CN106053071A - 一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及高速轴承性能试验技术领域，公开了一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置及控制方法。为了实现润滑模拟及环境温度模拟的同步进行，更好的模拟轴承实际运行的工况，本发明的装置由供油系统（1）、加热系统（2）、试验系统（3）、回油冷却系统（4）及循环散热系统（5）串联组成；润滑油可根据目标工况通过电磁换向阀（201）选择单独使用电加热棒（106）或同时使用电加热棒（106）及电加热器（203）进行加热；主油箱（101）及副油箱（401）独立设置，利用第一循环泵（405）进行局部散热，利用第二循环泵（501）进行循环散热。本发明通过上位机、PLC及多个传感器对装置进行控制，自动化程度高且结构简单，便于操作，利于推广。

Description

一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置及控制方法

技术领域

本发明涉及高速轴承性能试验技术领域，具体的说是一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置及控制方法。

背景技术

航空发动机高速轴承在进行耐久性试验时，需要对高速轴承的工况环境进行模拟，通常进行载荷模拟、润滑模拟和温度模拟。发明专利申请书（CN201410448781.0）中描述了一种轴承综合动态性能试验装置及其测试方法，其中润滑模拟通过流量控制装置和压力控制装置控制轴承的润滑，温度模拟通过加热电阻丝或加热炉来实现轴承环境温度的控制。发明专利申请书（CN201210556215.2）中描述了关节轴承高低温环境寿命试验机，其中环境模拟通过环境箱和温度传感器实现轴承环境的模拟。上述发明申请中均是将润滑和环境温度的模拟分别实施，在试验过程中并不能很好的模拟航空发动机高速轴承真正的工况环境。

发明内容

本发明旨在提供一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置及其控制方法，将润滑和环境温度的同时模拟通过该装置实现，更加符合航空发动机高速轴承的实际运行工况。

为解决以上技术问题，本装置包括供油系统、加热系统、试验系统、回油冷却系统、循环散热系统及控制系统，所述供油系统包括主油箱、定量泵、第一过滤器、第一压差发讯器、第一温度传感器、电加热棒、第一液位继电器、压力传感器及流量计，所述第一温度传感器、电加热棒及第一液位继电器均设置在所述主油箱中，所述主油箱的供油口通过供油管路依次连接所述定量泵、第一过滤器及加热系统，其中在所述第一过滤器与加热系统之间的供油管路上还依次设置有所述压力传感器及流量计，所述第一压差发讯器连接于第一过滤器的进出口两端；所述加热系统包括电磁换向阀、第二温度传感器、电加热器、第三温度传感器，所述电磁换向阀的入口连接于供油管路上的流量计之后，所述电磁换向阀的第一出口依次连接第二温度传感器、电加热器、第三温度传感器及试验系统，所述电磁换向阀的第二出口与所述电加热器及第三温度传感器之间的供油管路相连，所述电加热器腔内设置有第四温度传感器；所述回油冷却系统包括副油箱、抽油泵、第二过滤器、第二压差发讯器、第一循环泵、第一风冷机、第三过滤器、第三压差发讯器、第二液位继电器及第五温度传感器，所述第二液位继电器及第五温度传感器均设置在所述副油箱中，所述抽油泵的入口通过第二过滤器与试验系统的油池相连，出口与副油箱相连，所述第二压差发讯器连接于第二过滤器的进出口两端，所第一述循环泵的出口及入口分别连接于副油箱的两侧，所述第一风冷机及第三过滤器依次设置在第一循环泵的出口及副油箱之间的循环管路上，所述第三压差发讯器连接于第三过滤器的进出口两端；所述循环散热系统包括第二循环泵、第二风冷机、第四过滤器及第四压差发讯器，所述第二循环泵的入口与副油箱相连，出口通过管路依次与所述第二风冷机、第三过滤器及主油箱连接, 所述第四压差发讯器连接于第四过滤器的进出口两端；所述控制系统包括集成人机交互界面的上位机、PLC、第一温控仪及第二温控仪，所述PLC包括CPU、I/O模块、A/D模块，所述上位机与PLC的CPU实现双向通信，所述第一压差发讯器、第二压差发讯器、第三压差发讯器、第四压差发讯器、第一液位继电器及第二液位继电器的信号分别与PLC的数字信号输入相连，所述定量泵、抽油泵、第一循环泵、第二循环泵、电磁换向阀及人机交互界面的故障报警的控制系统分别与PLC的数字信号输出相连，所述第一温度传感器、第二温度传感器、第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器、压力传感器及流量计的信号分别与PLC的模拟信号输入相连，所述电加热棒的控制信号通过第一温控仪与PLC的模拟信号输出相连，所述电加热的控制信号器通过第二温控仪与PLC的模拟信号输出相连。

优选的，所述供油系统在第一过滤器与压力传感器之间的供油管路上依次设置有第一单向阀及调速阀，在压力传感器与流量计之间的供油管路上设置有第一球阀；所述供油系统还包括一个溢流阀，该溢流阀的入口连接于所述第一单向阀与调速阀之间的供油管路上，出口连接于主油箱；所述主油箱设置有第一液位计，主油箱的注油口设置有第一空气过滤器，在供油管路的压力传感器处还设置有第一压力表；所述第一过滤器为双桶过滤器，所述电加热棒数量为两个。

优选的，所述加热系统的电加热器在与第二温度传感器及第三温度传感器之间的供油管路上依次设置有第二单向阀及第三单向阀；所述电磁换向阀的第二出口通过第四单向阀连接于所述第三单向阀与第三温度传感器之间的供油管路上；所述第三温度传感器与试验系统之间的供油管路上还设置有第二球阀。

优选的，所述油池与抽油泵之间的回油管路上设置有第三球阀；所述第一风冷机的进口与第一循环泵出口之间的循环管路上设置有第二压力表，第一风冷机的出口与第二过滤器进口之间的循环管路上设置有第一温度表；所述副油箱设置有第二液位计，副油箱的注油口设置有第二空气过滤器。

优选的，所述第二风冷机的进口与第二循环泵出口之间的循环管路上设置有第三压力表，第二风冷机的出口与第三过滤器进口之间的循环管路上设置有第二温度表。

优选的，所述第一压力表、第二压力表及第三压力表分别通过一次阀与管路相连。

控制所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑实验装置的方法，包括以下步骤：

步骤一：检测上位机与PLC之间网络通讯状态，人工输入高低温润滑装置的温度控制指标，或人工选择试验项目从试验流程中读取温度控制指标；

步骤二：检测PLC的I/O通讯模块和A/D通讯模块对第一压差发讯器、第一液位继电器、第二压差发讯器、第二液位继电器、第三压差发讯器、第四压差发讯器、第一温度传感器、第二温度传感器、第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器、压力传感器及流量计的信号采集，并通过网络通讯上传至上位机进行人机交互界面显示；

步骤三：上位机对接受到的信号进行分析处理，完成人机交互功能和高低温润滑系统的润滑温度控制量计算，输出控制指令，控制指令通过PLC的输出至第一温控仪及第二温控仪；

步骤四：判断润滑油温度控制范围，当润滑油温控指标低于80度时，选择电加热棒进行加温；当润滑油温控指标高于80度时，选择供电加热棒及电加热器共同加热；通过电磁换向阀切换油路实现高温润滑和低温润滑的切换；

步骤五：通过第一液位继电器及第二液位继电器分别判断主油箱和副油箱的液位反馈信息，第一液位继电器及第二液位继电器均可以输出液位低信号和超低信号；当主油箱液位低时，开启第二循环泵，当副油箱液位低时，停止第二循环泵工作；

步骤六：根据温度、液位信号进行应急停机判断，如果润滑油温度超出设定值温度10%时，报警并停机；当检测到供油油箱或回油油箱液位超低信号时，停机并报警。

有益效果

本发明能够充分模拟航空发动机高速轴承的实际润滑和环境温度工况；

通过控制润滑油的温度来模拟高速轴承的环境温度，将原有的润滑系统和环境模拟系统合二为一，使得试验系统的结构更为简单、紧凑。

采用独立的加热器对润滑油进行加热，并通过电磁换向阀来切换油路，实现了高温润滑和低温润滑的及时交替，符合航空发动机高度轴承的实际润滑情况。

设置有多个一次表，在现场更加直观读取各个参数。

供油油箱和回油油箱独立设置，中间利用循环泵进行油液的循环，使得高温润滑油在进入回油油箱后能够迅速进行散热，使得供油液路中的油温始终低于80度，这样可以利用普通型号的液压信号采集和控制元件进行测控，不会因为高温影响液压元件的采集和控制精度，且节约成本。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的供油系统结构示意图；

图3为本发明的加热系统结构示意图；

图4为本发明的回油冷却系统结构示意图；

图5为本发明的循环散热系统结构示意图；

图6为本发明的控制系统结构示意图；

图7为本发明的控制流程图；

图中标记：1、供油系统，101、主油箱，102、定量泵，103、第一过滤器，104、第一压差发讯器，105、第一温度传感器，106、电加热棒，107、第一液位继电器，108、压力传感器，109、流量计，110、第一单向阀，111、调速阀，112、第一球阀，113、溢流阀，114、第一液位计，115、第一空气过滤器，116、第一压力表，2、加热系统，201、电磁换向阀，202、第二温度传感器，203、电加热器，204、第三温度传感器，205、第四温度传感器，206、第二单向阀，207、第三单向阀，208、第四单向阀，209、第二球阀，3、试验系统，301、油池，4、回油冷却系统，401、副油箱，402、抽油泵，403、第二过滤器，404、第二压差发讯器，405、第一循环泵，406、第一风冷机，407、第三过滤器，408、第三压差发讯器，409、第二液位继电器，410、第五温度传感器，411、第三球阀，412、第二压力表，413、第一温度表，414、第二液位计，415、第二空气过滤器，5、循环散热系统，501、第二循环泵，502、第二风冷机，503、第四过滤器，504、第四压差发讯器，505、第三压力表，506、第二温度表，6、控制系统。

具体实施方式

如图1至图6所示，本发明的一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置优选的实施方式包括供油系统1、加热系统2、试验系统3、回油冷却系统4、循环散热系统5及控制系统6。

供油系统1包括主油箱101、定量泵102、第一过滤器103、第一压差发讯器104、第一温度传感器105、电加热棒106、第一液位继电器107、压力传感器108、流量计109、第一单向阀110、调速阀111、第一球阀112、溢流阀113、第一液位计114、第一空气过滤器115及第一压力表116；其中第一过滤器103为双桶过滤器，其结构简单，使用方便，并带旁通阀及滤芯污染堵塞发讯器，以达到保证系统安全的目的。电加热棒106数量为两个，利于主油箱101内的润滑油快速加热升温。主油箱101的注油口设置有第一空气过滤器115，用于过滤空气中的水汽及杂质。所述主油箱101的供油口通过供油管路依次连接定量泵102、第一过滤器103、第一单向阀110、调速阀111、第一球阀112、流量计109及加热系统2，其中第一压差发讯器104设置在第一过滤器103的进出口两端，测量其进出口压力，检测是否通畅，是否需更换滤芯。压力传感器108及第一压力表116设置在调速阀111及第一球阀112之间的供油管路上。第一温度传感器105、电加热棒106、第一液位继电器107及第一液位计114均设置在所述主油箱101中，测量主油箱101内润换油的各项参数，并远传PLC或供现场读数。供油系统1还包括一个溢流阀113，该溢流阀113的入口连接于第一单向阀110与调速阀111之间的供油管路上，出口连接于主油箱101，在定量泵102节流调节系统中，定量泵102提供的是恒定流量，当系统压力增大时，会使流量需求减小。此时溢流阀113开启，使多余流量溢回主油箱101，保证溢流阀113的进口压力，即保证泵出口压力恒定。

加热系统2包括电磁换向阀201、第二温度传感器202、电加热器203、第三温度传感器204、四温度传感器205，第二单向阀206、第三单向阀207、第四单向阀208及第二球阀209。第四温度传感器205设置在电加热器203腔内。电磁换向阀201够对润滑油路进行切换控制，实现了高温润滑、低温润滑之间的快速切换，其入口连接于供油管路上的流量计109之后，其第一出口依次连接第二温度传感器202、第二单向阀206、电加热器203、第三单向阀207、第三温度传感器204、第二球阀209及试验系统3，电磁换向阀201的第二出口通过第第四单向阀209连接于第三单向阀207与第三温度传感器204之间的供油管路上。所述几个单向阀的设置能够有效防止高低温润滑油在供油管路中倒流。采用独立的电加热器203对润滑油进行加热，并通过电磁换向阀201来切换油路，实现了高温润滑和低温润滑的及时交替，符合航空发动机高度轴承的实际润滑情况。

回油冷却系统4包括副油箱401、抽油泵402、第二过滤器403、第二压差发讯器404、第一循环泵405、第一风冷机406、第三过滤器407、第三压差发讯器408、第二液位继电器409、第五温度传感器410、第三球阀411、第二压力表412、第一温度表413、第二液位计414及第二空气过滤器415。其中第二液位继电器409、第五温度传感器410及第二液位计414均设置在所述副油箱401中，测量副油箱401内润换油的各项参数，并远传PLC或供现场读数。副油箱401的注油口设置有第二空气过滤器415，用于过滤空气中的水汽及杂质。抽油泵402的入口依次通过第二过滤器403及第三球阀411与试验系统3的油池301相连，出口与副油箱401相连，实现将油池301中使用过的润滑油抽入副油箱401中，第二压差发讯器404连接于第二过滤器403的进出口两端，测量其进出口压力，检测是否通畅，是否需更换滤芯。为实现副油箱401内部润滑油的循环散热，特设置有第一循环泵405，其出口及入口分别间隔连接于副油箱401的两侧，在其入口与副油箱401之间的循环管路上设置有第二压力表404，在其出口及副油箱401之间的循环管路上依次设置第一风冷机406、第三过滤器407及第一温度表413，所述第三压差发讯器408连接于第三过滤器407的进出口两端。

循环散热系统5包括第二循环泵501、第二风冷机502、第四过滤器503、第四压差发讯器504、第三压力表505及第二温度表506。为了实现主油箱101与副油箱401之间润滑油的循环及兼顾散热，第二循环泵501的入口与副油箱401相连，在其间的循环管路上设置有第三压力表505，出口通过循环管路依次与第二风冷机502、第二温度表506、第三过滤器407及主油箱101连接,第四压差发讯器504连接于第四过滤器503的进出口两端。

控制系统6包括集成人机交互界面的上位机、PLC、第一温控仪及第二温控仪，所述PLC包括CPU、I/O模块、A/D模块，所述上位机与PLC的CPU实现双向通信，所述第一压差发讯器104、第二压差发讯器404、第三压差发讯器408、第四压差发讯器504、第一液位继电器107及第二液位继电器409的信号分别与PLC的数字信号输入相连，所述定量泵102、抽油泵402、第一循环泵405、第二循环泵501、电磁换向阀201及人机交互界面的故障报警的控制系统分别与PLC的数字信号输出相连，所述第一温度传感器105、第二温度传感器202、第三温度传感器204、第四温度传感器205、第五温度传感器410、压力传感器108及流量计109的信号分别与PLC的模拟信号输入相连，所述电加热棒106的控制信号通过第一温控仪与PLC的模拟信号输出相连，所述电加热的控制信号器通过第二温控仪与PLC的模拟信号输出相连。

上述第一压力表116、第二压力表412及第三压力表505分别通过一次阀与管路相连，在仪表损坏时，只需旋紧一次阀即可更换。

本发明通过控制润滑油的温度来模拟高速轴承的环境温度，将原有的润滑系统和环境模拟系统合二为一，使得试验系统的结构更为简单、紧凑。采用独立的加热器对润滑油进行加热，并通过电磁换向阀来切换油路，实现了高温润滑和低温润滑的及时交替，符合航空发动机高度轴承的实际润滑情况，充分模拟航空发动机高速轴承的实际润滑和环境温度工况。本发明的主油箱101和副油箱401独立设置，利用第一循环泵405进行局部散热，利用第二循环泵501进行循环散热，使得供油液路中的油温始终低于80度，这样可以利用普通型号的液压信号采集和控制元件进行测控，不会因为高温影响液压元件的采集和控制精度，且节约成本。在本发明的优选实施例中还设置有多个一次表，能使现场操作人员通过一次表直观读取各个参数，从而快速反应，提高设备的运转效率及安全性能。

本发明的一种航空发动机高速轴承高低温润滑实验装置的控制方法如图7所示包括以下步骤：

步骤一：检测上位机与PLC之间网络通讯状态，人工输入高低温润滑装置的温度控制指标，或人工选择试验项目从试验流程中读取温度控制指标。

步骤二：检测PLC的I/O通讯模块和A/D通讯模块对第一压差发讯器（104）、第一液位继电器（107）、第二压差发讯器（404）、第二液位继电器（409）、第三压差发讯器（408）、第四压差发讯器（504）、第一温度传感器（105）、第二温度传感器（202）、第三温度传感器（204）、第四温度传感器（205）、第五温度传感器（410）、压力传感器（108）及流量计（109）的信号采集，并通过网络通讯上传至上位机进行人机交互界面显示，以便于监控和调试。

步骤三：上位机对接受到的信号进行分析处理，完成人机交互功能和高低温润滑系统的润滑温度控制量计算，输出控制指令，控制指令通过PLC的输出至第一温控仪及第二温控仪。

步骤四：判断润滑油温度控制范围，当润滑油温控指标低于80度时，选择电加热棒（106）进行加温；当润滑油温控指标高于80度时，选择供电加热棒（106）及电加热器（203）共同加热；通过电磁换向阀（201）切换油路实现高温润滑和低温润滑的切换。

步骤五：通过第一液位继电器（107）及第二液位继电器（409）分别判断主油箱（101）和副油箱（401）的液位反馈信息，第一液位继电器（107）及第二液位继电器（409）均可以输出液位低信号和超低信号；当主油箱（101）液位低时，开启第二循环泵（501），当副油箱（401）液位低时，停止第二循环泵（501）工作。

步骤六：根据温度、液位信号进行应急停机判断，如果润滑油温度超出设定值温度10%时，报警并停机；当检测到供油油箱或回油油箱液位超低信号时，报警并停机。根据试验流程判断是否结束试验，如需结束试验则在人机界面显示结束试验。

Claims (7)

1.一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其包括供油系统（1）、加热系统（2）、试验系统（3）、回油冷却系统（4）、循环散热系统（5）及控制系统（6），其特征在于：所述供油系统（1）包括主油箱（101）、定量泵（102）、第一过滤器（103）、第一压差发讯器（104）、第一温度传感器（105）、电加热棒（106）、第一液位继电器（107）、压力传感器（108）及流量计（109），所述第一温度传感器（105）、电加热棒（106）及第一液位继电器（107）均设置在所述主油箱（101）中，所述主油箱（101）的供油口通过供油管路依次连接所述定量泵（102）、第一过滤器（103）及加热系统（2），其中在所述第一过滤器（103）与加热系统（2）之间的供油管路上还依次设置有所述压力传感器（108）及流量计（109），所述第一压差发讯器（104）连接于第一过滤器（103）的进出口两端；所述加热系统（2）包括电磁换向阀（201）、第二温度传感器（202）、电加热器（203）、第三温度传感器（204）及第四温度传感器（205），所述电磁换向阀（201）的入口连接于供油管路上的流量计（109）之后，所述电磁换向阀（201）的第一出口依次连接第二温度传感器（202）、电加热器（203）、第三温度传感器（204）及试验系统（3），所述电磁换向阀（201）的第二出口与所述电加热器（203）及第三温度传感器（204）之间的供油管路相连，所述第四温度传感器（205）设置在电加热器（203）腔内；所述回油冷却系统（4）包括副油箱（401）、抽油泵（402）、第二过滤器（403）、第二压差发讯器（404）、第一循环泵（405）、第一风冷机（406）、第三过滤器（407）、第三压差发讯器（408）、第二液位继电器（409）及第五温度传感器（410），所述第二液位继电器（409）及第五温度传感器（410）均设置在所述副油箱（401）中，所述抽油泵（402）的入口通过第二过滤器（403）与试验系统（3）的油池（301）相连，出口与副油箱（401）相连，所述第二压差发讯器（404）连接于第二过滤器（403）的进出口两端，所述第一循环泵的出口及入口分别连接于副油箱（401）的两侧，所述第一风冷机（406）及第三过滤器（407）依次设置在第一循环泵（405）的出口及副油箱（401）之间的循环管路上，所述第三压差发讯器（408）连接于第三过滤器（407）的进出口两端；所述循环散热系统（5）包括第二循环泵（501）、第二风冷机（502）、第四过滤器（503）及第四压差发讯器（504），所述第二循环泵（501）的入口与副油箱（401）相连，出口通过循环管路依次与所述第二风冷机（502）、第三过滤器（407）及主油箱（101）连接, 所述第四压差发讯器（504）连接于第四过滤器（503）的进出口两端；所述控制系统（6）包括集成人机交互界面的上位机、PLC、第一温控仪及第二温控仪，所述PLC包括CPU、I/O模块、A/D模块，所述上位机与PLC的CPU实现双向通信，所述第一压差发讯器（104）、第二压差发讯器（404）、第三压差发讯器（408）、第四压差发讯器（504）、第一液位继电器（107）及第二液位继电器（409）的信号分别与PLC的数字信号输入相连，所述定量泵（102）、抽油泵（402）、第一循环泵（405）、第二循环泵（501）、电磁换向阀（201）及人机交互界面的故障报警的控制系统分别与PLC的数字信号输出相连，所述第一温度传感器（105）、第二温度传感器（202）、第三温度传感器（204）、第四温度传感器（205）、第五温度传感器（410）、压力传感器（108）及流量计（109）的信号分别与PLC的模拟信号输入相连，所述电加热棒（106）的控制信号通过第一温控仪与PLC的模拟信号输出相连，所述电加热的控制信号器通过第二温控仪与PLC的模拟信号输出相连。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其特征在于：所述供油系统（1）在第一过滤器（103）与压力传感器（108）之间的供油管路上依次设置有第一单向阀（110）及调速阀（111），在压力传感器（108）与流量计（109）之间的供油管路上设置有第一球阀（112）；所述供油系统（1）还包括一个溢流阀（113），该溢流阀（113）的入口连接于所述第一单向阀（110）与调速阀（111）之间的供油管路上，出口连接于主油箱（101）；所述主油箱（101）设置有第一液位计（114），主油箱（101）的注油口设置有第一空气过滤器（115），在供油管路的压力传感器（108）处还设置有第一压力表（116）；所述第一过滤器（103）为双桶过滤器，所述电加热棒（106）数量为两个。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其特征在于：所述加热系统（2）的电加热器（203）在与第二温度传感器（202）及第三温度传感器（204）之间的供油管路上依次设置有第二单向阀（206）及第三单向阀（207）；所述电磁换向阀（201）的第二出口通过第四单向阀（208）连接于所述第三单向阀（207）与第三温度传感器（204）之间的供油管路上；所述第三温度传感器（204）与试验系统（3）之间的供油管路上还设置有第二球阀（209）。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其特征在于：所述油池（301）与抽油泵（402）之间的回油管路上设置有第三球阀（411）；所述第一风冷机（406）的进口与第一循环泵（405）出口之间的循环管路上设置有第二压力表（412），第一风冷机（406）的出口与第二过滤器（403）进口之间的循环管路上设置有第一温度表（413）；所述副油箱（401）设置有第二液位计（414），副油箱（401）的注油口设置有第二空气过滤器（415）。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其特征在于：所述第二风冷机（502）的进口与第二循环泵（501）出口之间的循环管路上设置有第三压力表（505），第二风冷机（502）的出口与第三过滤器（407）进口之间的循环管路上设置有第二温度表（506）。

6.根据权利要求2、4或 5所述的任意一种航空发动机高速轴承高低温润滑试验装置，其特征在于：所述第一压力表（116）、第二压力表（412）及第三压力表（505）分别通过一次阀与管路相连。

7.根据权利要求1所述的一种航空发动机高速轴承高低温润滑实验装置的控制方法，其特征在于：该控制方法包括以下步骤：

步骤一：检测上位机与PLC之间网络通讯状态，人工输入高低温润滑装置的温度控制指标，或人工选择试验项目从试验流程中读取温度控制指标；

步骤二：检测PLC的I/O通讯模块和A/D通讯模块对第一压差发讯器（104）、第一液位继电器（107）、第二压差发讯器（404）、第二液位继电器（409）、第三压差发讯器（408）、第四压差发讯器（504）、第一温度传感器（105）、第二温度传感器（202）、第三温度传感器（204）、第四温度传感器（205）、第五温度传感器（410）、压力传感器（108）及流量计（109）的信号采集，并通过网络通讯上传至上位机进行人机交互界面显示；

步骤三：上位机对接受到的信号进行分析处理，完成人机交互功能和高低温润滑系统的润滑温度控制量计算，输出控制指令，控制指令通过PLC的输出至第一温控仪及第二温控仪；

步骤四：判断润滑油温度控制范围，当润滑油温控指标低于80度时，选择电加热棒（106）进行加温；当润滑油温控指标高于80度时，选择供电加热棒（106）及电加热器（203）共同加热；通过电磁换向阀（201）切换油路实现高温润滑和低温润滑的切换；

步骤五：通过第一液位继电器（107）及第二液位继电器（409）分别判断主油箱（101）和副油箱（401）的液位反馈信息，第一液位继电器（107）及第二液位继电器（409）均可以输出液位低信号和超低信号；当主油箱（101）液位低时，开启第二循环泵（501），当副油箱（401）液位低时，停止第二循环泵（501）工作；

步骤六：根据温度、液位信号进行应急停机判断，如果润滑油温度超出设定值温度10%时，报警并停机；当检测到供油油箱或回油油箱液位超低信号时，报警并停机。