一种航空活塞式发动机润滑油的全尺寸发动机台架试验方法

1.本发明涉及航空润滑油适航验证测试技术领域，特别是一种航空活塞式发动机润滑油的全尺寸发动机台架试验方法。


背景技术：

2.航空活塞式发动机在通用航空领域占主导地位，航空活塞式发动机润滑油也是通用航空领域用量最大的润滑油，然而我国航空润滑油100％依赖进口。导致这一结果的主要原因是我国不具备航空润滑油适航验证技术，而地面试验全尺寸航空发动机台架试验技术是适航验证技术的重要组成部分。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种航空活塞式发动机润滑油的全尺寸发动机台架试验方法，以克服现有技术的缺点。
4.本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种航空活塞式发动机润滑油的全尺寸发动机台架试验方法，包括以下步骤：
5.步骤一、拆解莱康明io-540-v4a5发动机并测量拆解后的各部件同时记录数据；步骤二、将完成步骤一后的部件组装成发动机，并安装在试车台上，进行磨合试验和润滑油消耗测试，完成润滑油消耗测试后排出发动机、油管和冷却系统中的废油，给发动机注入干净的待测机油，冲掉残留的磨合润滑油，然后开始进行测试前的校准运行，最后进行耐久试验，记录当地海拔高度(m)和当地大气压(kpa)；
6.步骤三、将完成步骤二后的发动机再次拆解并测量拆解后的各部件同时记录数据。
7.优选地，试验地点海拔478m,大气压96.27kpa，且所述耐久试验总共运行150h，并分七个阶段：
8.第1阶段：从0h起至30h止，共包含10次大循环，每次大循环3h，每次大循环由18次小循环组成，小循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行0.08h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行0.08h；
9.第2阶段：从30h起至50h止，共包含4次大循环，每次大循环5h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行2.5h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行2.5h；第3阶段：从50h起至70h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率183hp和连续转速2440rpm下进行0.5h；第4阶段：从70h起至90h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率170hp和连续转速2370rpm下进行0.5h；第5阶段：从90h起至110h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大
连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率160hp和连续转速2300rpm下进行0.5h；第6阶段：从110h起至130h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行0.5h；第7阶段：从130h起至150h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率122hp和连续转速1990rpm下进行0.5h。
10.优选地，每个阶段的大循环之间至少间隔0.5h，且此间隔时间不计入耐久试验的150h内，且每个阶段完成一次大循环后向发动机补充新油，令总油量保持在7.5qt-8.5qt之间。每运行间隔25h，采集试验油油样50ml，并进行油品衰减分析。
11.与现有技术相比，本发明的有益效果为：
12.该方法结合现役航空活塞式发动机使用情况，对地面台架试验过程进行了详细设计，模拟飞行器在不同飞行阶段(包括预热、起飞、爬升、巡航、下降和着落等阶段)时航空发动机的实际运行工况，为验证和评估航空活塞式发动机润滑油综合性能提供条件和方法。
附图说明
13.图1为海平面和高空性能曲线图。
具体实施方式
14.为使本发明实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
15.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
16.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。
17.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
18.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
19.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接
相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
20.一种航空活塞式发动机润滑油的全尺寸发动机台架试验方法，包括以下步骤：
21.步骤一、拆解莱康明io-540-v4a5发动机(额定功率260hp，额定转速2700rpm)并测量拆解后的各部件同时记录数据,；
22.步骤二、将完成步骤一后的部件组装成发动机，并安装在试车台上，进行磨合试验和润滑油消耗测试，完成润滑油消耗测试后排出发动机、油管和冷却系统中的废油，给发动机注入干净的待测机油，冲掉残留的磨合润滑油，然后开始进行测试前的校准运行，最后进行耐久试验，试验地点海拔478m，大气压96.27kpa；
23.步骤三、将完成步骤二后的发动机再次拆解并测量拆解后的各部件同时记录数据。
24.在本实施例中，所述耐久试验总共运行150h，并分七个阶段：
25.第1阶段：从0h起至30h止，共包含10次大循环，每次大循环3h，每次大循环由18次小循环组成，小循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行0.08h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行0.08h；
26.第2阶段：从30h起至50h止，共包含4次大循环，每次大循环5h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行2.5h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行2.5h；第3阶段：从50h起至70h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率183hp和连续转速2440rpm下进行0.5h；第4阶段：从70h起至90h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率170hp和连续转速2370rpm下进行0.5h；第5阶段：从90h起至110h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率160hp和连续转速2300rpm下进行0.5h；第6阶段：从110h起至130h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率147hp和连续转速2227rpm下进行0.5h；第7阶段：从130h起至150h止，共包含10次大循环，每次大循环2h，每次大循环由两个过程组成，第一过程在最大连续功率245hp和最大连续转速2700rpm下进行1.5h，第二过程在连续功率122hp和连续转速1990rpm下进行0.5h。
27.在本实施例中，每个阶段的大循环之间至少间隔0.5h，且此间隔时间不计入耐久试验的150h内，且每个阶段完成一次大循环后向发动机补充新油，令总油量保持在7.5qt-8.5qt之间。
28.在本实施例中，在耐久试验的第27h采集油样150ml，第40h采集油样50ml，第50h采集油样150ml，第76小时采集油样200ml，第100h采集油样150ml，第114h采集油样50ml，第126h采集油样150ml，第138h采集油样50ml，第150h采集油样200ml，并分别对各时间段的油样进行分析。
29.该方法结合现役航空活塞式发动机使用情况，对地面台架试验过程进行了详细设计，模拟飞行器在不同飞行阶段(包括预热、起飞、爬升、巡航、下降和着落等阶段)时航空发
动机的实际运行工况，为验证和评估航空活塞式发动机润滑油综合性能提供条件和方法。
30.当发动机转速为2700rpm时，根据图1查询计算得出理论输出功率约246hp。
31.发动机的理论输出功率确定方法如下：
32.①
在海平面和高空性能曲线对观察的进气压力和转速确定相当于全风门的功率。
33.例如，在2500rpm和21.6inch进气压力，找出“a”点。
34.②
在海平面性能曲线，重复上述步骤，例如“b”点。
35.③
平移在步骤2中获得的数值至高空性能曲线，例如“c”点。
36.④
用一根直线连接“a”点和“c”点。
37.⑤
在“ca”线上，找到与4400英尺对应的“d”点，读出在该高度时的功率约为180hp。
38.⑥
温度修正功率：按以下所示，从标准高度温度起，进气温度每变化10℉，校正功率约1％。温度低于标准则增加修正量，温度高于标准则减去修正量。(在4400英尺高度，进气温度为-3℉，42℉-(-3)℉＝45℉变化，每10℉变化是1％，总共变化4.5％，180hp的4.5％约为8hp，温度低于标准，增加修正：180 8＝188hp，“e”点)。
39.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。