thorough investigation ；in the performance assessment stage ，Accelerated Mission Test （AMT ）is used for verification.The gradual improvement of capability is the development lawof large and complex equipment ，it is necessary to scientifically grasp the relationship between engine life verification and life enhance⁃ment ，strive to meet the life design requirements in one attempt ，achieve gradual life verification through the method of “ground test-field operation-lifecycle assessment ”.Key words ：military aeroengine ；life verification ；planning ；whole engine endurance test0引言随着军用航空发动机先进性、复杂性、全寿命周期成本和装备规模的不断提升，除推力、耗油率等主要性能外，对寿命期内安全性、可靠性、维修性、保障性和经济性等要求越来越高。
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航空发动机风车不平衡适航符合性验证贾惟;何文博;刘帅【摘要】CCAR 25部《运输类飞机适航标准》对航空发动机的持续转动提出明确要求，即航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。
参考美国联邦航空局（FAA）第25-141号修正案，详细分析了FAR 25.362条款对发动机失效载荷的要求及其适用的符合性验证方法。
通过对服役数据进行统计学分析研究了风车不平衡符合性验证条件。
结果表明，不平衡量等于1.0与1 h备降时间组合、不平衡量等于1.0与最大不超过3 h备降时间组合可以满足安全性的要求，在此基础上从载荷、强度、耐久性、系统完整性以及人为因素5个方面开展符合性验证。
采用完整的飞机模型和发动机模型进行符合性验证是可以接受的。
机体结构模型要通过地面振动试验进行校验，发动机模型要通过风扇叶片脱落试验进行校验。
%CCAR Part 25 presents a clear requirement for aeroengine continued rotation which states that the continued rotation of aeroengine can not jeopardize the safety of the airplane. Requirements of engine failure loads and relevant methods of compliance were both analyzed in details according to FAR 25.362 which was issued by Federal Aviation Administration in amendment 25-141. A compliance demonstration criterion was obtained through statistical analysis of service data. Results show that imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time equals to 1 hourand imbalance design fraction equals to 1.0 combined with windmilling time less than 3 hours meet the requirements of safety targets. Based on these two criteria, compliance demonstration should be carried out from five aspects including loads, strength, durability, system integrity andhuman factors. A complete integrated airframe and engine analytical model for compliance demonstration are acceptable. Airframe structure model should be validated by ground vibration test and engine structure model should be validated by fan blade off test.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)006【总页数】7页(P95-101)【关键词】持续转动;风车不平衡;不平衡量;机体结构模型;发动机结构模型;地面振动试验;风扇叶片脱落试验【作者】贾惟;何文博;刘帅【作者单位】中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300;中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300【正文语种】中文【中图分类】V23航空发动机有2种典型的影响飞行安全的持续不平衡状态：风车不平衡状态和高功率不平衡状态[1]。
风车状态是指航空发动机空中停车、燃烧室熄火或者不工作时，气流通过未点燃的发动机并由于空气动力、转子惯性和阻力矩共同作用而带动发动机轴转动，短时间稳定在某一转速的亚稳定旋转状态[2-3]。
风车不平衡状态是由发动机轴支承失效、风扇叶片脱落及其附带损伤引起的。
风车状态是1个远离设计点、复杂的特殊工况，这种工况可能会持续几个小时直到飞机完成其备降飞行[4]。
高功率不平衡状态发生在叶片刚刚失效之后、发动机停车或者转速开始下降之前。
这种状态通常考虑少于1个完整叶片脱落的情况，可能持续几秒钟或几分钟。
在某些情况下，它降低了机组人员通过读取仪表来确定受损发动机以及发动机受损程度的能力[5-6]。
根据美国的统计，从大涵道比涡扇发动机开始服役到1996年，累计4.26亿个飞行小时（从起飞滑跑开始至降落到地面的时间）。
在这期间发生了152起值得关注的事件。
所谓1起值得关注的事件表示1/4或者更大的风扇叶片脱落引起的不平衡，或者是转子支承失效的状态。
服役经验表明，脱落的风扇叶片小于整个叶片的1/4并不会引起严重振动。
在这152起事件中，风扇叶片脱落事件有146起，远高于6起风扇转子支承失效事件。
因此本文着重讨论由于风扇叶片脱落引起的风车不平衡的符合性验证。
CCAR-25R4和CCAR-33R2中均对发动机的持续转动提出了要求[7-8]。
本文根据涡扇发动机的统计数据，采用统计学方法分析满足安全性要求的不平衡量和备降时间的组合，分析了符合性验证的要求，讨论了发动机失效载荷的评估要求和评估方法，详细分析了满足适航要求的飞机结构模型和发动机结构模型的建模要求和验证要求。
首先定义2个基本参数：不平衡量I和风车时间t。
I=1.0定义为：在叶片包容性和转子不平衡试验中[9]，最关键的涡轮、压气机或风扇叶片失效导致的质量不平衡。
风车时间定义为：叶片脱落到飞机着陆所经历的时间给出了不平衡事件中的不平衡量I和风车时间的分布分别如图1、2所示。
采用γ分布、Weibull分布和对数正态分布对上述数据进行拟合，拟合结果如图3、4所示。
3种分布呈现出一致的变化趋势。
从图3中可见，γ分布和对数正态分布与统计数据吻合较好，而且对数正态分布的峰值与统计数据更接近。
从图4中可见，在20、30和50 min处出现了3个峰值，3种分布函数对统计数据的描述相差较小。
利用极大似然估计（Maximum Likelihood Estimators）方法对这3种分布进行参数估计，同时定义累积分布函数FCD（Function of Cumula-tive Distribution）式中：N为总数；i为序号。
以不平衡量为例进行分析，图5给出了累积分布函数随不平衡量的变化关系曲线。
从图5(a)中可见，对数正态分布的相关系数R2比γ分布和Weibull分布更高。
而图5(b)中的1-FCD表示某一不平衡量或者更高不平衡量发生的概率。
可知，不平衡量较高的时候，对数正态分布得到的概率最高，也就是对数正态分布的估计是偏保守的。
采用相同的方法对风车时间进行分析可以得到相似的结果，这里不再赘述。
从上述分析可知，对数正态分布不仅能够很好地描述统计数据，而且对极端情况能给出了最保守的估计，所以后文的分析工作基于对数正态分布开展。
从物理概念、设计要求以及统计数据的角度进行综合分析后发现，不平衡量和风车时间几乎是相互独立的[10]。
因此定义联合概率密度函数式中：x为不平衡量；w为风车时间；FX、FW为累积分布函数。
根据联合概率密度函数，定义超越率函数式中：CT为总飞行小时数；NI为飞机速度大于决断速度V1的事故数量。
按照前文所述，考虑不平衡量和风车时间为对数正态分布，采用联合概率密度函数进行计算。
在不同不平衡量和风车时间下发动机工作时数超越率的分布如图6所示。
从图中可见，不平衡量等于1.0与风车时间为180 min组合的发生概率已经小于10-9/飞行小时。
至此，基于统计数据和统计学分析方法得到了如图6所示的超越率分布曲线，为符合性验证工作奠定了基础。
CCAR 25.903条（c）款提出要求，如果持续转动会危及飞机安全时，要有停止发动机转动的措施。
一般来说，大涵道比涡扇发动机的转子系统在飞行过程中几乎不可能停止，所以如果要符合25.903条（c）款的要求，必须保证持续转动不会危及飞行安全[11]。
为此，符合性验证工作需要从载荷、强度、系统和性能这4个方面开展。
具体来说包括：不平衡量和持续时间、飞行载荷和飞行阶段、强度评估、耐久性评估、系统完整性评估以及机组反应评估这6个方面。
风车状态的持续时间应该包括飞机预计的备降时间。
从图6中可见，不平衡量等于1.0与备降时间60 min组合发生的概率为10-7～10-8，不平衡量等于1.0与备降时间180 min组合发生的概率为10-9甚至更小。
因此，当不平衡量等于1.0时不需要考虑备降时间超过180 min的情况。
从服役经验以及安全性要求2个方面综合考虑，确定不平衡量等于1.0时风车不平衡持续时间：（1）1 h备降飞行；（2）如果飞机的最大备降时间超过1 h，备降持续时间等于最大备降时间，但不超过3 h。
飞机部件上的载荷应该通过动态分析来确定。
在风车状态的初始阶段，假设飞机以典型的商载和真实的燃油负载处于平飞状态，飞行速度、高度以及襟翼的构型可以根据飞机飞行手册来确定。
分析时应该考虑非定常的气动特性以及所有重要结构的自由度。
振动载荷的确定需要考虑上述2种备降时间对应的备降剖面中重要阶段的载荷，重要的阶段包括：（1）飞行员建立巡航状态的初始阶段；（2）巡航阶段；（3）降落阶段；（4）进近着陆阶段。
当然，也可以根据气动参数或者其他参数的变化对飞行阶段进行进一步划分。
载荷参数应该包括定义系统振动环境和开展驾驶舱评估所需要的加速度，同时还要考虑发动机损伤或周围环境温度变化对风车状态转频的影响。
飞机主要结构能够承受以下飞行载荷与风车振动载荷的组合：（1）飞行员建立巡航状态的初始阶段和降落阶段中振动的载荷峰值与1g飞行载荷的组合作为限制载荷，极限载荷的安全系数为1.375；（2）进近着陆阶段振动的载荷峰值与1.15g的正向对称平衡机动载荷的组合作为限制载荷，极限载荷的安全系数为1.375；（3）巡航阶段的振动载荷与1g飞行载荷以及飞机可能到达的最大运行速度下的飞行机动载荷的70%的组合作为极限载荷；（4）巡航阶段的振动载荷与1g飞行载荷以及25.341条款中极限突风载荷的40%的组合作为极限载荷，极限突风载荷就是设计巡航速度VC达到飞机可能的最大运行速度时的载荷。