运输类飞机CCAR25. 671 (d)适航符合性验证方法探讨
运输类飞机CCAR25. 671 (d)适航符合性验证方法探讨
摘要:本文对运输类飞机CCAR25.671(d)适航条款要求进行了分析探讨,提出适航符合性验证的方法建议,从设计考虑、分析计算、安全性分析和试验验证,针对每一种符合性验证方法给出了具体的实施方法和要点。
关键词:运输类飞机 CCAR25.671(d) 全发失效 备用动力源
适航 符合性验证方法
CCAR-25《运输类飞机适航标准》是运输类飞机研制必须满足的最低安全标准。适航标准CCAR-25中条款25.671(d)明确规定飞机必须设计成在所有发动机都失效的情况下仍可操纵。
目前国内还没有CCAR25.671(d)适航符合性验证的经验,正在研制的某型飞机将是国内第一架做模拟所有发动机失效飞行试验科目的民用运输类飞机。本文结合适航条款要求和某型飞机目前CCAR25.671(d)适航符合性验证的思路,总结提出了运输类飞机CCAR25.671(d)的适航符合性验证思路和实施方法。
1 适航条款要求
25.671总则(CCAR25-R3)。
(d)飞机必须设计成在所有发动机都失效的情况下仍可操纵。如果表明分析方法是可靠的,则可以通过分析来表明满足本要求。 该条款的目的是为了所有发动机都失效的情况下,飞机仍是可操纵的,并且有能力从合适的进场速度拉平到接地时的着陆状态。
对使用钢索等纯机械操纵系统的飞机,操纵系统不由发动机提供动力,其功能与发动机失效与否无关。因此,全发失效时飞机仍是可操纵的。
对于人工机械操纵,液压助力的机械-液压助力式飞机,若动力源是由发动机带动的液压泵、冷气泵或发电机电源,则在全发失效时,动力操纵系统全部失效。此时对飞机的操纵则转换为机械操纵。此时,全发失效时飞机仍是可操纵的。
对于具有电传操纵系统的电传式飞机,要求在全发失效(诸如多发动机同时吞鸟)这种最为严重的情况下,电源系统和液压系统仍然必须能够向飞行操纵系统提供必需的能源,以使飞行仍然具有可操纵性。下文主要探讨电传式飞机全发失效时的符合性验证方法。
2 适航符合性验证思路
为了保证在飞机所有发动机全部同时失效的情况下的飞机可操纵性,在现代的先进民用运输机上普遍都采用了安装应急备份系统RAT(冲压空气涡轮)。在出现全机丧失液压能源或电源的应急情况下,自动或人工使其从飞机上放出,在飞机迎面气流的冲击下,风叶旋转,带动涡轮旋转,涡轮再驱动能源发生装置转动,将空气动力所做的机械功,全部转换为所需要的能量。,例如空客某型飞机的RAT模型图见图1所示。这是在飞机全发失效时,提供安全飞行最低需用应急能源(电源或液压源)的一种有效和可靠的方法。
为了满足CCAR25.671(d)适航条款要求除了解决备用动力源的问题,设计时还需要考虑双发停车后液压能源的用户有哪些才能够继续安全飞行和安全着陆,全发失效后备用动力源的能力需求,双发失效飞机失去交流电到备用系统工作这段时间内蓄压器的能力能否满足要求。
适航符合性验证时分析计算双发失效后备用动力源对应液压系统可以操纵的用户能完成飞机的安全操纵,并且有能力从合理的进场速度拉平到接地时的着陆状态。分析计算失去交流电到备用动力源启动到提供稳定的液压能源这段液压空白时间内蓄压器的能力能够满足需求。还需要试验验证全发失效后,飞机仍然应该是可操纵的,并且有能力从合理的进场速度拉平到接地时的着陆状态。
3 符合性验证方法
民用运输类飞机的符合性方法定义如下:MC0——简述,MC1——设计说明,MC2——分析和计算,MC3——安全性评估,MC4——试验室试验,MC5——飞机地面试验,MC6——飞行试验,MC7——检查,MC8——模拟器试验,MC9——设备鉴定。
航空规章咨询委员会(ARAC)对CCAR25.671(d)条款的符合性方法提出了如下建议。
(1)应通过评估确定,在所有发动机都失效的情况下,考虑启动备用系统花费的时间,在不需要特殊的驾驶技巧或体力的情况下,飞机仍可操纵。并且按照飞机飞行手册(AFM)程序重新启动发动机期间,飞机也应该是可操纵的。
(2)一般情况下,起飞和着陆阶段是最重要的飞行阶段,尤其对于带有依赖空速的应急动力系统的飞机更是如此。需要通过分析或用试验证明,在所有发动机失效到备用系统工作这段时间内,飞机仍然具有足够的液压压力/供电能力。如果备用系统需要依靠气动力方法产生动力,那么需要飞行试验证明备用系统能够向操纵系统提供足够的电能和液压压力。飞行试验中所采用的速度应该是飞机有能力进场和拉平到安全的着陆姿态使用的最小速度。
为了保证飞机可操纵,飞机上与飞机操纵相关的飞行控制、电源、液压能源系统均为影响CCAR25.671(d)条款符合性的相关系统。根据运输类飞机全发失效的适航要求、符合性验证思路和ARAC的建议,建议CCAR25.671(d)飞控系统的符合性方法为1、2、3、6和8,电源系统符合性方法1和2,液压能源系统的符合性方法为1、2和3。
4 MOC1设计说明 在全发失效的情况下,可以考虑备用动力源提供的液压动力,此动力源相对发动机是独立的;在分配液压能源系统的用户时,需考虑双发失效后,备用动力源对应的液压系统可以操纵的用户应该能完成飞机的操纵;要考虑双发失效飞机失去交流电到备用动力源启动,液压能源系统建立压力为止的液压动力空白问题。
例如,某型飞机采用双发尾吊布局,液压能源系统由三套(1＃,2＃和3＃系统)完全独立的液压能源系统构成,每套系统都由一个主泵,一个备用泵,一个系统蓄压器,一个自增压油箱,油滤,一些必须的控制阀组成。1＃和2＃系统的主泵为发动机驱动泵(EDP),分别由左、右两侧的飞机发动机提供动力。备用泵为电动泵(ACMP),它们分别由安装在右侧和左侧发动机上的发电机提供电源。3＃系统的主泵和备用泵均为电动泵(ACMP),分别由安装在右侧和左侧发动机上p4.1 MOC2分析计算
在对CCAR25.671(d)的符合性验证中,需要计算最小舵面的气动性能、备用动力源的能力,说明飞机全发失效时,能满足条款的要求。分析全发失效后备用动力源对应液压系统可以操纵的用户能完成飞机的安全操纵,并且有能力从合理的进场速度拉平到接地时的着陆状态。
对于系统设计为主动力失效后,备用动力源启动供能之间有时间间隔的系统架构,则需要根据飞控系统的舵面控制最小流量需求,计算全发失效飞机失去交流电到备用动力源启动到提供稳定的液压能源这段液压动力空白时间内蓄压器的能力能否满足要求。
4.2 MOC3安全性评估
首先分析所有液压能源系统全部失效对飞机的影响是灾难级的,从而得出所有发动机失效导致所有液压能源系统失效及备用动力源失效的概率要求,为达到概率要求,应该具有备用动力源。应分析所有发动机失效导致所有液压能源系统失效及备用动力源失效的概率,从而以此来保证全发失效后飞机可操纵。
4.3 MOC6飞行试验
通过验证试飞,来考核飞控系统在所有发动机都失效情况下对飞机的操纵能力。实际验证试飞过程中为确保安全一般不要求设置真实的所有发动p(1)辅助动力装置(APU)保持运转,但是APU电机关闭;(2)双发慢车;(3)保留备用动力源对应的液压系统,其余液压系统关闭;(4)关闭左、右发电机,备用动力源液压系统失压;(5)备用动力源自动放下为全机供电,备用动力源对应的液压系统为飞控系统供压,此时主飞控系统处于最小构型;(6)飞机做模拟着陆;(7)开启左右发电机;(8)开启其余液压系统。
4.4 MOC8模拟器试验
工程模拟器试验的目的,一方面是在试飞之前让试飞员通过在工程模拟器上熟悉故障试飞时飞机的操纵性,减小试飞风险;另一方面对于高风险的试飞科目,比如验证爬升阶段所有发动机都失效时飞机的操纵性能,则在工程模拟器上进行验证。在预定的状态下设置双发失效故障,检查故障后飞机的操纵能力和拉平着陆能力。
通过工程模拟器模拟全发失效,并由飞行员进行操作,给出在各种状态下姿态纠正、航向纠正飞机所需要的舵面操作量,验证在最小操作舵面的情况下飞控舵面的操作要求,以及液压能源系统的供给要求。
5 结语
本文对运输类飞机双发失效的适航条款进行了分析研究,提出了双发失效适航符合性验证的方法,并对双发失效适航符合性的分析计算、试验室试验及飞行试验实施的步骤进行了分析研究。在实际的工作中我们还需要对双发失效适航符合性的验证方法进行扩充和完善,使其具有更好的可操作性。
参考文献
[1] CCAR-25-R3.运输类飞机适航标准[S].2001.
[2] 李亚男,王伟达,王兴波.民用飞机飞行操纵系统对CCAR25.671(d)条款符合性的适航验证方法分析[J].民用飞机与设计,2011.
CCAR25.1457适航条款符合性验证思路
科技视界Science&TechnologyVision
Science&TechnologyVision科技视界0概述
语音记录系统由一个带水下定位信标的驾驶舱语
音记录器
渊CVR冤袁一个独立电源
渊RIPS冤袁一个
CVR控制
板以及驾驶舱区域话筒组成
遥语音记录系统记录飞行机
组数据
袁数据符合
ED112要求
遥CVR是数字式的记录器
袁
采用固态存储介质
袁满足飞机适航取证和使用要求
遥语音
记录系统中包含一个独立电源
袁能够在飞机断电后为驾
驶舱语音记录器和区域话筒提供十分钟的备用电源
遥
1CCAR25.1457适航条款
运输类飞机适航要求主要由适航条款和技术标准
规定
(TSO)等组成
遥适航规章对飞行记录系统的要求主
要分为设计与构造
尧系统与功能
尧防火和安全性
尧使用限
制与飞机飞行手册等
袁具体适用的适航条款应依据型号
设计进行分析确定
遥
第
25.1457条驾驶舱录音机
中国民用航空规章营运规则所要求的每台驾驶舱录
音机必须经过批准
袁并且其安装必须能够记录下列信息
院
渊1冤通过无线电在飞机上发出或收到的通话
曰
渊2冤驾驶舱内飞行机组成员的对话
曰
渊3冤驾驶舱内飞行机组成员使用飞机内话系统时
的通话
曰
渊4冤进入耳机或扬声器中的导航或进场设备的通
话或音频识别信号
曰
渊5冤飞行机组成员使用旅客广播系统时的通话
(如
果装有旅客广播系统
袁并根据本条
渊c冤渊4冤渊ii冤的要求
有第四通道可用
)曰
渊6冤如果安装了数据链通信设备
袁那么所有数据链通信
袁应使用经批准的数据信息集
遥数据链信息必须作
为通信设备的输出信号被记录
袁该通信设备可将信号转
换为可用数据
遥
渊b冤必须在驾驶舱内安装一只区域话筒来满足本条
渊a冤渊2冤的记录要求
遥话简要安装在最佳位置
袁能够记
录正
尧副驾驶员工作位置上进行的对话
袁以及记录驾驶舱
内其他机组成员面向正
尧副驾驶员工作位置时的对话
袁话
筒的定位必须使得在飞行中驾驶舱噪声条件下所记录和
重放的录音通信的可懂度尽可能高
袁如有必要
袁应对录音
机的前置放大器和滤波器进行调整或补偿
民用飞机配电与电路保护适航条款的研究
民用飞机配电与电路保护适航条款的研究
本文介绍了民用飞机配电与电路保护适航条款的分析与研究，为民用飞机完成配电与电路保护部分适航条款的验证与关闭提供支持。
标签：配电；电路保护；适航
引言
民用飞机根据其用途在设计和制造上需要满足中国民用航空规章运输类飞机适航标准（CCAR-25部）才可以获得适航证投放市场，因此对适航条款的解读尤为重要。本文将按照适航审定的思路，从必要解释的适航条款的技术含义、符合性验证方法两方面对配电、电路保护部分相关条款进行解读。
1、条款25.1355
1.1条款25.1355的技术含义
（a）款中的配电系统应包括自主发电机接触器（或主发电机主电路断路器）之后到用电设备电路保护装置（包括断路器、熔断器等）之前的部分，它的主要功能是将发电机或其他电源的功率分配到各用电设备。
（b）备用
（c）款中的中国民用航空规章是指运输类飞机相关的审定规章和运行规则，包括CCAR25 部、91 部、121 部。根据AMC 25.1355（c），对（c）款的进一步解读为：从汇流条到各配电点的馈线的布置、保护和控制，以及各馈线上负载的分配，应使得在任何馈线或相关的控制电路上发生的单个故障都不会危及飞机。
1.2 条款25.1355 配电系统符合性验证方法
满足该条款一般可综合采用设计符合性说明、分析计算、试验室试验、机上地面试验、飞行试验等验证方法来表明符合性。概述如下：设计符合性说明：提供配电系统原理图和供电系统原理说明书，以表明配电系统设计符合本条款要求。分析计算：主要进行电气负载分析。试验室试验：在根据25.1363 电气系统试验中，验证汇流条转换功能。机上地面试验：主要进行蓄电池的功能试验。飞行试验：主要进行电气系统的功能验证飞行试验。
2. 条款25.1357 电路保护装置
2.1 条款25.1357 电路保护装置的技术含义
（a）电路保护装置是用于发电系统的电路保护，即控制主电源接触器（或主电路断路器）通断的设备，通常称为发电机控制保护器；或用于对设备或系统输电线路的保护，通常用熔断器、断路器等。每个设备或系统的输电线路都应采用电路保护装置。电路保护装置的参数选择应能达到这样的目的：即线路或用电的设备（或系统）发生故障时，该电路保护装置应引起保护，把故障源与电气系统隔离，使故障的危害限制在最小限度，不影响其它电气系统或其它设备的正常工作。为此，在选择配电系统中的电路保护装置时，应按分级选择的原则。在电路保护装置参数选择时，应使前级电路保护装置的安秒特性高于后级的安秒特性。
飞机雷电防护试验的有关标准
广电计量—环境可靠性与电磁兼容试验中心 /
1.FAR-25和CCAR-25
FAR-25《美国联邦航空条例第25部：运输类飞机适航条例》是由美国FAA（联邦航空管理局）颁布的，其中“25.581 闪电防护”、“25.954 燃油系统的闪电防护”、“25.1316 系统闪电防护”与雷电防护有关，分别对结构部分、燃油系统及机载电子设备的雷电防护能力作了要求，但没有规定防护能力的验证方法。
CCAR-25是由中国民航总局颁布的运输类飞机适航条例，与FAR-25内容基本相同。
适航条例对飞机的雷电防护能力提出了要求，飞机获取适航证前，需验证这些能力，当不能满足任一条款对飞机雷电防护的安全性要求时，适航审查当局将拒发适航证，飞机也不得进入航线。飞机雷电防护适航审查的符合性方法通常有分析计算法、类比法和地面模拟雷电试验法。分析计算方法主要用于飞机某些能得出准确解得局部结构和部件的计算。类比法主要是将外形、结构和用途都基本相同的飞机或结构与部件，与已通过适航审查的飞机或结构与部件进行比对，确实相同则可认为满足要求。地面模拟雷电试验法，主要用于新机型的研制、设计和老机型的改进或改型设计。由于飞机外形的不规则性及机械结构与电气电子系统的多样性与复杂性，电场与磁场的精确解非常困难，故上述方法中地面模拟雷电试验方法最有效。目前国内进行地面模拟雷电试验可参考的标准主要有两个RTCA/DO-160和GJB3567A。
2.RTCA/DO-160
RTCA/DO-160《机载设备环境条件与测试规程》是由RTCA（航空无线电技术委员会）下属的SC135特别委员会起草制定的。DO-160的适用对象包括了所有的航空飞行器，从轻型到重型，从小型到大型，它提供了一整套实验室测试方法以判定被测对象在模拟的环境条件下是否满足规定的性能指标要求。目前，RTCA/DO-160已更新至F版本（2007年12月发布）。RTCA/DO-160中的第22节为“雷电感应瞬变敏感度”，第23节为“雷电直接效应”。雷电测试是DO-160中的特色内容，充分考虑到了实际工作环境对于航空飞行器的影响。
CCAR25.1441适航条款符合性验证思路
Science&TechnologyVisionCCAR25.1441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渊合肥230000冤卢夏合肥江航飞机装备股份有限公司渊合肥230000冤粤bstractThispaperanalyzestherequirementsofCCAR25.1441oxygenequipmentandoxygensupplyclause,andgivesrecommendationsforcomplianceverificationmethods.KeyWordsOxygenequipment;Oxygensupply;Airworthinessterms;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。具体适用的适航条款需根据型号设计的不同进行综合确定。25.1441条款内容如下：（a）如果申请装有补氧设备的合格审定，则该设备必须满足本条和第25.1443条至25.1453条的要求。（b）氧气系统本身、其使用方法以及对其他部件的影响必须均无危险性。（c）必须具有使机组在飞行中能迅速确定每个供氧源可用氧量的装置。（d）如果飞机按在12000米（40000ft）以上运行申请合格审定，则其氧气流量和氧气设备必须经过批准。. All Rights Reserved.202015/309代码名称说明MOC0符合性声明通过符合性检查单/符合性记录等文件标明产品适航符合性MOC1说明性文件如设计说明，工程图纸，技术方案等MOC2分析/计算通过分析、计算（如载荷、静强度计算，与以往型号的相似性分析等）标明符合性MOC3安全性评估如功能危害性评估(FHA)、系统安全性分析(SSA)、故障模式影响与危害性分析(FMECA)等MOC4试验室试验通过试验室试验（如静力和疲劳试验、环境试验等）标明符合性MOC5地面试验如耐久性试验、振动试验、环境试验等MOC6试飞条款明确要求，或其他方法无法提供足够数据表明符合性时采用MOC7航空器检查如系统的隔离检查、维修规定的检查等MOC8模拟器试验如评估潜在危险的失效情况、驾驶舱评估等MOC9设备合格鉴定一般用于装机设备或材料的符合性验证，可能包含上述所有的方法表1符合性方法定义2条款来源CCAR25.1441条款来源于美国发布的FAR25.1441条款，FAR25.1441由CAR4b.651（a）转换而来，是对氧气设备和供氧提出的专门要求。CAR4b于1953年颁布，是专门用于运输类飞机适航审定的规章。随着航空科学技术的发展，CAR4b进行了多次修订。此外，随着涡轮发动机在运输类飞机中的应用，美国适航当局于1957年发布了SR422，并于1959年发布SR422B，用以对CAR4b中性能要求部分全面修订。1965年美国联邦航空局（FAA）基于CAR4b-16和SR422B，正式制定FAR25部，作为运输类飞机适航审定标准。其中FAR25.1441条即为CCAR25.1441条款的来源。3CCAR25.1441条款解析25.1441(a)条款规定了飞机在申请合格审定时，若装有补氧设备，则该设备必须满足25.1441（a）、（b）、（c）要求的同时，还需满足25.1443及15.1453条的要求。25.1443条款是对最小补氧流量进行的规定。该条规定是为了保证氧气分配设备能防止乘客和机组受到缺氧的影响。25.1453条则是对防止氧气设备破裂的规定，该条款对加压氧气瓶和氧气瓶与切断阀之间的管路强度以及阻燃性能等做出了具体要求。25.1441(b)条款要求氧气系统本身、其使用方法以及对其他部件的影响必须均无危险性。FAA在AC25-22中指出，为了满足25.144(b)款，飞机制造商需在氧气系统上安装压力释放管路，通常是通过不锈钢管通向飞机外。FAA已经批准了没有机外排放管路的医疗急救用单个高压氧气瓶，为了确定是否需要排放管路来符合25.1441(b)款的要求，应当考虑压力释放装置将气瓶内的所有容量排放到舱内的后果，如舱内过压或暴露在油脂、可燃液体和点火源中。气瓶上一般都有高压关断阀，用来将气瓶与氧气系统隔离。在一个并联系统上，这些阀门通常用保险丝锁定在打开位置。气瓶的关断阀在压力释放装置的下游，以便当气瓶与系统隔离(关断阀关闭)并暴露在热环境中或过压时防止气瓶爆炸。通常，工业界将氧气系统和点火源隔离，点火源包括泵、马达和电气设备。25.1441(c)条款要求氧气设备必须有在飞行中可迅速确定可用氧量的装置。对于气态氧，这种装置一般为氧气压力表、发动机显示和机组警告系统（EICAS）显示等。FAA在AC25-22中指出，FAA审查时发现，在某些申请人计划的旅客氧气系统上，提供的措施是飞行机组可见的氧气瓶和流量控制阀之间管路上的压力指示。系统有若干个氧气瓶，每个都有各自的关断阀，并联在一起。如果在维护过程中，所有气瓶上的关断阀被关闭并且. All Rights Reserved.Science&TechnologyVision保持在该位置，但是气瓶和流量控制阀之间的管路不受影响，管路内的压力读数仍然会和气瓶上的阀门打开时一样。因此，驾驶舱内会错误地指示氧气是可用的。如果减压事件发生，乘客会无法获得规章要求的补充氧气，可能会造成失去意识甚至死亡。这种情况对飞机本身来说通常没有风险，因为飞行机组有单独的氧气系统，如果动能正常的话，飞机会快速下降到安全高度并在就近机场着陆。因此，旅客补充氧气不可用不会直接威胁继续安全飞行和着陆。但是，AC25.1309-1A中保证失效安全理念的一种设计原则是容错，允许设计、试验、制造、运行和维护期间可以预见的错误可能造成的不利影响，而上面提到的系统不符合这个原则。另外，AC25.1309-1A还指出，对于必须要求机组成员进行非计划着陆的故障，需要提供告警，以减少在更危险失效条件下的暴露。因此，旅客氧气不可用的告警是25.1309(c)款所规定的，结合25.1309(c)条款的要求，氧气设备必须有在飞行中迅速确定可用氧量的装置，同时也必须在旅客氧气不可用时提供告警。在对此条款进行分析时，如果出现截流在关断阀和流量控制阀之间的氧气所导致氧气压力误指示的情况，如果出现这种情况，只有在发生座舱减压或者在机务进行一些维护工作时才能发现氧气是关闭的，所以在对该条款进行符合性分析时同样需要考虑人为因素。25.1441(d)条款要求，在评估所需的氧气流量和设备性能标准时，应当考虑发生未经表明是极不可能的失效而导致座舱失压后，最临界的座舱高度-时间历史。4符合性验证方法说明型号合格审查过程中，为取得有效且足够的数据来表明对适航要求的符合性，申请人通常需要采用不同的方法，而这些方法统称为符合性验证方法，简称为符合性方法(MeansofCompliance，简称MOC)。从实际工作形式划分，一般分为以下四大类:（1）工程评审；（2）试验；（3）检查；（4）设备鉴定。根据《航空器型号合格审定程序》(AP-21-AA-2011-03-Ｒ4)中对于符合性方法的定义，归纳出十种经适航部门认可的符合性验证方法。具体定义见表1。对于25.1441(a)条款，一般可以用系统原理图样、设计说明、分析计算、试验室试验，即可选择MOC1、MOC2、MOC5或这几种结合的方式来标明该设备符合最小补氧流量与防止氧气设备破裂的规定。对于25.1441(b)条款一般可通过设计说明和安全性分析的方法，即选择MOC1、MOC3来表明符合性，证明氧气系统不造成危险的影响。对于25.1441(c)条款一般可通过设计说明和机上检查来表明符合性，即选择MOC1、MOC7的方法证明飞行机组能在飞行中迅速确定可用氧量。对于25.141(d)条款可使用设备鉴定试验来表明符合性，即选择MOC9的方法标明符合性。对于氧气设备批准的标准通常包括CTS0-C64B、CTSO-C78a、CTS0-C89a、CTSO-C99a和CTS0-C116a等，可通过设备单独的CTSO适航取证来表明符合性。5结论本文概述了对25.1441条款的来源，并详细说明了该条款的基本要求，同时，介绍了常用的符合性验证方法，可为民用飞机及其部件适航取证提供参考。参考文献[1]CCAR-25-R4.中国民用航空规章第25部-运输类飞机适航标准[M].[2]闫芳.运输类飞机适航要求解读：设备[M].北京:航空工业出版社，2013，9(1).[3]武戎戎.民用飞机适航符合性验证要求研究[J].科技展望，2016(16). All Rights Reserved.
CCAR25.1459适航条款符合性验证思路
CCAR25.1459适航条款符合性验证思路
CCAR25是中国民用航空适航规定的基础。CCAR25.1459是其中的一小部分，是关于适航条款符合性验证的规定。在以下内容中，将从符合性验证的概念、验证过程、验证结果三个方面来阐述关于CCAR25.1459适航条款符合性验证的思路。
一、符合性验证的概念
符合性验证是指通过测试、商定、检查或审查，确认某个产品或系统是否符合规范、标准或要求的过程。符合性验证是确保适航性的重要程序。根据CCAR25.1459要求，符合性验证应该在适航条款（TSO、STC等）制定之前进行，以确保适航条款符合规范及要求。
二、验证过程
1、计划阶段：在这个阶段，需要制定符合性验证计划，并得到适航局的批准。验证计划应该包括以下内容：
• 需要验证的适航条款及相应的验证方法；
• 验证执行的人员及负责人；
• 验证时间表；
• 验证结果的记录和报告；
• 结果的分析和处理。
• 确认验证结果是否达到验证计划中的要求；
• 如果验证结果不符合要求，需要进行分析和处理；
• 进行测试、商定、检查或审查等符合性验证方法。
3、总结阶段：在验证计划执行完毕之后，需要进行总结和报告符合性验证结果。在总结阶段，应该完成以下内容：
三、验证结果
符合性验证的结果在适航条款制定之前必须得到确认。在验证结果中，应该包括以下内容：
四、思路总结 CCAR25.1459适航条款符合性验证的思路是从符合性验证的概念、验证过程、验证结果三个方面来展开。在符合性验证过程中，需要制定验证计划，执行验证计划，以及总结验证结果。验证结果应该包括验证记录、验证报告和验证结果的分析和处理。通过严格的符合性验证，可以确保适航条款符合规范及要求，也保证了飞行安全。
ccar 25.1017适航要求研究
43航班内外INSIDE AND OUTSIDE THE FLIGHT中国航班CHINA FLIGHTS摘要
：本文介绍了CCAR 25.1017所包含的详细技术定义及所涉及的主要技术问题，给出了该条款详细的适航性设计要求与方法、符合性验证方法，可为开展适航性设计与验证提供参考。关键词：CCAR 25.1017；滑油箱导管和接头目前我国多型运输类飞机正在研制和适航取证，相关单位对于CCAR25部的技术内涵和符合性验证方法及流程也一直在开展研究和探索，由于我国适航规章主要参考FAA制修订，对于一些条款的内涵还不是很明确，本文对条款的内涵进行研究，并结合型号案例给出符合性验证方法。1 CCAR25.1017
规章要求及理解1.1规章要求第25.1017 条：滑油导管和接头（a）滑油导管必须满足第25.993条的要求，而在指定火区内的滑油导管和接头还必须满足第25.1183条的要求。（b）通气管必须按下列要求布置：（1）可能冻结和堵塞管路的冷凝水蒸气不会聚积在任何一处；（2）在出现滑油泡沫或由此引起排出的滑油喷溅到驾驶舱风挡上时，通气管的排放物不会构成着火危险；（3）通气管不会使排放物进入发动机进气系统。1.2规章理解滑油是可燃液体，因此在指定火区内的滑油导管和接头必须是耐火的。为了防止导管的振动，必须进行有效的固定和支承。25.1017(a)款要求滑油导管及其安装和支承必须满足25.993条款的要求，即:（1）必须能防止过度振动，能承受加速度飞行的过载和滑油压力；（2）考虑到发动机和滑油散热器之间，以及发动机和防火墙之间可能存在相对位移，因此这些部位的滑油管路和通气管应使用软管和柔性连接；（3）使用的软管必须经过批准(如满足TSO C53a要求[2])。位于指定火区内的滑油导管和接头必须满足25.1183条款要求，即达到防火要求(在2000℉下暴露15分钟)。25.1017(b)要求通气管应合理布置，防止冷凝水积聚于低处，而冻结或堵塞通气管路；通气管出口应考虑结冰防护，并防止排放物造成着火危险或进入发动机进气系统。CCAR 25.1017适航性要求涉及的主要技术问题[1]包括：（1）滑油导管和接头的设计和验证技术比较成熟，除了满足基本的导管部件要求外，着重考虑火区内的相应导管的防火要求能力和通透性，这是适航要求最重要和最需要验证的两个方面；（2）滑油导管和接头的防火要求方面，需要结合25.1183条款的要求开展相关的防火设计和防火试验，防火试验方法可参考SAE的相关标准开展；（3）滑油通气管的布置方面，需要关注这些滑油喷溅到驾驶舱风挡上时的安全性问题，需要对其影响和可能引发的着火情况进行充分考虑或采取必要的防护措施；（4）滑油通气管的排放物包括滑油及可能的油气混合物，在设计时出气口要避开发动机的进气口，对其排气出口可能影响到的区域进行评估，保证不会对进气系统及其它相关部件特别是敏感部件产生不利影响。2符合性验证方法2.1说明性文件为了避免水或油气的聚积，应证明滑油通气管从发动机引出后不能有低洼点。为了防止外来物进入，在通气管出口可装滤网。通气管出口远离发动机进气道入口，以免油气喷到驾驶舱风挡上有着火的危险。对软管工作区要有实测环境温度的说明。2.2试验室试验试验室试验主要是防火试验和检测试验，防火试验方法可参考SAE的相关标准开展，检测试验主要是对滑油进行检测，对其可能产生的泡沫喷溅后果进行评估。2.3机上检查检查滑油通气管的排放物包括滑油及可能的油气混合物，在设计时出气口要避开发动机的进气口，对其排气出口可能影响到的区域进行评估，保证不会对进气系统及其它相关部件特别是敏感部件产生不利影响。2.4设备鉴定可以借鉴采用TSO C53a 中的相关要求进行滑油箱导管和接头的设备鉴定。3国内外型号符合性验证案例空客公司A3XX飞机对JAR25.1017条款要求的符合性方法如表1所示。4结论本文主要针对25.1017“滑油箱导管和接头”的适航性要求，总结了条款所包含的详细技术定义及所涉及的主要技术问题，给出了符合性验证方法，可为适航性设计与验证提供参考。参考文献[1]郑作棣.运输类飞机适航标准技术咨询手册[M].北京:航空工业出版社,1995.相关链接机场是民用航空和整个社会的结合点，机场也是一个地区的公众服务设施。因此，机场既带有赢利的企业性质同时也带有为地区公众服务的事业性质，因而世界上大多数机场是地方政府管辖下的半企业性质的机构，主要为航空运输服务的机场称为航空港或简称空港，使用空港的一般是较大的运输飞机，空港要有为旅客服务的地区（候机楼）和相应设施。民用航空是一个庞大复杂的系统，其中有事业性的政府机构，有企业性质的航空公司，还有半企业性质的空港，各个部分协调运行才能保证民用航空事业的迅速前进。民航业有关的各类企业，其中最主要的是航空运输企业，即我们常说的航空公司，它们掌握航空器从事生产运输，是民航业生产收入的主要来源。CCAR 25.1017适航要求研究
CCAR-25与CCAR-33适航审定关系分析
CCAR-25与CCAR-33适航审定关系分析
韩冰冰;李新;付涵;滕金芳
【摘 要】开展大型客机动力装置与发动机型号合格审定之间关系的研究对我国适航管理工作的发展具有重要的意义.首先,利用中国民用航空规章的相关数据,建立数据综合管理系统;然后,总结CCAR-25《运输类飞机适航标准》与CCAR-33《航空发动机适航规定》具有重合内容的关联项,分析二者之间的相互关系;最后,研究上述两部规章关于防火系统和滑油系统对某些对象的规定.结果表明:CCAR-25与CCAR
33条款的关系可分为引用、选择、补充、相似和差异五种;最难界定的是相似,它要求对条款的充分理解,否则会有重复审定和漏审的风险;CCAR-25与CCAR 33对防火系统和滑油系统的规定出现了多条款交联对应的情况,通过数据综合管理系统可将其分解为单条款对应并进行适航认证.
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2018(009)004
【总页数】7页(P537-543)
【关键词】适航;运输类飞机;航空发动机;数据管理系统;CCAR-25;CCAR-33
【作 者】韩冰冰;李新;付涵;滕金芳
【作者单位】中国民用航空上海航空器适航审定中心动力装置室,上海200335;中国民用航空上海航空器适航审定中心动力装置室,上海200335;上海交通大学航空航天学院,上海 200240;上海交通大学航空航天学院,上海 200240
【正文语种】中 文 【中图分类】V228
0 引 言
当今，世界民用航空业务以空前的速度发展壮大，随着大型客机研发成为我国航空工业发展的战略目标，我国的民航业将有更大发展，适航技术问题将更为突出[1]。西方国家由于飞机发展起步早，适航技术的研究也相对成熟。F.de Florio[2]系统阐述了国际民航组织、美国联邦航空管理局和欧洲航空安全局的适航要求；L.Purton[3]介绍了适航性框架评估工具的发展，对美国与澳大利亚军队的适航框架进行了分析比较并提出了发展方向。亚洲国家适航认证起步较晚，大多数适航经验是从西方学习而来[4]。近年来，随着国内大飞机事业的蓬勃发展，在借鉴国外适航体系的基础上，已经开始了一些适航技术的研究。张陇东[5]分析了美国民用飞机适航管理体系和欧洲适航管理体系，指出我国适航管理体系存在的不足和未来发展的方向；鲍梦瑶等[6]针对欧洲航空安全局(European Aviation Safety
运输类飞机适航标准第25.979(b)(1)项要求及符合性验证研究
2019年第2期总133期ISSN 1674-9804 CN 31-1614/V民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Research
DOI： 10. 19416/j. cnki. 1674 -9804.2019.02.007
运输类飞机适航标准第25.979(b)(1)项
要求及符合性验证研究
Requirements and Compliance Verification
of 25.979(b) (1)
毛文懿 宋志强 / MAO Wenyi SONG Zhiqiang(上海飞机设计研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210,China)
摘要：
运输类飞机适航标准第25. 979( b)( 1)项要求压力加油系统在每次加油前能检查自动切断功能是否正常。 分析了飞机压力加油系统自动切断设施的典型设计及对应的符合性验证思路，为运输类飞机燃油系统的设 计和符合性验证提供参考。 ，
关键词:适航；自动切断设施;符合性方法;等效安全
中图分类号:V22P.91 文献标识码:A OSID；[Abstract] It is required according to 25. 979( b) (1) that the automatic shutoff means could check properly shut
off operation before each fueling of the tank. This paper is focused on the typical design of automatic shutoff means
and the corresponding compliance methods for this regulation. The results could be the guidance for design and cer
运输类飞机适航标准(1995年修正)
运输类飞机适航标准(1995年修正)
文章属性
• 【制定机关】中国民用航空总局(已撤销)
• 【公布日期】1995.12.18
• 【文 号】
• 【施行日期】1985.12.31
• 【效力等级】部门规章
• 【时效性】已被修改
• 【主题分类】标准化
正文
*注：本篇法规已被《中国民用航空总局关于第三次修订＜运输类飞机适航标准＞的决定》（发布日期：2001年5月14日 实施日期：2001年5月14日）修订
运输类飞机适航标准
（1985年12月31日制定 1990年7月18日第一次修订 1995年12月18日第二次修订 ＣＣＡＲ－25－Ｒ2）
总目录
Ａ分部 总则
§25．1 适用范围
§25．2 〔备用〕
Ｂ分部 飞行
总则
§25．21 证明符合性的若干规定
§25．23 载重分布限制
§25．25 重量限制 §25．27 重心限制
§25．29 空重和相应的重心
§25．31 可卸配重
§25．33 螺旋桨转速和桨距限制
性能
§25．101 总则
§25．103 失速速度
§25．105 起飞
§25．107 起飞速度
§25．109 加速一停止距离
§25．111 起飞航迹
§25．113 起飞距离和起飞滑跑距离
§25．115 起飞飞行航迹
§25．117 爬升：总则
§25．119 着陆爬升：全发工作
§25．121 爬升：单发停车
§25．123 航路飞行航迹
§25．125 着陆
操纵性和机动性
§25．143 总则
§25．145 纵向操纵
§25．147 航向和横向操纵
§25．149 最小操纵速度
配平 §25．161 配平
稳定性
§25．171 总则
§25．173 纵向静稳定性
§25．175 纵向静稳定性的演示
民用飞机液压系统对CCAR25.981条款的适航符合性验证研究
民用飞机液压系统对CCAR25.981条款的适航符合性验证研究
张瑞华
【摘 要】燃油箱点燃防护一直是民用飞机设计及适航验证的重要问题.从适航验证角度以液压系统为验证对象,对CCAR25.981条款(燃油箱点燃防护)逐条进行验证说明,来表明一般民用飞机对适航验证条款CCAR25.981的符合性.
【期刊名称】《装备制造技术》
【年(卷),期】2017(000)007
【总页数】3页(P168-169,178)
【关键词】液压系统;燃油箱点燃防护;CCAR25.981;适航验证
【作 者】张瑞华
【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201203
【正文语种】中 文
【中图分类】V245.1
燃油箱点燃防护一直以来是民机研制和适航验证的重要方面，燃油箱作为飞机储存燃料的装置，必须保证燃油箱的结构完整性和防火安全性，从而保证飞机的飞行安全。民航规章CCAR25.981条款[1]：燃油箱点燃防护条款也历来受到航空工业界、FAA及EASA的普遍关注。作为支持飞机用户作动的液压系统，由于液压管路遍布全机（包含燃油箱），在满足自身三套系统的冗余设计之外也需要充分考虑燃油箱的点燃防护问题，并满足燃油箱防护的适航要求。本文从液压系统角度出发，论述了燃油箱点燃防护的设计要求，同时考虑了燃油箱点燃防护（981条款）的符合性验证工作，以此来表明民机液压系统设计能够满足安全性以及适航要求。
民用飞机液压能源系统一般设计为三套独立系统，来供给飞机用户液压能源。液压系统为飞行操纵（襟缝翼，扰流板等），起落架收放及舱门，前轮转弯，刹车，RAT收回等飞机用户提供液压能源[2]。三套液压系统设备一般安装在左、右翼身整流罩以及后设备舱等位置。液压系统管路根据飞机用户的位置布置合适的走向。
一般来说，民用飞机的燃油箱设计一般采用三油箱结构（左机翼油箱、右机翼油箱和中央翼油箱）[3]，见图1.同时，机翼上的液压用户有飞控系统的扰流板作动器、副翼作动器和襟缝翼翼尖刹车，支持以上液压用户作动的液压管路一般布置在油箱内部、机翼后缘等位置[4]，如图2所示。