A章總則5
第33.1條適用範圍5
第33.3條概述5
第33.4條持續適航文件5
第33.5條發動機安裝和使用說明手冊5
第33.7條發動機額定值和使用限制6
第33.8條發動機功率和推力額定值的選定8
B章設計與構造: 總則8
第33.11條適用範圍8
［第33.13條備用］8
［第33.14條刪除］9
第33.15條材料9
第33.17條防火9
第33.19條耐用性10
第33.21條發動機冷卻10
第33.23條發動機的安裝構件和結構10
第33.25條附件連接裝置10
第33.27條渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子10
第33.28條發動機控制系統11
第33.29條儀表連接14
C章設計與構造：活塞式航空發動機15
第33.31條適用範圍15
第33.33條振動15
第33.34條渦輪增壓器轉子15
第33.35條燃油和進氣系統15
第33.37條點火系統16
第33.39條潤滑系統16
D章臺架試驗：活塞式航空發動機16
第33.41條適用範圍16
第33.42條概述16
第33.43條振動試驗16
第33.45條校準試驗17
第33.47條爆震試驗17
第33.49條持久試驗17
第33.51條工作試驗20
第33.53條發動機系統和部件試驗20
第33.55條分解檢查21
第33.57條臺架試驗的一般實施21
E章設計與構造：航空渦輪發動機21
第33.61條適用範圍21
第33.62條應力分析21
第33.63條振動21
第33.64條發動機靜承壓件22
第33.65條喘振和失速特性22
第33.66條引氣系統22
第33.67條燃油系統22
第33.68條進氣系統的結冰24
第33.69條點火系統24
第33.70條發動機限壽件24
第33.71條潤滑系統25
第33.72條液壓作動系統26
第33.73條功率或推力響應26
第33.74條持續轉動27
第33.75條安全分析27
第33.76條吸鳥29
第33.77條外物吸入-冰34
第33.78條吸雨和吸雹34
第33.79條燃燒燃料加力裝置36
F章臺架試驗：航空渦輪發動機36
第33.81條適用範圍36
第33.82條概述37
第33.83條振動試驗37
第33.84條發動機超扭試驗38
第33.85條校準試驗38
第33.87條持久試驗39
第33.88條發動機超溫試驗46
第33.89條工作試驗46
第33.90條初始維修檢查47
第33.91條發動機系統和部件試驗47
第33.92條轉子鎖定試驗47
第33.93條分解檢查48
第33.94條葉片包容性和轉子不平衡試驗48
第33.95條發動機-螺旋槳系統試驗49
第33.96條以輔助動力裝置（APU）方式工作的發動機試驗49
第33.97條反推力裝置50
第33.99條臺架試驗的一般實施50
G章專用要求 航空渦輪發動機50
第33.201條早期ETOPS資格的設計和試驗要求50
H章附則52
附件A持續適航文件53
第A33.1條總則53
第A33.2條格式53
第A33.3條內容53
第A33.4條適航限制條款54
附件B合格審定標準大氣降雨和冰雹的濃度56
航空發動機適航規定
A章 總 則
第33.1條 適用範圍
（a）本規定規定頒發和更改航空發動機型號合格證用的適航標準。
（b）按照中國民用航空規章《民用航空產品和零部件合格審定規定》（CCAR-21）的規定申請航空發動機型號合格證或申請對該合格證進行更改的法人，必須表明符合本規定中適用的要求，並且必須表明符合中國民用航空規章《渦輪發動機飛機燃油排洩和排氣排出物規定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.3條 概述
每一個申請人必須表明該型航空發動機符合本規定中適用的要求。
第33.4條 持續適航文件
申請人必須根據本規定附件A編制中國民用航空局可接受的持續適航文件。如果有計劃保證在交付第一架裝有該發動機的航空器之前或者在為裝有該發動機的航空器頒發適航證之前完成這些文件，則這些文件在型號合格審定時可以是不完備的。
第33.5條 發動機安裝和使用說明手冊
每一個申請人必須備有在型號合格證頒發之前可供中國民用航空局應用，在發動機交付時可供用戶使用的經批准的發動機安裝和使用說明手冊。該說明手冊必須至少包括下列內容：
（a）安裝說明
（1）發動機安裝構件的位置，將發動機裝接到航空器上的方法及安裝構件和相關結構的最大允許載荷；
（2）發動機與附件、管件、導線和電纜、鋼索、導管及整流罩連接的位置和說明；
（3）包括總體尺寸的發動機輪廓圖；
（4）定義發動機與航空器和航空器設備，包括螺旋槳（如適用）的物理和功能界面；
（5）如果發動機系統所依靠的部件不是發動機型號設計的組成部分，而發動機型號合格審定又要基於這些部件，則其界麵條件和可靠性要求必須在發動機安裝說明手冊中直接規定，或者規定參考適當的文件；
（6）必須給出發動機控制所需的儀表清單，包括控制發動機工作的儀表精度和瞬態響應的所有限制值，以評估在裝機條件下該儀表的適用性。
（b）使用說明
（1）中國民用航空局認定的使用限制；
（2）功率或推力的額定值及在非標準大氣條件下的修正程序；
（3）在一般和極端環境條件下，對下列情況的薦用程序：
（i）起動；
（ii）地面運轉；
（iii）飛行中的運轉；
（4）對於有一個或多個一臺發動機不工作（OEI）額定功率的旋翼航空器發動機，申請人必須提供發動機性能特性和變化的數據，以使飛機製造商能夠建立飛機功率保證程序；
（5）發動機控制系統的主模式、所有可選模式和任何備份系統及其相關限制的描述，以及發動機控制系統及其與飛機系統、螺旋槳（如適用）之間的界面描述。
（c）安全分析假設。針對第33.75（d）條中描述的不在發動機製造商控制之內關於安全裝置、儀表、早期警告裝置、維修檢查和類似設備或程序的可靠性做出安全分析假設。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.7條 發動機額定值和使用限制
（a）發動機額定值和使用限制由中國民用航空局認定，並包含在中國民用航空規章《民用航空產品和零部件合格審定規定》（CCAR-21）規定的發動機型號合格證數據單中，其中包括按本條規定的各種適用的使用條件和資料確定的額定值和限制以及為發動機安全使用所必需的任何其他資料。
（b）對於活塞式發動機，額定值和使用限制的確定與下列因素有關：
（1）下列功率狀態值在臨界壓力高度與海平面壓力高度下的功率或扭矩、轉速（轉/分）、進氣壓力和時間：
（i）額定最大連續功率（與非增壓使用狀態或與適用的增壓器各種使用狀態有關）；
（ii）額定起飛功率（與非增壓使用狀態或與適用的增壓器各種使用狀態有關）。
（2）燃油牌號或規格。
（3）滑油品級或規格。
（4）下列各項溫度：
（i）氣缸溫度；
（ii）滑油進口溫度；
（iii）渦輪增壓器的渦輪進氣溫度。
（5）下列各項壓力：
（i）燃油進口壓力；
（ii）主滑油腔的滑油壓力。
（6）附件傳動扭矩和懸臂力矩。
（7）部件壽命。
（8）渦輪增壓器的渦輪轉速（轉/分）。
（c）對於渦輪發動機，額定值和使用限制的確定與下列因素有關：
（1）下列狀態的功率、扭矩或推力、轉速（轉/分）、燃氣溫度和時間：
（i）額定最大連續功率或推力（加力的）；
（ii）額定最大連續功率或推力（不加力的）；
（iii）額定起飛功率或推力（加力的）；
（iv）額定起飛功率或推力（不加力的）；
（v）額定30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率；
（vi）額定2 ½分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率；
（vii）額定連續一臺發動機不工作（OEI）功率；
（viii）額定2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率；
（ix）額定30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率；
（x）輔助動力裝置（APU）的工作方式。
（2）燃油牌號或規格。
（3）滑油品級或規格。
（4）液壓油規格。
（5）下列各項溫度：
（i）在申請人規定部位上的滑油溫度；
（ii）超音速發動機進口截面上的進氣溫度，包括穩態工作時的溫度和瞬時超溫溫度及其允許超溫的時間；
（iii）超音速發動機的液壓油溫度；
（iv）在申請人規定部位上的燃油溫度；
（v）申請人如有規定的發動機的外表面溫度。
（6）下列各項壓力：
（i）燃油進口壓力；
（ii）在申請人規定部位上的滑油壓力；
（iii）超音速發動機進口截面上的進氣壓力，包括穩態工作時的壓力和瞬時超壓壓力及其允許超壓的時間；
（iv）液壓油壓力。
（7）附件傳動的扭矩和懸臂力矩。
（8）部件壽命。
（9）燃油過濾。
（10）滑油過濾。
（11）引氣。
（12）每一轉子盤和隔圈被批准的起動一停車應力循環次數。
（13）發動機進氣畸變。
（14）轉子軸的瞬時超轉轉速（轉/分）和超轉出現的次數。
（15）燃氣的瞬時超溫溫度和超溫出現的次數。
（16）發動機瞬態超扭及其發生次數。
（17）帶有自由動力渦輪的渦軸發動機和渦槳發動機的最大超扭。
（18）超音速航空器發動機的轉子風車轉速（轉/分）。
（d）在確定發動機性能和使用限制時，必須考慮發動機控制系統和第33.5條（a）（6）中定義的所需儀表的所有精度限制要求。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.8條 發動機功率和推力額定值的選定
（a）必須由申請人選定所申請的發動機功率和推力額定值。
（b）選定的每種額定值必須是所有同型號發動機在用來確定此額定值的條件下預計能產生的最低功率或推力。
B章 設計與構造: 總 則
第33.11條 適用範圍
本章規定航空活塞式和渦輪發動機的一般設計與構造要求。
［第33.13條 備用］
［第33.14條 刪除］
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.15條 材料
發動機所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：
（a）建立在經驗或試驗的基礎上；
（b）符合經批准的規範（如工業或軍用規範），保證這些材料具有設計資料中採用的強度和其他性能。
第33.17條 防火
（a）發動機的設計和構造及所用的材料必須使著火和火焰蔓延的可能性減至最小。此外，渦輪發動機的設計和構造必須使出現導致結構失效、過熱或其他危險狀態的內部著火的可能性減至最小。
（b）除（c）條規定外，在發動機正常工作期間存留或輸送易燃液體的每一外部管路、接頭和其他部件，必須由中國民用航空局確認是耐火的或是防火的。上述部件必須有防護或正確安裝以防止點燃洩漏的易燃液體。
（c）屬於發動機部分並與發動機相連的易燃液體箱和支架必須是防火的或用防火罩防護，任一非防火的零部件被火燒壞後不會引起易燃液體洩漏或濺出則除外，活塞式發動機上容量小於23.7升（25夸脫）的整體溼油池，既不必是防火的，也不需用防火罩防護。
（d）用於防火牆的發動機零件，其設計、構造和安裝必須是：
（1）防火的；
（2）構造上不會使任何危險量的空氣、液體或火焰繞過或穿過防火牆；
（3）防腐蝕的。
（e）除（a）和（b）條要求外，位於指定火區內的發動機控制系統部件必須由中國民用航空局確定是防火的或者耐火的。
（f）必須通過排放和通風的方法防止發動機內易燃液體非故意的積聚達到危險量。
（g）任何容易或者具有潛在產生靜電放電或電氣故障電流的部件、單元或設備，必須設計和構造成與發動機基準點等電位接地，以使可能出現易燃液體或蒸汽的外部區域點燃的風險減至最小。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.19條 耐用性
（a）發動機的設計與構造必須使得發動機在翻修周期之間不安全狀態的發展減至最小。壓氣機和渦輪轉子機匣的設計必須對因轉子葉片失效而引起的破壞具有包容性。必須確定由於轉子葉片失效，穿透壓氣機和渦輪轉子機匣後的轉子葉片碎片的能量水平和軌跡。
（b）屬於發動機型號設計部分的螺旋槳槳距調節系統的每一個部件必須滿足中國民用航空規章第35部第35.21條、第35.23條、第35.42條和第35.43條的要求。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.21條 發動機冷卻
發動機的設計與構造必須在飛機預定工作條件下提供必要的冷卻。
第33.23條 發動機的安裝構件和結構
（a）必須規定發動機安裝構件和相關的發動機結構的最大允許的限制載荷和極限載荷。
（b）該發動機安裝構件和相關的發動機結構必須能承受下列載荷：
（1）規定的限制載荷並且沒有永久變形；
（2）規定的極限載荷並且沒有破壞，但可以出現永久變形。
第33.25條 附件連接裝置
發動機在附件傳動裝置和安裝構件受載的情況下，必須能正常地運轉。每一個發動機附件傳動裝置和安裝構件必須具有密封措施以防止發動機內部的汙染或來自發動機內部的不可接受的洩漏。要求用發動機滑油潤滑外部傳動花鍵或聯軸節的傳動裝置和安裝構件，必須採用密封措施以防止不可接受的滑油流失和防止來自封閉傳動連接件腔室外的汙染。發動機的設計必須能對發動機運轉所需的每個附件進行檢查、調整或更換。
第33.27條 渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子
（a）渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子必須具有足夠的強度以便能承受本條（c）款規定的試驗條件。
（b）除第33.28條要求之外的發動機系統、儀表和其它方法的設計和功能必須給予合理的保證，使影響渦輪、壓氣機、風扇和渦輪增壓器轉子結構完整性的發動機使用限制在使用中不會超出。
（c）根據分析或其他可接受的方法確定的每個渦輪、壓氣機和風扇中經受最關鍵應力的轉子部件（除葉片外），其中包括發動機或渦輪增壓器中的整體鼓筒轉子和離心式壓氣機，必須在下列條件下試驗5分鐘：
（1）除了本條（c）（2）（iv）的規定外，以其最大工作溫度進行；
（2）以下列適用的最高轉速進行：
（i）如果在試驗臺上試驗並且轉子部件裝有葉片或葉片配重塊，則以其最大允許轉速的120%進行；
（ii）如果試驗在發動機上進行，則以其最大允許轉速的115%進行；
（iii）如果試驗在渦輪增壓器上進行，由一特製燃燒室試驗臺提供熾熱燃氣驅動，則以其最大允許轉速115%進行；
（iv）以120%的某個轉速進行，冷轉時，轉子部件承受的工作應力相當於最高工作溫度和最大允許轉速導致的應力；
（v）以105%的最高轉速進行，此最高轉速是發動機典型安裝方式中導致最關鍵的部件或系統失效時的轉速；
（vi）在發動機典型安裝方式中，任一部件或系統失效並和飛行前例行檢查中或正常飛行使用期間一般不予以檢測的部件或系統發生的任一故障相組合時，所導致的最高轉速。
試驗後，在某種超轉情況下的每個轉子必須在批准的尺寸限制內，並且不得有裂紋。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.28條 發動機控制系統
（a）適用性。本條款適用於任何發動機型號設計中控制、限制或監控發動機工作，和發動機持續適航所必需的系統或設備。
（b）驗證。
（1）功能方面。申請人必須通過試驗、分析或兩者結合的方法證明發動機控制系統能以下列方式實現預期的功能：
（i）在聲明的飛行包線內變化的大氣條件下，保持有關控制參數的選定值，使發動機工作在批准的使用限制之內；
（ii）在所有可能的系統輸入和允許的發動機功率或推力需求下，必須符合第33.51條，第33.65條以及第33.73條，如適用的使用要求，除非已證實控制功能故障導致在預定的使用中發動機不能被放行；
（iii）在聲明的發動機使用條件範圍內，發動機的功率或推力調節應具有足夠的靈敏度，和
（iv）不產生不可接受的功率或推力振蕩。
（2）環境限制。申請人必須表明，當符合第33.53條和第33.91條時，在聲明的環境條件下，包括電磁幹擾（EMI）、高強度輻射場（HIRF）和閃電條件，發動機控制系統功能不會受到有害影響。對於已鑑定系統的環境限制必須記錄在發動機安裝說明手冊中。
（c）控制轉換。
（1）申請人必須表明，當故障或失效導致控制模式、通道或者從主系統到備份系統的轉換時：
（i）發動機不會超出任何使用限制；
（ii）發動機不會喘振、失速或出現不可接受的推力或功率改變、振蕩及其它不可接受的特性；和
（iii）如果要求飛行機組人員行動、反應或者意識到控制模式的轉換，則必須有方式警示機組。該方式必須在發動機安裝說明手冊中描述，並且要在發動機使用手冊中描述機組的操作。
（2）任何推力或功率改變的幅度和相應的轉換時間必須在發動機安裝和使用說明手冊中有明確描述。
（d）發動機控制系統失效。申請人必須將發動機控制系統設計和構造成：
（1）失去推力（或功率）控制（LOTC/LOPC）事件的發生率與預期應用的安全目標一致；
（2）在全勤構型中，經中國民用航空局確定，對於LOTC/LOPC事件相關的電子和電氣的失效，系統能容忍「單點故障」；
（3）發動機控制系統部件的單點失效不會導致危害性發動機後果；
（4）與預期裝機相關的可預見失效或故障，會導致著火、過熱或失效等造成發動機控制系統部件損傷的局部事件，該失效或故障不應導致發動機控制系統失效或故障，從而引起危害性發動機後果。
（e）系統安全評估。當符合本條和第33.75條要求時，申請人必須完成發動機控制系統的系統安全評估。該項評估必須確定可能導致推力或功率改變、錯誤數據傳輸，或影響發動機工作特性從而產生喘振或失速的故障或失效，以及這些故障或失效預期的發生頻率。
（f）保護系統。
（1）發動機控制設備、系統和發動機儀表的設計和功能，以及發動機使用和維護說明，必須合理保證，影響渦輪、壓氣機、風扇、渦輪增壓器轉子結構完整性的發動機使用限制在工作中不會被超出。
（2）當提供電子式超轉保護系統時，設計必須包括系統的檢測方法，以確定保護功能的可用性，並且至少每個發動機起動/停車循環檢測一次。該方法必須能以最少的循環數完成系統的全面測試。如果這種測試不是完全自動的，則必須在發動機使用說明手冊中包含手動測試的規定。
（3）如果超轉保護是液壓機械式或機械式的，必須通過試驗或其他可接受的方法驗證，超轉保護功能在檢查和維修周期內可用。
（g）軟體。申請人必須通過經中國民用航空局批准的方法設計、實現和驗證所有相關軟體，將軟體錯誤存在的可能性減至最小，並符合其實施功能的關鍵性要求。
（h）飛機提供的數據。單點失效引起的飛機提供的數據（而不是來自飛機的推力或功率指令信號），或發動機之間共享的數據丟失、中斷或損壞，必須：
（1）不得導致任何發動機的危害性發動機後果；
（2）被檢測和調節。調節規律不得導致推力或功率，或者發動機操作和起動特性不可接受的改變。申請人必須評估並在發動機安裝說明手冊中說明這些失效在整個飛行包線內對發動機功率或推力、工作性能和起動特性的影響。
（i）飛機提供的電源。
（1）申請人必須將發動機控制系統設計成當飛機提供給發動機控制系統的電源失去、故障或中斷時，不會：
（i）導致危害性發動機後果；
（ii）引起不可接受的錯誤數據傳遞。
（2）當依據（i）（1）條要求使用發動機專用電源時，其容量應有足夠的裕度解決發動機在慢車以下的運轉，發動機控制系統的設計預期在這種情況下能夠使發動機自動恢復運行。
（3）申請人必須確定飛機提供給發動機控制系統起動和運轉發動機所需任何電源的需求和特性，包括瞬態和穩態電壓限制值，並在發動機安裝說明手冊中聲明。
（4）超出本條（i）（3）中聲明的電源電壓限制值的瞬態低電壓，必須滿足本條（i）（1）的要求。當飛機提供的電源回到極限值以內時，發動機控制系統必須恢復正常工作。
（j）空氣壓力信號。申請人必須考慮空氣壓力信號管線堵塞或洩漏對發動機控制系統的影響，作為本條（e）系統安全評估的組成部分，並在設計上採用適當的預防措施。
（k）30秒一臺發動機不工作（OEI）額定功率控制和自動可用性。具有30秒一臺發動機不工作（OEI）額定功率的發動機，必須具備其使用限制內30秒一臺發動機不工作（OEI）功率自動獲得並自動控制的方法或措施。
（l）發動機停車方法。必須提供發動機迅速停車的方法。
（m）可編程邏輯裝置。使用數字邏輯或其它複合設計技術開發可編程邏輯裝置時，必須確保編碼器邏輯已經考慮到，安裝可編程邏輯裝置的系統失效或故障的風險。申請人必須證實這些設備是採用中國民用航空局已批准的方法來設計開發的、且與設計履行的功能的關鍵性相一致。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.29條 儀表連接
（a）除非在結構上能防止錯接儀表，否則，按航空器適航標準要求的動力裝置儀表所設置的每個連接件或者為保證發動機工作符合任何發動機使用限制所必需的每個連接件，都必須作標記，以標明與相應的儀表一致。
（b）每臺渦輪發動機必須為指示轉子系統不平衡的顯示系統提供接頭。
（c）具有30秒一臺發動機不工作（OEI）功率額定值和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器渦輪發動機必須有方法或措施：
（1）當發動機處於30秒一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率狀態及狀態開始和該時間間隔結束時，應提示飛行員；
（2）自動記錄每次使用30秒OEI和2分鐘OEI功率水平的次數和持續時間；
（3）使用可靠的方法提示維修人員發動機已經使用30秒OEI或2分鐘OEI功率水平，並且允許維修人員取回已記錄的數據，和
（4）能夠針對上述方法的正確操作進行日常檢驗。
（d）本條（c）（2）和（c）（3）的方法和措施一定不能在飛行中復位。
（e）申請人必須制定保證發動機在其使用限制內工作的儀表的安裝規定。按照提出的安全分析或任何其他的規範要求，如果所依賴的儀表在假定飛機的安裝中不是強制的，則該儀表必須在發動機安裝說明中指定，並在發動機批准文件中聲明為強制性的。
（f）作為第33.28條（e）中系統安全評估的一部分，申請人必須評估儀表，傳感器或接頭錯誤裝配的可能性及後果。如需要，申請人必須在系統中採用防錯設計。
（g）傳感器及相關電線和信號調節器必須在物理上和電氣上進行隔離，以確保從儀表的監測功能向控制功能傳遞故障的概率與該故障的影響一致，反之亦然。
（h）申請人必須提供機組人員監測渦輪冷卻系統功能的儀表，除非有證據表明：
（1）其他現有儀表可以給出失效或即將失效的適當警報，或者
（2）在發現冷卻系統失效之前不會導致危害性發動機後果，或者
（3）冷卻系統失效的概率是極小可能的。
［2016年3月17日第二次修訂］
C章 設計與構造：活塞式航空發動機
第33.31條 適用範圍
本章規定活塞式航空發動機附加的設計與構造要求。
第33.33條 振動
發動機的設計與構造必須能使發動機在其曲軸轉速和發動機功率的整個正常工作範圍內運轉，不會由于振動而引起發動機任何零部件的過大應力，並且也不會將過大的振動力傳給航空器結構。
第33.34條 渦輪增壓器轉子
每個渦輪增壓器機匣必須設計、構造成，當正常轉速控制裝置不工作時，可以包容最高轉速下壓氣機或渦輪轉子失效產生的碎片。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.35條 燃油和進氣系統
（a）發動機燃油系統的設計與構造必須能在所有飛行和大氣條件下的整個發動機工作範圍內向氣缸提供適當的燃油混合物。
（b）用於燃燒的空氣或油氣的混合物所通過的發動機進氣通道的設計與構造，必須使冰在這些通道裡積聚的危險減至最小。發動機的設計與構造必須允許採用防冰的措施。
（c）必須規定為防止燃油中外來顆粒進入發動機燃油系統所必需的燃油濾的類型和過濾度。申請人必須表明通過規定的過濾裝置的外來顆粒將不會嚴重地損害發動機燃油系統的功能。
（d）當裝該發動機的航空器在地面靜止狀態時，在申請人所確定的發動機可能有的所有姿態下，進氣系統中，引導油氣混合物的每一條通道，都必須是自身可以放洩的，以防止氣缸內的液鎖。
（e）對於每個流體噴射（除了燃油）系統和其控制裝置，如果作為發動機的一部分，申請人必須表明噴射流體的流量是充分可控的。
第33.37條 點火系統
火花點火發動機必須裝有雙點火系統，每個氣缸至少有兩隻火花塞，並具有電源分開的兩條獨立電路；或者裝有在飛行中可靠性相當的點火系統。
第33.39條 潤滑系統
（a）發動機的潤滑系統的設計與構造，必須使該系統在飛機預期使用中的所有飛行姿態和大氣條件下能正常地工作。裝有溼油池的發動機，當發動機裡的滑油只有最大滑油量的一半時，必須仍能滿足這一要求。
（b）發動機潤滑系統的設計與構造必須能安裝滑油冷卻裝置。
（c）曲軸機匣應與大氣相通，以消除曲軸機匣中壓力過高時的滑油洩漏。
D章 臺架試驗：活塞式航空發動機
第33.41條 適用範圍
本章規定活塞式航空發動機的臺架試驗和檢驗。
第33.42條 概述
在本章規定的每項持久試驗前，不經裝機即可確定其調整位置和功能特性的每個部件，必須確定和記錄其調整位置和功能特性。
第33.43條 振動試驗
（a）每型發動機必須進行振動測試，以確定曲軸和螺旋槳軸或其他輸出軸在整個曲軸轉速和發動機功率範圍之內，在穩定狀態和瞬時狀態下，從慢車轉速到所要求的最大連續轉速額定值的110%或到所要求的最大起飛轉速額定值的103%（兩者中取較大者）時的扭轉和彎曲振動特性。對於飛機用的發動機，該項測試必須採用與持久試驗所用的螺旋槳型號相同的結構形式，對於其他發動機，則採用與持久試驗所用的負載裝置型號相同的結構型式。
（b）曲軸和螺旋槳軸或者其他輸出軸的扭轉和彎曲振動應力，不得超過制軸材料的持久極限應力。如果不能通過測量表明軸的最大應力低於持久極限，則必須測量振動頻率和振幅。必須表明峰值振幅所產生的應力低於持久極限；否則，發動機必須在產生峰值振幅的狀態下運轉，對於鋼軸，直到承受住一千萬次應力交變而不發生疲勞損壞為止；對於其他材料的軸，直到表明在材料的持久極限應力範圍之內不發生疲勞為止。
（c）必須對每一附件傳動裝置和安裝構件加載，該載荷由僅供航空器使用的每一附件裝置所施加，並且是申請人為該傳動裝置或安裝點規定的限制載荷。
（d）本條（a）規定的振動測試必須在最不利振動效應的那隻氣缸不點火的情況下重複進行，以確定發動機在此非正常狀態下安全使用的條件。但對此振動測試，發動機轉速範圍僅需從慢車到要求的最大起飛轉速，並不必表明符合本條（b）。
第33.45條 校準試驗
（a）每型發動機必須進行為確定第33.49條規定的有關持久試驗的發動機功率特性和條件所必需的校準試驗。功率特性校準試驗的結果構成確定整個使用範圍內曲軸轉速、進氣壓力、燃油/空氣混合比調定值和高度的發動機特性。功率額定值以標準大氣條件下只裝有為發動機功能所必需的那些附件時為基準。
（b）進行持久試驗的發動機在持久試驗後必須進行海平面狀態時的功率檢查。必須確定在持久試驗期間出現的任何功率特性變化。在持久試驗最後階段取得的測量值可以用於表明符合本款的要求。
第33.47條 爆震試驗
每型發動機必須試驗，以確定在其預定的整個工作狀態範圍內，發動機能工作而不會發生爆震。
第33.49條 持久試驗
（a）概述
每型發動機必須進行持久試驗，它包括總時數為150小時的試車（除本條（e）（1）（iii）中規定的外），並根據發動機型號和預期工作情況由本條（b）至（e）中規定的一個適用的試驗系列組成。對於待試的特定發動機必須按中國民用航空局認為合適的程序進行試驗。在持久試驗期間，該發動機功率和曲軸轉速必須保持在額定值的±3%的範圍內。在以額定起飛功率和至少35小時額定最大連續功率運轉期間，一隻氣缸必須在不低於限制溫度下工作，其餘氣缸必須在不低於限制溫度28°C（50°F）範圍內工作，並且滑油進口溫度必須保持在限制溫度±5.5°C（10°F）範圍內。裝有螺旋槳軸的發動機必須裝螺旋槳做持久試驗，並且在本條規定的各種適用運轉條件下，該螺旋槳要對發動機加載到其設計能承受的最大拉力載荷。必須對每個附件傳動裝置和安裝構件加載。在以額定起飛功率和額定最大連續功率運轉期間，由僅供飛機使用的每種附件所施加的載荷，必須是申請人為發動機傳動裝置或安裝點規定的限制載荷。
（b）非增壓的發動機和採用齒輪傳動單速增壓器的發動機對於不採用增壓器的發動機和採用齒輪傳動單速增壓器的發動機，申請人必須作下列試驗：
（1）30小時試驗，由5分鐘起飛轉速下額定起飛功率和5分鐘最大最經濟巡航功率或薦用的最大巡航功率交替組成；
（2）20小時試驗，由1½小時最大連續轉速下額定最大連續功率的和½小時75%的額定最大連續功率及91%最大連續轉速交替組成；
（3）20小時試驗，由1½小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時70%額定最大連續功率及89%最大連續轉速交替組成；
（4）20小時試驗，由1½小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時65%額定最大連續功率及87%最大連續轉速交替組成；
（5）20小時試驗，由1½小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時60%額定最大連續功率及84.5%最大連續轉速交替組成；
（6）20小時試驗，由1½小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時50%額定最大連續功率及79.5%最大連續轉速交替組成；
（7）20小時試驗，由2½小時最大連續轉速下額定最大連續功率和2½小時最大最經濟巡航功率或薦用的最大巡航功率交替組成。
（c）採用齒輪傳動雙速增壓器的發動機
對於採用齒輪傳動雙速增壓器的發動機，申請人必須進行下列試驗：
（1）30小時試驗，由低傳動比的5分鐘額定起飛轉速下額定起飛功率和5分鐘最大最經濟巡航功率或最大薦用巡航功率交替組成。如果在高傳動比中要求起飛功率額定值，則30小時試驗中的15小時試驗必須在高傳動比下進行，並由5分鐘的在起飛臨界高度進氣壓力和起飛轉速下獲得的功率測量值及5分鐘70%高傳動比額定最大連續功率和89%高傳動比最大連續轉速交替組成；
（2）15小時試驗，由低傳動比的1小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時75%額定最大連續功率及91%最大連續轉速交替組成；
（3）15小時試驗，由低傳動比的1小時最大連續轉速下額定最大連續功率和½小時70%額定最大連續功率及89%最大連續轉速交替組成；
（4）30小時試驗，以高傳動比的最大連續轉速下額定最大連續功率進行；
（5）5小時試驗，由增壓器的每個傳動比各5分鐘交替組成。該試驗的第一個5分鐘必須以高傳動比下的最大連續轉速及在海平麵條件下以高傳動比的90%的最大連續進氣壓力獲得的測量功率進行。在低傳動比下的5分鐘交替試驗狀態必須是在恆定轉速下轉換到低傳動比時所獲得的狀態；
（6）10小時試驗，由低傳動比1小時最大連續轉速下額定最大連續功率和1小時65%額定最大連續功率及87%最大連續轉速交替組成；
（7）10小時試驗，由低傳動比1小時最大連續轉速下額定最大連續功率和1小時60%額定最大連續功率及84.5%最大連續轉速交替組成；
（8）10小時試驗，由低傳動比1小時最大連續轉速下額定最大連續功率和1小時50%額定最大連續功率及79.5%最大連續轉速交替組成；
（9）20小時試驗，由低傳動比2小時最大連續轉速下額定最大連續功率和2小時最大最經濟巡航功率和轉速或薦用的最大巡航功率和轉速交替組成；
（10）5小時試驗，在低傳動比下以最大最經濟巡航功率和轉速或薦用的最大巡航功率和轉速進行；以高傳動比運轉時，在沒有模擬高空試驗裝置的地方，這些試驗可以用在臨界高度進氣壓力或由此規定的百分數壓力下獲得的測量功率進行，並可將燃油/空氣混合比調整到足以抑制爆震的富油混合氣。
（d）直升機發動機
為了適合於在直升機上的使用，每型發動機必須符合中國民用航空規章第29部第29.923條（a）至（j），或者必須進行以下一系列試驗：
（1）35小時試驗，由各30分鐘的起飛轉速下額定起飛功率和最大連續轉速下額定最大連續功率交替組成；
（2）25小時試驗，由各2½小時的最大連續轉速下額定最大連續功率和最大連續轉速下70%額定最大連續功率交替組成；
（3）25小時試驗，由各2½小時的最大連續轉速下額定最大連續功率和80%至90%最大連續轉速下70%額定最大連續功率交替組成；
（4）25小時試驗，由各2½小時的起飛轉速下30%額定最大連續功率和80%至90%最大連續轉速下30%額定最大連續功率交替組成；
（5）25小時試驗，由各2½小時的起飛轉速下80%額定最大連續功率和110%最大連續轉速下額定最大連續功率或103%起飛轉速下額定起飛功率（兩者中取轉速較大者）交替組成；
（6）15小時試驗，以105%最大連續轉速下105%額定最大連續功率進行，或者，如果不能超過105%額定最大連續功率時，則以全油門及在標準海平面汽化器出口壓力下的相應轉速進行。
（e）渦輪增壓的發動機
對於裝有渦輪增壓器的發動機，如果申請人表明在模擬高空試驗中，發動機和增壓器承受的機械載荷和工作溫度不低於在實際高空條件下運轉時的機械載荷和工作溫度，則除了高空試驗可以模擬外，按下列規定進行：
（1）對用於飛機的發動機，申請人必須實施本條（b）規定的試驗，但下列情況除外：
（i）本條（b）（1）規定的整個試驗必須在海平面高度壓力下進行；
（ii）本條（b）（2）到（7）中所規定的以額定最大連續功率運轉的部分必須在臨界高度壓力下進行；而以其他功率進行試驗部分必須在2,440米（8,000英尺）高度壓力下進行；
（iii）在150小時持久試驗期間使用的渦輪增壓器必須以額定最大連續功率運轉時的渦輪進口燃氣限制溫度和轉速增加50小時臺架試驗，除非在50小時額定最大連續功率運轉中保持該限制溫度和轉速。
（2）對用於直升機的發動機，申請人必須實施本條（d）款規定的試驗，但下列情況除外：
（i）本條（d）（1）中規定的整個試驗必須在臨界高度壓力下進行；
（ii）本條（d）（2）和（3）中規定的以額定最大連續功率進行試驗的部分，必須在臨界高度壓力下進行；而以其他功率進行試驗的部分，必須在2,440米（8,000英尺）高度壓力下進行；
（iii）本條（d）（4）中規定的整個試驗，必須在2,440米（8,000英尺）高度壓力下進行；
（iv）本條（d）（5）規定的以80%額定最大連續功率進行試驗的部分，必須在2,440米（8,000英尺）高度壓力下進行，而以其他功率進行試驗的部分，必須在臨界高度壓力下進行；
（v）本條（d）（6）規定的整個試驗，必須在臨界高度壓力下進行；
（vi）在持久試驗期間使用的渦輪增壓器，必須以額定最大連續功率運轉時的渦輪進口燃氣限制溫度和轉速進行50小時臺架試驗，除非在50小時額定最大連續功率運轉中保持該限制溫度和轉速。
第33.51條 工作試驗
工作試驗必須包括中國民用航空局認為必要的試驗，以驗證發動機的回火特性、起動、慢車、加速、超轉、螺旋槳功能和點火及任何其他工作特性。如果發動機裝有多速增壓器傳動裝置，則設計與構造必須允許增壓器的運轉從低速比轉向高速比，並且在增壓器高轉速比下與額定最大連續功率所具有的進氣壓力和轉速調定值相對應的功率，必須在5秒內達到。
第33.53條 發動機系統和部件試驗
（a）對於不能按第33.49條持久試驗方法進行充分驗證的每型發動機系統和部件，申請人必須進行附加的試驗，以確定那些系統和部件在所有已聲明環境和使用條件下都能實現預期功能。
（b）必須確定在航空器安裝中要求溫度控制措施的每一部件的溫度限制，以保證其良好的功能、可靠性和耐久性。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.55條 分解檢查
在完成持久試驗後，滿足下列要求：
（a）每臺發動機必須完全分解。
（b）不經裝機即可確定其調整位置和功能特性的每一部件的調整位置和功能特性必須保持在試驗開始時已確定並記錄的限制範圍內。
（c）按照第33.4條提交的資料，發動機每個部件必須符合型號設計要求，並且適宜於裝在發動機上繼續工作。
第33.57條 臺架試驗的一般實施
（a）在臺架試驗時，申請人可用同一設計和結構的幾臺發動機分別進行振動、校準、爆震、持久和工作試驗。如果用一臺發動機單獨進行持久試驗，則該發動機在開始持久試驗之前，必須經過校準檢查。
（b）申請人根據符合本規定第33.4條要求提交的維修和維護說明書，可以對在臺架試驗期間的發動機進行維護和小修。如果這類維護頻次過高，或由於發動機故障停車次數過多，或在臺架試車期間或分解檢查的結果認為有必要大修或更換零件的話，則發動機或其零部件可能進行中國民用航空局認為必要的任何附加試驗。
（c）每個申請人必須提供所有試驗條件，包括設備和勝任的人員，以實施臺架試驗。
E章 設計與構造：航空渦輪發動機
第33.61條 適用範圍
本章規定航空渦輪發動機附加的設計與構造要求。
第33.62條 應力分析
必須對每型渦輪發動機進行應力分析，表明每個渦輪發動機轉子、隔圈和轉子軸的設計安全裕度。
第33.63條 振動
每型發動機的設計和構造必須使發動機在其聲明的整個飛行包線和整個轉速和功率或推力的工作範圍內正常工作，而不應導致因振動而使發動機的任何零部件應力過大，並且也不應導致將過大的振動力傳給航空器結構。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.64條 發動機靜承壓件
（a）強度。申請人必須通過試驗、已驗證的分析或兩者結合的方法，確定承受較大氣體或液體壓力載荷的所有靜子零件，可以穩定保持一分鐘，不會：
（1）當承受以下較大的壓力作用時，出現超過使用限制的永久變形，或者發生可能導致危害性發動機後果的洩漏：
（i）1.1倍的最大工作壓力；
（ii）1.33倍的正常工作壓力；或者
（iii）大於正常工作壓力35kPa（5p.s.i.）。
（2）當承受以下較大的壓力作用時，發生破裂或爆破：
（i）1.15倍的最大可能壓力；
（ii）1.5倍的最大工作壓力；或者
（iii）大於最大可能壓力35kPa（5p.s.i.）。
（b）在滿足本條要求時必須考慮：
（1）零件的工作溫度；
（2）除壓力載荷外的任何其他重要靜載荷；
（3）代表零件材料和工藝的最低性能；
（4）型號設計允許的任何不利的幾何形狀。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.65條 喘振和失速特性
發動機按第33.5條（b）規定的使用說明運轉時，即在發動機工作包線內的任何一點上，起動、功率或推力的變化、功率的增大或推力的加力，極限的進氣畸變或進氣溫度，不得引起喘振或失速達到出現熄火、結構失效、超溫或發動機功率或推力不能恢復的程度。
第33.66條 引氣系統
在第33.7條（c）（ll）中規定的極限引氣狀態的所有條件下，發動機必須提供引氣而不會對發動機產生除推力或功率輸出降低外的不利影響。如果能控制發動機防冰的引氣，則必須設置指示發動機防冰系統功能的裝置。
第33.67條 燃油系統
（a）在按申請人規定的流量和壓力對發動機供給燃油的情況下，該發動機必須在本規定規定的各種工作狀態下都能正常地工作。不可再調整的每個燃油控制調節裝置裝於發動機上時必須用鎖緊裝置固定並且必須是鉛封的，否則應是不可達的。所有其他的燃油控制調節裝置必須是可達的，並且作標記以指明調節功能，除非該功能是顯而易見的。
（b）在發動機燃油進口與燃油計量裝置進口，或與發動機傳動的正排量泵進口（兩種進口中取距發動機燃油進口較近者）之間，必須設置燃油濾或濾網。此外下列規定適用於本款（b）要求的每個燃油濾或濾網：
（1）必須是便於放洩和清洗，並必須採用易於拆卸的網件或濾芯；
（2）除非濾網或油濾易於拆卸進行放油，而不需設置放油裝置，否則必須具有沉澱槽和放油嘴；
（3）除非導管或接頭在所有載荷情況下均具有足夠的強度裕量，否則，油濾或濾網的重量不能由相連的導管或其入口或出口的接頭支承。
（4）必須規定為防止燃油中外來顆粒進入發動機燃油系統所必需的燃油濾的類型和過濾度。申請人必須表明符合下列要求：
（i）通過規定過濾裝置的外來顆粒不會損害發動機燃油系統的功能；
（ii）在27°C（80°F）的含水的初始飽和燃油中每升加進0.2毫升游離水（每加侖含0.025液英兩），並冷卻到工作中可能遇到的最危險的結冰條件下，燃油系統在其整個流量和壓力範圍內能持續工作。然而，這一要求可以通過驗證特定的經批准的燃油防冰添加劑的有效性來滿足；或者燃油系統帶有燃油加熱器，它能在最危險結冰條件下將燃油濾或燃油進口處的燃油溫度保持在0°C（32°F）以上。
（5）申請人必須驗證在燃油被汙染到工作中可能遇到的最大程度的顆粒尺寸和密度時，過濾裝置具有保證發動機在其批准的極限內繼續運轉的能力（與發動機使用限制相對應）。必須驗證發動機在這些條件下，按中國民用航空局可接受的一段時間內工作，這段時間由下列裝置開始指示過濾器臨近阻塞時算起：
（i）現有的發動機儀表；
（ii）裝在發動機燃油系統的附加裝置。
（6）任何濾網或油濾旁路裝置的設計與構造，必須通過其適當設置使積聚的汙物逸出最少，以確保積聚的汙物不致進入旁通油路。
（c）對於每個流體噴射（除燃油）系統和其控制裝置，如果作為發動機的一部分，申請人必須表明噴射流體量是充分可控的。
（d）刪除
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.68條 進氣系統的結冰
在所有防冰系統工作時，每型發動機必須滿足下列要求：
（a）在中國民用航空規章第25部附件C中規定的連續最大或間斷最大結冰狀態下，發動機在其整個飛行功率範圍（包括慢車）內的工作中，在發動機部件上不應出現影響發動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結冰情況。
（b）在臨界狀態進行引氣防冰時，地面慢車30分鐘，不出現不利影響，此時大氣的溫度在-9°C~-1°C之間（15°F~30°F之間），每立方米含液態水不少於0.3克並且以平均有效直徑不小於20微米的水珠形式存在，接著發動機以起飛功率或推力進行短暫的運轉。在30分鐘慢車運轉期間，該發動機可以以中國民用航空局接受的方式周期性地加速運轉到中等功率或推力調定值。
第33.69條 點火系統
每型發動機必須安裝有地面和飛行中起動發動機的點火系統。除了燃油加力燃燒系統只要求一個點火器外，電點火系統必須至少有二個點火器和二條獨立的次級電路。
第33.70條 發動機限壽件
必須通過中國民用航空局批准的程序，指定使用限制中發動機每個限壽件的最大允許飛行循環數。發動機限壽件指的是其主要失效可能導致危害性發動機後果的轉子和主要靜子結構件。典型的發動機限壽件包括，但不限於，盤、隔圈、輪轂、軸、高壓機匣和非冗餘的安裝部件。對於本條的要求，危害性發動機後果包括第33.75條中列舉的任何一種情況。申請人將通過以下各項確定每個限壽件的完整性：
（a） 工程計劃。
通過執行該計劃，根據已經過驗證的分析、試驗或使用經驗，充分了解或預測載荷、材料性能、環境影響和工作條件的組合，包括對這些參數有影響的零件的作用，使每個發動機限壽件，達到批准的使用壽命時，在危害性發動機後果發生前，從使用中拆下。還應通過執行該計劃，始終保持符合上述要求。申請人必須進行適當的損傷容限評估，以確定在零件的批准壽命期內，由於材料、製造和使用引起的缺陷導致的潛在失效。必須按第33.4條的要求在持續適航文件的適航限制條款中公布發動機限壽件明細和批准壽命。
（b） 製造計劃。
該計劃明確了必須符合生產發動機限壽件要求的具體製造過程，使發動機限壽件具有工程計劃要求的特性。
（c） 使用管理計劃。
該計劃規定發動機限壽件使用維護過程和修理限制，使發動機限壽件保持工程計劃要求的特性。這些過程和限制必須包含在持續適航文件中。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.71條 潤滑系統
（a）概述。每一潤滑系統在航空器預期使用的飛行姿態和大氣條件下，必須能正常地工作。
（b）滑油濾網或滑油濾。必須有一個供發動機所有滑油通過的濾網或油濾，此外還應滿足下列要求：
（1）本款要求的具有旁路的滑油濾網或滑油濾，其構造和安裝必須使得在該濾網或油濾元件完全堵塞的情況下，滑油仍能以正常的流量流經系統的其餘部分；
（2）必須規定為防止滑油中外來顆粒進入發動機滑油系統所必需的滑油濾類型和過濾度。申請人必須表明通過規定的過濾裝置的外來顆粒將不會損害發動機滑油系統的功能；
（3）當滑油汙染程度大於本條（b）（2）的規定時（就顆粒的尺寸和密度而言），本款要求的每個濾網或油濾必須具有保證發動機滑油系統功能不受損害的容量（就確定的發動機使用限制而言）；
（4）除了滑油箱出口的濾網或油濾，對於本款要求的每個濾網或油濾，必須具有在汙染達到本條（b）（3）規定的容量之前能予以指示的裝置；
（5）任何油濾旁路裝置的設計與構造，必須通過其適當設置使積聚的汙物逸出最少，以確保積聚的汙物不致進入旁通油路；
（6）除了滑油箱出口或回油泵的濾網或油濾外，本款規定的沒有旁路的每個濾網或油濾，必須具有一報警器連接裝置，以便在濾網的汙染達到本條（b）（3）確定的容量之前警告駕駛員；
（7）本款要求的每個濾網或油濾必須便於放洩和清洗。
（c）滑油箱。
（1）每個滑油箱必須具有不小於油箱容量10%的膨脹空間；
（2）必須避免因疏忽而注滿滑油箱膨脹空間的可能性；
（3）每個能存留一定數量滑油的凹型滑油箱加油接頭，必須具有安裝放油的裝置；
（4）每個滑油箱蓋必須有滑油密封件；對於申請在獲得ETOPS批准的飛機上進行安裝的發動機，滑油箱必須設計能防止因滑油箱蓋的錯誤安裝導致的危害性滑油損失；
（5）每個滑油箱加油口應標上「滑油」字樣；
（6）每個滑油箱必須在膨脹空間的頂部通氣，通氣口的布置應使可能凍結並阻塞管道的冷凝水蒸汽不能在任何部位積聚；
（7）必須有防止任何可能防礙滑油在系統中流通的物體進入滑油箱或任何滑油箱出口的裝置；
（8）除非滑油系統的外部（包括滑油箱支架）是防火的，否則，在每個滑油箱出口必須有一個切斷閥；
（9）每個不增壓的滑油箱在受到最大工作溫度和5p.s.i.的內部壓力時不得洩漏，每個增壓的滑油箱必須滿足第33.64條的要求；
（10）漏出或溢出的滑油不得在油箱和發動機其他零部件之間積聚；
（11）每個滑油箱必須有滑油量指示器或相應的裝置；
（12）如果螺旋槳順槳系統使用發動機滑油，則應滿足下列要求：
（i）如果不是油箱本身的失效而是由於潤滑系統任一部分的失效使滑油供給量枯竭，則滑油箱必須具有一種能截留一定量滑油的裝置；
（ii）被截留的滑油量必須足以完成順槳工作，並且必須僅供順槳泵使用；
（iii） 必須設有用以防止油泥或其他外來物影響螺旋槳順槳系統的安全工作的裝置。
（d）滑油放油裝置。必須配備一個（或多個）放油嘴，以使滑油系統能安全放洩，每個放油裝置必須滿足下列要求：
（1）是可達的；
（2）有手動或自動裝置確保鎖定在關閉位置。
（e）滑油散熱器。每個滑油散熱器必須能承受在臺架試驗中產生的任何振動、慣性和滑油壓力載荷而不出現失效。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.72條 液壓作動系統
在發動機所有預期的工作狀態下，每個液壓作動系統必須能正常工作。每個油濾或濾網必須便於維修並且每個油箱必須符合本規定第33.71的設計準則。
第33.73條 功率或推力響應
發動機的設計與構造必須滿足下列要求：
（a）當功率控制杆在不超過1秒內從最小位置推到最大位置時，在航空器所允許的最大引氣和功率提取狀態下，從最小功率或推力增大到額定起飛功率或推力，不會出現發動機超溫、喘振、失速或其他的有害因素，除非工作方式要求不同的控制程序，則中國民用航空局可以允許增加額外的時間。
（b）在不超過5秒時間內，保證從固定最小飛行慢車功率控制杆位置的功率或推力（如無該位置，從不超過15%的額定起飛功率或推力位置）增加至95%額定起飛功率或推力。該5秒鐘的功率或推力響應必須在僅使用發動機運轉所必需的引氣和附件載荷的穩定靜態下產生。該起飛額定值由申請人規定並且不需包括加力推力值。
第33.74條 持續轉動
由於飛行中的任何原因使發動機停車，如果停車後發動機的任何主轉動系統仍持續轉動並且沒有提供阻止持續轉動的裝置，那麼在最長的飛行周期內和在預期該發動機不工作的飛行條件下，任何持續的轉動不得導致第33.75條（g）（2）（i）至（vi）所描述的任何情況。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.75條 安全分析
（a）（1）為了評估預期可能發生的所有失效的後果，申請人必須對發動機及其控制系統進行分析。如適用，分析中必須考慮：
（i）與典型發動機安裝相關的飛機級裝置和程序假設，在分析中必須說明這些假設；
（ii）隨之發生的二次失效和潛在的失效；
（iii）本條（d）中的多重失效或在（g）（2）條中定義的導致危害性發動機後果的失效。
（2）申請人必須總結可能導致本條（g）中定義的重要發動機後果或危害性發動機後果的失效，並且估算這些失效發生的概率。在總結中必須清楚確認其失效可導致危害性發動機後果的任何發動機零件。
（3）申請人必須表明，危害性發動機後果的預期發生概率不超過定義的極小可能概率（概率範圍是10-7到10-9次/發動機飛行小時）。由於對單個失效估計的概率可能不夠精確，導致申請人不能評估多個危害性發動機後果發生的總概率，所以可以通過預測，單個失效引起的危害性發動機後果的概率不大於10-8次/發動機飛行小時，來表明本條款符合性。如果不能絕對證明可以得到這樣低的數量級的概率，那麼可以通過依靠工程判斷和以往經驗並結合正確的設計和試驗原理來表明本條款的符合性。
（4）申請人必須表明，重要發動機後果的預期發生概率，不超過定義的微小可能概率（概率範圍是10-5到10-7次/發動機飛行小時）。
（b）中國民用航空局可以要求通過試驗對任何有關失效和可能的失效組合的假設進行驗證。
（c）某些單個元件的主要失效不能用數字合理地估計。如果該元件的失效可能導致危害性發動機後果，那麼可以通過滿足第33.15條，第33.27條和第33.70條（如適用）規定的完整性要求來表明本條款符合性，但必須在安全性分析中說明這些情況。
（d）如果依靠安全系統以防止失效發展到導致危害性發動機後果的程度，則必須分析安全系統與發動機本身共同失效的可能性。這樣的安全系統包括安全裝置、儀表、早期警告裝置、維修檢查和其他類似的設備或程序。如果安全系統的某些部件在發動機製造商的控制之外，應按第33.5條要求確定，與這些項目可靠性有關的安全分析假設，且必須在安全分析和安裝說明手冊中明確。
（e）如果安全分析取決於下述一項或多項，則必須在分析中給予確認和適當的證明。
（1）在規定時間內完成的維修措施。包括驗證可能引起潛在失效的維修措施的適用性。必要時，為防止危害性發動機後果的發生，維修措施和間隔期必須在第33.4條要求的持續適航文件中公布。另外，如果發動機維修的錯誤，包括發動機控制系統維修的錯誤，可能導致危害性發動機後果，則必須在相關發動機手冊中包含適當的程序。
（2）飛行前或其他規定時間，檢測安全裝置或其他裝置能否正常工作。這種檢測的細節必須在適當的手冊中公布。
（3）使用無其他要求的專用儀表。
（4）按第33.5條要求建立的使用說明手冊應規定飛行機組人員的操作。
（f）如果適用，安全分析必須包括，但不限於以下項目的檢查：
（1）指示設備；
（2）人工和自動控制系統；
（3）壓氣機引氣系統；
（4）冷卻劑噴射系統；
（5）燃氣溫度控制系統；
（6）發動機轉速、功率或推力控制器和燃油控制系統；
（7）發動機超轉、超溫或最大值限制器；
（8）螺旋槳控制系統，和
（9）發動機或螺旋槳反推系統。
（g）除了另有中國民用航空局批准並在安全分析中已聲明的情況之外，為符合33部要求，以下失效定義適用於發動機：
（1）一臺發動機失效，其唯一後果是該發動機部分或全部喪失推力或功率（和相關發動機使用狀態），這種失效應認為是輕微發動機後果。
（2）以下後果認為是危害性發動機後果：
（i）非包容的高能碎片；
（ii）客艙用發動機引氣中有毒物質濃度足以使機組人員或乘客失去能力；
（iii）與駕駛員命令的推力方向相反的較大的推力；
（iv）不可控火情；
（v）發動機安裝系統失效，導致非故意的發動機脫開；
（vi）如果適用，發動機引起的螺旋槳脫開；
（vii）完全失去發動機停車能力。
（3）嚴重程度介於本條（g）（1）和（g）（2）之間的後果是重要發動機後果。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.76條 吸鳥
（a）概述。為符合本條（b）、（c）和（d）的要求，應遵照下列規定：
（1）除本條（d）的規定外，吸鳥試驗應在吸鳥前的試驗天氣環境條件下，發動機穩定在不小於100%的起飛功率或推力的狀態下進行。另外，符合性的驗證必須考慮在海平面最熱天氣的起飛條件下最差的發動機能夠達到最大額定起飛功率或推力的運轉情況。
（2）應由申請人來確定在本條中用來決定鳥的數量和重量的發動機進氣道喉道面積，並且將其確認為第33.5條所要求的安裝說明中的一個限制。
（3）必須對可能進入進氣道的單只大鳥和單只最大的中鳥對發動機前部的撞擊進行評估。必須證明，當按本條（b）、（c）或（d）的規定的條件（如適用）撞擊相關部件時，不會影響發動機，使之達到不符合本條（b）（3）、（c）（6）和（d）（4）要求的程度。
（4）對於採用進氣道防護裝置的發動機，本條的符合性驗證應在該防護裝置起作用的情況下進行。發動機的批准文件上應註明對這些要求的符合性驗證是在防護裝置起作用的情況下進行的。
（5）按本條（b）、（c）和（d）的要求進行吸鳥試驗時，可用中國民用航空局可接受的物體代替鳥。
（6）如果本條中各項要求的符合性未被驗證，在發動機的型號審定文件中應說明該發動機應僅限於安裝在不可能發生鳥撞擊發動機，或者發動機不會吸入鳥，或者鳥不會對進入發動機的氣流產生不利限制的航空器上。
（b）大鳥。為符合大鳥吸入的要求，應遵照下列規定：
（1）大鳥的吸入試驗應使用表1規定重量的1隻鳥。該鳥應投向第一級旋轉葉片最關鍵的暴露位置。對於安裝在固定翼飛機上的發動機，吸入鳥的速度應為370公裡/小時（200節）；對於安裝在旋翼航空器上的發動機，吸入鳥的速度應為旋翼航空器正常飛行時的最大的空速。
表1 大鳥的重量要求
發動機進氣道喉道面積（A）平方米（平方英寸） 鳥的重量千克（磅）
1.35（2,092）> A 最小1.85（4.07），除非確認使用更小的鳥可使驗證更為嚴格
1.35（2,092）≤ A < 3.90（6,045） 2.75（6.05）
3.90（6,045）≤ A 3.65（8.03）
（2）在大鳥吸入後的15秒內不允許移動功率杆。
（3）在本條規定的條件下進行單只大鳥的吸鳥試驗時，不得導致發動機出現第33.75條（g）（2）中描述的任何情況發生。
（4）對本款中大鳥吸入要求的符合性驗證也可以通過驗證第33.94條（a）中在葉片包容性和轉子不平衡性方面的各項要求比本條的各項要求更為嚴格來證明。
（c）中鳥和小鳥。為符合中鳥和小鳥吸入的要求，應遵照下列規定：
（1）應採用中國民用航空局可接受的分析方法或部件試驗或是兩者的組合，來確定影響功率損失和造成損壞的關鍵吸鳥參數。關鍵吸鳥參數應包括，但不限於，鳥速、關鍵目標位置和第一級轉子轉速的影響。吸鳥臨界速度應反映從地面到地面上460米（1,500英尺）的正常飛行高度所使用的空速範圍內的最嚴酷條件，但不應小於飛機的V1最小速度。
（2）應進行吸中鳥的發動機試驗以便模擬遭遇鳥群，表2中規定了使用鳥的數量和重量。當規定只用1隻鳥時，這隻鳥應投在發動機核心機流通道上；必要時，應通過合適的試驗或分析或兩者的組合來確定發動機前迎風表面上的其他關鍵位置。在表2中規定使用2隻或2隻以上的鳥時，其中最大的1隻鳥應投向發動機核心機流通道上，而次重的1隻鳥應投向第一級轉子葉片的最關鍵的暴露位置上，其餘的鳥必須均勻地分布在整個發動機的前表面上。
（3）此外，除旋翼航空器發動機外，也必須通過適當的試驗或分析或兩者的組合來證明，當根據本款適用的試驗條件，用表3規定數量和重量的鳥，投向核心機主流道外側風扇組件的最關鍵位置，而使整個風扇組件經受吸鳥試驗時，發動機應能符合本款的驗收準則。
（4）在中鳥試驗期間，如果規定數量的中鳥通過了發動機轉子葉片，則不再要求作小鳥吸入試驗。
（5）應進行小鳥吸入試驗以便模擬遭遇鳥群。試驗時鳥的數量應按在每0.032平方米（49.6平方英寸）進氣道面積或其餘數部分使用1隻85克（0.187磅）的鳥計算，但最多不超過16隻鳥。在對準這些鳥的打擊位置時應考慮到第一級轉子葉片上的任何關鍵打擊位置，而其餘的鳥應均勻地分布在整個發動機前表面上。
（6）在按本款中規定條件下進行試驗時，吸入小鳥和中鳥不得引起下列的任何情況：
（i）持續的功率或推力損失超過25%；
（ii）在本條（c）（7）或（c）（8）規定的要求連續驗證期間發動機停車；
（iii）出現本條（b）（3）定義的各種情況；
（iv）不可接受的發動機操縱特性的降低。
（7）除旋翼航空器發動機外，應採用下列試驗程序：
（i）為模擬遭遇鳥群，從吸入第1隻鳥的時刻到吸入最後1隻鳥經過的時間應為大約1秒鐘；
（ii）吸鳥之後2分鐘內，不能移動功率杆；
（iii）隨後3分鐘，在試驗狀態的75%；
（iv）隨後6分鐘，在試驗狀態的60%；
（v）隨後6分鐘，在試驗狀態的40%；
（vi）隨後1分鐘，在進場慢車位置；
（vii）隨後2分鐘，在試驗狀態的75%；
（viii）隨後穩定在慢車位置並使發動機停車；
（ix）規定的持續時間是指，當功率杆在每個狀態之間移動的時間不超過10秒時所定義的狀態的工作時間。
（8）對於旋翼航空器發動機，使用下列試驗程序
（i）為模擬遭遇鳥群，從吸入第1隻鳥的時刻到吸入最後1隻鳥經過的時間應為大約1秒鐘；
（ii）隨後3分鐘，在試驗狀態的75%；
（iii）隨後90秒鐘，在下降的飛行慢車位置；
（iv）隨後30秒鐘，在試驗狀態的75%；
（v）隨後穩定在慢車位置並使發動機停車；
（vi）規定的持續時間是指，當功率杆在每個狀態之間移動的時間不超過10秒時所定義的狀態的工作時間。
（9）如果相應的型號審定文件中註明不要求預期在多發旋翼航空器上使用的發動機遵守本條的中鳥吸入部分，則這類發動機可以不遵守本條的中鳥吸入部分的要求。
（10）如果發生按本條（c）（7）（ii）的規定，在不移動功率杆的情況下，在最初的2分鐘期間，出現發動機超過任何工作限制的情況，則應確認該超限情況不會導致出現不安全狀態。
表2 中鳥群的數量和重量要求
發動機進氣道喉道面積（A）平方米（平方英寸） 鳥的數量 鳥的重量千克（磅）
0.05（77.5）> A 不適用
0.05（77.5）≤ A < 0.10（155） 1 0.35（0.77）
0.10（155）≤ A < 0.20（310） 1 0.45（0.99）
0.20（310）≤ A < 0.40（620） 2 0.45（0.99）
0.40（620）≤ A < 0.60（930） 2 0.70（1.54）
0.60（930）≤ A < 1.00（1,550） 3 0.70（1.54）
1.00（1,550）≤ A < 1.35（2,092） 4 0.70（1.54）
1.35（2,092）≤ A < 1.70（2,635） 1加3 1.15（2.53）0.70（1.54）
1.70（2,635）≤ A < 2.10（3,255） 1加4 1.15（2.53）0.70（1.54）
2.10（3,255）≤ A < 2.50（3,875） 1加5 1.15（2.53）0.70（1.54）
2.50（3,875）≤ A < 3.90（6,045） 1加6 1.15（2.53）0.70（1.54）
3.90（6,045）≤ A < 4.50（6,975） 3 1.15（2.53）
4.50（6,975）≤ A 4 1.15（2.53）
表3 附加的完整性評估
發動機進氣道喉道面積（A）平方米（平方英寸） 鳥的數量 鳥的重量千克（磅）
1.35（2,092）> A 不適用
1.35（2,092）≤A < 2.90（4,495） 1 1.15（2.53）
2.90（4,495）≤A < 3.90（6,045） 2 1.15（2.53）
3.90（6,045）≤A 1加6 1.15（2.53）0.70（1.54）
（d）大型群鳥。 應完成如下發動機試驗：
（1）發動機吸鳥試驗應使用表4規定的鳥的數量和重量，吸入鳥的速度為200海裡/小時。
（2）吸鳥試驗應在吸鳥前的標準天氣環境條件下，發動機須穩定在不低於第1級暴露的轉子或多級轉子的機械轉速下進行，該轉速可以在海平面靜止狀態下產生90%最大額定起飛功率或推力。
（3）該鳥應投向第1級或多級暴露的旋轉葉片不小於50%進氣邊葉身高度的部位。
（4）在本條規定的條件下吸入大型群鳥，不得引起下列的任何情況：
（i）在本條（d）（5）（i）規定的運行期間，功率或推力持續減小到小於50%最大額定起飛功率或推力狀態。
（ii）在本條（d）（5）規定的運行驗證期間內發動機停車。
（iii）本條（b）（3）規定的情況。
（5）必須採用下列試驗程序：
（i）吸鳥後1分鐘內不能移動功率杆。
（ii）隨後，在不小於50%最大額定起飛功率或推力下運行13分鐘。
（iii）隨後，在30%到35%最大額定起飛功率或推力下運行2分鐘。
（iv）隨後，功率或推力從本條（d）（5）（iii）的狀態增加到最大額定起飛功率或推力的5%到10%，運行1分鐘。
（v）隨後，功率或推力從本條（d）（5）（iv）的狀態減小至最大額定起飛功率或推力的5%到10%，運行2分鐘。
（vi）隨後，在地面慢車至少運行1分鐘，使發動機停車。規定持續時間取決於所定義的狀態。功率杆在每個狀態之間移動的時間不超過10秒，但是本條（d）（5）（ii）允許的油門杆移動時間不受限制，本條（d）（5）（iii）要求功率設置時油門杆移動時間不超過30秒。
（6）為符合（d）條吸入大型群鳥的要求也可以通過下列方式進行驗證：
（i）將本條（d）（4）和（d）（5）的要求與本條（b）（1）規定的單只大鳥的試驗合併驗證；或者
（ii）在本條（b）（1）規定的吸鳥條件下，用發動機部件試驗，條件是：
（A）對於符合本條（d）要求所涉及的所有關鍵部件都包含在組件試驗中；
（B）將本條（d）（6）（ii）（A）涉及的部件，安裝在一臺有代表性的發動機上進行運轉試驗，以符合本條（d）（4）和（d）（5）的要求，如果不進行（d）（5）（i）條要求的試驗，那麼（d）（5）（ii）條要求發動機起動和穩定後必須運行14分鐘；和
（C）如果滿足（d）（4）和（d）（5）條要求，申請人可以表明整機吸鳥試驗期間經受的動態效應是可以忽略不計的。
（7）申請人必須證明，在發動機運轉期間如果超過任何發動機使用限制，將不會引起不安全狀態發生。
表4 大型群鳥質量和數量要求
發動機進氣道喉道面積（A）平方米（平方英寸） 鳥的數量 鳥的重量千克（磅）
A < 2.50（3875） 不適用
2.50（3875）≤ A < 3.50（5425） 1 1.85（4.08）
3.50（5425）≤ A < 3.90（6045） 1 2.10（4.63）
3.90（6045）≤ A 1 2.50（5.51）
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.77條 外物吸入—冰
［（a）備用］
［（b）備用］
（c）在本條（e）的條件下吸冰時不得出現以下情況：
（1）引起持續的功率或推力損失；
（2）要求發動機停車。
（d）對於採用防護裝置的發動機，如果能證明符合下列各項要求，則無需驗證在本條（e）規定的條件下外來物吸入是否符合本條規定：
（1）該外來物的尺寸大到使它不能通過該防護裝置；
（2）該防護裝置將能經受該外來物的撞擊；
（3）被防護裝置阻擋的該外來物或若干外來物不會阻礙空氣流入發動機，從而造成數值超過本條（c）所要求的功率或推力減少。
（e）在下列吸入條件下，必須通過發動機試驗證明符合本條（c）款的要求：
（1）冰的數量應是由於滯後2分鐘開啟防冰系統而在典型的進氣道整流罩和發動機正面積聚的最多數量的冰；或者使用質量和厚度與該發動機的尺寸可比擬的一塊冰。
（2）吸冰速度應能模擬被吸入發動機進氣道的冰塊的速度。
（3）發動機應工作在最大巡航功率或推力狀態。
（4）吸冰試驗應能模擬在-4°C（25°F）時遇到的最大連續結冰條件。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.78條 吸雨和吸雹
（a）所有發動機
（1）當航空器在最大高度達4,500米（15,000英尺）的顛簸氣流中飛行的典型飛行條件下，發動機在最大連續功率狀態下以最大真實空速吸入大冰雹（比重在0.8-0.9）之後，不得引起不可接受的機械損壞或不可接受的功率或推力損失或者要求發動機停車。此時，一半數量的冰雹應隨機投向整個進氣道正前方的區域，而另一半則應投向進氣道正前方的關鍵區域。應快速連續地吸入冰雹來模擬遭遇冰雹的情況，並且冰雹的數量和尺寸應按以下列方式確定：
（i）對於進氣道面積不大於0.064平方米（100平方英寸的發動機，為1顆25毫米（1英寸）直徑的冰雹：
（ii）對於進氣道面積大於0.064平方米（100平方英寸）的發動機，每0.0968平方米（150平方英寸）的進氣道面積或其餘數，為l顆25毫米（1英寸）直徑和1顆50毫米（2英寸）直徑的冰雹。
（2）除了遵照本條（a）（1）的規定外，但本條（b）的規定除外，每型發動機必須證明當其突然遭遇濃度達到本規定附錄B中定義的審定標準的雨和冰雹時，在其整個規定的工作包線範圍內仍有可接受的工作能力。發動機可接受的工作能力是指在任何連續3分鐘的降雨周期內，和任何連續30秒的降冰雹周期內發動機不熄火、不降轉、不發生持續或不可恢復的喘振或失速，或不失去加速和減速的能力。還必須證明吸入之後沒有不可接受的機械損壞，不可接受的功率或推力損失或其他不利的發動機異常情況。
（b）旋翼航空器發動機
作為對本條（a）（2）規定要求的另一種驗證方法僅適用於旋翼航空器渦輪發動機。當吸入的雨在進氣道平面上均勻分布、水滴流量與空氣流量的總重量比至少為4%時，必須證明每型發動機在吸雨期間和之後，具有滿意的工作能力，即發動機不熄火、不降轉、不發生持續或不可恢復的喘振或失速、或不失去加速和減速的能力。還必須證明吸雨之後沒有不可接受的機械損壞，不可接受的功率損失或其他不利的發動機異常情況。吸雨必須在下列地面靜止條件下進行：
（1）在無吸雨條件下在起飛功率狀態穩定一正常的時間周期，隨後立即在起飛功率狀態突然開始吸雨3分鐘，然後
（2）在快速減速到最小慢車期間持續吸雨，然後
（3）在審定的最小空中慢車功率狀態運轉3分鐘期間持續吸雨，然後
（4）在快速加速到起飛功率期間持續吸雨。
（c）超音速飛機發動機
除了符合本條（a）（1）和（a）（2）款的規定外，應僅對超音速飛機發動機進行單獨的試驗。試驗時發動機應以超音速巡航速度吸入不同的3顆冰雹。這些冰雹應投向發動機正面的關鍵區域，並且吸雹後不能造成不可接受的機械損壞、或不可接受的功率或推力損失或要求發動機停車。試驗冰雹的尺寸應根據在10,500米（35,000英尺）時冰雹直徑為25毫米（1英寸），到18,000米（60,000英尺）時冰雹直徑為6毫米（1/4英寸）的線性關係來確定。所使用的冰雹直徑應與所預期的最低超音速巡航高度相對應。另一種替代方法是，在亞音速下吸入三顆較大的冰雹，但這三顆冰雹的動能應與超音速時吸入的冰雹的動能等效。
（d）對於已安裝或要求使用防護裝置的發動機，如果申請人能證明符合下列條件，則中國民用航空局可以全部或部分地免除本條（a）、（b）和（c）中關於發動機吸雨和吸雹能力的驗證要求：
（1）所遭遇的雨和冰雹構成物的尺寸大到不能通過該防護裝置。
（2）該防護裝置能夠承受所遭遇的雨和冰雹構成物的打擊。
（3）防護裝置阻擋的雨和冰雹構成物，不會阻礙進入發動機的空氣流量，至使所造成的損壞、功率或推力損失、或其他對發動機不利的情況超過本條（a）、（b）和（c）中可接受的水平。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.79條 燃燒燃料加力裝置
包括噴口的每個燃燒燃料加力裝置，必須滿足下列規定：
（a）設有燃燒燃料加力裝置的切斷裝置；
（b）允許開—關交替進行；
（c）在預期的工作範圍內可控制；
（d）除了加力裝置提供的推力外，加力裝置的失效或故障不能引起發動機推力損失；
（e）如果發動機轉子轉速下降到加力裝置預期工作的最低轉速以下時，應設有與發動機其他控制機構協調工作並自動切斷提供加力裝置燃料的控制機構。
F章 臺架試驗：航空渦輪發動機
第33.81條 適用範圍
本章規定渦輪發動機的臺架試驗和檢驗。
第33.82條 概述
在本章規定的每項持久試驗前，必須確定和記錄不經裝機即可確定其調節器調整位置和功能特性的每個部件的調節器調整位置和功能特性。
第33.83條 振動試驗
（a）每型發動機必須進行振動測試，以確定可能受機械或空氣動力導致激振的部件的振動特性在整個聲明的飛行包線範圍內是可接受的。發動機測試應該以經驗、分析和部件試驗適當的結合為基礎，並且應至少涉及轉子葉片、靜子葉片、轉子盤、隔圈和轉子軸。
（b）測試應覆蓋對應於聲明的整個飛行包線環境條件範圍內的功率或推力、每個轉子系統的物理和換算轉速，從最小轉速直到允許工作2分鐘或更長的額定時間的最大物理轉速和換算轉速的103%，並直到所有其他允許工作的物理或換算轉速的100%，包括超轉轉速。如果測試結果表明應力峰值出現在這些要求的物理或換算轉速的最大轉速處，則應將測試範圍充分擴大到足以找到存在的最大應力值，但該轉速範圍的擴大不必包括比那些轉速再增加2%以上的轉速。
（c）應該對下列情況進行評估：
（1）在改變可調靜子葉片角度（包括其調節容差）、壓氣機引氣、附件加載、發動機製造商聲明的最惡劣的進氣道進氣流場畸變以及在（各）排氣管內最惡劣條件等情況下對振動特性的影響；
（2）在對顫振敏感的系統中，可能導致或影響顫振的氣動力學和航空力學因素。
（d）除本條（e）規定的以外，為在各種工作條件下允許材料的性能變化留出適當的容差後，與本條確定的振動特性有關的振動應力與適當的穩態應力相加後之和，必須小於有關材料的持久極限。對於每一個被評估的零件，必須證明這些應力裕度的適用性是合理的。如果確定某些工作狀態或範圍需要加以限制，則應該制定使用和安裝限制。
（e）應該通過試驗或分析，或參考以往的經驗，評估失效情況（例如，但不限於，失去平衡，靜子葉片通道局部堵塞或擴大，燃油噴嘴堵塞，不正確的壓氣機調節變量等等）所引起的激振力對振動特性的影響，並且證明不會產生有害的情況。
（f）應對可能影響發動機振動特性的每一具體安裝構型進行對本條的符合性驗證。如果在發動機型號合格審查期間不能完全地查明這些振動影響，應該對評估的方法和證明符合性的方法加以驗證，並應在第33.5條要求的安裝說明中定義這些方法。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.84條 發動機超扭試驗
（a）對帶有自由渦輪的發動機，如果申請獲得最大發動機超扭批准，必須用試驗驗證符合本條款的要求。
（1）試驗可以作為第33.87條持久試驗的一部分。另外還可以進行整臺發動機試驗或單個部件的等效試驗。
（2）試驗結束，每個發動機零件或單個部件分解後，必須能夠滿足第33.93條中（a）（1）和（a）（2）要求。
（b）試驗條件必須滿足：
（1）在申請批准的發動機最大超扭下，總計工作15分鐘。可以分段工作，每段至少2.5分鐘。
（2）動力渦輪轉速等於使用中發動機最大超扭可能發生時的最高轉速，但不大於起飛限制轉速或持續時間大於2分鐘OEI功率的限制轉速。
（3）對帶有減速齒輪箱的發動機，減速齒輪箱滑油溫度等於使用中可能發生的發動機最大超扭時的最高溫度。對其他發動機，滑油溫度在正常工作範圍以內。
（4）當工作在與30秒或2分鐘OEI功率狀態無關的條件下，渦輪進口燃氣溫度等於已批准的工作時間長於20秒的最高穩態溫度。如果申請人證明，當與（b）（1）、（b）（2）和（b）（3）條中提到的其他參數綜合考慮時，其他試驗提供了溫度影響的證明，那麼中國民用航空局可以不要求在最大已批准的穩態溫度下進行超扭試驗。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.85條 校準試驗
（a）每型發動機必須進行為確定第33.87條規定的有關持久試驗的發動機功率特性和條件所必需的校準試驗。功率特性校準試驗的結果是確定在整個轉速、壓力、溫度和高度工作範圍內發動機特性的依據。功率額定值以標準大氣條件為基準，無供航空器使用的引氣，並且只裝有發動機正常工作所必需的那些附件。
（b）進行持久試驗的發動機在持久試驗後必須進行在海平麵條件下的功率檢查，必須確定在持久試驗期間出現的任何功率特性變化。在持久試驗最後階段取得的測量值可以用於證明對本款要求的符合性。
（c）在證明對本條的符合性時，除本條（d）允許的情況外，在進行測量前，發動機在每一狀態必須是穩定的。
（d）在發動機有30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的情況下，可以使用第33.87（f）（1）至（8）規定的適用的持久試驗所取得的測量結果，以證明符合本條對這些一臺發動機不工作（OEI）額定值的要求。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.87條 持久試驗
（a）概述。每型發動機必須進行持久試驗，它包括總時數至少為150小時的試驗，並且，根據發動機型號和預期使用情況，持久試驗（凡適用時）應由本條（b）至（g）中規定的系列運轉中的某一個運轉組成。對於按本條（b）、（c）、（d）、（e）或（g）進行試驗的發動機，必須進行25次規定的6小時試驗程序，以完成要求的總時數為150小時的試驗。對要求有30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的發動機必須按本條（f）進一步試驗。試驗按下列要求進行：
（1）對於待試的特定發動機，各項運轉須按中國民用航空局認為合適的順序進行；
（2）除了一般須由手動控制超控自動控制的那些發動機工作狀態，或者必須另外規定進行手動控制的某些特定試驗運轉情況以外，在持久試驗期間，發動機必須在屬於發動機組成部分的發動機自動控制裝置的控制之下。
（3）除了本條（a）（5）的規定，發動機功率或推力、燃氣溫度、轉子軸的轉速，以及如果有限制時，包括發動機外表面的溫度，必須至少是被試的特定發動機相應規定值的100%。如果所有參數值不能同時保持在100%的水平，則可以進行若干次試驗；
（4）在進行發動機運轉時必須使用符合第33.7條（c）規定規格的燃油、潤滑油和液壓油；
（5）除了（f）條要求的試驗且該試驗的有效性沒有受到影響之外，那麼在至少1/5的運轉期間，必須使用供發動機和航空器使用的最大引氣量。但是，若中國民用航空局發現在進行這樣的運轉時，持久試驗的有效性沒有受到影響，則功率、推力或轉子軸轉速可以比被試的特定工作狀態的相應規定值的100%低；
（6）除了（f）條要求的試驗需滿足（a）（6）（iii）條加載之外，每一附件驅動和安裝連接件必須按照（a）（6）（i）和（ii）條加載。
（i）僅為飛機使用所需的每個附件施加的載荷，必須是由申請人確定的在發動機驅動和連接點處，輸出額定最大連續功率或推力和更高功率時的限制載荷。
（ii）如果持久試驗的有效性被已批准的分析所證實，則在加載作用下，任何附件驅動和安裝連接件的持久試驗可以在單獨的試驗器上完成。
（iii）如果申請人可以證實下述情況不會對任何附件傳動或發動機部件的耐用性造成影響，則當按照（f）（1）到（f）（8）條要求進行試驗時，申請人不需要加載附件傳動裝置和安裝連接件。但是申請人必須給發動機軸輸出端增加從動力渦輪轉子組件提取的等效發動機輸出功率。
（7）除了試驗時間不超過5分鐘和不允許穩定的場合外，在以任何額定功率或推力運轉期間，燃氣溫度和滑油進口溫度必須保持在限制溫度。至少有一次運轉必須在燃油，滑油和液壓油的最小限制壓力下進行；並且至少有一次運轉必須在燃油、滑油和液壓油最大限制壓力下進行，同時，必要時可以降低油液溫度以便允許獲得最大壓力；
（8）如果轉子軸瞬時超轉、燃氣瞬時超溫或發動機瞬時超扭的出現次數有限制，則本條（b）至（g）所規定的加速次數必須在限制超轉、超溫或超扭的情況下進行。如果出現上述超轉、超溫或超扭的次數沒有限制，則所規定的加速次數中有一半必須在限制超轉、超溫或超扭的情況下進行。
（9）下列附加試驗要求適用於裝在超音速航空器上的每型發動機的型號合格審定：
（i）為了改變推力調定值，功率控制杆必須在不超過1秒的時間內從初始位置推到最終位置，但如果為確保點火必須增加時間，以便將功率控制杆推到用燃油產生加力推力的加力位置的情況除。
（ii）在以任何額定加力推力的運轉期間，除了試驗時間不足以使溫度穩定的場合外，液壓油溫度必須保持在限制溫度下。
（iii）在模擬超音速運轉期間，燃油溫度和進氣溫度不得低於限制溫度：
（iv）持久試驗必須在裝有燃料加力裝置和主尾噴管、副尾噴管並在使用可調面積噴管的情況下進行。在每次運轉期間，按第33.5（b）規定的方法實施。
（v）在以最大連續推力和其相應百分比的推力調定值進行運轉期間，發動機必須在上述推力調定值的極限進氣畸變條件下工作。
（b）除某些旋翼航空器發動機以外的發動機。 除了本條（c）、（d）或（e）款中要求額定值的旋翼機發動機外，對於每型發動機，申請人必須進行下列運轉：
（1）起飛和慢車。 1小時試驗，由5分鐘額定起飛功率或推力及5分鐘慢車功率或推力交替組成。在起飛和慢車狀態及其相應的轉子轉速和燃氣溫度條件下發出的功率或推力必須通過用功率控制杆按製造者確定的程序加以調定。在任一個運轉周期內，申請人可以在錄取檢查性能數據時，手動控制轉子轉速，功率或推力。對於具有加大起飛功率額定值，包括提高渦輪前溫度、轉子轉速或軸功率的發動機，在以起飛功率運轉的該周期必須在加大功率額定值的情況下進行。對於實質上不會增加工作苛刻程度的具有加大起飛功率額定值的發動機，以加大功率額定值進行運轉的次數由中國民用航空局決定。在每次5分鐘周期後更改功率調定值時，必須按本條（b）（5）規定的方式移動功率控制杆。
（2）額定最大連續和起飛功率或推力。 在下列情況下各運轉30分鐘：
（i）在25次6小時持久試驗循環中的15次期間，應在額定最大連續功率或推力下進行運轉。
（ii）在25次6小時持久試驗循環中的10次期間，應在額定起飛功率或推力下進行運轉。
（3）額定最大連續功率或推力。 應以額定最大連續功率或推力進行1小時30分鐘運轉。
（4）遞增的巡航功率或推力。 在最大連續發動機轉速和地面或最小慢車轉速之間應至少分成15個大致相同的轉速和時間增量，依次在與這15個轉速和時間增量相對應的功率控制杆位置連續進行2小時30分鐘的試驗。對於以恆定轉速工作的發動機，可以用改變推力和功率來代替改變轉速。如果在地面慢車和最大連續之間任何狀態有顯著的峰值振動，則可以變更所選擇的增量個數，以便使承受峰值振動影響的運轉時數增加到不超過遞增運轉總時數的50%。
（5）加速和減速。 運轉30分鐘加速和減速運轉應由6個循環組成，而每個循環應由慢車功率或推力到額定起飛功率或推力所組成，並且須在起飛功率控制杆位置保持30秒，在慢車功率控制杆位置保持約4½分鐘。為符合本款規定，功率控制杆必須在不超過1秒內從一個極端位置推到另一極端位置；但是，如果採用了必須按時間程序把功率控制杆從一個極端位置移動到另一極端位置的不同的調節工作方式，允許使用較長時間的情況除外。但移動功率杆的時間最長不能超過2秒。
（6）起動。 必須進行100次起動試驗，其中的25次必須在發動機停車至少2小時後進行。其中必須至少有10次發動機假起動。每次假起動後準備正常起動前，按申請人規定的最短排油時間暫停起動。其中至少有10次正常再起動必須在發動機停車後15分鐘內進行。其餘的起動可以在150小時的持久試驗完成後進行。
（c）要求30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機。
對於要求30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的每型旋翼航空器發動機，申請人必須進行下列一系列試驗：
（1）起飛和慢車。 1小時試驗，由5分鐘額定起飛功率及5分鐘慢車功率交替組成。在起飛和慢車狀態及其相應的轉子轉速和燃氣溫度條件下發出的功率必須通過功率控制杆按製造者規定的程序加以確定。在任何一個運轉周期內，可以在錄取檢查性能的數據時，手動控制轉子轉速和功率和推力。具有加大起飛功率額定值包括增加渦輪進氣溫度、轉子轉速或軸功率的發動機，在以額定起飛功率運轉期間，必須以加大額定值進行。在每次5分鐘試驗後變更功率調定值時，必須按本條（c）（5）規定的方式移動功率控制杆。
（2）額定最大連續和起飛功率。 在下列情況下各運轉30分鐘
（i）在25次6小時持久試驗循環中的15次期間，應在額定最大連續功率下進行運轉。
（ii）在25次6小時持久試驗循環中的10次期間，應在額定起飛功率下進行運轉。
（3）額定最大連續功率以額定最大連續功率運轉1小時。
（4）額定30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率以額定30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率進行30分鐘試驗。
（5）遞增的巡航功率。 在最大連續發動機轉速和地面或最小慢車轉速之間應至少分成12個大致相同的轉速和時間增量，依次在與這12個轉速和時間增量相對應的功率控制杆位置連續進行2小時的試驗。對於以恆定轉速工作的發動機，可以用改變功率來代替改變轉速。如果在地面慢車和最大連續功率之間任何狀態有顯著的峰值振動，則可以變更所選擇的增量個數，以便使承受峰值振動影響的運轉時數增加到不超過遞增運轉總時數的50%。
（6）加速和減速運轉。 30分鐘加速和減速運轉應由6個循環組成，而每個循環應由慢車功率到額定起飛功率所組成，並且須在起飛功率控制杆位置保持30秒，在慢車功率控制杆位置保持約4½分鐘。為符合本款規定，功率控制杆必須在不超過1秒內從一個極端位置推到另一極端位置；但是，如果採用了必須按時間程序把功率控制杆從一個極端位置移動到另一極端位置的不同的調節工作方式，允許使用較長時間的情況除外。但移動功率杆的時間最長不能超過2秒。
（7）起動。 必須進行100次起動試驗，其中的25次必須在發動機停車至少2小時後進行。其中必須至少有10次發動機假起動。每次假起動後準備正常起動前，按申請人規定的最短排油時間暫停起動。其中至少有10次正常再起動必須在發動機停車後15分鐘內進行。其餘的起動可以在150小時的持久試驗完成後進行。
（d）要求連續一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機。
對於要求連續一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的每型旋翼航空器發動機，申請人必須進行下述一系列試驗：
（1）起飛和慢車。1小時試驗，由5分鐘額定起飛功率及5分鐘慢車功率交替組成。在起飛和慢車狀態及其相應的轉子轉速和燃氣溫度條件下發出的功率和推力必須通過功率控制杆按製造者規定的程序加以確定。在任何一個運轉周期內，可以在錄取檢查性能的數據時，手動控制轉子轉速和功率。具有加大起飛功率額定值包括增加渦輪進氣溫度、轉子轉速或軸功率的發動機，在以額定起飛功率運轉期間，必須以加大額定值進行。在每次5分鐘試驗後變更功率調定值時，必須按本條（c）（5）規定的方式移動功率控制杆。
（2）額定最大連續功率和起飛功率。 在下列情況下各運轉30分鐘：
（i）在25次6小時持久試驗循環中的15次期間，以額定最大連續功率進行運轉；
（ii）在25次6小時持久試驗循環中的10次期間，以額定起飛功率進行運轉。
（3）額定連續一臺發動機不工作（OEI）功率。 以額定連續一臺發動機不工作（OEI）功率運轉1小時。
（4）額定最大連續功率。 以額定最大連續功率運轉1小時。
（5）遞增的巡航功率。 在最大連續發動機轉速和地面或最小慢車轉速之間應至少分成12個大致相同的轉速和時間增量，依次在與這12個轉速和時間增量相對應的功率控制杆位置連續進行2小時的試驗。對於以恆定轉速工作的發動機，可以用改變功率來代替改變轉速。如果在地面慢車和最大連續功率之間任何狀態有顯著的峰值振動，則可以變更所選擇的增量個數，以便使承受峰值振動影響的運轉時數增加到不超過遞增運轉總時數的50%。
（6）加速和減速運轉。 30分鐘加速和減速運轉應由6個循環組成，而每個循環應由慢車功率到額定起飛功率所組成，並且須在起飛功率控制杆位置保持30秒，在慢車功率控制杆位置保持約4½分鐘。為符合本款規定，功率控制杆必須在不超過1秒內從一個極端位置推到另一極端位置；但是，如果採用了必須按時間程序把功率控制杆從一個極端位置移動到另一極端位置的不同的調節工作方式，允許使用較長時間的情況除外。移動功率杆的時間最長不能超過2秒。
（7）起動。 必須進行100次起動試驗，其中的25次必須在發動機停車至少2小時後進行。其中必須至少有10次發動機假起動。每次假起動後準備正常起動前，按申請人規定的最短排油時間暫停起動。其中至少有10次正常再起動必須在發動機停車後15分鐘內進行。其餘的起動可以在150小時的持久試驗完成後進行。
（e）要求2½分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機。
對於要求2½分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機，申請人必須進行以下一系列試驗：
（1）起飛，2½分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率和慢車。 1小時試驗，由5分鐘額定起飛功率及5分鐘慢車功率交替組成。但是，在第3次和第6次起飛功率期間，僅需以額定起飛功率試驗2½分鐘，餘下的2½分鐘必須以額定的2½分鐘OEI功率進行試驗的情況除外。在發動機起飛、2½分鐘OEI和慢車狀態及其相應的轉子轉速和燃氣溫度狀態下發出的功率，必須通過使用功率控制杆按製造者確定的程序加以調定。在任一個運轉期間，申請人在錄取檢查性能用的數據時，可以手動控制轉子轉速和功率。具有加大起飛功率額定值，包括增加渦輪前溫度、轉子轉速或軸功率的發動機，在以額定起飛功率運轉期間，必須以加大額定值進行。在每次5分鐘試驗後或試驗期間變更功率調定值時，必須按本條（d）（6）規定的方式移動功率控制杆。
（2）除了25次在每6小時試驗程序中的1次外，以及除了在本條（b）（2）規定的30分鐘起飛功率試驗周期內的最後5分鐘，或本條（c）（2）規定的以30分鐘OEI功率進行30分鐘試驗周期內的最後5分鐘，或本條（d）（3）規定的1小時連續OEI功率試驗周期內的最後5分鐘外，按本條（b）（2）至（b）（6），或（c）（2）至（c）（6），或（d）（2）至（d）（7）所要求的試驗，在適用時，必須在2½分鐘OEI功率狀態運轉。
（f）要求30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機對於要求30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的旋翼航空器發動機，在完成了本條（b）、（c）、（d）或（e）規定的試驗後，申請人可以分解試驗後的發動機至能證明符合第33.93（a）的要求所需要的程度。此試驗發動機必須用按本條（b）、（c）、（d）或（e）試驗用的相同零部件重新裝配，但持續適航性說明文件規定的消耗件除外。然後，申請人必須進行下列試驗程序4次，總時數不低於120分鐘：
（1）起飛功率。 以額定起飛功率進行3分鐘運轉。
（2）30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率。 以額定30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率進行30秒鐘運轉。
（3）2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率。 以額定2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率進行2分鐘運轉。
（4）30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率、連續一臺發動機不工作（OEI）功率或最大連續功率。 以額定30分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率、額定連續一臺發動機不工作（OEI）功率或額定最大連續功率（取大者）進行5分鐘運轉。第一次試驗程序期間，該時間周期應該為65分鐘的情況除外。但是當最大功率狀態為30分鐘OEI時，65分鐘將包括30分鐘OEI功率運行30分鐘和隨後的以連續OEI功率或最大連續功率較高功率運行35分鐘。
（5）50%起飛功率。 以50%起飛功率進行1分鐘運轉。
（6）30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率。 以額定30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率進行30秒鐘運轉。
（7）2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率。 以額定2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率進行2分鐘運轉。
（8）慢車。 以飛行慢車運行1分鐘。
（g）超音速航空器發動機。
對於用於超音速航空器的每型發動機的型號合格審定，申請人必須進行下列試驗：
（1）在海平面環境大氣條件下的亞音速試驗。 必須進行每階段1小時共30階段的運轉，每階段運轉由下列各項組成：
（i）2次5分鐘的額定起飛加力推力，每次接著5分鐘的慢車推力；
（ii）1次5分鐘的額定起飛推力，接著5分鐘的不超過15%額定起飛推力；
（iii）1次10分鐘的額定起飛加力推力，接著2分鐘的慢車推力。但是，如果額定最大連續加力推力低於額定起飛加力推力，則10分鐘周期中的5分鐘為額定最大連續加力推力的情況除外；
（iv）6次1分鐘的額定起飛加力推力，每次接著2分鐘的慢車推力，包括加速和減速的時間在內。
（2）模擬超音速試驗。 必須在模擬超音速試驗的每次運轉前，把亞音速狀態所達到的進氣溫度和壓力變換到超音速所達到的溫度和壓力，隨後必須再返回到亞音速狀態所達到的溫度。必須進行每階段4小時共計30階段的運轉，每次運轉由下列各項組成：
（i）一個以功率控制杆在額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力進行30分鐘運轉周期，接著以功串控制杆在90%額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力進行10分鐘運轉。在前5個階段該運轉周期的末尾，空氣進氣溫度必須在瞬時超溫的極限條件下進行，但在本條（g）（2）（ii）至（iv）中規定的試驗期間不必重複該運轉；
（ii）重複進行一次本條（g）（2）（i）規定的運轉周期。但是，必須接著以功率控制杆在80%額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力進行10分鐘運轉的情況除外；
（iii）重複進行一次本條（g）（2）（i）規定的運轉周期。但是，必須接著以功率操縱杆在60%額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力進行10分鐘運轉，然後以不超過15%的額定起飛推力運轉10分鐘的情況除外；
（iv）重複進行本條（g）（2）（i）和（ii）規定的運轉各一次；
（v）進行一次30分鐘的運轉周期，30個階段中的25個運轉階段以功率控制杆在額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力進行，並且每階段運轉後接著在慢車推力狀態下工作；其餘的5個運轉階段以功率控制杆在額定最大連續加力推力位置上所獲得的推力試驗25分鐘，每階段接著用熱燃油以不大於15%的額定起飛推力進行亞音速工作，並加速到額定起飛推力工作5分鐘。
（3）起動。 必須進行100次起動試驗，其中的25次必須在發動機停車至少2小時後進行。其中必須至少有10次發動機假起動。每次假起動後準備正常起動前，按申請人規定的最短排油時間暫停起動。其中至少有10次正常再起動必須在發動機停車後15分鐘內進行。起動可以在包括持久試驗期間的任何時候進行。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.88條 發動機超溫試驗
（a）每型發動機必須在比最大額定功率下的穩態工作限制溫度高至少42°C（75°F）的燃氣溫度下，以最大允許轉速運轉5分鐘。但不包括對應30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）的轉速和燃氣溫度的最大值。在此運轉後，渦輪部件必須在可使用的限制範圍內。
（b）除（a）條的試驗要求外，對要求30秒一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率狀態，按第33.28條（k）要求進行自動溫度控制的每型發動機，必須在30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值至少超過工作限制溫度19°C（35°F）時，以接通最大功率轉速運轉4分鐘。在此運轉後，只要通過中國民用航空局認為必要的分析或試驗表明發動機能保持渦輪部件的完整性，則在渦輪部件上可以有超出該超溫條件限制範圍的損傷。
（c）對每一試驗條件，可以使用單獨的試驗設備。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.89條 工作試驗
（a）工作試驗必須包括中國民用航空局認為必要的試驗，以驗證下列各項：
（1）起動、慢車、加速、超轉、點火、螺旋槳功能（如果規定發動機裝螺旋槳工作）；
（2）符合第33.73條發動機的響應要求；
（3）在下列發動機載荷條件下，從功率操縱杆代表的最小慢車和最小飛行慢車的位置由穩定的慢車工作狀態開始到95%的額定起飛功率或推力狀態的功率或推力最小響應時間：
（i）沒有供航空器使用的引氣和功率提取；
（ii）供航空器使用的最大允許引氣和功率提取值；
（iii）代表航空器進場著陸期間使用的最大的引氣和功率提取的某中間值。
（4）如果沒有合適的試驗設備，則確定本條（a）（3）（ii）和（iii）規定的功率提取可以通過適當的分析方法進行。
（b）工作試驗必須包括中國民用航空局認為必要的所有試驗，以驗證發動機在其規定的整個使用包線內所具有的安全工作特性。
第33.90條 初始維修檢查
除了正在申請現有發動機型號合格證更改或補充型號合格審定之外，申請人必須在基本符合最終型號設計的發動機上完成下列一項試驗，以確定要求初次維修檢查的時限：
（a）批准的發動機運轉試驗，該試驗模擬使用中所預期的發動機工作狀態，包括典型的起動—停車循環。
（b）按照第33.201條（c）至（f）要求進行批准的發動機運轉試驗。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.91條 發動機系統和部件試驗
（a）對不能按照第33.87條進行持久試車予以充分驗證的系統或部件，申請人必須進行附加的試驗，以證明這些系統或部件在所有已聲明的環境和工作條件下能可靠地完成預定功能。
（b）必須確定在航空器安裝中要求溫度控制措施的那些部件的溫度限制，以確保其良好的功能、可靠性和耐久性。
（c）每個不增壓的液壓油油箱在受到最大工作溫度和5p.s.i.的內部壓力時，不得出現失效或洩露，並且每個增壓的液壓油油箱必須滿足第33.64條的要求。
（d）對於超音速航空器的發動機型號合格審定，必須確定由於在最高和最低工作溫度時可能會發生失效的發動機系統、安全裝置及外部附件。並且必須在最高和最低工作溫度以及當溫度和其他使用條件在最高和最低使用值之間循環時進行試驗。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.92條 轉子鎖定試驗
如果採用鎖定轉子裝置以阻止發動機持續轉動，則發動機必須在以下條件下進行包括該裝置工作25次的試驗：
（a）發動機必須從額定最大連續推力或功率狀態停車；
（b）必須在承受在該狀態下持續飛行可能引起的最大扭矩的情況下，按發動機使用說明的規定操作停止和鎖定轉子的裝置；
（c）在25次工作中，每一次轉子鎖定後，轉子必須在這些狀態下保持靜止5分鐘。
［2002年4月19日第一次修訂］
第33.93條 分解檢查
（a）在完成本章第33.87條（b）、（c）、（d）、（e）或（g）的持久試驗後，每臺發動機必須完全分解，並滿足下列要求：
（1）不論是否安裝在發動機上即可確定其調整位置和功能特性的每個部件，必須使其每個調整位置和功能特性保持在試驗開始時確定和記錄的限制範圍內。
（2）按第33.4條提交的資料，每個發動機零部件必須符合型號設計並且應仍然可以安裝在發動機上繼續使用。
（b）在完成本章第33.87條（f）的持久試驗後，每臺發動機必須完全分解，並滿足下列要求：
（1）不論是否安裝在發動機上即可確定其調整位置和功能特性的每個部件，必須使其每個調整位置和功能特性保持在試驗開始時確定和記錄的限制範圍內；並且
（2）每型發動機可以有超出本條（a）（2）允許的損傷，包括某些不適合於進一步使用的發動機零件或部件。當中國民用航空局認為必要時，申請人必須通過分析、試驗，證明發動機的結構完整性得到了保持；或者
（c）代替本條（b）的符合性，可以在要求30秒鐘一臺發動機不工作（OEI）和2分鐘一臺發動機不工作（OEI）功率額定值的發動機上進行本規定第33.87（b）、（c）、（d）或（e）規定的持久試驗，接著進行第33.87（f）規定的試驗，但中間不進行分解和檢查。在完成第33.87（f）的持久試驗後，發動機必須滿足本條（a）的要求。
［2016年3月17日第二次修訂］
第33.94條 葉片包容性和轉子不平衡試驗
（a）除了本條（b）款規定外，除非在下列每一事故後發動機損壞的結果導致了自動停車，否則必須通過發動機試驗驗證：發動機能包容損壞件至少運轉15秒不著火，並且其安裝節也不失效。
（1）在以最大允許轉速運轉期間，最危險的壓氣機或風扇的一個葉片失效。該葉片失效必須出現在盤上最外層的固定榫槽處：或對於整體葉盤轉子，葉片必須至少缺損80%。
（2）在以最大允許轉速運轉期間，最危險的渦輪葉片失效。該葉片失效必須出現在盤上最外部的固定榫槽處；或對於整體葉盤轉子，該葉片必須至少缺損80%。必須根據渦輪葉片的重量和其鄰近的渦輪機匣在與最大允許轉速運轉相關的溫度和壓力下的強度確定該最危險的渦輪葉片。
（b）基於根據試驗臺試驗、部件試驗或使用經驗的分析如果符合下列條件，可以代替本條（a）（1）和（a）（2）規定的發動機試驗之一：
（1）某一試驗（上述規定的兩個試驗之一）產生的轉子不平衡量為最小；
（2）證明分析是等同於上述某一試驗。
第33.95條 發動機—螺旋槳系統試驗
如果設計的發動機是帶螺旋槳工作的，則必須在裝有一個有代表性的螺旋槳的情況下，進行下列試驗，該試驗可以包括在持久試驗中；或者按中國民用航空局接受的其他方法進行下列試驗：
（a）順槳試驗 25次循環；
（b）負扭矩和推力系統試驗 以額定最大連續功率作25次循環；
（c）自動退耦裝置試驗 以額定最大連續功率作25次循環（如果重複退耦和重新耦合是這種裝置在使用中的預期功能）；
（d）負拉力 從飛行慢車位置到全負拉力175次循環；和以額定最大連續功率從全正拉力到全負拉力的25次循環。在每個循環結束時，螺旋槳必須在申請人對反槳距運轉所規定的最大轉速和功率下，用反槳距運轉30秒。
第33.96條 以輔助動力裝置（APU）方式工作的發動機試驗
如果發動機設計成帶螺旋槳制動器，而該制動器在發動機燃氣發生器仍然工作期間，允許螺旋槳制動，並在發動機作為輔助動力裝置（APU）方式工作期間保持制動，那麼除了第33.87條的要求外，申請人必須做下列試驗：
（a）地面鎖定：螺旋槳制動器以某種方式耦合共45小時。這種方式在申請人規定的發動機轉速、扭矩、溫度、引氣和功率提取的最大狀態下，發動機處於APU方式工作時，能清楚地驗證它的功能對全臺發動機無有害的影響。
（b）動態制動：制動器必須以某種方式進行共400個使用—放鬆耦合的循環。這種方式在申請人規定的發動機最大狀態的加速/減速、轉速、扭矩和溫度時，能清楚地驗證制動器的功能對全臺發動機無有害的影響。制動器放鬆之前，螺旋槳必須制動。
（c）螺旋槳制動器耦合時，進行100次發動機起動和停車。
（d）本條（a）、（b）和（c）規定的試驗必須在同一臺發動機上進行，但這臺發動機不必是第33.87規定試驗中使用的同一臺發動機。
（e）必須在完成本條（a）、（b）和（c）規定的試驗後，將發動機分解到為表明符合第33.93（a）和第33.93（b）所必需的程度。
第33.97條 反推力裝置
（a）如果發動機裝有反推力裝置，則本章規定的持久、校準、工作和振動試驗必須在安裝了反推力裝置的情況下進行。根據本條規定，功率操縱杆必須在不超過1秒的時間內從一個極端位置移到另一個極端位置，除非操縱方式需要功率操縱杆從一個極端位置移到另一個極端位置，有計劃地進行，才允許有稍長的時間，但不能超過3秒。另外，本條（b）規定的試驗也必須進行。這一試驗可以作為持久試驗的一部分。
（b）必須進行從飛行慢車的向前推力到最大反推力的試驗175次，以及必須從額定起飛推力到最大反推力進行25次反推力試驗。在每次反推力後，反推力裝置必須在全反推力下工作1分鐘，除非反推力裝置僅預備用作為地面制動裝置，則該反推力裝置只需在全反推力下工作30秒。
第33.99條 臺架試驗的一般實施
（a）在作臺架試驗時，每個申請人可用同一設計和結構的幾臺發動機分別進行振動、校準、持久和工作試驗。如果用一臺發動機單獨進行持久試驗，則該發動機在持久試驗開始之間，必須進行校準檢查。
（b）申請人根據符合第33.4條的要求提交維修和維護說明書，可以對在臺架試驗期間的發動機進行維護和小修。如果這類維護頻次過高；或由於發動機故障，停車次數過多，或在臺架試驗期間或分解檢查的結果認為有必要大修或更換零件的話，則發動機或其零部件可能要進行中國民用航空局認為必要的任何附加試驗。
（c）每個申請人必須提供所有試驗條件，包括設備和勝任的人員，以實施臺架試驗。
G章 專用要求 航空渦輪發動機
第33.201條 早期ETOPS資格的設計和試驗要求
如果申請人在沒有25部附錄K中第K25.2.1條規定的使用經驗的情況下，對於安裝在批准用於ETOPS運行的雙發飛機上的發動機，如要獲得發動機型號設計批准，則必須符合下列要求：
（a）必須使用中國民用航空局可以接受的設計質量過程設計發動機，以確保發動機的設計特徵能最大限度的減少可能導致空中停車、失去推力控制或其它功率損失的失效、故障、缺陷和維修錯誤的發生。
（b）發動機的設計特徵必須利用過去10年期間獲得的充分的使用數據，解決申請人在過去10年內，已獲批准的其它相關型號設計中出現的，導致空中停車、失去推力控制或其他功率損失的問題。如果沒有充分的使用數據，申請人必須用中國民用航空局可以接受的方法表明具有使問題趨少的設計實踐經驗和認知。該設計實踐等效於從實際使用中獲得的經驗和認知。
（c）除（f）條的規定外，申請人必須按照批准的試驗計劃，在基本符合最終型號設計的一臺發動機上進行一次模擬ETOPS任務循環的持久試驗。該試驗必須：
（1）包括至少3000次代表使用中起動—停車任務循環和3次以最大連續功率或推力進行的模擬改航飛行循環，以獲得最長改航飛行時間的ETOPS資格。每次起動—停車任務循環必須包括起飛、爬升、巡航、下降、進近和著陸階段使用的推力或功率，以及反推的使用（如果適用）。改航飛行必須均勻安排在試驗期間內。最後一次改航飛行必須在試驗結束前的100次循環之內進行。
（2）分別進行發動機高壓轉子和低壓轉子不平衡試驗，以達到至少90%的建議外場使用維修的振動值。對於三轉子發動機，中壓轉子必須進行單獨不平衡試驗，以達到至少90%的建議產品驗收的振動值。要求的振動峰值必須經在發動機轉子工作轉速範圍內，緩慢加速和減速期間驗證。
（3）高壓轉子典型起動—停車任務循環的每個60轉/分遞增臺階，進行至少包括三百萬次振動循環。如果試驗覆蓋典型使用起動—停車循環轉速範圍，試驗可以60轉/分到200轉/分的任何轉速臺階遞增。遞增轉速臺階大於60轉/分時，最小振動循環數必須線性增加，到200轉/分時為一千萬次循環。
（4）在已批准的工作轉速範圍，但不包含在本條（c）（3）中，從最小空中慢車到巡航功率的每個60轉/分遞增的高壓轉子循環臺階，進行至少包括三十萬次振動循環。如果試驗覆蓋適用的轉速範圍，試驗可以60轉/分到200轉/分的任何轉速臺階遞增。遞增轉速臺階大於60轉/分時，最小振動循環數必須線性增加，到200轉/分時為一百萬次循環。
（5）包括在整個試驗過程中，定期的振動測量。振動測量期間測得的振動峰值等效值，必須滿足第33.201條（c）（2）的最小振動要求。
（d）本條（c）要求的試驗之前，發動機必須進行一次校準試驗，記錄功率和推力特性。
（e）本條（c）要求的試驗結束時，發動機必須：
（1）在海平麵條件下進行一次校準試驗。功率或推力特性的任何變化，必須在批准的限制值之內。
（2）進行目視檢查，根據符合第33.4條要求提交的持續適航文件中包含的在翼檢查建議和限制值。
（3）應進行全面分解和檢查：
（i）根據符合第33.4條要求提交的持續適航文件中包含的適當的檢查建議和限制值。
（ii）考慮本條（b）中明確的造成空中停車、失去推力控制或其它功率損失的原因。
（iii）在一定程度上確認，沒有在本條（b）中或在持續適航文件中明確的，可能導致空中停車、失去推力控制或其它功率損失的磨損或損壞。
（4）在可能對部件、組件或系統進行檢驗或完整性功能測試之前的使用期內，沒有出現可以導致空中停車、失去推力控制或其它功率損失的磨損或損壞。在ETOPS資格獲準之前，這樣的磨損或損壞必須通過設計更改、維修說明手冊更改或者工作程序，提供糾正措施。在發動機試驗過程中發生的磨損或損壞的類型和頻率，必須與在ETOPS資格的發動機上預期發生的磨損或損壞的類型和頻率一致。
（f）經中國民用航空局批准，可以使用其他的任務循環持久試驗代替，但需要證明該試驗具有與本條（c）中規定的等效的不平衡和振動水平。
（g）對使用模擬ETOPS任務循環來進行持久試驗以滿足第33.90條要求的申請人，在完成第33.90（a）條要求的試驗後，試驗可以中斷，以便採用中國民用航空局可以接受的標準，對發動機進行在翼或其它方法檢查。檢查後，須繼續ETOPS試驗，完成本條的要求。
［2016年3月17日第二次修訂］
H章 附 則
本規定自2016年4月17日起施行，2002年公布的《中國民用航空總局關於修訂的決定》（中國民用航空總局令第109號）自本規定施行之日起廢止。
附件A 持續適航文件
第A33.1條 總則
（a）本附錄規定第33.4條所需要的持續適航文件的編制要求。
（b）每一發動機持續適航文件必須包含所有發動機零部件的各種持續適航文件。如果發動機部件製造者未提供發動機零部件的持續適航文件，則發動機的持續適航文件必須包含對於發動機持續適航性必不可少的資料。
（c）申請人必須向中國民用航空局提交一份文件，說明如何分發由申請人或發動機零部件製造者對持續適航文件的更改資料。
第A33.2條 格式
（a）必須根據所提供資料的數量，將持續適航文件編成一本或多本手冊。
（b）手冊的編排格式必須實用。
第A33.3條 內容
手冊的內容必須用中文編寫。持續適航文件必須含有下列手冊或條款（視適用而定）以及下列資料：
（a）發動機維護手冊或條款
（1）概述性資料，包括在維護或預防性維護所必需的對發動機特點和數據的說明；
（2）發動機及其部件、系統和安裝的詳細說明；
（3）安裝說明，包括拆包、啟封、驗收、起吊和安裝附件的正確程度及任何必要的檢查；
（4）說明發動機部件、系統和裝置如何使用的基本控制和使用資料，及說明發動機及其零部件起動、運轉、試驗和停車方法的資料，包括採用的特殊程序和限制；
（5）關於下列細節內容的維護資料：維護點、油箱和流體容器的容量、所用流體的類型、各系統所採用的壓力、潤滑點位置、所用的潤滑劑和維護所需的設備；
（6）發動機每一零部件的定期維護資料，它給出發動機每一零部件的清洗、檢查、調整、試驗和潤滑的薦用周期，並提供檢查的程度、適用的磨損允差和在這些周期內推薦的工作內容。但是如果申請人表明某項附件、儀表或設備非常複雜，需要專業化的維護技術、測試設備或專家才能處理，則申請人可以指明向該件的製造廠商索取上述資料。薦用的翻修周期和與本文件適航性限制條款必要的互相參照也必須列入。此外，申請人必須提交一份包含發動機持續適航性所需檢查頻數和範圍的檢查大綱：
（7）說明可能發生的故障、如何判別這些故障以及對這些故障採取補救措施的檢查排故資料；
（8）說明拆卸發動機及其零部件和更換零部件的順序和方法及應採取的必要防護措施的資料。還必須包括正確的有關地面保管、裝箱和運輸的說明；
（9）維護所必需的工具和設備清單及其使用方法的說明。
（b）發動機翻修手冊或條款
（1）分解資料包括翻修分解順序和方法；
（2）清洗與檢查說明包括翻修期間使用的材料和儀器、採用的方法和防護措施。還必須包括翻修檢查的方法；
（3）有關翻修的所有公差與配合的明細表；
（4）磨損的或其他低於標準零部件詳細的修理方法及其確定何時必須更換的必要資料；
（5）翻修時裝配的順序和方法；
（6）翻修後的試驗說明；
（7）儲存處理包括任何儲存限制的說明；
（8）翻修需要的工具清單。
（c）ETOPS要求為申請獲得安裝在已批准ETOPS飛機上的發動機資格，持續適航文件必須包括發動機狀態監控程序。發動機狀態監控程序必須能夠在飛行前確定，一臺發動機是否可以在批准的發動機使用限制值之內提供另一臺發動機不工作時改航要求的最大連續功率或推力、空氣引氣和功率提取。對安裝在批准ETOPS雙發飛機上的發動機，發動機狀態監控程序必須在取得ETOPS資格之前得到驗證。
［2016年3月17日第二次修訂］
第A33.4條 適航限制條款
持續適航文件必須包含題為適航性限制的條款，該條應單獨編排並與文件的其它部分明顯的區分開。
a. 對於所有發動機：
（1）適航限制條款必須規定強制性的更換時間、檢查時間間隔和型號合格審定要求的有關程序。如持續適航文件由多本文件組成，則本節要求的條款必須編在主要手冊中。
（2）必須在該條顯著位置清晰說明：「本適航限制條款業經中國民用航空局批准，規定了中國民用航空規章有關維護和營運的條款所要求的維護，如果中國民用航空局已另行批准使用替代的大綱則除外」。
b. 對於具有30秒OEI和2分鐘OEI額定功率的旋翼航空器發動機：
（1）適航限制條款強制規定在任何時候使用30秒OEI或2分鐘OEI額定功率的發動機必須進行飛行後檢查和維修操作。
（2）申請人必須證實A33.4中b（1）條所要求的檢查和維修操作的充分性。
（3）申請人必須建立在役發動機評估程序，確保A33.4中b（1）條所要求的強制性飛行後檢查和維修操作說明的持續充分，和第33.5條（b）（4）要求的關於功率可用性數據的持續充分。該程序必須包括在役發動機試驗，或在具有相似性設計的發動機上進行的等效的在役發動機試驗經驗，和針對30秒OEI或2分鐘OEI額定功率狀態的維修使用評估。
［2016年3月17日第二次修訂］
附件B 合格審定標準大氣降雨和冰雹的濃度
為了按照第33.78條（a）（2）的要求進行合格審定，圖B1、表B1、表B2、表B3、表B4規定了雨和冰雹的大氣濃度和尺寸分布。只要申請人能表明所使用的替代方法沒有降低試驗的嚴格程度，在通常通過噴灑液態水模擬降雨以及投擲冰塊製造的冰雹模擬降冰雹的情況下，允許使用不同於本規定附錄B規定的這些水滴和冰雹的形狀、尺寸和尺寸分布，或者允許使用尺寸和形狀單一的水滴或冰雹。
圖B1 雨和冰雹的徵兆圖表，利用表B1和B2可獲得合格審定濃度
表B1 合格審定標準的大氣雨濃度
高度米（英尺） 雨水含量（克水/立方米空氣）
0（0） 20.0
6,100（20,000） 20.0
8,020（26,300） 15.2
9,970（32,700） 10.8
11,980（39,300） 7.7
14,020（46,000） 5.2
註：在其他高度上雨的水含量的值可以由線性內插的方法確定。
表B2 合格審定標準的大氣冰雹濃度
高度米（英尺） 冰雹水含量（克水/立方米空氣）
0（0） 6.0
2,230（7,300） 8.9
2,600（8,500） 9.4
3,050（10,000） 9.9
3,660（12,000） 10.0
4,570（15,000） 10.0
4,880（16,000） 8.9
5,400（17,700） 7.8
5,890（19,300） 6.6
6,550（21,500） 5.6
7,410（24,300） 4.4
8,840（29,000） 3.3
14,020（46,000） 0.2
註：在其他高度上的冰雹水含量值可以用線性內插法確定。低於2,230米（7,300英尺）和大於8,840米（29,000英尺）的冰雹徵兆可根據線性外插數據獲得。
表B3 合格審定標準的大氣雨滴尺寸分布
雨滴直徑（毫米） 總雨水含量分布（%）
0-0.49 0
0.5-0.99 2.25
1.00-1.49 8.75
1.50-1.99 16.25
2.00-2.49 19.00
2.50-2.99 17.75
3.00-3.49 9.50
3.50-3.99 6.00
4.00-4.49 3.00
4.50-4.99 2.00
5.00-5.49 1.25
6.00-6.49 0.50
6.50-7.00 0.25
合計 100.00
註：雨滴的平均直徑為2.66毫米。
表B4 合格審定標準的大氣冰雹尺寸分布
雨滴直徑（毫米） 總冰雹水含量分布（%）
0-4.9 0
5.0-9.9 17.00
10.0-14.9 25.00
15.0-19.9 22.50
20.0-24.9 16.00
25.0-29.9 9.75
30.0-34.9 4.75
35.0-39.9 2.50
40.0-44.9 1.50
45.0-49.9 0.75
50.0-55 0.25
合計 100.00
註：冰雹的平均直徑為16毫米。
［2002年4月19日第一次修訂］