用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法与流程

1.本发明涉及涡轮滑油检测技术领域，具体为一种用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法。


背景技术：

2.航空涡轮发动机润滑油(以下简称为涡轮滑油)是发动机的“血液”，对发动机起到润滑、冷却、密封和清洁的作用。
3.随着我国经济的高速发展，我国民航产业也日益壮大，目前已成为继美国之后全球第二大民航运输大国，航空润滑油需求量也大幅度增加。但由于受西方国家技术封锁，国产涡轮滑油无法获取齿轮承载能力、轴承沉积性能、气相结焦等关键适航验证试验数据，导致国产涡轮滑油无法通过国外适航当局的认证和批准，而我国尚未建立起完整的、能准确进行涡轮滑油适航审定的符合性方法体系，这都限制了国产涡轮滑油的研制生产，严重阻碍涡轮滑油的国产化。因此现在我国民航急需一种完整的能准确进行涡轮滑油适航审定的符合性判定方法。


技术实现要素：

4.本发明意在提供一种用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法，能对涡轮滑油与相关适航要求的符合性进行判断，并能保证判断的准确性和完整性。
5.本发明提供如下基础方案：涡轮滑油用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法，包括如下内容：
6.ctsoa合格审定：根据标准对涡轮滑油进行审定，若通过审定，则获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若未通过审定，则判定涡轮滑油不适航；
7.发动机stc审定：采用发动机台架对涡轮滑油进行不少于预设c循环次数的试验，若通过试验，则获得stc并执行航线应用；若未通过试验，则判定涡轮滑油不适航；
8.航线应用：将涡轮滑油应用到指定航线，其应用时间不少于预设航时，并监控应用，若通过监控应用，则判定涡轮滑油适航；若未通过监控应用，则判定涡轮滑油不适航。
9.说明：ctsoa：技术标准规定项目批准书；
10.stc：补充型号合格。
11.基础方案的有益效果：本方案从涡轮滑油检测层面出发，依次进行ctsoa合格审定、发动机stc审定和航线应用审定，到实际应用层面结束，涵盖了涡轮滑油与适航规章和标准的全部符合性审定，包括实验室试验，全尺寸地面发动机台架试验以及航线应用监控试验等，实现涡轮滑油各类性能参数与适航规章、技术标准的符合性判断。并且每一步适航验证合格后，才能进入下一步适航验证，ctsoa合格审定中会根据技术标准对涡轮滑油进行审定，发动机stc审定中将进行不少于预设循环次数的试验；航线应用监控中应用时间不少于预设航时，从而保证适航验证判定的有效性和准确性。
12.综上所述，按照本方案要求开展涡轮滑油的适航审定与验证，能够判断涡轮滑油
与适航规章、技术标准的符合性，并能保证判断的准确性和完整性。
13.进一步，所述ctsoa合格审定，包括：根据ctso-2c704标准要求，对涡轮滑油的化学组成和性能进行审定；若通过审定，则获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若未通过审定，则判定涡轮滑油不适航；
14.其中对化学组成进行审定，包括：判断涡轮滑油中各组成成分是否符合预设化学成分要求；
15.对性能进行审定，包括：型式检验和质量控制检验。
16.有益效果：化学组成要求审定和性能要求审定，审定涡轮滑油化学成分和产品性能，使其满足适航标准。
17.进一步，所述型式检验，包括：对涡轮滑油进行物理性能试验、化学性能试验、稳定性能试验、沉积性能试验、摩擦性能试验和附加试验，根据试验结果，判断涡轮滑油是否符合型式检验要求，若是，则进行质量控制检验；若否，则判定涡轮滑油不适航；
18.所述质量控制检验，包括：通过型式检验的涡轮滑油进行批次生产时，对不少于预设批次的涡轮滑油进行质量控制检验，判断涡轮滑油是否符合质量控制检验要求，若是，则通过审定获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若否，则判定涡轮滑油不适航；其中质量控制检验包括：运动黏度、倾点、开口闪点、泡沫特性、总酸值、沉积物/灰分、微量金属含量、氧化腐蚀安定性、热安定腐蚀性、动态结焦和气相结焦的试验。
19.有益效果：型式检验对涡轮滑油的各类性能进行综合评定，保证性能检测的完整性，是确认涡轮滑油与适航规章、标准符合性的最主要手段。质量控制检验是通过型式检验的涡轮滑油批次生产时的出厂放行试验，用于判断每批次出厂的产品性能以及不同生产批次的产品性能差异是否符合技术标准要求，以确保涡轮滑油的批次稳定性，保证后续大批量生产时的涡轮滑油性能与型式检验时的涡轮滑油性能相同。
20.进一步，所述发动机stc审定，包括：
21.对发动机台架进行排空和清洁维护；
22.对发动机台架进行换装涡轮滑油；
23.进行发动机c循环试验；其中循环次数不少于预设c循环次数；
24.在发动机c循环试验中，进行发动机运行数据采集及分析，进行涡轮滑油消耗监控和取样分析；
25.在发动机c循环试验后，进行滑油取样分析、目视检查和拆解检查；
26.根据发动机运行数据采集及分析结果、取样分析结果、目视检查结果和拆解检查结果，判断各结果是否满足预设发动机stc合格审定要求，若是，则获得stc并执行航线应用；若否，则判定涡轮滑油不适航。
27.有益效果：发动机stc审定中对发动机台架进行排空和清洁维护，防止原有涡轮滑油影响本次试验结果。
28.进一步，所述预设发动机stc合格审定要求，包括：
29.搭载试验的涡轮滑油的发动机各项参数随循环数的变化趋势与参考涡轮滑油一致，无明显突变；其中参考涡轮滑油为商用涡轮滑油；
30.发动机c循环试验过程中，试验发动机未出现由涡轮滑油导致的参数超限、喘振、加速缓慢和/或转速悬挂的不良工况；在发动机stc审定中未出现与涡轮滑油相关的影响安
全的不利工作特性或超出预设限制的损伤，滑油滤或磁堵中未发现超出预设限制要求的发动机部件碎屑；
31.发动机c循环试验后，试验发动机的tgb、agb、igb和滑油系统目视检查结果正常，试验发动机及滑油系统相关部件未出现与换装涡轮滑油相关的漏油情况。
32.有益效果：作为试验滑油的涡轮滑油，其预设发动机stc合格审定要求包含了发动机运行参数对比、试验滑油性能变化趋势监测和发动机关键部件拆解检查与评定，保证试验判断的全面性和准确性。同时，选择主流商用涡轮滑油作为参考滑油，通过对比分析试验滑油与参考滑油之间的性能差异，判断试验滑油与发动机型号设计要求的符合性，进一步提高适航验证准确性。
33.进一步，所述预设c循环次数至少为2000次。
34.有益效果：预设c循环次数至少为2000次，防止测试循环数过低，不能充分验证试验涡轮滑油对不同工况下发动机的潜在影响，如滑油对发动机滑油系统中非金属密封件的腐蚀影响通常发生在1500循环后。若试验循环数较少，导致试验滑油在后续航线应用时出现问题的风险提高。
35.进一步，所述航线应用，包括：将涡轮滑油应用到指定机型和指定航线，进行航线应用对比测试；
36.单次测试包括：在试验飞机两侧发动机分别换装试验的涡轮滑油和参考涡轮滑油，进行两个航段的测试，且两个航段的航时分别不低于第一预设航时和第二预设航时，两个航段分别为短距离起降的近程航线和长距离起降的远程航线；
37.试飞过程中采集和记录各航段飞机与发动机的运行数据；
38.对两侧发动机、起动机和idg中的涡轮滑油进行取样及分析；
39.对发动机滑油滤、金属屑传感器进行目视和拆解检查；
40.根据试飞过程中采集和记录的各航段运行数据、目视检查结果、试验滑油取样分析和拆解检查等对比分析结果，判断本次测试是否合格，若是，则进行下一次测试；若否，则判定涡轮滑油不适航；
41.目视检查和取样分析完成后，将试验发动机按需换装回原商用涡轮滑油，并对发动机滑油系统、起动机和idg进行清洗维护，使发动机重新回到适航状态；
42.测试的次数根据测试的总航时不少于预设航时确定，判断每次测试是否符合预设航线应用合格要求，若是，则判定涡轮滑油适航；若否，则判定涡轮滑油不适航。
43.有益效果：单次测试包括进行两个航段的测试，两个航段的航时分别不低于第一预设航时和第二预设航时，且两个航段应分别为短距离起降的近程航线和长距离起降的远程航线，保证航线应用尽可能模拟日常航班的运行情况，确保应用的真实性和适用性。
44.进一步，所述预设航线应用合格要求，包括：
45.试飞过程中，发动机未出现由涡轮滑油导致的运行参数超限、喘振、加速缓慢和/或转速悬挂的不良工况，在整个航线试飞过程中未出现与涡轮滑油相关的影响安全的不利工作特性或超出预设限制的损伤，滑油滤或磁堵中未发现超出预设限制要求的发动机部件碎屑；
46.试飞结束后，发动机的tgb、agb、igb和滑油系统目视检查结果正常，发动机及滑油系统相关部件未出现与换装的试验的涡轮滑油相关的漏油情况；
47.试验的涡轮滑油在试飞过程中的性能变化趋势满足预设飞机维修要求。
48.有益效果：预设航线应用合格要求概括了试飞过程中飞机和发动机的运行参数监测要求，以及试飞结束后的飞机和发动机滑油系统关键零部件的拆解检查、滑油性能变化趋势要求等，提升了航线应用监测的全面性和判断的准确性。
49.进一步，所述预设航时至少为2000小时。
50.有益效果：预设航时至少为2000小时，防止监测航时过短，不能充分发现试验滑油对飞机和发动机滑油系统的负面影响。如涡轮滑油的热氧化安定性能和气液相结焦特性在正常航线运行时，当飞行小时数超过1500小时时，才能在发动机高温轴承腔、附件齿轮箱以及通风管等部件上逐渐产生氧化沉积物或碳结焦产物。若航线应用监测时间过短，无法全面准确判断试验涡轮滑油的综合性能。
51.进一步，还包括：推广步骤；
52.推广步骤：对被判定为适航的涡轮滑油进行推广，并在推广过程中进行监管。
53.有益效果：完善后续的监管。
附图说明
54.图1为本发明用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法实施例的流程示意图；
55.图2为本发明用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法实施例中发动机c循环试验的流程示意图；
56.图3为现有技术的vpc气相结焦测试仪的结构示意图；
57.图4为本发明实施例三中内层管的结构示意图；
58.图5为本发明实施例三中内层管的正视图；
59.图6为本发明实施例三中管接头的结构示意图；
60.图7为本发明实施例四的主视剖视图；
61.图8为图1中的密封组件与箱体和主轴的连接关系示意图；
62.图9为本发明实施例五中fzg-ar齿轮副中小齿轮的结构示意图；
63.图10为本发明实施例五中fzg-ar齿轮副中大齿轮的结构示意图；
64.图11为本发明实施例五中fzg-cr齿轮副中小齿轮的结构示意图；
65.图12为本发明实施例五中fzg-cr齿轮副中大齿轮的结构示意图；
66.图13为试验组1试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图；
67.图14为试验组2试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图；
68.图15为试验组3试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图；
69.图16为试验组4试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图；
70.图17为试验组5试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图；
71.图18为试验组6试验时在齿轮失效前的加载载荷和齿轮胶合面积的折线变化图。
具体实施方式
72.下面通过具体实施方式进一步详细说明：
73.说明书附图中的附图标记包括：三颈烧瓶101、加热套102、净化空气供应子系统
103、油温指示热电偶104、加热炉105、试验管106、平椭圆柱形管接头107、柱形管接头108、箱体201、端盖2011、出油孔2012、排油孔2013、回油孔2014、主轴202、轴肩2021、支撑轴承203、试验轴承204、加载轴承205、密封组件2060、封隔组件2070、径向加载机构208、挡板一2061、挡板二2062、挡板三2071、挡板四2072、回收容器206、加热元件207、加载杆2081、承压杆2082、压力传感器2083、砝码2084、锁紧螺母2010、垫片2020、喷油嘴2030。
74.实施例一
75.本实施例基本如附图1所示：
76.用于航空涡轮发动机润滑油的适航符合性判定方法，包括如下内容：
77.ctsoa合格审定：根据标准对涡轮滑油进行审定，若通过审定，则获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若未通过审定，则判定涡轮滑油不适航；其中标准为技术标准；
78.具体地，ctsoa合格审定，包括：
79.根据ctso-2c704标准要求，对涡轮滑油的化学组成要求和性能进行审定；若通过审定，则获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若未通过审定，则判定涡轮滑油不适航；
80.其中对化学组成进行审定，包括：判断涡轮滑油中各组成成分是否符合预设化学成分要求；本实施例中预设化学成分要求为涡轮滑油应主要以多元醇酯类化合物为基础油，粘度等级为5厘斯，不应使用含有钡和钛类有机化合物，如果使用磷酸三甲酚酯(tcp)类添加剂，其中邻位异构体的质量分数不应超过0.2％，其中涡轮滑油所有化学成分应符合国家有关环保、毒理、安全等相关法律、法规的要求，应建立化学品安全技术说明书或者相关文件。
81.对性能进行审定，包括：型式检验和质量控制检验；
82.型式检验，包括：对涡轮滑油进行物理性能试验、化学性能试验、稳定性能试验、沉积性能试验、摩擦性能试验和附加试验，根据试验结果，判断涡轮滑油是否符合型式检验要求，若是，则进行质量控制检验；若否，则判定涡轮滑油不适航；
83.本实施例中物理性能试验，包括：运动黏度(-40℃、40℃和100℃)、黏度稳定性、倾点、开口闪点、蒸发损失、泡沫特性、剪切安定性等项目。
84.化学性能试验，包括：总酸值、沉积物/灰分、油品相容性、橡胶相容性、微量金属含量等项目。
85.稳定性能试验，包括：氧化腐蚀安定性(175℃、204℃、218℃)和热安定腐蚀性试验。
86.沉积性能试验，包括：动态结焦试验、高温轴承沉积性能试验和气相结焦试验。
87.摩擦性能试验，包括：高速齿轮承载能力试验。
88.附加试验，包括：一元酸组成、运动黏度温度曲线(-55℃、-20℃、0℃、70℃、150℃、200℃和250℃)、黏度指数、压黏系数、密度(-55℃、-20℃、0℃、15℃、40℃、70℃、100℃、150℃、200℃和250℃)、比热容(-55℃、-20℃、0℃、15℃、40℃、100℃、150℃、200℃和250℃)、导热系数(40℃、100℃、150℃、200℃和250℃)、电导率、水解安定性、氧化安定性、橡胶相容性(1800h)、高温管沉积、中度磨损、苛刻磨损、热老化性能(150℃、180℃和225℃)、颗粒物、球盘承载能力、橡胶相容性(试验至橡胶失效)等项目；
89.质量控制检验，包括：通过型式检验的涡轮滑油进行批次生产时，对不少于预设批次的涡轮滑油进行质量控制检验，判断涡轮滑油是否符合质量控制检验要求，若是，则通过
审定获得ctsoa，并执行发动机stc审定；若否，则判定涡轮滑油不适航；其中质量控制检验包括：运动黏度(-40℃和40℃)、倾点、开口闪点、泡沫特性、总酸值、沉积物/灰分、微量金属含量、氧化腐蚀安定性(204℃)、热安定腐蚀性、动态结焦和气相结焦的试验。其中预设批次至少为3次；
90.通过审定并获得ctsoa的涡轮滑油，之后每批次生产的涡轮滑油应开展质量控制检验，并将检验合格的数据填入涡轮滑油产品质量合格证，以用作其质量交接，如表1所示：
91.表1涡轮滑油产品质量合格证
92.[0093][0094]
[0095]
发动机stc审定：采用发动机台架对涡轮滑油进行不少于预设c循环次数的试验，若通过试验，则获得stc并执行航线应用；若未通过试验，则判定涡轮滑油不适航；本实施例中发动机台架采用全尺寸地面航空涡轮风扇发动机试验台架；
[0096]
具体地，发动机台架，包括：试验发动机和发动机滑油系统构架；
[0097]
其中试验发动机，包括：风扇、低压压气机、高压压气机、环形燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和排气系统；试验发动机的剩余寿命应不小于使用寿命的50％；
[0098]
发动机滑油系统构架，包括：滑油箱、滑油泵、滑油滤、燃/滑油热交换器、防漏阀门、集油装置、滑油油量/温度传感器、滑油压力传感器、滑油滤旁通开关、磁屑金属探测器和滑油管路；发动机滑油系统构架为自封闭系统，主要功能是为发动机轴承、齿轮和封严提供润滑和冷却，同时与试验发动机进行热交换，将供给环形燃烧室和伺服作动系统的燃油进行加温。
[0099]
发动机stc审定，包括：
[0100]
对发动机台架进行排空和清洁维护；具体地，首次地面试验前，需对试验发动机换装待测的涡轮滑油，换装前需对发动机滑油系统构架、起动机和idg进行排空和清洗维护，保证试验发动机完全换装国产滑油。操作时按根据amm手册对发动机滑油系统、起动机及idg进行清洗和涡轮滑油更换。
[0101]
对发动机台架进行换装涡轮滑油；
[0102]
进行发动机c循环试验；其中循环次数不少于预设c循环次数；
[0103]
如图2所示，具体进行发动机c循环试验的如下：
[0104]
a.记录环境温度，可通过便携式温度计测量前起落架舱温度获得或从塔台获得(如果距离本次开车之前2h内已记录过环境温度，则本次c循环可以沿用之前记录的温度)；
[0105]
b.查找对应温度下试验发动机最大连续推力等级和最大反推推力等级的n1，空中慢车推力等级的n2；
[0106]
c.通过apu或外部气源引气正常起动试验发动机(不要通过交输引气起动)，记录试验发动机开车时间；
[0107]
d.在地面慢车稳定120秒，在试验发动机参数稳定且下一次操作油门杆前，按要求记录发动机参数(包括n1转速、n2转速、滑油压力、滑油温度、n1振动、n2振动、滑油量，下文不再重复)；
[0108]
e.确认attcs抑制按钮按入，将试验发动机推力调至to/ga，保持90秒，在试验发动机参数稳定且下一次操作油门杆前，按要求记录发动机参数；
[0109]
f.操纵油门杆以最大连续推力等级的n1为目标值，将试验发动机调至最大连续推力等级，保持90秒，在试验发动机参数稳定且下一次操作油门杆前，按要求记录发动机参数；
[0110]
g.操纵油门杆以空中慢车推力等级的n2为目标值，将试验发动机调至空中慢车推力等级，保持100秒；
[0111]
h.操纵油门杆以最大反推推力等级的n1为目标值，将试验发动机调至最大反推推力等级(通过n1转速在正推力下模拟，不要将油门杆调至反推位)，保持20秒；
[0112]
i.将试验发动机调至地面慢车推力等级，保持300秒，在试验发动机参数稳定且关车前，按要求记录发动机参数。然后关闭发动机，记录发动机关车时间；
[0113]
j.关闭发动机后，等待120秒；
[0114]
k.从a重复，直至完成全部2000循环试验。
[0115]
在发动机c循环试验中，进行发动机运行数据采集及分析，进行涡轮滑油消耗监控和取样分析；其中每次添加或提取涡轮滑油时使用量筒进行计量，仅在发动机停车超过15min之后(但不要超过30min)按照amm手册给滑油箱添加涡轮滑油，添加足够的涡轮滑油直至液位达到滑油箱液位观察窗上的“full”标记。每次取样、涡轮滑油损失或添加涡轮滑油时按下表2记录油品取样日志及消耗量。地面试验时添加涡轮滑油的时间间隔建议为发动机净运行时长25h或滑油量降低至“full”刻度的1/3处；
[0116]
表2滑油取样日志及消耗量记录表
[0117][0118]
注：如上表所示，“总运行时间”为发动机换装待测的涡轮滑油后累计开车时间；“发动机净运行时间”为距上次发动机添加涡轮滑油后累计开车时间；“滑油净增加量”为本次添加涡轮滑油量减去距上次添加涡轮滑油时的样本取样总量和滑油损失总量；“滑油消耗率”为涡轮滑油的滑油净增加量除以发动机净运行时间，除首次添加涡轮滑油外，每次添加涡轮滑油时计算。
[0119]
在发动机c循环试验后，进行滑油取样分析、目视检查和拆解检查；
[0120]
其中滑油取样分析中滑油取样操作参考amm手册执行；
[0121]
目视检查具体为：打开风扇罩，执行amm手册中风扇罩-打开程序，对试验发动机的tgb、agb、igb和发动机滑油系统构架进行目视检查，并记录漏油情况；检查并记录中央通气管是否有结焦。完成检查后，执行amm手册中风扇罩-关闭程序，使飞机恢复至常态，并将工作区的所有工具、设备和无关物品移除；
[0122]
拆解检查具体为：地面循环试验结束后，按照amm手册将滑油滤和磁屑金属探测器从发动机拆除，进行清洗并收集碎屑(非磁性碎屑和磁性碎屑)的质量，并对碎屑进行理化计量分析，检查滑油滤和磁屑金属探测器o型圈是否存在腐蚀或裂纹等不正常现象，对中央通气管出口区域进行目视检查并拍照(确认是否存在结焦及结焦部位)，以评估发动机的工作状态。
[0123]
根据发动机运行数据采集及分析结果、取样分析结果、目视检查结果和拆解检查结果，判断各结果是否满足预设发动机stc合格审定要求，若是，则获得stc并执行航线应用；若否，则判定涡轮滑油不适航；
[0124]
其中预设发动机stc合格审定要求，包括：
[0125]
搭载试验的涡轮滑油的发动机各项参数随循环数的变化趋势与参考涡轮滑油一致，无明显突变；其中参考涡轮滑油为商用涡轮滑油；
[0126]
发送机c循环试验过程中，试验发动机未出现由涡轮滑油导致的参数超限、喘振、
加速缓慢和/或转速悬挂的不良工况；在发动机stc审定中未出现与涡轮滑油相关的影响安全的不利工作特性或超出预设限制的损伤，滑油滤或磁堵中未发现超出预设限制要求的发动机部件碎屑；其中预设限制要求为发动机手册规定的限制要求；
[0127]
发动机c循环试验后，试验发动机的tgb、agb、igb和滑油系统目视检查结果正常，试验发动机及滑油系统相关部件未出现与换装涡轮滑油相关的漏油情况。
[0128]
本实施例中预设c循环次数至少为2000次。
[0129]
航线应用：将涡轮滑油应用到指定机型和指定航线，其应用时间不少于预设航时，并监控应用，若通过监控应用，则判定涡轮滑油适航；若未通过监控应用，则判定涡轮滑油不适航；监控应用包括：监控飞机发动机运行参数变化，并对涡轮滑油进行取样分析，判断涡轮滑油是否符合预设要求，若是，则判定涡轮滑油适航；若否，则判定涡轮滑油不适航；
[0130]
具体地，航线应用，包括：将涡轮滑油应用到指定机型和指定航线，进行航线应用测试；
[0131]
单次测试包括：在试验飞机两侧发动机分别换装试验的涡轮滑油和参考涡轮滑油，进行两个航段的测试，且两个航段的航时分别不低于第一预设航时和第二预设航时，两个航段分别为短距离起降的近程航线和长距离起降的远程航线；本实施例中第一预设航时为不低于1.3飞行小时，第二预设航时为不低于2.1飞行小时；每个航段包含起飞、爬升、巡航、下降、着陆等阶段，其中巡航高度要求不低于30000ft。
[0132]
试飞过程中采集和记录各航段飞机与发动机的运行数据；
[0133]
对两侧发动机、起动机和idg中的涡轮滑油进行取样及分析；
[0134]
对发动机滑油滤、金属屑传感器进行目视和拆解检查；
[0135]
根据试飞过程中采集和记录的各航段运行数据、目视检查结果、试验滑油取样分析和拆解检查等对比分析结果，判断本次测试是否合格，若是，则进行下一次测试；若否，则判定涡轮滑油不适航；
[0136]
目视检查和取样分析完成后，将试验发动机按需换装回原商用涡轮滑油，并对发动机滑油系统、起动机和idg进行清洗维护，使发动机重新回到适航状态；
[0137]
测试的次数根据测试的总航时不少于预设航时确定，判断每次测试是否符合预设航线应用合格要求，若是，则判定涡轮滑油适航；若否，则判定涡轮滑油不适航。
[0138]
其中预设航线应用合格要求，包括：
[0139]
试飞过程中，发动机未出现由涡轮滑油导致的运行参数超限、喘振、加速缓慢和/或转速悬挂的不良工况，在整个航线试飞过程中未出现与涡轮滑油相关的影响安全的不利工作特性或超出预设限制的损伤，滑油滤或磁堵中未发现超出预设限制要求的发动机部件碎屑；
[0140]
试飞结果后，发动机的tgb、agb、igb和滑油系统目视检查结果正常，发动机及滑油系统相关部件未出现与换装的试验的涡轮滑油相关的漏油情况；
[0141]
试验的涡轮滑油在试飞过程中的性能变化趋势满足预设飞机维修要求，其中预设飞机维修要求为飞机维修手册要求。
[0142]
本实施例中预设航时至少为2000小时；
[0143]
推广步骤：对被判定为适航的涡轮滑油进行推广，并在推广过程中进行监管。
[0144]
本方案从涡轮滑油检测层面出发，依次进行ctsoa合格审定、发动机stc审定和航
线应用审定，到实际应用层面结束，涵盖了涡轮滑油与适航规章和标准的全部符合性审定，包括实验室试验，全尺寸地面航空涡轮风扇发动机台架试验以及航线应用监控试验等，实现涡轮滑油各类性能参数与适航规章、技术标准的符合性判断。并且每一步适航验证合格后，才能进入下一步适航验证，ctsoa合格审定中会根据技术标准要求对涡轮滑油的标准指标符合性进行审定，发动机stc审定中将进行不少于预设循环次数的发动机台架试验，判定涡轮滑油对发动机型号设计的符合性；航线应用监控审定将进行不少于预设航时的应用飞行监控，判定涡轮滑油对飞机和发动机航线运行要求的符合性，从而保证适航验证判定的准确性和完整性。
[0145]
综上所述，按照本方案要求开展涡轮滑油的适航审定与验证，能够判断涡轮滑油与适航规章、技术标准的符合性，并能保证判断的准确性和完整性。
[0146]
实施例二
[0147]
本实施例与实施例一基本相同，区别在于，本实施例中，考虑到发动机台架试验成本高，且复杂，为了减少发动机台架的试验时间，降低发动机stc审定的成本，因此在进行发动机stc审定之前，先通过实验室分析试验，对比分析国产的待测的涡轮滑油和已获批准的进口的涡轮滑油(又称：参考涡轮滑油，一般选用国外主流商用涡轮滑油)，根据对比分析结果可以对发动机stc审定进行调整，从而减少发动机台架的试验时间，降低发动机stc审定的成本；
[0148]
具体地，如表3所示，根据《航空发动机适航规定》(ccar-33-r2)对应的条款内容，采用对应的符合性验证方法，实现对应的符合性验证思路；
[0149]
表3符合性验证
[0150]
[0151]
[0152]
[0153][0154]
通过本实施例的方案，可以将预设c循环次数降低至少50％，即相比实施例一的方案，本实施例中预设c循环次数至少为1000次，从而减少发动机台架的试验时间，降低发动机stc审定的成本。
[0155]
实施例三
[0156]
实施例一中所述气相结焦试验，是针对涡轮滑油的试验，涡轮滑油的功能主要是用于航空发动机内器件的润滑和冷却，在发动机的高温运行环境下容易使涡轮滑油发生氧化和裂解，氧化或裂解的涡轮滑油会产生严重影响发动机性能的副产物，如积碳、油泥等。这些副产物会阻碍发动机中轴承、齿轮、密封件、回油泵和进气系统的正常工作。严重时还会导致发动机的灾难性故障，影响飞行器的运行安全。
[0157]
虽然现有航空涡轮发动机多使用以新戊基多元醇酯作为基础油的涡轮滑油产品进行润滑，此类合成酯航空润滑油具有优良的热稳定性和抗氧化特性，能够在一个较宽的温度范围内进行使用。与合成双酯基润滑油相比，新戊基多元醇酯基涡轮滑油更换周期更长、损耗更低、油泥和积碳生成量也大幅度减少。
[0158]
但是随着航空涡轮发动机的需求改变和发展，航空涡轮发动机需要变得更轻、更紧凑但产生更大的功率，这就需要将航空涡轮发动机的单位“能量密度”进行提升，以致在减小发动机尺寸和重量的情况下产生更大的推力。但随着发动机单位“能量密度”的提升，发动机涡轮前温度也将大幅度提升，致使涡轮滑油接触到的发动机零部件表面产生更高的温度，这将导致目前广泛使用的新戊基多元醇酯涡轮滑油发生高温氧化或热裂解反应，生成大量的有害碳沉积或油泥。
[0159]
因此研制生产适应高温运行条件的涡轮滑油已迫在眉睫，同时，润滑油作为航空涡轮发动机的关键零部件，其产品质量和性能参数与航空涡轮发动机运行安全息息相关，故任何一款涡轮滑油必须经过适航审定，表明与对应规章和技术标准要求的符合性后，才能获准在民用航空器上使用。在对涡轮滑油性能进行适航验证时，必须要测量涡轮滑油在
高温热浸条件下，其蒸汽与空气混合物在发动机通风管等热端部件表面发生高温氧化或热裂解反应生成有害碳沉积物的倾向性，具体地，中国民用航空技术标准规定《民用航空发动机润滑油》(ctso-2c704)中明确了涡轮滑油需要进行气相结焦试验，测定润滑油在航空涡轮发动机无油浸润的高温通气管区域形成碳沉积物的倾向特性。
[0160]
现有涡轮滑油的气相结焦倾向特性主要通过vpc气相结焦测试仪进行测定；vpc气相结焦测试仪主要包括三颈烧瓶、净化空气系统部分、加热炉测试部分、绝缘试验管部分和控制柜，详情请见图3所示。
[0161]
测试过程具体为：在三颈烧瓶(如图3中1所示)中加入适量待检测的涡轮滑油试样，利用适配的加热套(如图3中2所示)使三颈烧瓶中的涡轮滑油试样加热至204℃，同时通过净化空气供应子系统(如图3中3所示)往三颈烧瓶中持续加入765
±
5ml/min的干燥净化空气，使其成为带走涡轮滑油试样蒸汽的介质并为涡轮滑油试样蒸汽在高温下氧化结焦提供氧化剂(氧气)。三颈烧瓶的温度由插入瓶中油液面下的油温指示热电偶(如图3中4所示)进行控制，油温指示热电偶根据三颈烧瓶中温度的波动对球形电加热套的功率大小进行调节，从而控制三颈烧瓶的温度。随后涡轮滑油试样蒸汽与干燥净化空气的混合气体进入三颈烧瓶上部的加热炉(如图3中5所示)中，加热炉通过大功率的加热线圈(1200w)对通过其通道的混合油品试样蒸汽进行加热，同时也对插入其中的试验管(如图3中6所示)进行加热，使其维持在规定的试验温度范围内，通常试样温度为371℃。与三颈烧瓶控温方式一致，加热炉体也是通过热电偶对其温度波动大小的判断，进而控制加热炉中加热线圈的功率大小来维持稳定的试验温度。涡轮滑油试样蒸汽与干燥净化空气的混合气体经过加热炉的加热后进入镶嵌在加热炉体中的试验管中，试验管底部通过紧固螺母牢靠的锁紧在加热炉中，并通过加热炉维持约371℃的试验温度。
[0162]
同时在试验管上，从底部到顶部，依次等距离安装有6支热电偶，用来监控并记录不锈钢试验管上不同位置的温度变化。这是因为不锈钢试验管仅有底部的少部分管体(约1cm)插入加热炉中，不锈钢试验管其余管体由于远离加热炉，沿着不锈钢试验管轴向存在温度梯度，导致靠近加热炉端口处的温度高，远离加热炉的端口温度低。当涡轮滑油试验蒸汽通过试验管时，随着试验管温度不断降低，当滑油蒸汽冷却至一定温度时，滑油蒸汽将凝结成液体，并沿着试验管内壁向下回流，直到回流到特定温度，滑油在高温和空气中氧气的作用下在试验管内壁逐渐形成了油泥和碳沉积物，此时，通过试验管外表面上的6支热电偶以及管内形成的油泥和碳沉积物的位置，测量滑油蒸汽结焦物的温度。
[0163]
当气相结焦测试仪的所有控制参数均稳定后，开始18小时的试验。
[0164]
发明人在自主建设的气相结焦倾向试验台架上开展大量试验过程中，发现现有vpc气相结焦测试仪存在大量问题：
[0165]
1、国外标准规定的试验管为直径12.7mm的单层圆柱形，单层试验管的热量流失快，易受环境温度条件影响；
[0166]
2、国外标准规定的单层试验管外部的热电偶采用金属卡箍安装，卡箍外侧再焊接热电偶导线管，导致单层试验管组件的外径增加至30mm以上。同时，为使热电偶金属导线不与保温套内壁接触，增加测量准确度，防止热电偶金属导线磨损，保温套内径将至少增大到40mm以上，致使保温套内壁与单层试验管之间存在较大间隙，极易受环境温度条件影响，造成单层试验管热量大量流失，致使单层试验管沿轴向的温度分布梯度不均匀，严重影响试
验重复性和再现性；
[0167]
3、直径12.7mm的单层圆柱形，不符合国产航空涡轮发动机通风管的双层平椭圆柱形构造，其模拟的真实性低；
[0168]
4、发明人通过大量试验发现，标准型航空涡轮滑油在试验管内部的结焦温度范围大多数集中于170℃-270℃之间，高性能型航空涡轮滑油主要集中于190℃-240℃之间，而现有vpc气相结焦倾向测定仪试验管上热电偶只有6个，且由试验管底部到顶部均匀分布，使得测定的不同类别航空涡轮滑油的结焦温度范围有限，不能够准确测量不同航空涡轮滑油的气相结焦温度范围，影响试验精度；
[0169]
5、并且三颈烧瓶的加热温度为204℃，不能很好的适应低功率和高功率国产航空涡轮发动机高温轴承腔的热浸温度，使得模拟的真实性低；
[0170]
上述问题都会直接或者间接的导致同一种涡轮滑油多次试验的气相结焦沉积物质量、试验管内形成碳沉积物和漆膜的温度分布、以及碳沉积物最大生成温度等关键参数差异较大，严重影响了涡轮滑油气相结焦倾向测定的精准性，导致涡轮滑油气相结焦倾向测定的重复性和再现性低，无法保障涡轮滑油气相结焦倾向测定的准确性，从而无法获取准确的涡轮滑油气相结焦特性，使得测定结果的可参考性低。现有国产涡轮滑油的研制无法参考涡轮滑油气相结焦倾向的测定结果，进行涡轮滑油的设计，极大地阻碍国产涡轮滑油的研制生产，制约我国涡轮滑油的适航审定；同时，也使得现有国产发动机的研制也无法根据滑油的气相结焦特性对发动机高温轴承腔通风管路的尺寸、材质和构型进行准确设计，极大的限制了国产发动机的研发。因此本实施例中提出涡轮滑油气相结焦倾向测定系统，具体如下：
[0171]
本实施例与上述实施例基本相同，区别在于：还包括：
[0172]
所述气相结焦试验，采用发明人自主研发的涡轮滑油气相结焦倾向测定系统，
[0173]
包括试验管106、三颈烧瓶101、加热套102、净化空气供应子系统103、加热炉105和控制子系统；
[0174]
试验管106，包括：内层管、外层管和管接头；
[0175]
内层管设置在外层管内，且内层管和外层管之间存在空隙，且内层管和外层管均为平椭圆柱形管；管接头一端为平椭圆柱形管接头107，另一端为柱形管接头108；平椭圆柱形管接头107用于连接内层管和外层管，柱形管接头108用于试验管106的安装；
[0176]
具体地，试验管106的材料为mas7101标准gh625钢材；
[0177]
内层管形状如图4、图5所示，为平椭圆柱形管，通过两个半圆形管和两个平板焊接而成，表面粗糙度范围为2.0-5.0，长端范围为20-50，圆面轮廓度范围为0.1-0.4；上下边为两个半圆管，外径范围为15-20mm，厚度范围为0.5-2.0mm，长度范围为100-200mm；平板长度范围为100-200mm，厚度范围为0.5-2.0mm，宽度范围为10-25mm；
[0178]
外层管形状和内层管相同，为平椭圆柱形管，通过两个半圆形管和两个平板焊接而成，表面粗糙度范围为2.0-5.0，长端范围为20-55，圆面轮廓度范围为0.1-0.4；上下边为两个半圆管，外径范围为18-30mm，厚度范围为0.5-2.0mm，长度范围为150-250mm；平板长度范围为150-250mm，厚度范围为0.5-2.0mm，宽度范围为10-25mm；
[0179]
管接头如图6所示，能将内层管的尺寸转换为长度范围为18-30mm，外径范围为8-20mm、厚范围为0.8-2.0mm的柱形管接头；管接头最大截面长度和宽度均小于50mm；
[0180]
内层管和管接头总长度范围为150-250mm，外层管总长度范围为150-250mm。
[0181]
试验管106，由底部到顶部，依次设置有若干支热电偶，用于监控试验管106上不同位置的温度变化；本实施例中热电偶个数为10，具体位置如下表4所示：
[0182]
表4热电偶在试验管106上的安装参数
[0183][0184]
其中1#、3#、5#和7#的热电偶相对于现有技术中设置的六个热电偶，为新增的热电偶，所有热电偶，均与控制子系统连接。
[0185]
热电偶的导线采用直径小于等于预设直径的柔性热电偶线，并通过焊接的方式与内层管连接，热电偶的导线采用直径小于等于预设直径的柔性热电偶线，其预设直径根据需求进行设置，预设直径一般选择小直径，因为小直径的柔性热电偶线需要空间小，并通过焊接的方式与内层管连接，极大减小了内层管与外层管之间的空隙，使空隙中的空气层在起到一定层度的隔热作用的同时，防止空隙过大造成热量流失，并且保温套管可以包覆试验管，进一步减小试验管内的热量流失，同时也能防止热电偶的导线磨损。本实施例中预设直径小于等于1mm。
[0186]
三颈烧瓶101内设置有油温指示热电偶104，用于监控三颈烧瓶101内的涡轮滑油温度变化，油温指示热电偶104通过三颈烧瓶101一侧的颈口连接控制子系统，具体地，把油温指示热电偶104装入热电偶适配器，拧紧热电偶适配器顶部的黑色塑料固定螺母，再把装配好的热电偶适配器插入三颈烧瓶101的颈口，使其外壁与颈口密封严实，并使油温指示热电偶104位于三颈烧瓶101中部，其中热电偶适配器采用磨砂玻璃适配器；本实施例的热电偶和油温指示热电偶104均采用j型热电偶，304型不锈钢外壳，未接地，双连接器；
[0187]
三颈烧瓶101另一侧的颈口连接净化空气供应子系统103，具体地，三颈烧瓶101另一侧的颈口通过进气管连接净化空气供应子系统103，ptfe密封隔膜套入进气管锥形磨口，
将进气管插入颈口，插入时，向下左右旋转，使进气管与颈口紧密接触；
[0188]
三颈烧瓶101中部的颈口与加热炉105连接；具体地，通过适配器将加热炉105下方的金属管插入三颈烧瓶101中部的颈口，且适配器和金属管末端紧密接触；
[0189]
试验管106外包覆有保温层，试验管106纵向设置在加热炉105中，并与三颈烧瓶101中部的颈口连通；具体地，试验管106纵向设置在加热炉105中，管接头向下，管接头的柱形管接头108插入加热炉105的金属管中固定连接；
[0190]
三颈烧瓶101，用于盛放涡轮滑油；本实施例中三颈烧瓶101容量2000ml；
[0191]
加热套102，用于对三颈烧瓶101进行加热，加热时设定温度为220℃；加热套102与控制子系统连接；本实施例中加热套102采用球形温包架，可支撑三颈烧瓶101；
[0192]
净化空气供应子系统103，用于向三颈烧瓶101中加入空气；具体地，净化空气供应子系统103在向三颈烧瓶101中的涡轮滑油中注入空气时，空气流量通过转子流量计和质量流量控制器控制在765
±
5ml/min；为了确保干燥，还使用空气气体净化器；
[0193]
加热炉105，用于对试验管106进行加热，其中加热温度包括：288℃、325℃、343℃、371℃、399℃和412℃中的一种或多种；加热炉105与控制子系统连接；加热炉105中的加热器线圈分别是220伏特和1200瓦特；
[0194]
控制子系统，用于加热套102、加热炉105、热电偶和油温指示热电偶104的数据采集和处理，并根据采集的数据调节加热套102和加热炉105的加热温度；具体地，控制子系统包括：
[0195]
数据采集控制器，用于读取j型热电偶,灵敏度1℃,可持续使用20小时以上；
[0196]
加热套102控制器，用于设计时间变量，升温和恒温的控制器，单回路，输入j型热电偶，输出继电器或触点，可以精确控制在1℃；
[0197]
加热炉105控制器，用于设计时间，升温和恒温的控制器，单回路，输入j型热电偶，输出继电器或触点，可以精确控制在1℃；
[0198]
加热套102功率控制器，包括：控硅整流器(scr)，用于接收加热套102控制器的输入；
[0199]
加热炉105功率控制器，用于接收加热炉105控制器输入。
[0200]
具体测定过程，采用上述涡轮滑油气相结焦倾向测定系统，包括如下内容：
[0201]
设备准备步骤：对涡轮滑油气相结焦倾向测定系统中的各器件进行清洁；
[0202]
初始数据测量步骤：获取待测的涡轮滑油的40℃运动粘度、总酸值、试验管106的初始重量和盛放了待测的涡轮滑油的三颈烧瓶101的初始重量；具体地，对第一预设重量的待测的涡轮滑油分别采用gb/t 265和gb/t 7304方法测定其40℃运动粘度和总酸值；将第二预设重量的待测的涡轮滑油加入三颈烧瓶101，采用分析天平称量试验管106的初始重量和盛放了待测的涡轮滑油的三颈烧瓶101的初始重量，精度分别至0.1mg和0.1g；
[0203]
试验步骤：逐一在若干个预设加热炉105加热温度下，采用涡轮滑油气相结焦倾向测定系统对涡轮滑油进行预设时间的试验；具体地，
[0204]
连接涡轮滑油气相结焦倾向测定系统中的各器件；
[0205]
逐一在若干个预设加热炉105加热温度下，加热套102对三颈烧瓶101进行加热，加热炉105对试验管106进行加热，净化空气系统往三颈烧瓶101中加入空气，且加热过程中，控制子系统根据热电偶的数据及其第一预设温度值和油温指示热电偶104的数据及其第二
预设温度值，调节加热套102和加热炉105的加热温度；本实施例中第二预设温度值为220℃；
[0206]
预设加热炉105加热温度，包括：288℃、325℃、343℃、371℃、399℃和412℃中的一种或多种；
[0207]
在所有预设加热炉105加热温度完成预设时间的试验后，停止加热，进行冷却；本实施例中每个预设加热炉105加热温度的预设时间为6小时；
[0208]
冷却后，拆分涡轮滑油气相结焦倾向测定系统中的各器件；其中拆分三颈烧瓶101时，小心拆下进气管，使进气管中的涡轮滑油充分流回三颈烧瓶101，再拆下油温指示热电偶104，使附着在油温指示热电偶104上的试验油充分流回三颈烧瓶101；
[0209]
对试验管106进行烘干；具体地，将试验管106浸没于石油醚至少30min，之后将试验管106放置于烘箱中，在100℃温度下干燥至少30min，烘干后，将绝缘试验管106放入气密性储存管，再将气密性储存罐放入干燥箱，使试验管106自然冷却到室温；
[0210]
最终数据测量步骤：获取试验后的涡轮滑油的40℃运动粘度、总酸值、试验管106的最终重量和盛放了试验后的涡轮滑油的三颈烧瓶101的最终重量；采用初始数据测量步骤相同的方法进行获取，本实施中不再赘述；
[0211]
数据分析步骤：根据试验管106的初始重量和最终重量，获取结焦物重量；根据三颈烧瓶101的初始重量和最终重量，获取涡轮滑油的消耗量；根据待测的涡轮滑油的40℃运动粘度与总酸值和试验后的涡轮滑油的40℃运动粘度和总酸值的比较结果，获取运动粘度和总酸值变化值；具体地，所述结焦物重量m3＝m
2-m1，其中m1为试验管106的初始重量；m2为试验管106的最终重量；
[0212]
所述涡轮滑油的消耗量m5＝m4–
m3，其中m3为盛放了待测的涡轮滑油的三颈烧瓶101的初始重量；m4为试验后的盛放了涡轮滑油的三颈烧瓶101的最终重量；
[0213]
所述运动粘度变化率％＝[(v
2-v1)/v1]
×
100％，其中v1为待测的涡轮滑油的40℃运动粘度，mm2/s；v2为试验后的涡轮滑油的40℃运动粘度，mm2/s；
[0214]
所述总酸值变化值＝tan
2-tan1，其中tan1为待测的涡轮滑油的总酸值，mgkoh/g；tan2为试验后的涡轮滑油的总酸值，mgkoh/g。
[0215]
具体地，采用现有技术中方法和本方案分别进行实验的实验结果如下：
[0216]
表5使用原标准要求试验管106的测试结果
[0217]
[0218][0219]
注：上述所有试验均在204℃涡轮滑油温度、371℃试验管106加热炉105温度、765ml/min空气流量、18h试验时间下完成。
[0220]
表6使用改型后试验管106的测试结果
[0221][0222]
注：上述所有试验均在204℃涡轮滑油温度、371℃试验管106加热炉105温度、765ml/min空气流量、18h试验时间下完成。
[0223]
根据表5和表6可以明显看出，测定的对同一种涡轮滑油多次实验获得结焦物重量、涡轮滑油的消耗量、运动粘度和总酸值变化值的差异，本方法小于现有技术，并且针对标准型航空涡轮滑油和高性能型航空涡轮滑油测定的范围更精确，所以本方案能提高测试精确度，从而增强气相结焦倾向测定的重复性和再现性。
[0224]
重复性和再现性的提高，结合采用的涡轮滑油气相结焦倾向测定系统中试验管的形状符合国产航空涡扇发动机通风管的双层平椭圆柱形构造，且试验管内形成碳沉积物和漆膜的温度梯度分布均匀，保障测定涡轮滑油气相结焦的准确性，从而获取准确的涡轮滑油气相结焦特性，使得测定结果的可参考性提升。
[0225]
现有国产涡轮滑油的研制可参考涡轮滑油气相结焦倾向的测定结果，进行涡轮滑油的设计，推动国产涡轮滑油的研制生产，使研发的国产涡轮滑油更适用于国产发动机；
[0226]
同时，现有国产发动机的研制可根据涡轮滑油的气相结焦特性进行型号设计和参数调整，例如：明确各种国产涡轮滑油的气相结焦特性后，可根据需求选择国产涡轮滑油，并根据国产涡轮滑油的气相结焦倾向测定结果，精确设计发动机高温轴承腔通风管尺寸、
材质和构型等，确保国产发动机在使用选定的国产涡轮滑油时的性能最优，从而提升我国航空发动机的正向设计能力。
[0227]
实施例四
[0228]
实施例一中所述高温轴承沉积性能试验，采用航空润滑油沉积性能试验装置，现有的航空润滑油沉积性能试验装置存在很多问题，具体地：
[0229]
涡轮滑油是航空油料的一部分，主要为滚珠轴承、滚柱轴承和齿轮等关键活动零部件提供润滑、冷却与清洁作用，是航空器和涡扇发动机各系统不可缺少的功能材料。
[0230]
以航空涡轮发动机使用的涡轮滑油为例，涡轮滑油通过润滑系统对涡轮发动机中存在相互运动的高温部件进行有效润滑的同时，带走高温部件的大量热量，使发动机的高温部件得以相对冷却而保持在适当的工作温度下稳定运行；此外，润滑系统中，涡轮滑油在回收时，将发动机内存在的杂质带走，相当于对涡轮发动机实现了清洁功能。但在润滑系统中，涡轮滑油是不断循环使用的，在整个循环过程中，涡轮滑油经历了吸热、升温、氧化、冷却不断往复的过程，因此就产生了蒸发、结焦、腐蚀等反应倾向。那么有必要对涡轮滑油的高温氧化安定性和抗磨性能进行研究和评定。
[0231]
现有技术中针对涡轮滑油需要采用满足fed-std-791e method3410标准方法或等效替代方法来对涡轮滑油进行试验(该方法下文统称“沉积性能试验方法”)，该方法需要用到相应的试验装置，该试验装置包括箱体、主轴、支撑轴承、试验轴承和加载轴承，主轴一端穿出箱体以与动力源连接，主轴另一端深入箱体内，主轴通过支撑轴承和试验轴承支撑在箱体内，加载轴承位于支撑轴承和试验轴承之间，加载轴承外接径向加载机构，以通过加载轴承给主轴施加径向载荷，试验轴承安装在主轴上，同时箱体上安装将试验轴承环绕的加热元件(如加热器)；主轴在支撑轴承和试验轴承之间的位置设置有螺旋密封结构，螺旋密封结构包括内套和外套，内套转动连接在主轴上，外套固定连接在箱体上，内套带有外螺纹而外套带有与外螺纹啮合的内螺纹，螺旋密封结构通过内外螺纹配合将箱体分为支撑油腔和试验油腔，试验轴承位于试验油腔内，支撑轴承和加载轴承均位于支撑油腔内，试验时，通过不同的喷油嘴分别向三种不同的轴承喷出涡轮滑油，位于支撑油腔的加载轴承和支撑轴承使用的是支撑涡轮滑油(以下均简称支撑油)，试验轴承使用的是被试验的涡轮滑油(以下均简称试验油)，喷向对应轴承的支撑油油温为71～82℃，喷向试验轴承的试验油油温为177℃左右，试验时主轴的转速约10000r/min，试验过程中，加热元件温度控制在约260℃，试验若干小时后，检查分析试验油的理化性能、油耗、油滤和轴承沉积等情况，以评判涡轮滑油的高温氧化安定性和抗磨性能。
[0232]
但是通过大量重复性试验发现，现有螺旋密封结构在高速旋转的条件下，难以有效密封试验油腔与支撑油腔，导致试验油腔中的试验油不断泄露至支撑油腔中，一方面试验油向支撑油腔泄露会使得试验油消耗的测试不准确而影响对试验油油耗的评判准确性；另一方面，试验油和支撑油所使用的涡轮滑油并不相同，支撑油的粘度和抗磨性能均高于试验油，试验油混入后将降低支撑油粘度和抗磨性，加速支撑轴承和加载轴承磨损。
[0233]
此外，现有试验装置的径向加载机构存在瑕疵，由于标准方法中使用的径向加载机构为气缸，试验时要求气缸采用高压压缩空气以通过气缸的活塞杆产生对加载轴承的垂直向下作用力(在涡轮滑油沉积性能试验中，气缸需要给主轴施加约2763n的力，而气缸的活塞杆直径只有约10cm)，使加载轴承产生向下的力矩，从而使试验轴承加载。但由于涡轮
滑油沉积性能试验属于耐久性试验，试验时间长(涡轮滑油试验时长在每次100小时至200小时不等)，随着试验推进，气缸密封性随着密封环老化而逐渐失效，试验轴承加载压力逐渐降低，严重影响试验准确性。同时，由于气缸加载系统长时间承受高压高载荷，加之加载轴承随主轴的高速转动产生的温度会传递到气缸上，而加热元件距离气缸也不远，导致试验过程中气缸温度高而需要用循环冷却水对气缸的加载系统进行冷却，但随着长时间试验推进，气缸加载系统中的冷却水密封垫也会存在逐渐老化而出现渗水的情况，严重影响试验操作和台架使用寿命。
[0234]
因此本实施例中一种涡轮滑油沉积性能试验装置，以缓解现有技术中的试验装置存在密封结构密封不严实而带来试验准确性受影响的问题。
[0235]
实施例基本如附图7和图8所示，涡轮滑油沉积性能试验装置，包括箱体201、主轴202、支撑轴承203、试验轴承204、加载轴承205、密封组件2060、封隔组件2070和径向加载机构208，主轴202通过支撑轴承203和试验轴承204转动连接在箱体201内，加载轴承205套在主轴202上，密封组件2060位于试验轴承204和加载轴承205之间，封隔组件2070和加载轴承205位于支撑轴承203两侧，径向加载机构208用于给加载轴承205施加径向载荷。
[0236]
主轴202在封隔组件2070远离支撑轴承203的一端(也即本实施例的左侧)一体成型有轴肩2021，主轴202的轴肩2021两侧不再设置轴肩2021，避免了主轴202上因应力集中位置靠近轴承而导致主轴202容易断裂的问题。
[0237]
箱体201内壁呈圆柱状，箱体201两端固定有端盖2011，其中一个端盖2011上设有供主轴202穿过的避空孔，另一个端盖2011将箱体201另一端封闭，箱体201底部设有至少两个出油孔2012，不带避空孔的端盖2011、密封组件2060和封隔组件2070将箱体201分隔为支撑油腔和试验油腔，本实施例中支撑油腔位于箱体201左侧，试验油腔位于箱体201右侧，箱体201在支撑油腔一侧的底部开设有3个出油孔2012，箱体201在试验油腔一侧的底部开有2个出油孔2012，还包括用于回收润滑油的两个回收容器206，两个回收容器206分别用于回收支撑油腔的润滑油和试验油腔的润滑油。
[0238]
密封组件2060包括安装在箱体201上的至少两个挡板一2061和固定在主轴202上的至少两个挡板二2062，挡板一2061和挡板二2062沿主轴202轴向交替设置，挡板一2061和挡板二2062在主轴202横截面的投影存在连续交叠区域，挡板一2061和相邻的挡板二2062在主轴202轴向存在3-5mm的间隙；挡板一2061与主轴202的外表面之间存在3-5mm的间隙，挡板二2062与箱体201内壁之间存在3-5mm的间隙。本实施例中挡板一2061呈圆环状，挡板二2062呈圆盘状；挡板一2061的数量比挡板二2062数量多1个，挡板二2062的两侧均有挡板一2061，本实施例中挡板一2061的数量有5个，挡板二2062的数量有4个。
[0239]
箱体201底部还加工有排油孔2013，排油孔2013位于相邻挡板一2061之间，位于密封组件2060左半部分位置的排油孔2013与收集支撑油的回收容器206连通，位于密封组件2060右半部分位置的排油孔2013与收集试验油的回收容器206连通。
[0240]
为方便轴承的安装，在支撑轴承203与箱体201之间、试验轴承204与箱体201之间设置轴承座，轴承座和挡板一2061均安装在箱体201内壁同一个连续的表面，以方便箱体201作为整体式箱体201，且箱体201的安装面均为同一个内表面，方便箱体201成型的同时，降低箱体201内表面的加工精度控制难度，方便安装面实现高精度加工，箱体201安装面上套装有多个分隔套，分隔套用于填补安装面上零件之间的间隙，比如填补相邻挡板一2061
之间的间隙，填补挡板一2061与轴承座之间的间隙。
[0241]
径向加载机构208包括加载杆2081、承压杆2082和、压力传感器2083和砝码2084，加载杆2081位于箱体201外，承压杆2082竖向滑动连接在箱体201上，承压杆2082的底部抵压在加载轴承205的外圈上，加载杆2081压在承压杆2082顶部，加载杆2081的右端通过球铰接方式转动连接在箱体201上，加载杆2081的左端(也即自由端)能够施加外力，本实施中采用悬挂砝码2084的方式施加外力，压力传感器2083安装在承压杆2082顶部。
[0242]
此外，为保证本试验装置进行润滑油的沉积性能试验，在安装试验轴承204的轴承座内安装有加热元件207。
[0243]
加载轴承205、支撑轴承203和试验轴承204均直接安装或通过设有的固定座间接安装在主轴202的同一个连续外表面上。
[0244]
主轴202的自由端螺纹连接有锁紧螺母2010，锁紧螺母2010和轴肩2021位于箱体201的两端，主轴202上套有多个固定套，多个固定套用于填补主轴202在轴肩2021和锁紧螺母2010之间安装支撑轴承203、加载轴承205、试验轴承204和挡板二2062后留下的间隙。
[0245]
锁紧螺母2010与试验轴承204之间设有垫片2020，垫片2020套在主轴202上，锁紧螺母2010的端面上开设有两个腰型孔，通过螺钉贯穿腰型孔以将锁紧螺母2010与垫片2020形成轴向的固定连接，以保证在主轴202被动力源带动着反转时，锁紧螺母2010不会被拧松。
[0246]
封隔组件2070与密封组件2060结构相同，封隔组件2070包括安装在箱体201内的至少两个挡板三2071和固定在主轴202上的至少两个挡板四2072，挡板三2071和挡板四2072沿主轴202轴向交替设置，本实施例中挡板三2071、挡板四2072均有2个。
[0247]
每一个挡板四2072对应的箱体201底部均开有回油孔2014，回油孔2014与收集支撑油的回收容器206连通。
[0248]
箱体201上还安装有三个喷油嘴2030，三个喷油嘴2030分别正对支撑轴承203、加载轴承205和试验轴承204。
[0249]
具体实施过程如下：
[0250]
采用本实施例的试验装置按照fed-std-791e method 3410标准方法或等效替代方法进行试验，试验过程中喷油嘴2030分别向对应的支撑轴承203、加载轴承205和试验轴承204喷出相应的润滑油，通过向径向记载机构80的加载杆2081上悬挂砝码2084使得加载轴承205对主轴202产生径向载荷，试验中产生的支撑油和试验油通过出油孔2012、排油孔2013和回油孔2014回收到相应的回收容器206内以便于对相应的润滑油进行循环利用。
[0251]
在试验过程中，首先因密封组件2060的挡板二2062固定在主轴202上而随主轴202同步进行高速运转，挡板二2062在封闭箱体201内的高速转动会带来较强的风压，风压的存在会阻挡呈雾状或滴状的润滑油(雾状润滑油以下简称油雾，滴状润滑油以下简称油滴)向密封组件2060的靠近，形成对密封组件2060两侧润滑油的一级阻挡；而密封组件2060中交替排布且在主轴202的横截面有连续交叠区域的挡板一2061和挡板二2062形成对箱体201两个腔室的层层阻碍，形成了二级阻挡，使得油雾或油滴即便越过一级阻挡，也将在二级阻挡下大大降低窜移的速度，进一步降低油雾或油滴窜移到另一侧腔室中的概率；此外，位于密封组件2060中间区域的挡板因远离支撑油腔和试验油腔而温度较底，油雾在减速后触碰到更低温的挡板时更容易形成油滴而下落，进一步阻碍油雾的窜移(可视为三级阻挡)；可
见本实施例的密封组件2060以简单的结构形成了对油雾或油滴的重重阻碍，使得本实施例的密封性能非常优越；而即便是在重重阻挡下依然有油雾形成油滴进入到相邻的挡板一2061之间，则该进入的润滑油也将在重力的作用下落入箱体201底部而沿设置在相邻挡板一2061之间的排油孔2013及时排出，进而完全避免箱体201一侧的润滑油混入另一侧润滑油的情况。
[0252]
此外，本实施例中，挡板一2061和挡板二2062是交替排布的，且挡板一2061和挡板二2062之间具有轴向3-5mm的间隙，挡板一2061与主轴202之间仅有3-5mm的径向间隙，挡板二2062与箱体201之间也仅有3-5mm的径向间隙，保证了即便主轴202因承受来自径向载荷而产生弯曲的情况，也完全不会影响密封组件2060的密封性能；箱体201内两个腔室温度的不同使得热胀冷缩带给密封组件2060两侧结构的形变不同，也会因为间隙的存在而完全不影响密封组件2060的密封性能，保证了本装置在具有优异的密封性能的基础上还不会因为试验时长的增加而降低密封组件2060的使用寿命。
[0253]
而在径向载荷的加载时，只需要调整加载杆2081自由端悬挂的砝码2084重量就能调整施加在加载轴承205上的径向载荷的大小，相比气缸通过高压压缩气体调整径向载荷的情况，本实施例径向载荷的调整更加简单方便，且本实施例的径向加载机构208不会存在加载载荷波动、零件容易老化以及加载机构渗水的问题。
[0254]
除此之外，本实施例的封隔组件2070的设置在保证支撑油腔密封效果的同时也避免了现有技术中采用端盖2011配合密封圈对主轴202穿出箱体201部位进行密封带来的密封圈容易磨损的问题。
[0255]
总之，本装置无论是密封结构、径向加载方式还是主轴202的结构均在现有技术上进行了极大地改善，使得润滑油沉积性能试验下航空润滑油的油耗测试准确性得以保证，又能大大降低甚至避免润滑油的窜移，降低甚至避免出现因窜油带来的支撑轴承203和加载轴承205磨损的问题，且密封组件2060自身在长时间的试验中也不会有剐蹭、径向加载机构208的加载方式更加简单方便且有保障、主轴202和箱体201强度也容易做到更高，极大延长了整个试验装置的使用寿命。
[0256]
实施例五
[0257]
实施例一中所述高速齿轮承载能力试验，现有的高速齿轮承载能力试验方法存在很多问题，具体地：
[0258]
涡轮滑油为航空发动机各轴承、齿轮等提供润滑、冷却和输运杂质等作用，为保障航空发动机在高温、高速条件下安全、稳定且长时间工作的能力，涡轮滑油的承载能力尤为关键，涡轮滑油的承载能力试验也是涡轮滑油进行适航审定、投入民航使用前的必要检验，为评估涡轮滑油的承载能力，需要将涡轮滑油在模拟实际航空发动机的运行工况下进行测试。
[0259]
现有技术中，针对齿轮高速、高载荷条件下涡轮滑油的承载能力测试采用ryder齿轮承载能力试验方法进行测试，但是因该ryder齿轮承载能力试验方法(以下简称ryder试验方法)属于国外的单一来源方法，该测试方法所匹配的ryder齿轮试验机也是国外独有，国内涡轮滑油生产商要想进行涡轮滑油的承载能力测试必须要将涡轮滑油送往国外实验室进行测试，但是跨国测试需要付出极高的经费和时间成本，限制了国内涡轮滑油的生产。
[0260]
为解决上述问题，发明人尝试其他途径进行涡轮滑油的承载能力测试，比如对现
有的标准fzg齿轮试验机在动力方面以及涡轮滑油使用方式等方面进行改进以得到能够进行齿轮高速试验的高速fzg齿轮试验机(比如企业标准号为q/510107c.sd4001-2021中公开的高速齿轮承载能力试验机，以下称“高速fzg齿轮试验机”)，选择高速fzg齿轮试验机进行试验的原因在于，该高速fzg齿轮试验机上试验齿轮的齿数比为3:2，而ryder齿轮试验机的齿数比为1:1，但国产航空发动机齿轮箱中实际齿轮齿数比更符合高速fzg齿轮试验机上齿数比，故而从这点出发，利用高速fzg齿轮试验机能够更好、更准确地还原国产航空发动机的实际运行条件。
[0261]
试验时，通过在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试，原本标准fzg齿轮试验机是用于低速齿轮下的涡轮滑油承载能力测试，在低速齿轮下测试时，标准fzg齿轮试验机可以有两种不同的齿轮副的选择，一种是标准fzg-a齿轮副，另一种是标准fzg-c齿轮副，在做测试时，试验机上根据不同的涡轮滑油的测试需求选用其中一种齿轮副，测试时，齿轮副的转速约为1450r/min、每一级载荷的测试时长为恒速运行15min、油浴1.25l、5级载荷下涡轮滑油油温为环境温度而5级及以上载荷油温控制为90℃，在这种测试方式下，涡轮滑油的承载能力测试等级为1-12级。
[0262]
在将高速fzg齿轮试验机用于高速齿轮、高载荷测试时，无论是使用标准fzg-a齿轮副还是使用标准fzg-c齿轮副均按照ryder齿轮试验机的运行条件运行，即齿轮副的小齿轮转速达到10000r/min、每一级载荷的测试时长为恒速运行10min、被测涡轮滑油喷向齿轮的油温为74℃、润滑流量为1l/min。但是使用标准fzg-a齿轮副对满足sae as5780要求的航空涡轮发动机涡轮滑油测试时，在测试到4级(对应加载载荷为70nm)时，齿轮失效，失效时齿轮的胶合温度为270℃，因失效等级过低(涡轮滑油的承载能力测试时的加载载荷级数理论可以做到16级)，无法准确区分不同航空涡轮发动机涡轮滑油的承载能力；而采用标准fzg-c齿轮副对满足sae as5780要求的涡轮滑油测试时，测试到7级(对应加载载荷为123nm)时，齿轮失效，失效时齿轮的胶合温度为275℃；上述两种情况在齿轮失效时，小齿轮的齿面磨损均会突然增大到超过80％(如上一级载荷测试时磨损在10％左右，而下一级齿轮磨损即超过80％)，试验机发生大幅度振动，涡轮滑油出现超温，油膜破裂失去润滑特性。而在使用标准fzg-a齿轮副对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油测试时，测试载荷达到7级，齿轮失效时的胶合温度为395℃，小齿轮的齿面磨损也会突然增大到超过80％，试验机发生大幅度振动，直升机齿轮箱润滑油出现超温，油膜破裂失去润滑特性；而采用标准fzg-c齿轮副对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油测试时，直至最大载荷(16级载荷，对应加载载荷为280nm)，其中小齿轮也未发生失效，无法区分该类滑油的承载能力好坏。
[0263]
可见高速fzg齿轮试验机无论选用标准fzg-a齿轮副还是标准fzg-c齿轮副均无法用于评估齿轮高速、高载荷条件下涡轮滑油的承载能力，导致对于涡轮滑油在高速齿轮、高载荷下的承载能力试验依然未能有除ryder齿轮承载能力试验方法外的其他方法。
[0264]
因此本实施例提出一种涡轮滑油高速齿轮承载能力试验方法，以解决现有技术中缺乏除ryder齿轮承载能力试验方法外的其他测试高速齿轮下涡轮滑油承载能力的方法的问题。
[0265]
实施例基本如附图9至图18所示，涡轮滑油高速齿轮承载能力试验方法，包括利用高速fzg齿轮试验机进行试验，试验机中采用fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副，两种齿轮副均
包括大齿轮和小齿轮，大齿轮和小齿轮的齿数比为3:2，fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副的中心距相同,均为91.5mm。本实施例中，大齿轮的齿数为24，小齿轮的齿数为16，模数为4.5；fzg-ar齿轮副的齿轮压力角为20
°
，fzg-cr齿轮副的齿轮压力角为20
°
；fzg-ar齿轮副的齿轮表面硬度为58-63hrc、心部硬度为33-41hrc、齿面渗碳层深度为0.9-1.3mm、齿根渗碳层深度0.75-1.15mm；fzg-cr齿轮副的齿轮表面硬度为58-63hrc、心部硬度为30-42hrc、齿面渗碳层深度和齿根渗碳层深度均为1.0-1.2mm；fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副的变位系数之和均为0.34-0.36，其中fzg-ar齿轮副中小齿轮的变位系数范围为0.45-0.58；fzg-cr齿轮副中小齿轮的变位系数范围为0.15-0.27。fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副齿轮采用的材料均为aisi 9310型号的航空材料，具体的本实施例fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副的基本参数如下表7所示。
[0266]
表7 fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副的基本参数表
[0267][0268][0269]
采用fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副结合高速fzg齿轮试验机进行试验时，小齿轮转速达到10000
±
10r/min，试验涡轮滑油进入温度为74
±
2.5℃，试验涡轮滑油流量为1000
±
5ml/min，试验时间10min
±
10s；其中fzg-ar齿轮副用于对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油进行试验，fzg-cr齿轮副用于对满足sae as5780要求的涡轮滑油进行试验；试验时将小齿轮的齿面磨损面积比例为17％-20％为齿轮失效判断的依据，本实施例中，可以选择小齿轮的齿面磨损面积以18％作为齿轮失效判断依据。
[0270]
为验证本实施例，对上述表一中的fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副均设置了三组齿轮组，每相同参数的齿轮组均生产三对，每对齿轮的变位系数之和均为0.3532，所有齿轮组的变位系数情况见表8所示，采用本方法的载荷等级、加载载荷与ryder试验方法的对应表如下表9所示(该对应关系已于现有标准中公开)。
[0271]
表8不同变位系数下的fzg-ar齿轮副和fzg-cr齿轮副参数
[0272][0273]
表9载荷等级与加载载荷对应表
[0274]
载荷等级本实施例方法加载载荷，n
·
mryder试验方法加载载荷，kpa118.034.0235.068.0353.0102.0470.0136.0588.0170.06105.0204.07123.0238.08140.0272.09158.0306.010175.0340.011193.0374.012210.0408.013228.0442.014245.0476.015263.0510.016280.0544.0
[0275]
将上述三组试验组的总共18对齿轮副进行测试，其中针对试验组1、试验组2和试验组3的总共9对齿轮副，采用满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油(选择目前全球民用航空市场使用占比超过70％的直升机齿轮箱润滑油aeroshell turbine oil 555作为试验参考油)进行测试，测试结果如下表10：
[0276]
表10 fzg-ar齿轮副的试验数据
[0277]
[0278]
[0279][0280]
采用满足sae as5780要求的涡轮滑油(选择如目前全球民用航空市场使用占比超过55％的涡轮滑油mobil jet oil ii作为试验参考油)分别使用试验组4、试验组5和试验组6的总共9对齿轮副进行测试，测试结果如下表11。
[0281]
表11 fzg-cr齿轮副的试验数据
[0282]
[0283]
[0284][0285]
根据上述表10的数据可知，试验组1的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到9级甚至10级，确保了直升机齿轮箱润滑油在该齿轮副下进行测试时，在完全不损坏fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到8级。
[0286]
试验组2的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到10级甚至12级，确保了直升机齿轮箱润滑油在该齿轮副下进行测试时，在完全不损坏fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到9级。
[0287]
而试验组3的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到11-12级，确保了直升机齿轮箱润滑油在该齿轮副下进行测试时，在完全不损坏fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到10级。
[0288]
因此，从上述表10的试验数据组可知，本实施例的fzg-ar齿轮副对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油在高速fzg齿轮试验机按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试时，齿面失效载荷级数能达到9-12级(9级对应载荷为158nm，12级对应载荷为210nm)。而结合图5至图7可知，fzg-ar齿轮副对满足mil-prf-85734要求的直升机齿轮箱润滑油在测试过程中齿面磨损面积基本呈线性增长，也能够找到小齿轮16个齿面总磨损面积占总有效接触面积比例为18％时的直升机齿轮箱润滑油的承载能力(也即齿轮失效判断依据下的直升机齿轮箱润滑油的承载能力)，无需像标准fzg-a齿轮副一样，需试验到齿轮表面发生大面积胶合而导致瞬时高温时才停止试验，大大减少对高速fzg齿轮试验机寿命的影响。
[0289]
而对于fzg-cr齿轮副，根据表4的数据可知，试验组4的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到9级甚至10级，确保了对满足sae as5780要求的涡轮滑油在该试验组4的齿轮副下进行测试时，在完全不损坏高速fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到8级。
[0290]
试验组5的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到11级，确保了对满足sae as5780要求的涡轮滑油在该试验组5的齿轮副下进行测试时，在完全不损坏高速fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到10级。
[0291]
而试验组6的的齿轮副在高速fzg齿轮试验机上按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试时，齿轮失效时的载荷等级能够做到12-13级，确保了对满足sae as5780要求的涡轮滑油在该试验组6的齿轮副下进行测试时，在完全不损坏高速fzg试验机的基础上至少能测试到加载载荷到11级。
[0292]
由上述分析可知，对满足sae as5780要求的涡轮滑油在高速fzg齿轮试验机按照ryder齿轮试验机的运行条件进行测试时，齿轮的胶合温度大大提高了，且接近90％的试验数据能够在保证高速fzg试验机完全不损坏的前提下做到9级的涡轮滑油承载能力试验，，同时齿轮在不同载荷级下，齿轮磨损面积基本呈线性增长(结合图14至图16)，也能够找到小齿轮16个齿面总磨损面积占总有效接触面积比例为18％时的涡轮滑油的承载能力(也即齿轮失效判断依据下的涡轮滑油的承载能力)，且试验时无需做到齿面发生大面积胶合和瞬时高温时才停止试验，避免高速fzg齿轮试验机受损，除此之外，还能使得齿轮失效前的齿面磨损面积所在范围更加稳定，有利于提高试验的可靠性。
[0293]
由以上阐述结合试验数据可知，本方案通过对标准fzg-a齿轮副和标准fzg-c齿轮副的改进，并结合高速fzg齿轮试验机的运用即能够确保sae as5780要求的涡轮滑油和mil-prf-85734要求的涡轮滑油在达到最大有效胶合温度时的载荷等级均不低于9级，而9级的测试载荷等级基本能够满足现有国产涡轮滑油的测试需求，故而本方案打破了只有ryder齿轮承载能力试验方法测试涡轮滑油承载能力的局面，极大降低了涡轮滑油的承载能力测试成本。此外，由上述表10和表11可知，同一试验组下的3对齿轮副的平行试验的最大失效载荷差异不超过1级，试验重复性高，也即说明采用本试验方法进行测试的可靠性高。
[0294]
以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述，所属领域普通技术人员知晓申请日或者优先权日之前发明所属技术领域所有的普通技术知识，能够获知该领域中所有的现有技术，并且具有应用该日期之前常规实验手段的能力，所属领域普通技术人员可以在本技术给出的启示下，结合自身能力完善并实施本方案，一些典型的公知结构或者公知方法不应当成为所属领域普通技术人员实施本技术的障碍。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。