雷佻鈺 王博浩

摘 要：直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)潤(rùn)滑失效將導(dǎo)致傳動(dòng)部件在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)入干運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)，進(jìn)而使傳動(dòng)失效，引發(fā)災(zāi)難。本文以運(yùn)輸類(lèi)旋翼航空器傳動(dòng)系統(tǒng)中使用壓力潤(rùn)滑的減速器為研究對(duì)象，以其潤(rùn)滑失效時(shí)的適航符合性驗(yàn)證為研究?jī)?nèi)容，通過(guò)對(duì)適航規(guī)章進(jìn)行解析，結(jié)合國(guó)外適航當(dāng)局最新修訂動(dòng)態(tài)以及型號(hào)經(jīng)驗(yàn)，給出了一種適合我國(guó)民用直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)壓力潤(rùn)滑減速器潤(rùn)滑失效的適航符合性驗(yàn)證方法，并結(jié)合實(shí)際案例進(jìn)行驗(yàn)證，為我國(guó)民用直升機(jī)壓力潤(rùn)滑減速器潤(rùn)滑失效的適航驗(yàn)證提供借鑒。

關(guān)鍵詞：運(yùn)輸類(lèi)旋翼航空器； 壓力潤(rùn)滑減速器； 潤(rùn)滑失效； 適航

中圖分類(lèi)號(hào)：V228.2 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.06.006

直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)是直升機(jī)三大“動(dòng)部件”之一，主要負(fù)責(zé)將發(fā)動(dòng)機(jī)的功率和轉(zhuǎn)速按要求傳遞給旋翼、尾槳及直升機(jī)所需的附件，同時(shí)將旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的升力和扭矩傳遞給機(jī)身結(jié)構(gòu)[1]。直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)的安全運(yùn)轉(zhuǎn)需要潤(rùn)滑系統(tǒng)為其接觸或摩擦表面提供潤(rùn)滑油，從而減少摩擦損失，同時(shí)帶走摩擦產(chǎn)生的熱量及廢屑。一旦傳動(dòng)系統(tǒng)失去潤(rùn)滑，就會(huì)在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)入干運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)，造成傳動(dòng)失效，引發(fā)災(zāi)難性事故。許多國(guó)家對(duì)直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)減速器均有30～60min的干運(yùn)轉(zhuǎn)能力要求[2-3]。“超級(jí)美洲豹”EC225的干運(yùn)轉(zhuǎn)能力為52min；UH-60“黑鷹”、“阿帕奇”AH-64A、EH101的干運(yùn)轉(zhuǎn)能力接近1h；貝爾AH-1G/S的干運(yùn)轉(zhuǎn)能力甚至達(dá)到了4h[4]。而國(guó)外對(duì)于減速器潤(rùn)滑失效適航符合性驗(yàn)證細(xì)節(jié)均未對(duì)外披露，同時(shí)我國(guó)直升機(jī)研制單位主要以軍機(jī)為主，工程設(shè)計(jì)人員對(duì)于民用直升機(jī)減速器潤(rùn)滑失效適航符合性驗(yàn)證方法的研究及經(jīng)驗(yàn)相對(duì)欠缺。

國(guó)內(nèi)外直升機(jī)研制單位投入大量人力、物力，從材料、潤(rùn)滑系統(tǒng)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)等方面對(duì)減速器干運(yùn)轉(zhuǎn)進(jìn)行了研究。宋武生等[5]從減速器研制角度給出了適用于單發(fā)小型直升機(jī)的試驗(yàn)程序。丁文強(qiáng)[6]總結(jié)了國(guó)內(nèi)外直升機(jī)公司提高干運(yùn)轉(zhuǎn)能力的設(shè)計(jì)措施，包括加大齒輪側(cè)隙和軸承游隙等6個(gè)方面。國(guó)內(nèi)外針對(duì)干運(yùn)轉(zhuǎn)的研究主要集中在零部件材料和設(shè)計(jì)研發(fā)方面，針對(duì)適航符合性驗(yàn)證方法的研究相對(duì)較少，已有研究也并未結(jié)合適航要求給出詳細(xì)的試驗(yàn)程序和圖譜。同時(shí)，歐洲航空安全局（EASA）在2018年對(duì)直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)潤(rùn)滑失效適航條款進(jìn)行了修訂，提出了新的要求。在目前通航大發(fā)展的時(shí)代，對(duì)直升機(jī)壓力潤(rùn)滑減速器潤(rùn)滑失效適航符合性驗(yàn)證進(jìn)行研究顯得尤為重要。因此，本文以直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)中的壓力潤(rùn)滑減速器潤(rùn)滑失效為切入點(diǎn)，對(duì)適航規(guī)章進(jìn)行剖析，并結(jié)合減速器潤(rùn)滑系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特性，有針對(duì)性地給出建議的符合性驗(yàn)證方法，最后結(jié)合實(shí)際案例予以驗(yàn)證。

1 適航要求分析

1.1 規(guī)章要求

《中國(guó)民用航空規(guī)章》（CCAR）第29部R2版是對(duì)運(yùn)輸類(lèi)旋翼航空器的適航規(guī)定，其中CCAR-29.927-c[7]原文如下：潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)對(duì)旋翼傳動(dòng)系統(tǒng)正常工作所需的潤(rùn)滑系統(tǒng)，必須滿(mǎn)足下列要求：（1）A類(lèi)。除非這種失效的可能性極小，否則，必須用試驗(yàn)表明在飛行機(jī)組覺(jué)察到潤(rùn)滑系統(tǒng)失效或潤(rùn)滑劑損失后的至少30min內(nèi)，在申請(qǐng)人所規(guī)定的繼續(xù)飛行使用的扭矩和轉(zhuǎn)速下，在任何正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)內(nèi)造成滑油損失的任何損壞不會(huì)阻止繼續(xù)安全飛行，雖然不一定不造成損傷。（2）B類(lèi)。適用與A類(lèi)相同的要求，但旋翼傳動(dòng)系統(tǒng)在自轉(zhuǎn)情況下只需要工作至少15min。

1.2 條款解讀

CCAR-29.927-c規(guī)定的潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)，通常也稱(chēng)為傳動(dòng)系統(tǒng)干運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)，用于演示壓力潤(rùn)滑減速器正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)出現(xiàn)嚴(yán)重故障導(dǎo)致潤(rùn)滑失效時(shí)，不會(huì)導(dǎo)致旋翼航空器立即出現(xiàn)危險(xiǎn)或?yàn)?zāi)難性的故障。對(duì)于A類(lèi)旋翼航空器，潤(rùn)滑系統(tǒng)故障不應(yīng)削弱機(jī)組人員在察覺(jué)到故障后，應(yīng)具有的重要的連續(xù)飛行能力（繼續(xù)安全飛行至少30min），以便選擇最后的最佳著陸時(shí)機(jī)；對(duì)于B類(lèi)旋翼航空器，機(jī)組人員在察覺(jué)到故障后應(yīng)能在自轉(zhuǎn)狀態(tài)條件下繼續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)15min，并具有自轉(zhuǎn)狀態(tài)下安全著陸的能力。當(dāng)減速器正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)發(fā)生會(huì)導(dǎo)致潤(rùn)滑快速損失的故障時(shí)，依賴(lài)輔助潤(rùn)滑系統(tǒng)來(lái)完成規(guī)定條件下至少30min的運(yùn)行，則正常潤(rùn)滑系統(tǒng)和輔助潤(rùn)滑系統(tǒng)應(yīng)具有足夠的獨(dú)立性，以避免發(fā)生同時(shí)失效的單點(diǎn)故障和可能的交叉污染。此外，輔助潤(rùn)滑系統(tǒng)應(yīng)通過(guò)設(shè)計(jì)、構(gòu)造和功能性試驗(yàn)表明其具有相應(yīng)的功能。

適航規(guī)章原文中提到“除非這種失效的可能性極小”，即如果正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)出現(xiàn)導(dǎo)致潤(rùn)滑失效的故障概率是極微小（≤1E-7）的[8]，則正常潤(rùn)滑系統(tǒng)失效后至少30min（A類(lèi)）的干運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)不是必需的。然而，由于不可預(yù)見(jiàn)的變量（如制造缺陷），以及潛在的故障模式及其危害程度和發(fā)生頻率的復(fù)雜性，同時(shí)還需要考慮不合理的維護(hù)與修理帶來(lái)的可能導(dǎo)致潤(rùn)滑失效的故障，使用安全性分析的方法表明符合性可能難以實(shí)現(xiàn)。

潤(rùn)滑失效可能是由于減速器內(nèi)部或外部的故障所致，這些故障通常包括（但不限于）滑油管路、接頭、閥門(mén)、密封件、泵、滑油濾、滑油散熱器等的故障。因此，應(yīng)對(duì)導(dǎo)致潤(rùn)滑失效的最嚴(yán)重的故障模式進(jìn)行分析，包括潛在的失效。減速器外部機(jī)匣破裂導(dǎo)致的泄漏通常不需考慮，因?yàn)闇p速器機(jī)匣通過(guò)相應(yīng)的靜強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度試驗(yàn)已證明其在結(jié)構(gòu)上滿(mǎn)足要求。

潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)可采用臺(tái)架試驗(yàn)（傳動(dòng)系統(tǒng)試驗(yàn)裝置）進(jìn)行。傳動(dòng)系統(tǒng)應(yīng)穩(wěn)定在以最大連續(xù)狀態(tài)下的扭矩（作用在主旋翼軸和尾槳輸出軸上）和正常的主旋翼轉(zhuǎn)速，滑油溫度處于連續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)的最高溫度限制，滑油壓力處在正常運(yùn)轉(zhuǎn)的范圍內(nèi)。施加在主旋翼軸上的垂直載荷應(yīng)為1g的旋翼航空器總重量（質(zhì)量）。工作穩(wěn)定后排放傳動(dòng)系統(tǒng)中的潤(rùn)滑油以模擬最壞的潤(rùn)滑系統(tǒng)故障，直到滑油壓力警告裝置出現(xiàn)低壓告警。出現(xiàn)告警后，對(duì)A類(lèi)旋翼航空器，將輸入扭矩降低到以最大總重和最有效飛行狀態(tài)維持飛行所必需的最小扭矩，持續(xù)運(yùn)行30min。隨后在傳動(dòng)系統(tǒng)施加自轉(zhuǎn)狀態(tài)扭矩約25s以模擬自轉(zhuǎn)，并在最后10min（包含在25s內(nèi)）以最小功率著陸的扭矩運(yùn)轉(zhuǎn)；對(duì)于B類(lèi)旋翼航空器，降低輸入扭矩以模擬自轉(zhuǎn)，并使傳動(dòng)裝置繼續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)15min，隨后對(duì)傳動(dòng)系統(tǒng)施加輸入扭矩約10s以模擬最小功率著陸。

本試驗(yàn)完成后，對(duì)傳動(dòng)系統(tǒng)可能造成有限的損傷，但只要按規(guī)定的程序完成試驗(yàn)，并能確定旋翼航空器的自轉(zhuǎn)能力不會(huì)受到明顯削弱即可。如果演示符合A類(lèi)要求，則B類(lèi)要求也就滿(mǎn)足。

1.3 修訂動(dòng)態(tài)

歐洲航空安全局于2014年正式確定對(duì)包括潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)在內(nèi)的CS 27[9]（Certification Specifications）和CS 29[10]的修訂任務(wù)，于2017年5月31日制定標(biāo)準(zhǔn)修訂公告，2018年6月14日通過(guò)第5次修正案發(fā)布生效，其中包括對(duì)CS 29.917和CS 29.927條中有關(guān)潤(rùn)滑失效內(nèi)容的修訂。

（1）修訂原因

加拿大適航當(dāng)局和EASA針對(duì)S-92A直升機(jī)某次事故進(jìn)行調(diào)查，發(fā)現(xiàn)其傳動(dòng)系統(tǒng)實(shí)質(zhì)上不能達(dá)到條款CS 29.927-c“潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)”預(yù)定的安全性目標(biāo)，而且調(diào)查發(fā)現(xiàn)國(guó)外直升機(jī)普遍存在類(lèi)似問(wèn)題。出現(xiàn)該問(wèn)題的原因主要是CS 29.927-c條中提到“除非這種失效的可能性極小”（unless such failures are extremely remote），即如果認(rèn)為潤(rùn)滑系統(tǒng)的某些失效形式是可能性極小的，那么在進(jìn)行減速器干運(yùn)轉(zhuǎn)試驗(yàn)時(shí)，可以不考慮將這種失效作為形成干運(yùn)轉(zhuǎn)的條件。不同潤(rùn)滑系統(tǒng)失效模式，可能導(dǎo)致失效狀態(tài)下傳動(dòng)系統(tǒng)內(nèi)余油量不同，如果是減速器位置較高處有泄漏，那么實(shí)質(zhì)上就不是干運(yùn)轉(zhuǎn)，而如果減速器外滑油管路斷開(kāi)破裂，則有可能瞬間將滑油排干。因此，失效模式的影響對(duì)于該試驗(yàn)影響極大。出現(xiàn)該問(wèn)題的第二個(gè)原因，則是CS 29.917-a對(duì)于傳動(dòng)系統(tǒng)的定義中并未明確涵蓋潤(rùn)滑系統(tǒng)，因此一些國(guó)外制造商在進(jìn)行分析導(dǎo)致傳動(dòng)系統(tǒng)潤(rùn)滑系統(tǒng)失效的模式時(shí)，僅考慮了傳動(dòng)系統(tǒng)本體（減速器部分），而規(guī)避了滑油系統(tǒng)可能存在的失效。

（2）修訂結(jié)果

針對(duì)該問(wèn)題，EASA認(rèn)為有必要提高旋翼航空器減速器滑油泄漏的審定和試驗(yàn)規(guī)范，以及對(duì)減速器滑油系統(tǒng)的安全性評(píng)估，同時(shí)飛行手冊(cè)中應(yīng)給出經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的減速器滑油泄漏后繼續(xù)運(yùn)行的最長(zhǎng)時(shí)間，修訂的條款包括：CS29.917-a對(duì)于傳動(dòng)系統(tǒng)的定義中，增加了潤(rùn)滑系統(tǒng)；CS 29.927-c刪除了“除非這種失效的可能性極小”，而是明確要求根據(jù)CS 29.917-b進(jìn)行設(shè)計(jì)評(píng)定以確定傳動(dòng)系統(tǒng)（含主減速器滑油系統(tǒng)）最嚴(yán)重的滑油失效故障模式，并模擬該故障模式進(jìn)行潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)。同時(shí)，對(duì)于潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)要求做了更明確的規(guī)定：對(duì)于A類(lèi)旋翼航空器，應(yīng)表明傳動(dòng)系統(tǒng)在壓力潤(rùn)滑失效后具有持續(xù)飛行30min的能力。在航空器給飛行機(jī)組提供發(fā)現(xiàn)潤(rùn)滑系統(tǒng)故障的指示后1min內(nèi)以最大連續(xù)功率運(yùn)行，然后以滿(mǎn)足最大總重量持續(xù)飛行所需的最小功率進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)束階段應(yīng)進(jìn)行45s的無(wú)地效懸停，以模擬著陸。此外，修訂后的條款要求應(yīng)通過(guò)多件試驗(yàn)或延長(zhǎng)試驗(yàn)時(shí)間以驗(yàn)證其對(duì)于30min干運(yùn)轉(zhuǎn)具有正余量，并可表明具有更長(zhǎng)的干運(yùn)轉(zhuǎn)能力。此外，CS 29中Book 2可接受的符合性方法中對(duì)試驗(yàn)的程序、最大運(yùn)行時(shí)間的確定方法進(jìn)行了詳細(xì)規(guī)定，包括縮減系數(shù)和根據(jù)檢查結(jié)果確定的固定時(shí)間責(zé)罰。對(duì)于B類(lèi)旋翼航空器，為滿(mǎn)足自轉(zhuǎn)下滑和著陸的能力，應(yīng)進(jìn)行16min15s的試驗(yàn)：在航空器給飛行機(jī)組提供發(fā)現(xiàn)潤(rùn)滑系統(tǒng)故障的指示后1min內(nèi)以最大連續(xù)功率運(yùn)行，然后以模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)運(yùn)行15min，最后提升功率以模擬著陸狀態(tài)15s。29.1521條要求申請(qǐng)人將直升機(jī)干運(yùn)轉(zhuǎn)能力寫(xiě)入相關(guān)手冊(cè)的限制章節(jié)里。

目前暫未識(shí)別到中國(guó)民用航空局和美國(guó)聯(lián)邦航空局有關(guān)本條的修訂動(dòng)態(tài)，CS修訂前的內(nèi)容與CCAR及《美國(guó)聯(lián)邦航空條例》FAR內(nèi)容一致。

2 建議的符合性驗(yàn)證方法

本節(jié)所述內(nèi)容以符合CCAR-29-R2中的29.927-c為目的，考慮到可能存在獲取國(guó)外型號(hào)合格證的情況，適當(dāng)納入EASA適航規(guī)章有關(guān)要求。

2.1 單套潤(rùn)滑系統(tǒng)的壓力潤(rùn)滑減速器

如果采用壓力潤(rùn)滑的新研減速器，只有一套潤(rùn)滑系統(tǒng)，則應(yīng)根據(jù)CCAR-29.917-b對(duì)于潤(rùn)滑系統(tǒng)的安全性分析結(jié)果，確定最嚴(yán)重的導(dǎo)致潤(rùn)滑失效的故障模式，并在試驗(yàn)中模擬該種失效，進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證（MC4）。試驗(yàn)環(huán)境溫度不應(yīng)低于國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件。

試驗(yàn)對(duì)象：該試驗(yàn)僅適用于采用壓力潤(rùn)滑系統(tǒng)的減速器，自潤(rùn)滑（濺油式或飛濺式潤(rùn)滑）的傳動(dòng)裝置不要求進(jìn)行潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)。但近年來(lái)，越來(lái)越多的旋翼航空器研制單位為了提升旋翼航空器的安全性，針對(duì)自潤(rùn)滑的減速器也進(jìn)行了潤(rùn)滑失效試驗(yàn)。

試驗(yàn)程序：（1）在主軸上施加旋翼航空器總重（1.0g）的垂直載荷，減速器以最大連續(xù)狀態(tài)下的扭矩和對(duì)應(yīng)的主旋翼轉(zhuǎn)速工作，使滑油溫度穩(wěn)定在連續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)的最高溫度限制內(nèi)。（2）模擬導(dǎo)致潤(rùn)滑失效的最嚴(yán)重的故障模式，排放減速器中的滑油，并在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中保持放油狀態(tài)。（3）滑油壓力出現(xiàn)低壓告警時(shí)，繼續(xù)以最大連續(xù)狀態(tài)運(yùn)轉(zhuǎn)1min。（4）對(duì)于A類(lèi)旋翼航空器，將輸入扭矩降低到以最大總重的最有效飛行狀態(tài)維持飛行所必需的最小扭矩，運(yùn)行30min。然后施加自轉(zhuǎn)狀態(tài)的扭矩，運(yùn)轉(zhuǎn)約15s，以模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)；最后施加最小功率著陸狀態(tài)扭矩，運(yùn)轉(zhuǎn)約10s，以模擬著陸狀態(tài)。（5）對(duì)于B類(lèi)旋翼航空器，降低輸入扭矩以模擬自轉(zhuǎn)狀態(tài)，運(yùn)轉(zhuǎn)15min；然后施加最小功率著陸狀態(tài)扭矩，運(yùn)轉(zhuǎn)約10s，以模擬著陸狀態(tài)。（6）試驗(yàn)后對(duì)盤(pán)槳進(jìn)行分解檢查。

試驗(yàn)判據(jù)：減速器能夠順利按照試驗(yàn)程序要求，在模擬可能的最嚴(yán)重的潤(rùn)滑系統(tǒng)故障狀態(tài)條件下，完成規(guī)定時(shí)間的運(yùn)轉(zhuǎn)，以及其后的自轉(zhuǎn)著陸狀態(tài)運(yùn)轉(zhuǎn)，并在整個(gè)過(guò)程中能夠?qū)崿F(xiàn)有效的操縱，減速器傳遞扭矩的能力不會(huì)受到明顯的削弱。

2.2 具有備用潤(rùn)滑系統(tǒng)的壓力潤(rùn)滑減速器

如果采用壓力潤(rùn)滑的新研減速器，除正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)外，還具有備用潤(rùn)滑系統(tǒng)，即當(dāng)正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，依靠備用潤(rùn)滑系統(tǒng)提供安全運(yùn)行所需要的潤(rùn)滑，則兩套系統(tǒng)必須具有足夠的獨(dú)立性。由于兩套系統(tǒng)均屬于減速器的組成部分，要求其完全獨(dú)立通常比較困難，應(yīng)盡量減少兩套系統(tǒng)之間共用的部件或連接件，但雙套系統(tǒng)的加壓部分、邏輯控制部分、監(jiān)測(cè)部分應(yīng)相互獨(dú)立，控制系統(tǒng)和告警系統(tǒng)應(yīng)適當(dāng)分離。此外，可能導(dǎo)致兩套系統(tǒng)同時(shí)失效的故障模式失效概率，應(yīng)經(jīng)證明是極微小的。

通常情況下，兩套系統(tǒng)共用一個(gè)滑油池，通過(guò)吸油口液面高度差來(lái)保證不會(huì)同時(shí)失效。需要注意的是，當(dāng)正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)發(fā)生外部泄漏時(shí)，排出其能吸到的最大滑油量后，油池內(nèi)剩余滑油量應(yīng)能夠通過(guò)備用系統(tǒng)維持安全運(yùn)行所需要的潤(rùn)滑。同時(shí)，正常運(yùn)行期間，如果備用系統(tǒng)也處于運(yùn)轉(zhuǎn)狀態(tài)，應(yīng)對(duì)其可能在該種情況下導(dǎo)致滑油發(fā)生外部泄漏的故障進(jìn)行重點(diǎn)分析，因?yàn)閭溆脻?rùn)滑系統(tǒng)吸油口液面通常較正常系統(tǒng)低，一旦備用系統(tǒng)發(fā)生外部泄漏，無(wú)論正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)是否發(fā)生故障，都有可能導(dǎo)致潤(rùn)滑完全失效的情況出現(xiàn)。

具有上述特征的雙套系統(tǒng)，應(yīng)在直升機(jī)正常運(yùn)行期間，定期在飛行前或持續(xù)提供一種監(jiān)測(cè)備用潤(rùn)滑系統(tǒng)是否正常工作的方法，并且在正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)失效和輔助潤(rùn)滑系統(tǒng)啟動(dòng)后，如果發(fā)生任何系統(tǒng)故障，應(yīng)能向飛行機(jī)組發(fā)出警告。

基于上述設(shè)計(jì)特征的減速器，應(yīng)從以下幾個(gè)方面表明符合性：

（1）系統(tǒng)設(shè)計(jì)與構(gòu)造方面（MC1），對(duì)減速器潤(rùn)滑系統(tǒng)的功能、邏輯架構(gòu)、組成、工作原理、監(jiān)測(cè)與告警、失效后的應(yīng)急處置措施等方面進(jìn)行詳細(xì)闡述，包括備用潤(rùn)滑系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)測(cè)和故障告警，以表明系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有足夠的獨(dú)立性。

（2）安全性分析方面（MC3），應(yīng)對(duì)潤(rùn)滑系統(tǒng)進(jìn)行詳細(xì)分析，包括共模、特殊風(fēng)險(xiǎn)和區(qū)域安全性分析。針對(duì)可能導(dǎo)致雙套系統(tǒng)同時(shí)失效的故障模式及其影響，包括潛在故障或維護(hù)不當(dāng)，應(yīng)重點(diǎn)分析。被證明失效概率極微小的故障模式，所依據(jù)的數(shù)據(jù)應(yīng)具有足夠的可信度，其來(lái)源可以是精確的外場(chǎng)使用經(jīng)驗(yàn)、類(lèi)似設(shè)計(jì)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)或外場(chǎng)使用經(jīng)驗(yàn)、導(dǎo)致極低泄漏率的試驗(yàn)驗(yàn)證、設(shè)計(jì)冗余度、高安全裕度的結(jié)構(gòu)驗(yàn)證、對(duì)備用潤(rùn)滑系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)測(cè)。

（3）功能性試驗(yàn)考核方面（MC4），使減速器運(yùn)轉(zhuǎn)在最大連續(xù)扭矩狀態(tài)，滑油溫度穩(wěn)定在連續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)的最高溫度限制內(nèi)，模擬正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)失效。當(dāng)正常使用的潤(rùn)滑系統(tǒng)出現(xiàn)告警后降低輸入扭矩到維持最大總重飛行所必需的最小扭矩狀態(tài)，依靠備用系統(tǒng)完成規(guī)定時(shí)間、規(guī)定狀態(tài)的試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)時(shí)間在30min的基礎(chǔ)上應(yīng)適當(dāng)延長(zhǎng)，以表明依靠備用潤(rùn)滑系統(tǒng)安全運(yùn)轉(zhuǎn)具有足夠的余量，證明備用系統(tǒng)能夠執(zhí)行其預(yù)定的功能。試驗(yàn)結(jié)束階段提升扭矩至著陸狀態(tài)所需扭矩。

（4）航空器機(jī)上試驗(yàn)方面（MC5），應(yīng)對(duì)備用潤(rùn)滑系統(tǒng)的檢測(cè)措施進(jìn)行機(jī)上驗(yàn)證，并模擬備用系統(tǒng)啟用后的有關(guān)故障，以判定故障監(jiān)測(cè)與告警是否與預(yù)定的功能一致。

即使具有雙套潤(rùn)滑系統(tǒng)，如果仍采用潤(rùn)滑系統(tǒng)完全失效試驗(yàn)，通過(guò)減速器零部件自身的耐受能力表明符合性，相當(dāng)于進(jìn)一步提高了減速器的安全性水平，則無(wú)須受本節(jié)上述要求的限制，按照本文2.1節(jié)完成相應(yīng)的試驗(yàn)即可。

3 案例解析

Z15型機(jī)主減速器滑油系統(tǒng)原理及組成如圖1所示，主要由經(jīng)過(guò)散熱的主油路及未經(jīng)過(guò)散熱的應(yīng)急油路組成。三個(gè)壓力傳感器分別位于主減與選擇開(kāi)關(guān)之間的活動(dòng)油路、主油路和應(yīng)急油路。

該型減速器在臺(tái)架上進(jìn)行了潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)，其流程如圖2所示。試驗(yàn)程序如下：（1）將主減速器輸入功率增至最大連續(xù)功率水平，使滑油溫度穩(wěn)定在80℃（最大功率平飛過(guò)程中普遍出現(xiàn)的正常溫度，當(dāng)滑油溫度變化在1℃/min以?xún)?nèi)即為達(dá)到穩(wěn)定）。（2）打開(kāi)放油閥門(mén)，并收集放出的滑油，記錄從打開(kāi)閥門(mén)到主油路滑油壓力低告警的時(shí)間，放油閥門(mén)在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中保持開(kāi)啟。（3）滑油壓力低告警10s后（模擬飛行機(jī)組反應(yīng)過(guò)程），將主減速器輸入功率由最大連續(xù)功率降至維持最大總重量條件下飛行所需的最小功率，連續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)至少30min，這一階段的持續(xù)時(shí)間可根據(jù)試驗(yàn)情況盡可能延長(zhǎng)。（4）將主減速器輸入功率增至標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下無(wú)地效懸停功率，運(yùn)轉(zhuǎn)15s，以模擬著陸操作程序。

分析上述試驗(yàn)程序可以發(fā)現(xiàn)，滑油壓力低告警后至降低主減速器輸入扭矩的時(shí)間為10s，并非EASA規(guī)章所要求的1min，并且著陸階段施加的扭矩時(shí)間為15s，與CAAC和EASA規(guī)章要求均不一致。進(jìn)一步分析可以發(fā)現(xiàn)，針對(duì)第一個(gè)問(wèn)題，從CCAR-29.927-d中要求可知，除了發(fā)動(dòng)機(jī)最大加減速需要的時(shí)間大于10s外，試驗(yàn)中加速和減速操作必須在10s內(nèi)完成，即適航規(guī)章已明確規(guī)定航空器必須具有相應(yīng)的操縱反應(yīng)能力（特殊發(fā)動(dòng)機(jī)除外），根據(jù)該型機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)性能數(shù)據(jù)，其最大加減速能力小于10s，同時(shí)結(jié)合飛行員反應(yīng)時(shí)間，此處預(yù)留時(shí)間為10s。針對(duì)第二個(gè)問(wèn)題，試驗(yàn)結(jié)束階段施加的著陸狀態(tài)扭矩時(shí)長(zhǎng)，主要是結(jié)合型號(hào)實(shí)際情況，并依據(jù)飛行手冊(cè)中規(guī)定的應(yīng)急處置程序執(zhí)行，其應(yīng)能達(dá)到適航規(guī)章規(guī)定的同等安全水平。

4 結(jié)論

本文以運(yùn)輸類(lèi)旋翼航空器傳動(dòng)系統(tǒng)干運(yùn)轉(zhuǎn)適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)為研究對(duì)象，通過(guò)對(duì)適航規(guī)章要求進(jìn)行解析，并結(jié)合歐洲航空安全局對(duì)于干運(yùn)轉(zhuǎn)適航要求的最新修訂動(dòng)態(tài)，給出了建議的適航符合性驗(yàn)證方法。通過(guò)分析得出以下結(jié)論：

（1）歐洲航空安全局最新修訂明確要求傳動(dòng)系統(tǒng)要進(jìn)行潤(rùn)滑系統(tǒng)失效試驗(yàn)，并對(duì)試驗(yàn)細(xì)節(jié)進(jìn)行了規(guī)定，試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)增至36min，試驗(yàn)最后階段需要進(jìn)行45s無(wú)地效懸停，提升了航空器的安全性。

（2）通過(guò)對(duì)CCAR-29.927-c款進(jìn)行解析，并結(jié)合相關(guān)咨詢(xún)通告，給出了適用于我國(guó)民用直升機(jī)的傳動(dòng)系統(tǒng)干運(yùn)轉(zhuǎn)適航符合性驗(yàn)證方法。

（3）結(jié)合某中型民用直升機(jī)主減速器干運(yùn)轉(zhuǎn)適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)，對(duì)本文研究的內(nèi)容進(jìn)行了驗(yàn)證。

參考文獻(xiàn)

[1]廖梅軍. 直升機(jī)主減速器干運(yùn)轉(zhuǎn)研究[D]. 長(zhǎng)沙：湖南大學(xué)，2012. Liao Meijun. Research of helicopter main gearbox operating without oil[D]. Changsha： Hunan University，2012. （in Chinese）

[2]車(chē)明. 直九武裝直升機(jī)主減速器改進(jìn)設(shè)計(jì)研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2006. Che Ming. The research for the improvement design on the main gear-box for the Z-9 military helicopte[D]. Harbin： Harbin Engineering University， 2006. （in Chinese）

[3]Dhanasekaran S， Gnanamoorthy R. Gear tooth rear in sintered spur gears under dry running conditions[J]. Wear， 2008， 265： 81-87.

[4]管文，高正，葛友華，等. 直升機(jī)減速器潤(rùn)滑系統(tǒng)應(yīng)急方案優(yōu)化研究[J]. 潤(rùn)滑與密封，2013，38（10）： 91-93. Guan Wen， Gao Zheng， Ge Youhua， et al. Emergency scheme optimization design for the lubrication system of helicopter reducer[J]. Lubrication Engineering， 2013， 38（10）： 91-93. （in Chinese）

[5]宋武生，楊長(zhǎng)盛. 直升機(jī)減速器干運(yùn)轉(zhuǎn)能力設(shè)計(jì)與分析[J].機(jī)械傳動(dòng)，2020，44（1）：156-162. Song Wusheng， Yang Changsheng. Design and analysis of lossof-lubrication capacity of helicopter reducer[J]. Journal of Mechanical Transmission， 2020， 44（1）：156-162. （in Chinese）

[6]丁文強(qiáng). 先進(jìn)的直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)技術(shù)應(yīng)用研究[J]. 航空科學(xué)技術(shù)，2013（2）：7-10. Ding Wenqiang. Research on application of advanced helicopter transmission system technology[J]. Aeronautical Science & Technology，2013（2）：7-10. （in Chinese）

[7]CCAR-29.927-c運(yùn)輸類(lèi)旋翼航空器適航規(guī)定[S]. 中華人民共和國(guó)交通運(yùn)輸部，2017. CCAR-29.927-c Airworthiness standards for transport category rotorcraft[S]. Ministry of Transport of the People’s Republic of China， 2017. （in Chinese）

[8]SAE ARP4761 Guidelines and methods for conducting the safety assessment process on civil airborne systems and equipment[S]. SAE， 1996.

[9]CS 27 Certification specifications， acceptable means of compli‐ance and guidance material for small rotorcraft， amendment 9[S]. European Union Aviation Safety Agency， 2021.

[10]CS 29 Certification specifications， acceptable means of compli‐ance and guidance material for large rotorcraft， amendment 10[S]. European Union Aviation Safety Agency， 2021.

An Airworthiness Compliance Verification Method Used for Pressurized Lubrication Gear Box of Transport Category Rotorcraft When Loss of Oil

Lei Tiaoyu， Wang Bohao

China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China

Abstract： If the rotor drive system loses lubrication， transmission parts would get into the loss of oil operation condition in a short time， and then lose the ability to transmit power， causing a catastrophic accident. This paper researches on the airworthiness compliance verification method used for pressurized lubrication gear box of transport category rotorcraft transmission when loss of oil. Based on the analysis on airworthiness regulations and the latest revised developments of foreign airworthiness authorities， a compliance verification method is proposed. The method is suitable for the loss of oil operation of pressurized lubrication gear box of civil helicopter. Finally， the effectiveness of the proposed method is verified by the case. The proposed method provides reference for the verification of loss of oil operation of pressurized lubrication gear box of civil helicopter.

Key Words： transport category rotorcraft； pressurized lubrication gear box； loss of oil； airworthiness