AG100飞机发动机电子控制、AG100飞机螺旋桨的安装、AG100型飞机伞降系统

颁发专用条件征求意见稿

颁发专用条件AG100型飞机发动机电子控制征求意见稿

编号:PSC-23-19

反馈意见截止期：自通知颁发的15个工作日

1.概述

本专用条件征求意见稿介绍了AG100型飞机发动机电子控制专

用条件的制定背景及适用范围，并提出详细的专用条件草案。

2.背景

AG100飞机发动机Rotax915iSc3C24已取得EASA型号合格

证，证号E.121,该发动机的EEC在发动机取证过程进行了验证。根

据§23.1309(f)(1)要求，作为合格审定过的发动机一部分的动力装

置系统，不包含在§23.1309的要求范围内。§23.1141和§23.1143

的要求也不能完全涵盖对活塞发动机EEC系统的安全性要求。为保证

AG100飞机安全运行，根据中国民用航空规章第21部《民用航空产

品和零部件合格审定规定》(CCAR-21-R4)第21.16条(一)款第I项

的要求，对AG100飞机制定EEC装机后的安全性要求。

在33部航空发动机适航规定的咨询通告(AC33.28-kAC33.28-

2、AMC20-3B)中，对EEC的验证有明确指导，也强调了在发动机取

证验证过程中应考虑其在飞机上的安装，但按这些咨询通告提供的方

法进行验证，带EEC的活塞发动机失去功率控制(LOPC)的概率也只能

1

达到4.5X10-5,该结果不能满足23部飞机失效概率为IX10七的安

全性要求。

在AC33.28-2中，FAA基于对23部活塞发动机飞机的服役数据

和事故数据进行调查研究及评估后，认为，带EEC的活塞发动机失去

功率控制(L0PC)最大概率为4.5X105,该结果与FAA对活塞发动机

的安全性目标要求一致；在AMC20-3(B)中，EASA也认为，带有EEC

的23部活塞发动机飞机发生L0PC的次数小于每百万飞行小时45次

(4.5Xl(f5)是可以接受的。

FAA以发动机服役数据和飞机事故数据统计调查为基础，

EASA以发动机飞行小时为基础，确定了单发活塞发动机飞机EEC

发生故障的概率保持在4.5X1(T水平上，这个结果与活塞发动

机的服役和飞行要求一致，所以，对于23部单发活塞发动机飞

机，其L0PC概率保持在发动机取证时的水平(4.5X10-5)是可

以接受的。

基于以上说明建立以下要求：对于装机的发动机电子控制(EEC)

系统,必须保证其失效模式(单个失效或故障或可能的失效组合)造成

飞机失去功率控制(L0PC)的概率，不能超过CCAR-33部允许的相应

概率要求。

AG100飞机采用CCAR-23-R423.2515作为电子和电气系统闪电

防护审定基础，采用CCAR-23-R423.2520作为高强度辐射场(HIRF)

防护审定基础，以比要求对EEC受闪电间接效应和HIRF影响的危害

等级进行评估。依据AG100飞机闪电防护和HIRF防护要求评估的结

2

果，EEC受闪电间接效应和H1RF影响的危害等级是危险的，但是参

考其他同类飞机EEC安装专用条件的要求，对AG100飞机EEC系统,

闪电间接效应和HIRF影响导致飞机出现LOPC的危害等级按灾难的

进行要求。

基于以上说明建立以下要求：必须对装机的发动机电子控制系统

进行闪电间接效应和HIRF影响评估。发动机电子控制系统受闪电间

接效应和HIRF影响导致发动机失去功率控制(LOPC)的危害等级是灾

难的。

传统机械式发动机控制系统，通过机械、液压或气动部件实现系

统传动和控制功能，但控制系统本身不具备余度和限制运行能力。带

EEC的发动机控制系统，可以对系统状态实时监控并进行精准控制,

EEC的余度设计使飞机在允许的发动机功能和/或余度丧失情况下仍

进行签派放行，即AG1OO飞机具备限时运行(TLO)能力。TLO的目的

是在飞机的安全没有受到显著影响时，能够按原计划进行维护，所以

要求带EEC活塞发动机飞机实施TLO,必须保证飞机在发动机及其附

件正常检查或翻修的间隔期内能持续保持安全运行。

为符合上述对TLO运行装机批准的要求，必须满足以下准则：

1、用于TLO运行的发动机必须获得批准，并且所有与TLO相关

的发动机限制和安装手册要求必须得到满足。

2、带有EEC系统的发动机装机后，飞机级的LOPC总概率不得大

于§33.28中发动机批准时所要求的概率。对于单发活塞飞机，全勤

构型LOPC发生率不大于每百万飞行小时45次(4.5xl(y5每小时)。

3

3、在以下时间点对TLO故障进行检查，以先到者为准：

a）计划的重要维修间隔（阶段检查、不超年检，等）；

b）飞机停机正行大修或检查（重大损伤、硬着陆检查等）的重大

维修。不包括日常维护（过滤器更换、液体检查等）；

c）发动机的CCAR-33TLO分析允许间隔。

4、TLO实施应满足AC33.28-2相关要求。

基于以上说明，建立以下要求：发动机电子控制系统安装的各部

件，其构造、布置和安装必须保证在正常检查或翻修的间隔期内能持

续保持安全运转。

由于飞机或系统级的功能集成要求，EEC的设备、系统或装置包

含了基本发动机控制之外的其他功能，即EEC出现功能整合。比如推

力管理，发动机指示（已作为发动机安装验证的部分除外），发动机转

速同步，点火控制，螺旋桨控制，自动顺桨等。现行有效法规并没有

对这些整合功能的明确要求，但这些整合功能及其集成可能会引入系

统失效和故障。所以应针对EEC附加功能及其集成建立要求，明确这

些附加功能及其集成必须表明其符合§23.1309的安全水平，不能因

为附加功能所在的设备、系统、装置属于EEC而豁免§23.1309。

基于以上说明，建立以下要求：发动机电子控制系统集成了发动

机基本控制功能以外的其他功能，这些功能所属系统失效或故障可能

会对飞机安全性带来影响，因此，完成这些功能的其他系统不能豁免

§23.1309的安全性要求，必须满足CCAR-23部的安全性要求。如果

适用，可以用发动机CCAR-33部的取证数据来表明EEC装机后23部

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飞机的符合性，申请人必须能够提供这些数据。

3.适用范围

本专用条件适用于AG100型飞机。

4.专用条件草案

EEC装机按如下要求进行审查：

1)对于装机的发动机电子控制(EEC)系统，必须保证其失效模

式(单个失效或故障或可能的失效组合)造成飞机失去功率控制(LOPC)

的概率，不能超过CCAR-33部允许的相应概率要求。

2)必须对装机的发动机电子控制系统进行闪电间接效应和

HIRF影响评估。发动机电子控制系统受闪电间接效应和HIRF影响导

致发动机失去功率控制(LOPC)的危害等级是灾难的。

3)发动机电子控制系统安装的各部件，其构造、布置和安装必

须保证在正常检查或翻修的间隔期内能持续保持安全运转。

4)发动机电子控制系统集成了发动机基本控制功能以外的其他

功能，这些功能所属系统失效或故障可能会对飞机安全性带来影响，

因此，完成这些功能的其他系统不能豁免§23.1309的安全性要求，

必须满足CCAR-23部的安全性要求。如果适用，可以用发动机CCAR-

33部的取证数据来表明EEC装机后23部飞机的符合性，申请人必须

能够提供这些数据。

5.结论

建议颁发AG100型飞机发动机电子控制专用条件。

5

附：《颁发专用条件/批准豁免反馈意见表》式八/\（；表八八0267）

6

颁发专用条件/批准豁免反馈意见表

类别13颁发专用条件口批准豁免

征求意见稿编号XXX

航空产品型号AG100型飞机

相关的适航规章和/或环保要求

CCAR-21第21.16条、CCAR-23-R3

意见或建议

姓名：（印刷体）（签名）

电话：传真：电子邮件

通信地址：__________________________________________________

日期：____________

CAAC表AAC-267（11/2012）

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颁发专用条件征求意见稿

颁发专用条件AG100型飞机螺旋桨的安装征求意见稿

编号:PSC-23-18

反馈意见截止期：自通知颁发的15个工作日

6.概述

本专用条件征求意见稿介绍了AG100型飞机螺旋桨的安装专用

条件的制定背景及适用范围，并提出详细的专用条件草案。

7.背景

AG100飞机为3座全复合材料的单发飞机，飞机采用下单翼、低

平尾、单垂尾的常规气动布局形式。在AG100飞机申请之日有效的中

国民用航空规章第23部《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适

航规定》(CCAR-23-R3)第23.907条中仅对螺旋桨振动有要求，无螺

旋桨颤振和疲劳评估要求。

AG100飞机采用德国MT公司双叶木基复材螺旋桨MTVHl-A/igS-

gO,该螺旋桨由机械式液压调速器控制，其CAAC型号认可证数据单

为VTC0228P版次晨螺旋桨安装于Rotax915iSc3C24发动机的法

兰盘上，由螺旋桨自带螺栓和螺母固定。螺旋桨调速器摇臂由钢索连

接至油门杆底座的L型摇臂上。

为保证AG100飞机安全运行，根据中国民用航空规章第21部《民

用航空产品和零部件合格审定规定》(CCAR-21-R4)第21.16条(一)

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款第3项的要求，针对AG100飞机螺旋桨安装制定本专用条件，作为

AG100型飞机型号合格审定的审定基础的构成部分，以替代CCAR-23-

R3第23.907条的要求。

8.适用范围

本专用条件适用于AG100型飞机。

9.专用条件草案

螺旋桨振动和疲劳

(a)在飞机的所有使用包线内，申请人必须确定螺旋桨振动应力

或载荷的大小，包括任何应力峰值和共振情况。通过下列方法之一来

表明：

(1)在申请批准安装螺旋桨的飞机和发动机上，通过直接试验测

量应力或载荷，或直接试验基础上的分析，或

(2)将此螺旋桨与已完成上述测量的安装在相似飞机上的相似螺

旋桨进行比较。

(b)申请人必须通过试验、试验基础上的分析或以前的相似设计

经验，表明在飞机的整个使用包线内，螺旋桨不会受到颤振的有害影

响。

(c)通过采用按CCAR-35部取得的疲劳和结构数据以及符合本条

(a)取得的振动数据对螺旋桨进行评估，表明螺旋桨在使用寿命期内

能够避免因疲劳引起的失效。就本款而言，螺旋桨包括桨毂、桨叶和

桨叶保持部件，以及因疲劳引起的失效可能对飞机造成灾难性影峋的

任何其它螺旋桨部件，这种评估必须包括：

9

(1)预期的载荷谱，包括所有合理的、可预见的螺旋桨振动和循

环载荷模式、确定的应急状态、允许的超转和过扭以及运行中预期的

温度和湿度的影响C

(2)飞机和螺旋桨使用与适航限制的影响。

10.结论

建议颁发AG100型飞机螺旋桨的安装专用条件。

附：《颁发专用条件/批准豁免反馈意见表》式八八(；表八八0267)

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颁发专用条件/批准豁免反馈意见表

类别13颁发专用条件口批准豁免

征求意见稿编号XXX

航空产品型号AG100型飞机

相关的适航规章和/或环保要求

CCAR-21第21.16条、CCAR-23-R3第23,907条

意见或建议

姓名：（印刷体）（签名）

电话：传真：电子邮件

通信地址：__________________________________________________

日期：____________

CAAC表AAC-267(11/2012)

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颁发专用条件征求意见稿

颁发专用条件AG100型飞机伞降系统征求意见稿

编号：PSC-23-17

反馈意见截止期：自通知颁发的15个工作日

11.概述

本专用条件征求意见稿介绍了AG100型飞机伞降系统专用条件

的制定背景及适用范围，并提出详细的专用条件草案。

12.背景

AG100型飞机是一款3座全复合材料的单发飞机，伞降系统作

为AGIOO型飞机标准构型，是在其他应急程序无法保证安全的紧急

情况下拯救乘客及飞机的一种安全装置，具有新颖独特的设计特点。

在AG100型飞机申请之日有效的中国民用航空规章第23部《正常

类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》(CCAR・23・R3)并没有针

对伞降系统的适用及足够的适航要求，为保证飞机的安全性，根据《民

用航空产品和零部件合格审定规定》(CCAR-21-R4)第21.16条的要

求制定本专用条件，作为AG100型飞机伞降系统的合格审定基础。

13.适用范围

本专用条件适用于AG100型飞机。

14.专用条件草案

1)伞降系统性能要求

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(a)伞降系统在飞机正常运行期间不得对飞机性能产生不利影响。

(b)开伞系统应无障碍地将降落伞组件弹射至伞绳完全伸展。

(c)降落伞组件、降落伞连接吊带、降落伞机身连接结构和所有相

关部件应在降落伞的整个开伞和飞机下降过程中承受设计极限载荷

条件。

(d)乘员在正常的约束条件下，不会由于降落伞开伞引起的飞机

动态响应而受到严重伤害。

(e)设计的下降速率应保障乘员在飞机着陆和着陆后免受严重伤

害。

⑴伞降系统的所有部件都应有保护，以防止由于正常运行、风化、

腐蚀、磨损、温度、振动和老化而导致在使用寿命内的性能或强度的

下降。

(g)伞降系统应至少在-40C至60℃(-40°F至140°F)的温度区间

下运行。

(h)弹射装置的安装设计和位置应考虑激活降落伞系统有关的起

火危险，并在不影响系统功能的情况下降低这种起火危险可能性。

⑴应制定措施防止伞舱和相关结构受到污染，以确保伞降系统的

完好状态。

①用于安装伞降系统的紧固件不得因飞机正常运行而松动或脱

落。

(k)在降落伞开伞期间，伞降系统的构造应能防止飞机可能产生

的碎片对降落伞的影响。

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⑴材料、工艺和制造方法应符合CCAR23.603(a)；23.605(a)；

23.613(a)(b)(c)的要求。

2)伞降系统设计要求

(a)强度要求

(1)强度要求应符合CCAR23.305(a)(b)和本专用条件第2)(b)条

降落伞试验方法的要求。

(2)除非另有规定，极限载荷系数应符合1.5的安全系数。

(3)伞降系统评估应通过分析和/或试验进行，并符合CCAR

23.307(a)(b)的要求c

(b)降落伞试验方法

降落伞组件应在极限载荷条件下进行至少三次成功的投放试验,

以证明降落伞的强度。每次试验应使用新的降落伞组件。试验重量应

包含降落伞组件重量。每次试验采集数据应包括充气载荷、高度、下

降速率随时间变化的记录。

(1)一次成功的投放试验的判据为：伞降系统应能够支撑投放

试验期间所演示的极限载荷，不会出现妨碍系统正常工作的变形或损

坏。降落伞应能在给定的重量和高度下保持下降速率不高于其设计下

降速率。

(2)降落伞强度试验方法

下列试验参数应用于降落伞强度验证的投放试验。投放试验平台

不必是实际的机身c进行如下降落伞强度试验可获得基于动能函数的

最小极限载荷安全系数1.5,如下所示：

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最小试验重量=1.15x飞机最大起飞重量

最小试验速度二1.15X飞机最大预定降落伞开伞速度(vpQ

安全系数二(重量安全系数*)x(速度安全系数*)2=(1.15)

X(1.15)2=1.52(满足最小1.5的安全系数)

*注意，如果证明最小动能安全系数为1.5,则可以选择其他重量

和速度的安全系数组合。

(3)极限降落伞开伞载荷

在三次试验中测得的最大降落伞开伞载荷将作为极限降落伞开

伞载荷，将用于机身、连接吊带和紧固件的结构试验和分析。

(4)下降速率

下降速率数据应根据试验平台重量变化进行修正，以确定飞机总

重对应的下降速率c下降速率数据应修正为1500m(5000ft)密度高

度和标准温度。

(c)激活系统

激活系统的设计应确保在第10百分位女性到第90百分位男性

之间的飞行员/副驾驶方便地激活。机身中激活系统的安装应符合下

列条件：

(1)激活系统的路径不得产生阻力点或其他可能阻止乘员激活

系统的阻碍。

(2)激活系统应沿着其固定路径被保护，以便其在伞降系统的

正常使用寿命内不会发生变化。

(3)应表明，系统被意外激活是极不可能的。

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(4)当飞机不在使用中时，应有保证激活系统不被误触的安全

方法。

(d)开伞系统

开伞系统应通过试验或基于试验的分析以证明符合以下条件：

(1)如果降落伞舱口盖是用于保护降落伞系统，则应在不损坏

降落伞或不限制降落伞出口通道的情况下可将其移除。

(2)虽然在紧急情况下飞机的构型和姿态是不可预测的，但伞

降系统的设计应允许降落伞在开伞时移除机身上的任何潜在障碍物。

(3)开伞载荷不得造成会妨碍开伞的机身损坏。

(4)开伞系统的设计应使其按顺序开伞，以减少缠绕或类似故

障的可能性。

(e)降落伞与机身连接

降落伞组件应通过一组机身连接吊带与机身主要结构连接。降落

伞与机身的连接应符合下列条件：

(1)连接结构应通过试验或基于试验的分析进行验证。

(2)降落伞的开伞会对机身产生独特的载荷分布，主要来自吊

带的连接点几何位置。机身连接点和机身连接吊带应能支撑第2)(b)(3)

条中描述的由降落伞强度试验测得的降落伞极限开伞载荷，不会发生

妨碍系统正常工作的变形或损坏。

(3)吊带系统和连接点的配置应能使飞机处于下降和着陆姿态

时，最大限度提高机身结构吸收预期着陆载荷的能力并将乘员受到严

重伤害的可能性降至最低。此外，还应保持一个生存空间。

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(4)机身连接吊带应以一种不妨碍正常飞行操作的方式从降落

伞连接到机身连接点。

(5)应表明在伞降系统激活后，所有的吊带可在小于1g的合

力下被充分自由抽取，以确保系统的正常运行。

(6)机身连接吊带的设计应尽可能减少与螺旋桨或发动机发生

碰撞的可能性。如具通过安装设计或操作说明(例如关闭发动机)仍

无法避免与螺旋桨或发动机发生碰撞，机身连接吊带应采用有合理可

承受碰撞的材料制造。

⑴乘员保护

应通过试验或分析证明，降落伞开伞和通过降落伞着陆不会对在

适当的约束下的乘员造成严重伤害。紧急情况下可接受的伤害标准应

满足CCAR23.562⑹的相关要求。

(1)乘员约束

带有紧急降落伞系统的机身中的每个座椅应配备一个约束系统,

该系统将在降落伞开伞和着陆期间充分保护乘员免受头部和上半身

伤害。

(2)开伞条件

在降落伞开伞过程中，应保护乘员免受严重伤害。

(3)着陆条件

当以第2)(b)(4)条的设计降落伞下降速率在坚硬表面(如路面或

土壤)上着陆时，应保护乘客在着陆期间免受严重伤害。

(4)着陆后条件

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应当表明着陆后环境(包括翻滚)中的乘员保护应符合下列要求。

⑴应表明在各种恶劣天气条件下，包括15节(7.7m/s)的

风，着陆后将保护乘员免受严重伤害。

(ii)应急逃生出口应符合CCAR23.807(a)(b)(c)o如有需要,

应提供应急逃生设备。

(g)系统验证

应通过空中试睑或基于试验的分析表明，系统在规定的操作包线

内能够令人满意地执行其预定功能，且不超过降落伞弹射和开伞的设

计载荷。

3)检查及维护

(a)伞降系统应提供持续适航文件，明确有寿件，并说明系统相关

组件的维护周期，包括但不限于：

(1)降落伞检查、重新包装和更换间隔；

(2)弹射装置检查及燃料重新添注或更换；

(3)外场维护检查；以及

(4)任何其他维护说明。

(b)如果伞降系统不符合持续适航文件，维护说明应要求将伞降

系统标记为“不可用。

注1：不可用的伞降系统可能导致飞机不适合飞行。这取决于对

单个飞机的(需求)最低设备的定义，应在整机层级予以考虑，并在

适用的整机级文件或手册(或两者兼有)中突出显示，与伞降系统的

文件无关。

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(c)应提供足够的措施，以允许按照持续适航文件检查降落伞系统。

4)使用限制

应规定激活程序和使用限制，以确保降落伞系统正常操作。这些

信息应置于系统激活位置，并在飞机飞行手册(AFM)中列出。

5)产品标记

(a)降落伞系统的关键部件应在降落伞容器外部标记以下信息：

(1)制造商信息；

(2)零件号和版本；

(3)序列号;

(4)生产日期；以及

(5)保养间隔日期。

(b)标牌或标记

飞机制造人应提供清晰可见的标牌或标记，任何人在飞机出口点

(外部)附近都能看到。标牌的形式应能向事故或事件现场的救援或其

他人员提供视觉警告。

(1)标牌或标记的安装和尺寸

飞机制造人应以本文规定的方式永久安装警告标牌或标记，并将

该方式写入飞行手册(AFMK

(2)标牌或标记尺寸和颜色

所有标牌或标记应遵循下述着色方法。三种尺寸的标牌或标记将

针对不同安装位置C

⑴危险标牌：危险标牌或标记应为红框白字(或相反)带

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有描述性图形元素c

a）用二内置降落伞装置的危险标牌：一个最小高度为

7.62cm（3in）标有“