（iii）如果试验在涡轮增压器上进行，由一特制燃烧室试验台提供炽热燃气驱动，则以其最大允许转速115％进行；
（iv）以120％的某个转速进行，冷转时，转子部件承受的工作应力相当于最高工作温度和最大允许转速导致的应力；
（v）以105％的最高转速进行，此最高转速是发动机典型安装方式中导致最关键的部件或系统失效时的转速；
（vi）在发动机典型安装方式中，任一部件或系统失效并和飞行前例行检查中或正常飞行使用期间一般不予以检测的部件或系统发生的任一故障相组合时，所导致的最高转速。
试验后，在某种超转情况下的每个转子必须在批准的尺寸限制内，并且不得有裂纹。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.28条 发动机控制系统
（a）适用性。本条款适用于任何发动机型号设计中控制、限制或监控发动机工作，和发动机持续适航所必需的系统或设备。
（b）验证。
（1）功能方面。申请人必须通过试验、分析或两者结合的方法证明发动机控制系统能以下列方式实现预期的功能：
（i）在声明的飞行包线内变化的大气条件下，保持有关控制参数的选定值，使发动机工作在批准的使用限制之内；
（ii）在所有可能的系统输入和允许的发动机功率或推力需求下，必须符合第33.51条，第33.65条以及第33.73条，如适用的使用要求，除非已证实控制功能故障导致在预定的使用中发动机不能被放行；
（iii）在声明的发动机使用条件范围内，发动机的功率或推力调节应具有足够的灵敏度，和
（iv）不产生不可接受的功率或推力振荡。
（2）环境限制。申请人必须表明，当符合第33.53条和第33.91条时，在声明的环境条件下，包括电磁干扰（EMI）、高强度辐射场（HIRF）和闪电条件，发动机控制系统功能不会受到有害影响。对于已鉴定系统的环境限制必须记录在发动机安装说明手册中。
（c）控制转换。
（1）申请人必须表明，当故障或失效导致控制模式、通道或者从主系统到备份系统的转换时，
（i）发动机不会超出任何使用限制；
（ii）发动机不会喘振、失速或出现不可接受的推力或功率改变、振荡及其它不可接受的特性；和
（iii）如果要求飞行机组人员行动、反应或者意识到控制模式的转换，则必须有方式警示机组。该方式必须在发动机安装说明手册中描述，并且要在发动机使用手册中描述机组的操作。
（2）任何推力或功率改变的幅度和相应的转换时间必须在发动机安装和使用说明手册中有明确描述。
（d）发动机控制系统失效。申请人必须将发动机控制系统设计和构造成：
（1）失去推力（或功率） 控制（LOTC/LOPC）事件的发生率与预期应用的安全目标一致；
（2）在全勤构型中，经局方确定，对于LOTC／LOPC事件相关的电子和电气的失效，系统能容忍“单点故障”；
（3）发动机控制系统部件的单点失效不会导致危害性发动机后果；
（4）与预期装机相关的可预见失效或故障，会导致着火、过热或失效等造成发动机控制系统部件损伤的局部事件，该失效或故障不应导致发动机控制系统失效或故障，从而引起危害性发动机后果。
（e）系统安全评估。当符合本条和第33.75条要求时，申请人必须完成发动机控制系统的系统安全评估。该项评估必须确定可能导致推力或功率改变、错误数据传输，或影响发动机工作特性从而产生喘振或失速的故障或失效，以及这些故障或失效预期的发生频率。
（f）保护系统。
（1）发动机控制设备、系统和发动机仪表的设计和功能，以及发动机使用和维护说明，必须合理保证，影响涡轮、压气机、风扇、涡轮增压器转子结构完整性的发动机使用限制在工作中不会被超出。
（2）当提供电子式超转保护系统时，设计必须包括系统的检测方法，以确定保护功能的可用性，并且至少每个发动机起动/停车循环检测一次。该方法必须能以最少的循环数完成系统的全面测试。如果这种测试不是完全自动的，则必须在发动机使用说明手册中包含手动测试的规定。
（3）如果超转保护是液压机械式或机械式的，必须通过试验或其他可接受的方法验证，超转保护功能在检查和维修周期内可用。
（g）软件。申请人必须通过经局方批准的方法设计、实现和验证所有相关软件，将软件错误存在的可能性减至最小，并符合其实施功能的关键性要求。
（h）飞机提供的数据。单点失效引起的飞机提供的数据（而不是来自飞机的推力或功率指令信号），或发动机之间共享的数据丢失、中断或损坏，必须：
（1）不得导致任何发动机的危害性发动机后果；
（2）被检测和调节。调节规律不得导致推力或功率，或者发动机操作和起动特性不可接受的改变。申请人必须评估并在发动机安装说明手册中说明这些失效在整个飞行包线内对发动机功率或推力、工作性能和起动特性的影响。
（i）飞机提供的电源。
（1）申请人必须将发动机控制系统设计成当飞机提供给发动机控制系统的电源失去、故障或中断时，不会：
（i）导致危害性发动机后果；
（ii）引起不可接受的错误数据传递；
（2）当依据（i）（1）条要求使用发动机专用电源时，其容量应有足够的裕度解决发动机在慢车以下的运转，发动机控制系统的设计预期在这种情况下能够使发动机自动恢复运行。
（3）申请人必须确定飞机提供给发动机控制系统起动和运转发动机所需任何电源的需求和特性，包括瞬态和稳态电压限制值，并在发动机安装说明手册中声明。
（4）超出本条（i）（3）中声明的电源电压限制值的瞬态低电压，必须满足本条（i）（1）的要求。当飞机提供的电源回到极限值以内时，发动机控制系统必须恢复正常工作。
（j）空气压力信号。申请人必须考虑空气压力信号管线堵塞或泄漏对发动机控制系统的影响，作为本条（e）系统安全评估的组成部分，并在设计上采用适当的预防措施。
（k）30秒一台发动机不工作（OEI）额定功率控制和自动可用性。具有30秒一台发动机不工作（OEI）额定功率的发动机，必须具备其使用限制内30秒一台发动机不工作（OEI）功率自动获得并自动控制的方法或措施。
（l）发动机停车方法。必须提供发动机迅速停车的方法。
（m）可编程逻辑装置。使用数字逻辑或其它复合设计技术开发可编程逻辑装置时，必须确保编码器逻辑已经考虑到，安装可编程逻辑装置的系统失效或故障的风险。申请人必须证实这些设备是采用局方已批准的方法来设计开发的、且与设计履行的功能的关键性相一致。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.29条 仪表连接
（a）除非在结构上能防止错接仪表，否则，按航空器适航标准要求的动力装置仪表所设置的每个连接件或者为保证发动机工作符合任何发动机使用限制所必需的每个连接件，都必须作标记，以标明与相应的仪表一致。
（b）每台涡轮发动机必须为指示转子系统不平衡的显示系统提供接头。
（c）具有30秒一台发动机不工作（OEI）功率额定值和2分钟一台发动机不工作（OEI）功率额定值的旋翼航空器涡轮发动机必须有方法或措施：
（1）当发动机处于30秒OEI和2分钟OEI功率水平、该事件发生时间和时间间隔结束时，提示飞行员；
（2）自动记录每次使用30秒OEI和2分钟OEI功率水平的次数和持续时间；
（3） 使用可靠的方法提示维修人员发动机已经使用30秒OEI或2分钟OEI功率水平，并且允许维修人员取回已记录的数据，和
（4）能够针对上述方法的正确操作进行日常检验。
（d）本条（c）（2）和（c）（3）的方法和措施一定不能在飞行中复位。
（e）申请人必须制定保证发动机在其使用限制内工作的仪表的安装规定。按照提出的安全分析或任何其他的规范要求，如果所依赖的仪表在假定飞机的安装中不是强制的，则该仪表必须在发动机安装说明中指定，并在发动机批准文件中声明为强制性的。
（f）作为第33.28条（e）中系统安全评估的一部分，申请人必须评估仪表，传感器或接头错误装配的可能性及后果。如需要，申请人必须在系统中采用防错设计。
（g）传感器及相关电线和信号调节器必须在物理上和电气上进行隔离，以确保从仪表的监测功能向控制功能传递故障的概率与该故障的影响一致，反之亦然。
（h）申请人必须提供机组人员监测涡轮冷却系统功能的仪表，除非有证据表明：
（1）其他现有仪表可以给出失效或即将失效的适当警报，或者
（2）在发现冷却系统失效之前不会导致危害性发动机后果，或者
（3）冷却系统失效的概率是极小可能的。
［2011年3月15日第二次修订］
C章 设计与构造： 活塞式航空发动机
第33.31条 适用范围
本章规定活塞式航空发动机附加的设计与构造要求。
第33.33条 振动
发动机的设计与构造必须能使发动机在其曲轴转速和发动机功率的整个正常工作范围内运转，不会由于振动而引起发动机任何零部件的过大应力，并且也不会将过大的振动力传给航空器结构。
第33.34条 涡轮增压器转子
每个涡轮增压器机匣必须设计、构造成，当正常转速控制装置不工作时，可以包容最高转速下压气机或涡轮转子失效产生的碎片。
［2011年3月15日第二次修订］
第33.35条 燃油和进气系统
（a）发动机燃油系统的设计与构造必须能在所有飞行和大气条件下的整个发动机工作范围内向气缸提供适当的燃油混合物。
（b）用于燃烧的空气或油气的混合物所通过的发动机进气通道的设计与构造，必须使冰在这些通道里积聚的危险减至最小。发动机的设计与构造必须允许采用防冰的措施。
（c）必须规定为防止燃油中外来颗粒进入发动机燃油系统所必需的燃油滤的类型和过滤度。申请人必须表明通过规定的过滤装置的外来颗粒将不会严重地损害发动机燃油系统的功能。
（d）当装该发动机的航空器在地面静止状态时，在申请人所确定的发动机可能有的所有姿态下，进气系统中，引导油气混合物的每一条通道，都必须是自身可以放泄的，以防止气缸内的液锁。
（e）对于每个流体喷射（除了燃油）系统和其控制装置，如果作为发动机的一部分，申请人必须表明喷射流体的流量是充分可控的。
第33.37条 点火系统
火花点火发动机必须装有双点火系统，每个气缸至少有两只火花塞，并具有电源分开的两条独立电路；或者装有在飞行中可靠性相当的点火系统。
第33.39条 润滑系统
（a）发动机的润滑系统的设计与构造，必须使该系统在飞机预期使用中的所有飞行姿态和大气条件下能正常地工作。装有湿油池的发动机，当发动机里的滑油只有最大滑油量的一半时，必须仍能满足这一要求。
（b）发动机润滑系统的设计与构造必须能安装滑油冷却装置。
（c）曲轴机匣应与大气相通，以消除曲轴机匣中压力过高时的滑油泄漏。
D章 台架试验：活塞式航空发动机
第33.41条 适用范围
本章规定活塞式航空发动机的台架试验和检验。
第33.42条 概述
在本章规定的每项持久试验前，不经装机即可确定其调整位置和功能特性的每个部件，必须确定和记录其调整位置和功能特性。
第33.43条 振动试验
（a）每型发动机必须进行振动测试，以确定曲轴和螺旋桨轴或其他输出轴在整个曲轴转速和发动机功率范围之内，在稳定状态和瞬时状态下，从慢车转速到所要求的最大连续转速额定值的 110％或到所要求的最大起飞转速额定值的103％（两者中取较大者）时的扭转和弯曲振动特性。对于飞机用的发动机，该项测试必须采用与持久试验所用的螺旋桨型号相同的结构形式，对于其他发动机，则采用与持久试验所用的负载装置型号相同的结构型式。
（b）曲轴和螺旋桨轴或者其他输出轴的扭转和弯曲振动应力，不得超过制轴材料的持久极限应力。如果不能通过测量表明轴的最大应力低于持久极限，则必须测量振动频率和振幅。必须表明峰值振幅所产生的应力低于持久极限；否则，发动机必须在产生峰值振幅的状态下运转，对于钢轴，直到承受住一千万次应力交变而不发生疲劳损坏为止；对于其他材料的轴，直到表明在材料的持久极限应力范围之内不发生疲劳为止。
（c）必须对每一附件传动装置和安装构件加载，该载荷由仅供航空器使用的每一附件装置所施加，并且是申请人为该传动装置或安装点规定的限制载荷。
