MH T 9007-2014 民用航空发动机系统部件环境试验指南.pdf

1、 ICS 49.050 V 30 MH 中华人民共和国民用航空行业标准 MH/T 90072014 民用航空发动机系统部件环境试验指南 Guides for environmental tests of civil aero-engine components 2014 - 07 - 29 发布 2014 - 11 - 01 实施中国民用航空局发布MH/T 90072014 I 目 次 前言 . . III 1 范围 . . 1 2 规范性引用文件 . . 1 3 术语和定义 . . 1 4 缩略语 . . 2 5 总则 . . 2 6 高温试验 . . 3 7 低温试验 . . 3 8 室温

2、试验 . . 4 9 流体污染试验 . . 4 10 振动试验 . . 4 11 冲击试验 . . 5 12 持久加速试验 . . 5 13 砂尘试验 . . 5 14 流体敏感性试验 . . 6 15 盐雾试验 . . 6 16 燃油系 统结冰试验 . . 6 17 进气结冰试验 . . 7 18 霉菌试验 . . 7 19 温度高度试验 . . 8 20 热循环试验 . . 8 21 防爆试验 . . 8 22 湿热试验 . . 9 23 防水试验 . . 9 24 引脚注入试验 . . 9 25 电源输入试验 . . 10 26 耐压试验 . . 10 27 过压试验 . . 10 28

3、 压力循环试验 . . 11 29 防火试验 . . 11 MH/T 90072014 II 30 发动机 电子控制器过热试验 .12 31 包容性试验. .13 参考文献. .14 MHMH/T 90072014 III 前 言 本标准按照GB/T 1.12009给出的规则起草。 本标准由中国民用航空局航空器适航审定司提出。 本标准由中国民用航空局航空器适航审定司批准立项。 本标准由中国民航科学技术研究院归口。 本标准起草单位：中航商用航空发动机有限责任公司。 本标准主要起草人：周宏奎、杨坤、侯乃先、佘云峰、曾海军。 MH/T 90072014 1 民用航空发动机系统部件环境试验指南 1 范

4、围 本标准规定了民用航空发动机系统部件的26项环境试验的指导性方法。 本标准适用于民用航空发动机控制系统、润滑系统、液压系统、电气系统以及反推系统的部件环境试验。 飞机液压系统、电气系统以及环控等系统的部件环境试验可参照本标准执行。 2 规范性引用文件 下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。 GJB 150A2009 军用装备实验室环境试验方法 GJB 241A2010 航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范 ISO 2669：1995 飞机设备环境试验 稳态加速（Enviro

5、n mental tests for aircraft equipment Steady-state acceleration） EASA CS-E AMC E 670 燃油污染试验（C ontaminated Fuel Testing） FAA AC 20-147 涡喷、涡桨和涡扇发动机进气系统结冰和吸冰（Turbojet, Turboprop, and Turbofan Engine Induction System Icing and Ice Ingestion） FAA AC 33.17-1 防火（Fire Prevention） FAA AC 33.28-1 飞机发动机电气和电子控制

6、系统符合性准则（Com pliance Criteria for 14 CFR 33.28, Aircraft Engines, Electrical and Electronic Engine Control Systems） RTCA DO-160E-2004 机载设备环境条件和试验程序（ Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment） SAE AIR 1639A 空气起动系统安全性准则（Safety C riteria for Pneumatic Starting Systems） SAE AIR

7、4023 飞机涡轮发动机燃油污染历史和耐久性试验要求（Aircra ft Turbine Engine Fuel Contamination History and Endurance Test Requirements） SAE AIR 4246 飞机涡轮发动机燃油系统部件试验的污染物（Conta minants for Aircraft Turbine Engine Fuel System Component Testing） SAE MAP 749 飞机涡轮发动机燃油系统部件耐久性试验程序（Aircraft Turbine Engine Fuel System Component End

8、urance Procedure） 3 术语和定义 下列术语和定义适用于本文件。 3.1 D3类设备 equipment of category D3 MHMH/T 90072014 2 预期安装在飞行高度达到海拔15 200 m飞机上的吊舱内的设备。 3.2 W类设备 equipment of category W 安装在飞机正常飞行中会遭受滴水（通常由冷凝引起）的位置的设备。 3.3 R类设备 equipment of category R 安装在可能遭受雨淋或水喷洒的位置的设备。 3.4 无推力损失或无功率损失 no loss of t hrust/power 推力或功率损失不大于试验推

9、力或功率的3%，或不大于最大额定推力或功率的1%的状态。 4 缩略语 下列缩略语适用于本文件。 AC 咨询通告（Advisory Circular） AIR 航空航天信息报告（Aerospace In formation Report） AMC 可接受的符合性方法（Acccptable Mea ns of Compliance） ARP 航空航天推荐惯例（Aerospace Reco mmended Practice） CCAR 中国民用航空规章（China Civil Av iation Regulations） CS 审定规范（Certification Specifications） E

10、ASA 欧洲航空安全局（European Aviatio n Safety Authority） EEC 发动机电子控制器（Electornic E ngine Control） EMI 电磁干扰（Electro Magnetic Interference） FAA 美国联邦航空管理局（Federal Aviati on Administration） FADEC 发动机全功能数字控制系统（Full Autho rity Digital Electronic Control） FMEA 失效模式和影响分析（Failure Modes and Effects Analysis） HIRF 高强度

11、辐射场（High Intensit y Radiated Field） ICA 持续适航说明（Instructio ns for Continued Airworthiness） LRU 航线可更换件（Line Repla ceable Unit） LVDT 线性可变差动传感器（Linear Var iable Differential Transducer） MAP 公制航空航天推荐惯例（Metric Aer ospace Recommended Practice） RTCA 航空无线电技术委员会（Radio Tech nical Commission for Aeronautics） SA

12、E 汽车工程师协会（Society of Au tomotive Engineers） 5 总则 5.1 本标准包含的 26 项环境试验项目可分别进行试验，也可进行组合试验，但应确保所有单项试验的要求和通过准则都包含在组合试验中。 MH/T 90072014 3 5.2 本标准规定了每个试验项目的通过准则。根据试验项目的不同，通过准则可包括三部分：暴露在试验环境期间或暴露在试验环境后的部件性能是否满足规定的要求；试验后部件有无损伤；部件内的零件是否通过产品验收试验。 5.3 试验顺序和试验条件的通用要求见 RTCA DO-16 0E-2004 第 3 章。 6 高温试验 6.1 高温试验的目的

13、是验证部件在高温环境中能够正常运行，并且能识别由高温所导致的可能引起部件失效的损伤。 6.2 试验方法见 GJB 241A2010 的 4.4.2.2.3.6 和 GJB 15 0.3A2009，试验温度可根据特定用途和需求进行调整。如果部件在工作状态下的温度限制与非工作状态不同，或者在最高温度限制下有时间限制，则宜将 RTCA DO-160E-20 04 的 4.5.3、4.5.4 中有关要求结合到试验中。 6.3 试验应评估两种温度状态：最高环境温度和最高内部流体温度。在相同的工作状态下，最高环境温度和最高内部流体温度通常不会同时发生。在这种情况下，需要通过分析定义出部件的最严格温度状态，

14、并宜在此温度下进行试验；或对部件分别在最高环境温度与最高内部流体温度两种状态下进行试验。 6.4 试验验证的最高温度承受能力应该与声明的发动机环境相一致。高温试验所用的温度值应包含在发动机安装手册中，并在飞机型号合格审定中确认发动机的安装不会导致该温度值发生变化。 6.5 在试验期间，所有输入变量宜周期性变化。试验循环周期宜模拟部件在典型发动机任务循环中的执行功能的通常情况，或者至少宜模拟典型发动机任务循环中执行功能的极端情况，并且在每 10 个循环周期内，宜对 CCAR-33 部要求的部件其他功能（如发动机保护或限制）进行至少一次验证。 6.6 对于润滑系统部件，宜使用对非金属零件侵蚀性最强

15、的滑油。 6.7 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制内，成功完成可能受高温影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 7 低温试验 7.1 低温试验的目的是验证部件在低温环境中能够正常运行，并且识别由低温所导致的可能引起部件失效的损伤。 7.2 试验方法见 GJB 241A2010 的 4.4.2.2.3.8 和 GJB 15 0.4A2009，但试验温度可根据特定用途和需求进行调整。如果部件在工作状态下的温度限制与非工作状态不同，或者在最低温度限制下有时间限制，则宜将 RTCA DO-160E-2004 的 4.5.1、4.5.2 中有关要求结合到试验中。

16、7.3 试验应评估两种温度状态：最低环境温度和最低内部流体温度。在相同的工作状态下，最低环境温度和最低内部流体温度通常不会同时发生。在这种情况下，可能需要通过分析定义出部件的最严格温度状态，并宜在此温度下进行试验；或者对部件分别在最低环境温度与最低内部流体温度两种状态下进行试验。 7.4 试验验证的最低温度承受能力应该与声明的发动机环境相一致。低温试验所用的温度值应该包含在发动机安装手册中，并在飞机型号合格审定中确认发动机的安装不会导致该温度值发生变化。 7.5 在试验期间，所有输入变量宜周期性变化。试验循环周期宜模拟部件在典型发动机任务循环中的执行功能的通常情况，或者至少宜模拟典型发动机任务

17、循环中执行功能的极端情况，并且在每 10 个循环周期内，宜对 CCAR-33 部要求的部件其他功能（如发动机保护或限制）进行至少一次验证。 7.6 对于润滑系统部件，宜使用粘度最大的滑油以达到最不利的流动状态。 7.7 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制内，成功完成可能受低温影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 MHMH/T 90072014 4 8 室温试验 8.1 室温试验的目的是识别部件在室温下由于超时运行所导致的可能引起部件失效的损伤。 8.2 试验方法见 GJB 241A201 0 的 4.4.2.2.3.7。 8.3 在试验期间，所有输入变量

18、宜周期性变化。试验循环周期宜模拟部件在典型发动机任务循环中的执行功能的通常情况，或者至少宜模拟典型发动机任务循环中执行功能的极端情况，并且在每 10 个循环周期内，宜对 CCAR-33 部要求的部件其他功能（如发动机保护或限制）进行至少一次验证。 8.4 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制内，成功完成所有操作零件和功能零件的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 9 流体污染试验 9.1 流体污染试验的目的是验证部件在流体污染环境中能够正常运行。发动机部件的工作环境通常受到燃油、滑油和大气的污染，如果飞机液压系统的动力源来自发动机或者反推作动介质为液压油，则液压

19、油也是污染源之一。 9.2 目前无适用的工业标准或军用标准直接指导其试验。 流体污染试验的污染等级见 GJB 241A2010、AMC E 670、SAE AIR 4023，以及 SAE AIR 424 6 的规定，燃油污染试验方法见 SAE MAP 749 的规 定。 9.3 试验宜满足以下规定： a) 污染等级宜匹配于预期的安装和发动机或飞机维修程序。最大污染等级宜按以下方法确定： 1) 燃油污染宜按 GJB 241A2010 的 3.7.3.3.2 中的表 10 或 AMC E 670 的规定进行；或者按SAE AIR 4246 规定的灰尘和复合材料飞机碳纤维试验进行。根据 SAE AI

20、R 4023 的规定，污染物的相对比例宜维持不变，但总含量宜降低至 2.11 mg/L； 2) 最大空气污染宜按 GJB 241A2010 的 4.4.2.2.3.7 中表 19 的规定进行； 3) 发动机滑油部件试验的最大污染等级宜匹配于持续适航说 明（ICA）中规定的系统过滤设计和维修程序。发动机滑油系统部件的污染等 级和组分宜按 9.3a）1)中的燃油污染相关规定进行，但宜除去盐水和甲烷酸。同时，固体污染等级宜视运行环境适当降低； 4) 除空气、燃油和滑油以外的流体污染等级取决于自身应用和系统设计，本标准未提供相关指南； b) 宜按 SAE MAP 749 规定的传送带传送法或浆液喷射法

21、进行燃油污染试验； c) 试验循环宜模拟典型的发动机任务循环，并且在每 10 个循环周期内，宜对 CCAR-33 部要求的部件其他功能（如发动机保护或限制）进行至少一次验证； d) 试验时间宜为 300 h。流体污染试验可结合到室温试验中进行； e) 当供给部件的流体遭受持续污染并达到要求的等级时，发动机系统可采用过滤器。试验期间，过滤器可根据 ICA 的规定进行更换； f) 在试验过程中，接触滑油的部件宜暴露在最大污染等级中； g) 对于空气系统，宜在第 1 个试验循环和随后每第 10 个试验循环中，按 9.3a）2)的规定污染空气。 9.4 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制

22、内，成功完成可能受流体污染影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 10 振动试验 10.1 振动试验的目的是验证部件暴露在振动环境下不会引起结构失效并且设备功能正常。 MH/T 90072014 5 10.2 试验方法见 RTCA DO-160E- 2004 第 8 章。FAA AC 33.63-1 第 4 章提供了关于机匣外部件振动试验的指南，也同样适用于本标准涉及的部件。验证的循环数取决于部件的构型以及材料持久疲劳属性。 10.3 试验中，验证部件能够承受的最大振动等级宜与声明的发动机环境相一致，通常最大振动等级与发动机转子的最大不平衡量（位移或加速度）相一致。 1

23、0.4 如果通过整机试验验证了部件暴露在最大振动等级中的运行性能，并且在试验中也积累了足够的循环数来表明部件在运营期间不需要寿命管理，则不必进行额外的部件试验。如果整机振动试验验证了部件的运行性能，但未能验证其设计寿命，则宜进行额外的部件振动试验，试验期间部件可处于非工作状态。 10.5 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制内，成功完成可能受振动影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 11 冲击试验 11.1 冲击试验的目的是验证部件暴露在飞机正常运行中遭遇冲击载荷时能够正常工作。 11.2 试验方法见 RTCA DO-160E-2004 第 7 章。部件暴

24、露在冲击载荷下应能够继续正常运行，并且应对坠撞要求进行复核，以确定是否为最严苛的要求。 11.3 试验期间，部件可处于非工作状态。但是，如果部件的工作可能导致其对发动机推力或功率的扰动或者导致其无法提供 CCAR-33 部要求的功能（如发动机保护或限制），则部件应处于工作状态，同时在试验期间应监视其工作状态，保证其运行在可接受的范围内。 11.4 通过准则包括：成功完成可能受冲击载荷影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。如适用，应验证试验期间没有输出锁定信号。 12 持久加速试验 12.1 持久加速试验的目的是验证部件暴露在飞机加速过程中产生的惯性力下能够正常工作，并且

25、识别由惯性力导致的损伤。 12.2 验证过程可从以下两方面分别进行： a) 损伤评估：大部分控制系统部件暴露在要求的振动或冲击下产生的“g”载荷比暴露在要求的持久惯性力下产生的“g”载荷更高。在此情况下，振动试验或冲击试验同样可表明部件在要求的持久加速载荷下不会出现损伤。若需要进行持久加速试验， 试验宜按照 GJB 150.15A2009的程序 I 或者 ISO 2669 进行； b) 性能评估：部件暴露在持久惯性力下的功能验证可通过试验方法或者分析方法进行。试验宜按照 GJB 150.15A2009 的程序 II 或者 ISO 2669 进行。试验期间，部件应处于工作状态，同时应进行充分的测

26、量以验证部件运行正常。 12.3 可通过分析表明可移动零件的位置不会因持久惯性力的影响而使部件不能达到预期的功能。在闭环控制中，当零件暴露在持久惯性力下时，只要有充足的定位力裕度，零件就不会移动。在这种情况下，通过分析来表明可用定位力大于需用定位力是可接受的验证方法之一。 12.4 通过准则包括：在试验条件下，部件运行在规定的限制内，成功完成可能受持久加速载荷影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 13 砂尘试验 MHMH/T 90072014 6 13.1 砂尘试验的目的是验证部件暴露在砂尘环境后能够正常运行。 砂尘试验适用于所有未经环境密封的设备。 13.2 试验方

27、法见 RTCA DO-16 0E-2004 第 12 章。试验期间，部件可处于非工作状态。 13.3 通过准则包括：成功完成可能受砂尘影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。宜包括验证砂尘的沉淀不会导致机械部件的堵塞或粘合，不会导致电气故障，或者其他损伤不会对部件正常运行和结构完整性产生瞬时或长期的影响。 14 流体敏感性试验 14.1 流体敏感性试验的目的是验证部件暴露在规定的流体中能够正常运行， 并且识别由流体敏感性所导致的可能引起设备失效的损伤。 14.2 试验方法见 RTCA DO-16 0E-2004 第 11 章。该章提供了两种不同的试验方法：喷雾试验和浸渍试

28、验。喷雾试验适用于只在维修过程中可能接触到流体的部件；浸渍试验适用于在正常发动机运行中接触到流体的部件。试验期间，部件可处于非工作状态。可通过个别材料试验代替组装部件试验来表明符合性。同时，由于发动机许多部件采用的材料是相同的，所以也可通过与之前试验材料的类比分析来表明符合性。如果发动机使用了之前未经验证的材料，那么应进行试验。如果材料对流体是敏感的，则应通过试验证明该材料应用在部件上时能够得到充分的保护。 14.3 通过准则包括：通过部件或试验样本的检查确认未发生可能导致失效的损伤。 15 盐雾试验 15.1 盐雾试验的目的是验证部件暴露在盐雾环境中能够正常运行。 15.2 试验方法见 RT

29、CA DO-16 0E-2004 第 14 章。试验期间，部件可处于非工作状态。 15.3 通过准则包括：成功完成可能受盐雾影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。宜包括验证盐粒沉淀不会导致机械部件的堵塞或粘合，不会导致电气故障，或者造成的腐蚀不会对部件正常功能和结构完整性产生即时或长期的影响。 16 燃油系统结冰试验 16.1 燃油系统结冰试验的目的是验证燃油系统在燃油结冰条件下的运行能力。 16.2 燃油系统结冰要求的验证可通过两种方法实现： 在设计中使用燃油加热器， 维持燃油温度在 0 以上，使得燃油系统在结冰条件下能够正常运行；或者验证经批准的燃油防冰添加剂的有效

30、性。审定机构通常不接受安装于运输类飞机的发动机使用燃油防冰添加剂的方法。 16.3 燃油系统结冰试验可在单独的部件上进行，也可在发动机燃油系统上进行。 16.4 目前没有适用的工业标准或军用标准直接指导其试验。 其中燃油配制和试验准备等方面的可参考MH/T 90042013 的规定。 16.5 制定燃油系统结冰试验计划时，宜包括以下因素： a) 对燃油系统运行及临界燃油品质和环境条件进行分析，确定要求的试验条件。分析宜考虑飞机燃油箱的最低温度，最冷的环境大气条件，飞机燃油传输系统对燃油的加热量，发动机燃油系统（如泵和计量装置）运行对燃油的加热量，流经热交换器时从其他系统获得的加热量，以及对所有

31、可能受燃油结冰影响的燃油系统部件的评估； MH/T 90072014 7 b) 燃油中的含水量宜与飞机申请时规定的或者与 CCAR 33.67 中定义的临界条件相一致。其中，CCAR 33.67（b）（4）（ii ）规定：在 27C 含水初始饱和燃油中每升加进 0.2 mL 游离水，并冷却到工作中可能遇到的临界结冰条件； c) 试验宜包括发动机在临界条件下的运行或模拟运行，或者根据试验提供的数据充分评估对发动机运行的影响； d) 试验时，所有的燃油部件，如可移动部件、低压油滤、高压油滤、燃油流量传感器及燃油限制装置等都宜包括在试验中。如果其他部件会对结冰条件下燃油系统部件的运行产生影响，那么试

32、验中也宜包括这些部件； e) 试验时间取决于 a） 中确定的临界条件。试验时间宜至少与暴露在燃油结冰下的预期时间相等。如果临界条件是稳态的，试验时间通常宜不少于 20 min。如果临界条件是瞬态的，试验时间宜包含模拟系统暴露在燃油结冰条件下的整个阶段，该试验时间通常为 15 min 30 min。 16.6 通过准则包括：在试验条件下，燃油系统运行在规定的限制内，以及通过检查或者要求的产品验收试验确认未发生可能导致失效的损伤。燃油系统的正常运行可规定为未超过规定的限制，也可规定为发动机无推力或功率损失，无发动机保护或限制能力的丧失，以及未检测到需要飞行机组进行处理的故障。 17 进气结冰试验

33、17.1 进气结冰试验的目的是验证发动机进气道暴露在结冰条件下时，部件能够正常运行。本试验也适用于暴露在发动机流道或引气系统气流中的部件。 17.2 进气结冰可通过部件试验进行验证，也经常作为整机试验的一部分进行验证。整机试验则是为了表明对 CCAR 33.68 的符合性。 17.3 进气结冰的部件试验通常适用于安装在进气道流道内的温度和压力传感器。如果要求进行单独的部件试验，试验应模拟传感器可能遭遇的临界结冰条件。相应试验程序的制定应符合 CCAR 33.28（d）与（h）的要求。部件级的进气结冰试验应考虑到其对整个推力设置系统的影响。 17.4 对于暴露在发动机引气系统气流中的部件，部件级

34、试验应模拟其可能遭遇的临界结冰条件。在结冰过程中，应评估部件性能的变化对发动机运行的影响。 17.5 FAA AC 20-147 提供了整机结冰试验的指南，同时也提供了针对特定部件的部件结冰试验指南，如 7.b 中的“自动恢复系统”、8.b.（6）中的“传感器阻塞”，11.c 中的“发动机系统”。 17.6 通过准则包括：在结冰条件下，发动机满足 FAA AC 20-147 中规定的可接受的运行能力，或者部件运行在规定的限制内，成功完成可能受结冰影响的产品验收试验，以及通过检查确认造成的损伤对于持续运营使用是可接受的。 18 霉菌试验 18.1 霉菌试验的目的是验证部件使用的材料不会助长霉菌。

35、 18.2 试验方法见 RTCA DO-160E-2004 第 13 章。试验期间，部件可处于非工作状态。可通过个别材料试验代替组装部件试验来表明符合性。同时由于发动机许多部件采用的材料是相同的，所以也可通过与之前试验材料的类比分析来表明符合性。如果发动机使用了之前未经验证的材料，那么应进行试验。如果材料对霉菌是敏感的，则应通过试验证明该材料应用在部件上时能够得到充分的保护，保证其不受霉菌侵害。 18.3 通过准则包括：通过检查确定霉菌生长对材料物理特性即时和长期的影响。宜对霉菌生长进行有害人为因素影响评估（包括人员健康风险）。 MHMH/T 90072014 8 19 温度高度试验 19.1

36、 温度高度试验的目的是验证发动机在其飞行包线内的工作性能。 19.2 试验方法见 RTCA DO-160E-2004 第 4 章。本章涉及的部件主要为 RTCA DO-160E-2004 的 4.3 中规定的 D3 类设备。温度试验和高度试验通常分开进行。 19.3 对于电气、电子部件的试验，宜考虑其电源和电功率变化的影响。例如，在冷起动状态下运行的部件宜在低输入电压下进行试验。高温高度试验宜在最大功率消耗运行模式下进行。 19.4 RTCA DO-160E-2004 的 4.5.14.5.4 提供了 4 种温度试验指南。所有温度试验的通过准则都包括通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。4.5

37、.1 与 4.5.3 的通过准则还包括部件暴露在地面耐受温度后能够正常运行， 可通过成功完成可能受极限温度影响的零件的产品验收试验来表明。 4.5.2 与 4.5.4的通过准则还包括部件暴露在低温和高温环境下时能够正常运行， 可通过成功完成可能受极限温度影响的零件的产品验收试验来表明。 19.5 RTCA DO-160E-2004 也提供了将温度高度试验与热循环试验相结合的指南。 19.6 空中冷却能力丧失试验只适用于安装在飞机发动机吊舱内，且设有专用空气冷却系统的设备。 19.7 高度试验的指南见 RTCA DO-160E-2004 的 4.6。对于没有电气装置的部件，该试验仅适用于那些经过

38、密封，并且其内部流体压力不会显著大于大气压力的部件（对于内部流体压力显著大于大气压力的情况，可通过耐压试验和过压试验表明符合性）。 19.8 通过准则包括：验证部件暴露在大气压力下时能够正常运行，并且通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。部件可接受的性能可通过成功完成可能受高度变化影响的产品验收试验来表明，也可通过等效的系统功能验证表明。 20 热循环试验 20.1 热循环试验的目的是验证电气设备暴露在与声明的温度环境相一致的温度循环和瞬态热冲击下能够继续运行，并且不会出现失效或损伤。 20.2 对于电气、电子部件的试验，宜考虑其电源和电功率变化的影响。例如，在冷起动状态下运行的部件宜在低输入

39、电压下进行试验。高温高度试验宜在最大功率消耗运行模式下进行。 20.3 试验方法见 RTCA DO-160E-2004 第 5 章。试验程序分为 A、B、C 三类，根据规定的温度变化率选择试验程序类型，若无规定，部件宜以 A 类程序进行试验。 20.4 RTCA DO-160E-2004 的 5.3.1 提供了将热循环试验与高温试验和低温试验相结合的指南，电子控制器或电气子部件通常采用组合试验进行验证。 20.5 通过准则包括：试验期间部件运行正常，成功完成可能受热循环影响的产品验收试验，以及通过检查确认未发生可能导致失效的损伤。 21 防爆试验 21.1 防爆试验的目的是验证部件不会成为点火

40、源，并导致可燃流体或蒸气发生爆炸。 21.2 所有在正常或故障状态下可能成为可燃流体或蒸气火源的电气部件都应进行试验或分析。 它包括验证因工作电弧或火花，或者因高温自燃引起的可燃流体燃烧不会导致部件着火。 21.3 试验要求应确保与 CCAR 33.17（发动机防火）以及飞机适用条款 CCAR 25.1181 和 CCAR 25.1182（防火区和防火墙）相一致。 21.4 试验方法见 RTCA DO-16 0E-2004 第 9 章，其中： MH/T 90072014 9 a) A 类试验适用于可燃流体区域内的部件。部件内的爆炸不应导致部件外的爆炸。相应的试验程序见 RTCA DO-160E

41、-2004 的 9.7.1； b) E 类试验适用于防火区内的部件。部件不应发生爆炸。相应的试验程序见 RTCA DO -160E-2004的 9.7.2。 21.5 对于大多数发动机部件，其表面温度远低于可燃流体的自燃温度，在这种情况下，不必进行额外的试验来验证可燃流体自燃情况下的部件防火性能。 21.6 A 类和 E 类试验通常并不适用于密封部件。当密封部件表面温度超过可燃流体自燃温度时，则应进行 H 类试验，相应的试验程序见 RTCA DO- 160E-2004 的 9.7.3。 21.7 通过准则见 RTCA DO-160E- 2004 的 9.6.1.3 和 9.6.2.3。试验后，部件损伤是可接受的，不要求部件可使用或者可修理。 22 湿热试验 22.1 湿热试验的目的是验证部件能够承受自然或诱发的湿热大气。 22.2 试验方法见 RTCA DO-160E-2 004 第 6 章。该章针对 3 类不同设备给出了相应的试验方法，其中 B类或 C 类适用于发动机系统的部件。 22.3 通过准则见 RTCA DO-160E-2004 的 6.3.2 的第 7 步及其试验后检查要求。湿热环境暴露时间结束后，应验证部件对其规定性能的符合性，同时包括成功完成受可能湿热影响的产品验收试验，以及通过检查确