一種運輸類旋翼航空器壓力潤滑減速器潤滑失效適航符合性驗證方法

雷佻鈺 王博浩

摘 要：直升機傳動系統(tǒng)潤滑失效將導(dǎo)致傳動部件在短時間內(nèi)進入干運轉(zhuǎn)狀態(tài)，進而使傳動失效，引發(fā)災(zāi)難。本文以運輸類旋翼航空器傳動系統(tǒng)中使用壓力潤滑的減速器為研究對象，以其潤滑失效時的適航符合性驗證為研究內(nèi)容，通過對適航規(guī)章進行解析，結(jié)合國外適航當局最新修訂動態(tài)以及型號經(jīng)驗，給出了一種適合我國民用直升機傳動系統(tǒng)壓力潤滑減速器潤滑失效的適航符合性驗證方法，并結(jié)合實際案例進行驗證，為我國民用直升機壓力潤滑減速器潤滑失效的適航驗證提供借鑒。

關(guān)鍵詞：運輸類旋翼航空器； 壓力潤滑減速器； 潤滑失效； 適航

中圖分類號：V228.2 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.06.006

直升機傳動系統(tǒng)是直升機三大“動部件”之一，主要負責將發(fā)動機的功率和轉(zhuǎn)速按要求傳遞給旋翼、尾槳及直升機所需的附件，同時將旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的升力和扭矩傳遞給機身結(jié)構(gòu)[1]。直升機傳動系統(tǒng)的安全運轉(zhuǎn)需要潤滑系統(tǒng)為其接觸或摩擦表面提供潤滑油，從而減少摩擦損失，同時帶走摩擦產(chǎn)生的熱量及廢屑。一旦傳動系統(tǒng)失去潤滑，就會在短時間內(nèi)進入干運轉(zhuǎn)狀態(tài)，造成傳動失效，引發(fā)災(zāi)難性事故。許多國家對直升機傳動系統(tǒng)減速器均有30～60min的干運轉(zhuǎn)能力要求[2-3]。“超級美洲豹”EC225的干運轉(zhuǎn)能力為52min；UH-60“黑鷹”、“阿帕奇”AH-64A、EH101的干運轉(zhuǎn)能力接近1h；貝爾AH-1G/S的干運轉(zhuǎn)能力甚至達到了4h[4]。而國外對于減速器潤滑失效適航符合性驗證細節(jié)均未對外披露，同時我國直升機研制單位主要以軍機為主，工程設(shè)計人員對于民用直升機減速器潤滑失效適航符合性驗證方法的研究及經(jīng)驗相對欠缺。

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

1 適航要求分析

1.1 規(guī)章要求

《中國民用航空規(guī)章》（CCAR）第29部R2版是對運輸類旋翼航空器的適航規(guī)定，其中CCAR-29.927-c[7]原文如下：潤滑系統(tǒng)失效試驗對旋翼傳動系統(tǒng)正常工作所需的潤滑系統(tǒng)，必須滿足下列要求：（1）A類。除非這種失效的可能性極小，否則，必須用試驗表明在飛行機組覺察到潤滑系統(tǒng)失效或潤滑劑損失后的至少30min內(nèi)，在申請人所規(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滑系統(tǒng)內(nèi)造成滑油損失的任何損壞不會阻止繼續(xù)安全飛行，雖然不一定不造成損傷。（2）B類。適用與A類相同的要求，但旋翼傳動系統(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)定的潤滑系統(tǒng)失效試驗，通常也稱為傳動系統(tǒng)干運轉(zhuǎn)試驗，用于演示壓力潤滑減速器正常使用的潤滑系統(tǒng)出現(xiàn)嚴重故障導(dǎo)致潤滑失效時，不會導(dǎo)致旋翼航空器立即出現(xiàn)危險或災(zāi)難性的故障。對于A類旋翼航空器，潤滑系統(tǒng)故障不應(yīng)削弱機組人員在察覺到故障后，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機；對于B類旋翼航空器，機組人員在察覺到故障后應(yīng)能在自轉(zhuǎn)狀態(tài)條件下繼續(xù)運轉(zhuǎn)15min，并具有自轉(zhuǎn)狀態(tài)下安全著陸的能力。當減速器正常使用的潤滑系統(tǒng)發(fā)生會導(dǎo)致潤滑快速損失的故障時，依賴輔助潤滑系統(tǒng)來完成規(guī)定條件下至少30min的運行，則正常潤滑系統(tǒng)和輔助潤滑系統(tǒng)應(yīng)具有足夠的獨立性，以避免發(fā)生同時失效的單點故障和可能的交叉污染。此外，輔助潤滑系統(tǒng)應(yīng)通過設(shè)計、構(gòu)造和功能性試驗表明其具有相應(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滑系統(tǒng)出現(xiàn)導(dǎo)致潤滑失效的故障概率是極微小（≤1E-7）的[8]，則正常潤滑系統(tǒng)失效后至少30min（A類）的干運轉(zhuǎn)試驗不是必需的。然而，由于不可預(yù)見的變量（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，同時還需要考慮不合理的維護與修理帶來的可能導(dǎo)致潤滑失效的故障，使用安全性分析的方法表明符合性可能難以實現(xiàn)。

潤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、密封件、泵、滑油濾、滑油散熱器等的故障。因此，應(yīng)對導(dǎo)致潤滑失效的最嚴重的故障模式進行分析，包括潛在的失效。減速器外部機匣破裂導(dǎo)致的泄漏通常不需考慮，因為減速器機匣通過相應(yīng)的靜強度和疲勞強度試驗已證明其在結(jié)構(gòu)上滿足要求。

潤滑系統(tǒng)失效試驗可采用臺架試驗（傳動系統(tǒng)試驗裝置）進行。傳動系統(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)運轉(zhuǎn)的最高溫度限制，滑油壓力處在正常運轉(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)定后排放傳動系統(tǒng)中的潤滑油以模擬最壞的潤滑系統(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A類旋翼航空器，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)運行30min。隨后在傳動系統(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轉(zhuǎn)；對于B類旋翼航空器，降低輸入扭矩以模擬自轉(zhuǎn)，并使傳動裝置繼續(xù)運轉(zhuǎn)15min，隨后對傳動系統(tǒng)施加輸入扭矩約10s以模擬最小功率著陸。

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

1.3 修訂動態(tài)

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

（1）修訂原因

加拿大適航當局和EASA針對S-92A直升機某次事故進行調(diào)查，發(fā)現(xiàn)其傳動系統(tǒng)實質(zhì)上不能達到條款CS 29.927-c“潤滑系統(tǒng)失效試驗”預(yù)定的安全性目標，而且調(diào)查發(fā)現(xiàn)國外直升機普遍存在類似問題。出現(xiàn)該問題的原因主要是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），即如果認為潤滑系統(tǒng)的某些失效形式是可能性極小的，那么在進行減速器干運轉(zhuǎn)試驗時，可以不考慮將這種失效作為形成干運轉(zhuǎn)的條件。不同潤滑系統(tǒng)失效模式，可能導(dǎo)致失效狀態(tài)下傳動系統(tǒng)內(nèi)余油量不同，如果是減速器位置較高處有泄漏，那么實質(zhì)上就不是干運轉(zhuǎn)，而如果減速器外滑油管路斷開破裂，則有可能瞬間將滑油排干。因此，失效模式的影響對于該試驗影響極大。出現(xiàn)該問題的第二個原因，則是CS 29.917-a對于傳動系統(tǒng)的定義中并未明確涵蓋潤滑系統(tǒng)，因此一些國外制造商在進行分析導(dǎo)致傳動系統(tǒng)潤滑系統(tǒng)失效的模式時，僅考慮了傳動系統(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

針對該問題，EASA認為有必要提高旋翼航空器減速器滑油泄漏的審定和試驗規(guī)范，以及對減速器滑油系統(tǒng)的安全性評估，同時飛行手冊中應(yīng)給出經(jīng)過驗證的減速器滑油泄漏后繼續(xù)運行的最長時間，修訂的條款包括：CS29.917-a對于傳動系統(tǒng)的定義中，增加了潤滑系統(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進行設(shè)計評定以確定傳動系統(tǒng)（含主減速器滑油系統(tǒng)）最嚴重的滑油失效故障模式，并模擬該故障模式進行潤滑系統(tǒng)失效試驗。同時，對于潤滑系統(tǒng)失效試驗要求做了更明確的規(guī)定：對于A類旋翼航空器，應(yīng)表明傳動系統(tǒng)在壓力潤滑失效后具有持續(xù)飛行30min的能力。在航空器給飛行機組提供發(fā)現(xiàn)潤滑系統(tǒng)故障的指示后1min內(nèi)以最大連續(xù)功率運行，然后以滿足最大總重量持續(xù)飛行所需的最小功率進行試驗，試驗結(jié)束階段應(yīng)進行45s的無地效懸停，以模擬著陸。此外，修訂后的條款要求應(yīng)通過多件試驗或延長試驗時間以驗證其對于30min干運轉(zhuǎn)具有正余量，并可表明具有更長的干運轉(zhuǎn)能力。此外，CS 29中Book 2可接受的符合性方法中對試驗的程序、最大運行時間的確定方法進行了詳細規(guī)定，包括縮減系數(shù)和根據(jù)檢查結(jié)果確定的固定時間責罰。對于B類旋翼航空器，為滿足自轉(zhuǎn)下滑和著陸的能力，應(yīng)進行16min15s的試驗：在航空器給飛行機組提供發(fā)現(xiàn)潤滑系統(tǒng)故障的指示后1min內(nèi)以最大連續(xù)功率運行，然后以模擬自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)運行15min，最后提升功率以模擬著陸狀態(tài)15s。29.1521條要求申請人將直升機干運轉(zhuǎn)能力寫入相關(guān)手冊的限制章節(jié)里。

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

2 建議的符合性驗證方法

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外型號合格證的情況，適當納入EASA適航規(guī)章有關(guān)要求。

2.1 單套潤滑系統(tǒng)的壓力潤滑減速器

如果采用壓力潤滑的新研減速器，只有一套潤滑系統(tǒng)，則應(yīng)根據(jù)CCAR-29.917-b對于潤滑系統(tǒng)的安全性分析結(jié)果，確定最嚴重的導(dǎo)致潤滑失效的故障模式，并在試驗中模擬該種失效，進行試驗驗證（MC4）。試驗環(huán)境溫度不應(yīng)低于國際標準大氣條件。

試驗對象：該試驗僅適用于采用壓力潤滑系統(tǒng)的減速器，自潤滑（濺油式或飛濺式潤滑）的傳動裝置不要求進行潤滑系統(tǒng)失效試驗。但近年來，越來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，針對自潤滑的減速器也進行了潤滑失效試驗。

試驗程序：（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)下的扭矩和對應(yīng)的主旋翼轉(zhuǎn)速工作，使滑油溫度穩(wěn)定在連續(xù)運轉(zhuǎn)的最高溫度限制內(nèi)。（2）模擬導(dǎo)致潤滑失效的最嚴重的故障模式，排放減速器中的滑油，并在整個試驗過程中保持放油狀態(tài)。（3）滑油壓力出現(xiàn)低壓告警時，繼續(xù)以最大連續(xù)狀態(tài)運轉(zhuǎn)1min。（4）對于A類旋翼航空器，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，運行30min。然后施加自轉(zhuǎn)狀態(tài)的扭矩，運轉(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，運轉(zhuǎn)約10s，以模擬著陸狀態(tài)。（5）對于B類旋翼航空器，降低輸入扭矩以模擬自轉(zhuǎn)狀態(tài)，運轉(zhuǎn)15min；然后施加最小功率著陸狀態(tài)扭矩，運轉(zhuǎn)約10s，以模擬著陸狀態(tài)。（6）試驗后對盤槳進行分解檢查。

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

2.2 具有備用潤滑系統(tǒng)的壓力潤滑減速器

如果采用壓力潤滑的新研減速器，除正常使用的潤滑系統(tǒng)外，還具有備用潤滑系統(tǒng)，即當正常使用的潤滑系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，依靠備用潤滑系統(tǒng)提供安全運行所需要的潤滑，則兩套系統(tǒng)必須具有足夠的獨立性。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)測部分應(yīng)相互獨立，控制系統(tǒng)和告警系統(tǒng)應(yīng)適當分離。此外，可能導(dǎo)致兩套系統(tǒng)同時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)共用一個滑油池，通過吸油口液面高度差來保證不會同時失效。需要注意的是，當正常使用的潤滑系統(tǒng)發(fā)生外部泄漏時，排出其能吸到的最大滑油量后，油池內(nèi)剩余滑油量應(yīng)能夠通過備用系統(tǒng)維持安全運行所需要的潤滑。同時，正常運行期間，如果備用系統(tǒng)也處于運轉(zhuǎn)狀態(tài)，應(yīng)對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行重點分析，因為備用潤滑系統(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，無論正常使用的潤滑系統(tǒng)是否發(fā)生故障，都有可能導(dǎo)致潤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)在直升機正常運行期間，定期在飛行前或持續(xù)提供一種監(jiān)測備用潤滑系統(tǒng)是否正常工作的方法，并且在正常使用的潤滑系統(tǒng)失效和輔助潤滑系統(tǒng)啟動后，如果發(fā)生任何系統(tǒng)故障，應(yīng)能向飛行機組發(fā)出警告。

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

（1）系統(tǒng)設(shè)計與構(gòu)造方面（MC1），對減速器潤滑系統(tǒng)的功能、邏輯架構(gòu)、組成、工作原理、監(jiān)測與告警、失效后的應(yīng)急處置措施等方面進行詳細闡述，包括備用潤滑系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)測和故障告警，以表明系統(tǒng)設(shè)計具有足夠的獨立性。

（2）安全性分析方面（MC3），應(yīng)對潤滑系統(tǒng)進行詳細分析，包括共模、特殊風險和區(qū)域安全性分析。針對可能導(dǎo)致雙套系統(tǒng)同時失效的故障模式及其影響，包括潛在故障或維護不當，應(yīng)重點分析。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，其來源可以是精確的外場使用經(jīng)驗、類似設(shè)計的試驗數(shù)據(jù)或外場使用經(jīng)驗、導(dǎo)致極低泄漏率的試驗驗證、設(shè)計冗余度、高安全裕度的結(jié)構(gòu)驗證、對備用潤滑系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)測。

（3）功能性試驗考核方面（MC4），使減速器運轉(zhuǎn)在最大連續(xù)扭矩狀態(tài)，滑油溫度穩(wěn)定在連續(xù)運轉(zhuǎn)的最高溫度限制內(nèi)，模擬正常使用的潤滑系統(tǒng)失效。當正常使用的潤滑系統(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)定時間、規(guī)定狀態(tài)的試驗驗證。試驗時間在30min的基礎(chǔ)上應(yīng)適當延長，以表明依靠備用潤滑系統(tǒng)安全運轉(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。試驗結(jié)束階段提升扭矩至著陸狀態(tài)所需扭矩。

（4）航空器機上試驗方面（MC5），應(yīng)對備用潤滑系統(tǒng)的檢測措施進行機上驗證，并模擬備用系統(tǒng)啟用后的有關(guān)故障，以判定故障監(jiān)測與告警是否與預(yù)定的功能一致。

即使具有雙套潤滑系統(tǒng)，如果仍采用潤滑系統(tǒng)完全失效試驗，通過減速器零部件自身的耐受能力表明符合性，相當于進一步提高了減速器的安全性水平，則無須受本節(jié)上述要求的限制，按照本文2.1節(jié)完成相應(yīng)的試驗即可。

3 案例解析

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

該型減速器在臺架上進行了潤滑系統(tǒng)失效試驗，其流程如圖2所示。試驗程序如下：（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℃（最大功率平飛過程中普遍出現(xiàn)的正常溫度，當滑油溫度變化在1℃/min以內(nèi)即為達到穩(wěn)定）。（2）打開放油閥門，并收集放出的滑油，記錄從打開閥門到主油路滑油壓力低告警的時間，放油閥門在整個試驗過程中保持開啟。（3）滑油壓力低告警10s后（模擬飛行機組反應(yīng)過程），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)運轉(zhuǎn)至少30min，這一階段的持續(xù)時間可根據(jù)試驗情況盡可能延長。（4）將主減速器輸入功率增至標準大氣條件下無地效懸停功率，運轉(zhuǎn)15s，以模擬著陸操作程序。

分析上述試驗程序可以發(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間為15s，與CAAC和EASA規(guī)章要求均不一致。進一步分析可以發(fā)現(xiàn)，針對第一個問題，從CCAR-29.927-d中要求可知，除了發(fā)動機最大加減速需要的時間大于10s外，試驗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)動機除外），根據(jù)該型機發(fā)動機有關(guān)性能數(shù)據(jù)，其最大加減速能力小于10s，同時結(jié)合飛行員反應(yīng)時間，此處預(yù)留時間為10s。針對第二個問題，試驗結(jié)束階段施加的著陸狀態(tài)扭矩時長，主要是結(jié)合型號實際情況，并依據(jù)飛行手冊中規(guī)定的應(yīng)急處置程序執(zhí)行，其應(yīng)能達到適航規(guī)章規(guī)定的同等安全水平。

4 結(jié)論

本文以運輸類旋翼航空器傳動系統(tǒng)干運轉(zhuǎn)適航符合性驗證試驗為研究對象，通過對適航規(guī)章要求進行解析，并結(jié)合歐洲航空安全局對于干運轉(zhuǎn)適航要求的最新修訂動態(tài)，給出了建議的適航符合性驗證方法。通過分析得出以下結(jié)論：

（1）歐洲航空安全局最新修訂明確要求傳動系統(tǒng)要進行潤滑系統(tǒng)失效試驗，并對試驗細節(jié)進行了規(guī)定，試驗時長增至36min，試驗最后階段需要進行45s無地效懸停，提升了航空器的安全性。

（2）通過對CCAR-29.927-c款進行解析，并結(jié)合相關(guān)咨詢通告，給出了適用于我國民用直升機的傳動系統(tǒng)干運轉(zhuǎn)適航符合性驗證方法。

（3）結(jié)合某中型民用直升機主減速器干運轉(zhuǎn)適航符合性驗證試驗，對本文研究的內(nèi)容進行了驗證。

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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