【行业观察】航空发动机适航规章衍变与民用航空 大涵道比涡扇发动机研制的关联性
摘要：
从FAR-33的历史修正案出发，结合民用大涵道比航空发动机的发展，从统计学角度剖析了FAR-33历史演变规律并概括出5大修订原因——科技水平进步、灾难性事故、标准过于苛刻、叙述或定义不清晰以及国际一致性。同时，将一种规章约束边界的概念引入研究中，认为修订原因可通过规章约束边界和安全边界的关系来反映。结果显示，民用航空大涵道比发动机的发展有着与FAR-33历史上4次重大修订相近的发展规律和时间间隔(10~13年)，新型航空发动机的研制促进了适航规章的升级，而修订的适航规章则指导着下代发动机的研制。预计FAR-33的下一次重大修订时间为2017~2020年，修订内容涉及目前发展的型号，如LEAP-X等。
1 引言
适航规章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。目前，作为民用航空工业的领跑者，美国的适航规章在全球具有最广泛的影响，其在航空发动机领域所对应的颁发和更改发动机型号合格证的适航标准是FAR-33《航空发动机适航标准》，以及表明符合环保要求的是FAR-34《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》。对适航标准而言，制造方必须表明该型航空发动机的设计符合规定中适用的要求，经审定方确认并批准后方能获得相应的型号合格证。
1965年美国民用航空规章(CAR)被联邦航空规章(FAR)取代后，其航空发动机适航标准CAR-6 被FAR-33取代，而FAR-33自制定以来就处于不断的修正和变化之中。50 余年来，FAR-33 在继承其海洋法基本特点的基础上，伴随着航空发动机全寿命周期中重大安全性问题的暴露，以及由新技术的应用而促使提出的新安全性要求下，为减少审定实践中反映出的对条款本身使用的争议，或直接源于安全性理论和方法本身的进步，美国联邦航空局(FAA)作为审定方会和设计方、制造方、公众等进行全行业内的意见征集，根据适用性形成对特定条款的修订，并以“修正案”的形式予以颁发。
现有航空发动机适航领域的研究，主要集中在针对FAR-33某单一条款或某一类航空发动机部件相关的条款上，其研究目的主要集中于该条款本身制定的原因、历史变化、技术内涵、对行业的影响；或者是制造商应怎样去理解条款，并相应地采用什么样的方式、方法满足该条款的要求。但将FAR-33规章各条款作为一个整体进行研究，尤其是与制造方针对民用航空发动机研制的关联性或相互影响性的研究较少。这主要是由于FAR-33规章包含了航空发动机的各个方面，涉及对象过多、数据信息量过大，从而造成了分析困难。目前，有关整体性或全局性的研究主要集中在适航审定上，如文献[1]，但该书所针对的是航空器这一大类，FAR-33 作为一个子部分其介绍简洁。
基于此，本文从统计学原理出发，首先对FAR-33 规章制定以来的修订进行总结概括，然后对规章的修订原因进行分类，最后以GE 公司民用涡扇发动机为例，从规章修订角度出发，将FAR-33规章条款要求与民用航空发动机的研制进行关联性分析，揭示出相互影响规律。
2 FAR-33 的修订总结及规律
自1965 年FAA 将适航规章从CAR-6 转变为FAR-33 以来，截止2015 年4 月，FAR-33 共进行了34 次修订，涉及几乎所有的条款，其中条款FAR-33.31至FAR-33.57为活塞发动机所对应的适航条款。对于大涵道比涡扇发动机，如果将涉及活塞发动机的条款剔除，并按修正案正式实施的年代来对修正案进行划分[2]，则可看到每次修订中所涉及的条款个数并不相同，即修正案的规模不同，如表1所示。
如果从统计学角度对表1按年代和各年所涉及的修订条款个数作图，则可以得到反映FAR-33 条款修订范围或程度的变化趋势( 图1)。可见，FAR-33 的修正反映出一定的规律性，即每隔10～13年左右规章会有一次规模较大的修正，自1965年以来总共有5 次，即1965 年、1974 年、1984 年、1996年和2008 年，且修订间隔逐渐延长，期间夹杂着一些较小的修订。对于上述规章的修订规律，可以追溯过去50 年来民用大涵道比航空发动机的历史发展加以分析，尤其是航空工业与适航规章技术内涵间的内在作用建立关联性研究。
3 适航规章修订与航空发动机研制的关联性
3.1 民用大涵道比涡扇发动机历史发展
在讨论适航规章修订与航空发动机研制的关联性之前，首先需对民用航空发动机的研制进行简单概括。纵观从上世纪70年代初到2008年投入使用的大涵道比涡扇发动机，按照其采用的循环参数与设计技术，大致可分为以下几个阶段[3-8]：
(1) 初期阶段(20 世纪70 年代初至80 年代中)。发动机总压比约为22~30，涵道比约为4.2~5.0，主要用于波音747-200/-300、L1011、DC-10、波音757等客机，基本采用常规的设计技术、材料和制造工艺。
(2) 中期阶段(20 世纪80 年代初至90 年代初)。发动机总压比约为28~34，涵道比约为5.0~6.0，主要用于波音747-400、波音767 等飞机，其在设计技术、材料、工艺及调节器上均有较大改进。如叶型设计由二维逐渐向准三维、全三维发展，整体焊接的压气机转子取代螺栓连接结构，定向结晶、单晶材料涡轮叶片及粉末冶金涡轮盘被广泛采用，全功能数字式燃油调节器取代传统燃油调节器等。
(3) 近期阶段(20世纪90年代)。发动机总压比约为34~40，涵道比约为6.0~8.0，主要用于A330、A340、波音777 和波音A321 等飞机，采取了许多提高部件效率的措施。如风扇、高压压气机与涡轮叶片全部采用全三维设计，且风扇叶片采取带减振突肩的大展弦(宽弦)设计；为减轻风扇叶片质量，发展了复合材料、带芯与空心的风扇叶片；为制造带芯的风扇叶片，发展了扩散连接/超塑性成型(DB/SPF)加工方法；压气机采用整环设计的外环；气封与油封采用刷式封严装置；采用性能更好的耐高温材料与涂层；采用新一代FADEC与完善维修性设计等。这些技术使发动机性能有了大的提高，其可靠性与寿命也有较大增长。
(4) 世纪交替阶段(20世纪末到现在)。发动机总压比达40~52，涵道比高达8.0~11.0，主要用于A380、A350XWB、波音787 和波音747-8 等飞机。这一时期的发动机，叶片设计中采用了新一代的三维气动设计；风扇叶片采用掠形设计；采用高效涡轮叶片冷却技术与智能化的发动机状态监视系统；将复合材料用于制造尺寸较大的风扇机匣；设计低排放的燃烧室，完善降噪，使发动机不仅能满足21 世纪严格的环保条例要求，并能同时兼顾较大的安全裕度等。
3.2 适航规章衍变与民用大涵道比涡扇发动机研制的关联性
以GE 公司典型的6 型发动机为例[5]，阐述适航规章修订与上述民用大涵道比涡扇发动机的四个发展阶段的关联性，如图2所示。
(1) TF39及CF6
GE公司在1971年首飞了民用发动机CF6，其主要具备大涵道比涡扇发动机初期阶段技术特点。该型发动机是在GE公司20世纪60年代成功研发出的世界第一代大涵道比涡扇发动机TF39[4]的基础上衍生而来，从而将航空发动机的发展历程推到一个崭新的阶段——大涵道比涡扇发动机时代。这段时间内，适航规章主要经历了两次大规模修订，即1965年的修正案Amdt No.33-0[9]和1974年的修正案Amdt No.33-6[10]。对于Amdt No.33-0修正案，其原因可认为是随着涡扇发动机时代的到来，旧的以涡喷发动机为基础制定的条款已不能满足航空发动机发展的需要，势必需要进行修订以满足对新机型适航审定的需要；对于Amdt No.33-6 修正案，其原因可归结为以CF6为代表的新型发动机的成功研制，尤其是其体现出的需要适航规章进行相应的升级和提高以满足其认证的需要。此外，该阶段由于超声速客机的研制正处于热点，所以适航规章也需包含新的标准以适应超声速客机发动机的需要。
(2) CFM56
CFM56发动机于1979年11月完成首飞并取得美、法两国的适航认证，其主要具备大涵道比涡扇发动机中期阶段技术特点。该型发动机的产生源于1969 年法国政府针对国际民用航空市场形势提出的研究10 t 推力级涡扇发动机的课题[11]。期间，SNECMA 公司经过分析和调查，于1971 年底与GE公司合作，以美国F101军用涡扇发动机核心机为基础，发展满足20世纪80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机[12]；1974年9月正式成立CFM 国际公司，将此款发动机命名为CFM56。由此可看到，该型发动机的研制时间处于FAR-33于1974年第2 次(Amdt No.33-6) [10] 和1984 年第3 次(AmdtNo.33-10)[13]大规模修订之间。
(3) GE90
GE90 发动机于1995 年11 月完成首飞，其主要具备大涵道比涡扇发动机近期阶段技术特点。20世纪80年代中期后或90年代初期，各大航空发动机制造公司意识到，研制一种新型发动机，即使在具备各种生产与试验设备的条件下，仍面临高额的费用(10亿~15亿美元，甚至更多)和风险[8]。为分摊资金和更好地打开市场，在技术上集各家所长，多公司联合研制已成为一种趋势。在这种背景下，GE公司联合SNECMA 公司、IHI 公司和AVIO 公司，发起了GE90 发动机的研制工作[14]。所以该型发动机的研制时间，处于FAR-33 于1984 年第3 次(Amdt No.33-10) [15] 和1995-1996 年的第4 次(AmdtNo.33-17，Amdt No.33-18)[16]大规模修订之间。在这段时间内，规章的修订主要体现出国际一致性。
(4) GEnx及LEAP-X
20世纪90年代中期至21世纪初期，GE公司发展了GEnx航空发动机，于2007年2月首飞，其主要具备大涵道比涡扇发动机世纪交替阶段技术特点。GEnx的结构设计源于GE90发动机，是GE90基准结构的第五次应用，而且GE90 已在双发飞机上得到了验证，所以GEnx是一种采用成熟技术的低风险发动机[17]。其研制时间处于FAR-33于1996年第4次(Amdt No.33-17，Amdt No.33-18)和2008 年第5 次(Amdt No.33-21~Amdt No.33-28)[18-19]大规模修订之间。在此期间，随着民用航空发动机研制中国际合作的增加以及2002 年欧洲航空安全局EASA 的成立，为进一步提高审定效率和降低审定成本，此次修订主要是FAA对部分规章内容进行修订，以进一步保持规章的国际一致性。
综合上述6 型发动机的分析可以看出，一代民用大涵道比发动机的研制与适航规章的一次大规模修订均具有10~13年的周期，且呈一定的对应关系，即规章的修订与发动机的研制相互关联。但规章的修订体现出一定的滞后性，即一型新发动机出现后，旧规章反映出一定的不适用性，促使其改进；另一方面，修订后新的适航规章版本又从法令上对下一代航空发动机的研制起着约束作用，如必须使用一定方法，必须进行一定的实验，其目的是保证并不断提高发动机的安全性。
由上述分析可进一步推论，适航规章的下一次大规模修订应在2017年~2020年间，修订内容可根据现阶段正在研制的航空发动机型号(如LEAP-X等)进行预判。对这一规律的认识将有利于减少研制方审定过程成本(时间、费用)，并降低取得适航资格审定的难度。
4 适航规章修订原因分析
对于适航规章FAR-33 的每次修订，均是作为审定方的FAA与多家民用航空发动机制造方协调、讨论的结果。通过分析FAA 在修正案建议书中记录的各次修订讨论中制造方所提出的建议、暴露出的问题，并特别注意规章制定的最终目的，可将修订原因分为以下几类：
(1) 科技水平的进步造成现实情况超出了旧条款的约束范围，或旧标准不能保证有效地审核实际情况；
(2) 灾难性事故的发生暴露出条款标准存在的问题和错误认识及未考虑的可能性；
(3) 对航空发动机安全边界认识不足，部分条款的制定过于苛刻，从而造成制造方在使用时成本大幅上升；
(4) 叙述语言或定义不准确，使制造方产生了错误的或不清楚的认识；
(5) EASA 的成立，适航规章需要在内容上实现国际标准的一致性，以降低发动机取得适航资格证的周期和难度。
对于上述5 种修订原因分类，可通过逻辑上边界的概念来详细介绍，如图3所示。即航空发动机在设计阶段应有一个安全边界，而规章应在逻辑上大于这个安全边界，其可称之为条款边界。最为理想的情况下，条款边界应紧贴安全边界，从而既满足了FAA 的适航要求又不会带来制造方的资源浪费；不理想的情况是条款边界超出安全边界，从而在设计阶段带来浪费；最不理想的情况是条款边界不覆盖安全边界的约束范围，从而在设计阶段产生影响发动机安全性的结果。基于此，适航规章的修订在一定程度上可通过边界的调整变化来反映。
5 结论
(1) 航空发动机适航规章FAR-33在历史上经历了5次较大规模的重要修订，且每次重大修订的时间间隔约为10~13年。同时，民用航空大涵道比发动机有着与适航规章重大修订相同的发展阶段，且与规章重大修订的时间间隔较为吻合，尽管适航规章与航空工业水平的发展有着一定的滞后性。
(2) 在FAA 日益增长的安全性需求与民用航空发动机制造商技术发展水平的矛盾下，FAR-33的修订原因可概括为科技水平进步、灾难性事故、标准过于苛刻、叙述或定义不清晰以及国际一致性5个方面。新型民用航空大涵道比发动机的发展促进了适航规章的升级，而修订后的规章也同时指导着下一代航空发动机的研制，即FAA与制造方在民用航空的发展中相互补充和支持。
(3) 基于上述规律，预计适航规章FAR-33 的下一次大规模修订将会发生在2017~2020 年，且其内容必然涉及到目前正处于发展中的发动机型号，如LEAP-X等。
(4) 因本文的研究是从更高和更广泛的视角来理解FAR-33 规章的作用和意义，并未陷入某个条款的技术细节之中，所以无论是对负责管理的FAA审定方未来的审定工作，还是对航空发动机制造方未来先进民用航空发动机的研制工作，都提供了一种全新的视角并有所裨益，对我国民用航空发动机制造方在未来大涵道比民用航空发动机的型号取证工作，具有一定的借鉴和支撑作用。
来源：燃气涡轮试验与研究 2016年4月第29卷第2期
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