CN116858529A - 一种航空油雾应急润滑实验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空油雾应急润滑实验系统及方法，系统包括：初始设置模块：测量初始温度，设置初始工况参数；初始计时模块：开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴喷射油雾，观察油雾喷射稳定后开始计时；测量模块：测量单位时间内转速数据以及运行温度；统计输出模块：收集震动信号，达到安全阈值时，结束计时，将上述数据作为参照数据，同时改变工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；对比模块：对比输出数据和参照数据，得到工况参数和输出数据对应关系。本发明的有益效果是，可针对压力供油和虹吸供油两种不同的供油方式开展航空油雾应急润滑实验，从而研究不同工况条件对航空油雾应急润滑效果影响，建立航空油雾应急润滑系统设计优化准则。

Description

一种航空油雾应急润滑实验系统及方法

技术领域

本发明属于润滑试验领域，具体是涉及到一种航空油雾应急润滑实验系统及方法。

背景技术

直升机传动系统服役过程发热量大、温升高，当正常供给润滑油中断（润滑系统发生故障或中弹），齿轮、轴承等传动部件将在极短时间内由乏油、失油润滑过度到干运转状态，累计大量的热从而引发胶合、间隙消失、塑性变形、卡死等失效造成灾难性事故。通过设置油雾应急润滑系统，可为传动系统提供微量高效润滑，最大限度维持一定的润滑状态、控制温升，延长传动系统干运转时间。

为了达到更好的润滑效果，需要对油雾应急润滑系统中各方面进行微调和优化。航空油雾应急润滑系统润滑油来源可分为备用应急油箱和箱体内壁（油兜、微油池等）残余润滑油两种，因此存在压力供油和虹吸供油两种不同的供油方式。目前，国内直升机传动系统紧急润滑分析开展的比较少，且现有实验方法不具备同时研究该两种供油方式的能力。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航空油雾应急润滑实验系统及方法,以解决现有的国内直升机传动系统紧急润滑分析开展的比较少，且现有实验方法不具备同时研究压力供油和虹吸供油两种供油方式的能力的问题。

为实现上述目的，本申请采用的技术方案是，

提供一种航空油雾应急润滑实验系统，包括：

初始设置模块：被配置为测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；

初始计时模块：被配置开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；

测量模块：被配置测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；

统计输出模块：被配置同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据，同时改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；

对比模块：被配置对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。

更进一步地，还包括：红外热像仪，所述红外热像仪用于测量所述摩擦副的初始温度以及运行温度；

设置在润滑箱上的加速度传感器和位移传感器，所述加速度传感器和所述位移传感器用于同步收集润滑箱上的震动信号。

本申请还提供一种航空油雾应急润滑实验方法，包括以下步骤：

测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；

开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；

测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；

同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据；

改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；

对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。

更进一步地，所述设置设备初始的工况参数，具体包括：设置设备的初始供油压力、初始供气压力、初始虹吸高度、初始气体流量、初始润滑油流量和初始润滑油温度。

更进一步地，所述改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据，具体包括：

保持其它试验参数不变，依次改变供油压力、供气压力、虹吸高度、气体流量、润滑油流量和润滑油温度；

分别按上述过程测量并记录转速数据、运行温度和持续时间，形成不同的输出数据。

更进一步地，所述“改变所述工况参数”，还包括：

更换不同结构参数的压力喷嘴，并依次调节其喷射距离和喷射角度。

更进一步地，所述“改变所述工况参数”，还包括：

更换不同结构参数的虹吸喷嘴，并依次调节其喷射距离的喷射角度。

更进一步地，在所述步骤“测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数”之前，还包括：

检查试验系统各元件的连接与安装，确保试验系统可正常工作且安全可靠。

更进一步地，在所述步骤“检查试验系统各元件的连接与安装，确保试验系统可正常工作且安全可靠”之后，还包括：

进行静态油雾试验，观察压力喷嘴和/或虹吸喷嘴的油雾喷射现象，确保由压力喷嘴和/或虹吸喷嘴喷出的润滑油雾为规则的锥状，在达到摩擦副表面前无方向偏离和发散现象后，判定油雾喷射稳定。

本发明的有益效果是，可针对压力供油和虹吸供油两种不同的供油方式开展航空油雾应急润滑实验，以初次的工况参数输出的转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据，可研究不同工况条件对航空油雾应急润滑效果影响，以更改后的工况参数输出的转速数据、运行温度和持续时间输出的输出数据与参照数据对比，以持续时间较长、匹配相同转速中运行温度较低的数据作为优选数据，从而实现对装置整体的优化；又或者，通过改变不同的工况数据，可研究不同工况条件对航空油雾应急润滑效果影响，同时可选择不同的试验摩擦副，以满足不同研究方向的试验需求，从而建立航空油雾应急润滑系统设计优化准则，有效提高传动系统油雾应急润滑性能，提升传动系统可靠性与安全性。

附图说明

图1为本发明提供的一种航空油雾应急润滑实验系统的功能框图；

图2为本发明提供的一种航空油雾应急润滑实验方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明的优选实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应作广义理解，例如，可以使固定连接，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或者两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“竖直”、“水平” 、“顶”、“ 底”、“内”、“外”等指示的方位或者位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或者暗示所指的装置或者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。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”（如果存在）是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或维护工具不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或维护工具固有的其它步骤或单元。

如附图1所示，本发明提供一种航空油雾应急润滑实验系统，包括：初始设置模块10：被配置为测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；初始计时模块20：被配置开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；测量模块30：被配置测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；统计输出模块40：被配置同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据，同时改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；对比模块50：被配置对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。其中，还包括：红外热像仪，所述红外热像仪用于测量所述摩擦副的初始温度以及运行温度；设置在润滑箱上的加速度传感器和位移传感器，所述加速度传感器和所述位移传感器用于同步收集润滑箱上的震动信号。

如附图2所示，本发明还提供一种航空油雾应急润滑实验方法，包括以下步骤：

S100：测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；

S200：开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；

S300：测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；

S400：同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据；

S500：改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；

S600：对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。

航空油雾应急润滑系统润滑油来源可分为备用应急油箱和箱体内壁（油兜、微油池等）残余润滑油两种，因此存在压力供油和虹吸供油两种不同的供油方式，而现有实验方法不具备同时研究该两种供油方式的能力。而在本申请中，本申请试验过程中应用元件可以为压力喷嘴试验模块和虹吸喷嘴试验模块，从而可以同时对压力喷嘴和虹吸喷嘴两种供油方式进行测试。

在本申请中，通过开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴分别对摩擦副喷射油雾，对其进行调节待到油雾喷射稳定后即可开始实验，通过分别开启压力喷嘴或虹吸喷嘴，即可在同一套系统中同时研究两种供油方式。

其中，对于压力喷嘴式供油，其初始工况参数具体包括：设置设备的初始供油压力、初始供气压力、初始气体流量、初始润滑油流量和初始润滑油温度；对于虹吸喷嘴式供油，其初始工况参数具体包括：初始虹吸高度、初始供气压力、初始气体流量、初始润滑油流量和初始润滑油温度。其中，变量仅为初始供油压力和初始虹吸高度，从而实现两种供油方式的研究。

其中，压力喷嘴试验模块的工作原理为，空气压缩机是油雾应急润滑系统的动力元件，工作时，空气压缩机生成高压空气，由调压阀将气压调节到所需压力，随后高压空气分两路，一路经调压阀调压后，流经气体流量计后与压力喷嘴进气口连接。另一路与润滑油储压管进气口连接，高压空气将润滑油储压罐内润滑油压出，润滑油从润滑油储压罐出油口流出，经调压阀调节到所需压力后，流经计量泵，最后与压力喷嘴进油口连接。高压空气与压力油通过压力喷嘴雾化成油雾并喷射到润滑箱内待润滑摩擦副表面。

虹吸喷嘴试验模块的工作原理为，空气压缩机是油雾应急润滑系统的动力元件，工作时，空气压缩机生成高压空气，由调压阀将气压调节到所需压力，经调压阀调压后，流经气体流量计后与虹吸喷嘴进气口连接。虹吸喷嘴进油口通过供油管路与润滑油箱相连，通过虹吸效应将润滑油从润滑油箱吸入虹吸喷嘴。高压空气与润滑油通过虹吸喷嘴雾化成油雾并喷射到润滑箱内待润滑摩擦副表面。

在本申请中，除了以工况参数作为变量，压力喷嘴和虹吸喷嘴的设置方式也能作为变量的一种。为此，可选的，所述“改变所述工况参数”，还包括：更换不同结构参数的虹吸喷嘴，并依次调节其喷射距离的喷射角度；和/或，更换不同结构参数的压力喷嘴，并依次调节其喷射距离和喷射角度。

具体的，在试验开始之前，检查试验系统各元件的连接与安装，确保试验系统可正常工作且安全可靠。对于压力喷嘴试验模块，其具体试验过程为：采用红外热像仪测量试验摩擦副开始试验前的温度；启动压力喷嘴试验模块，通过润滑箱观察窗观察压力喷嘴油雾喷射状况，待压力喷嘴油雾喷射稳定后启动驱动加载设备并开始计时；根据摩擦副转速同步红外热像仪采样频率并开始记录摩擦副运转时的测温数据；观察由润滑箱上加速度传感器和位移传感器收集的振动信号，当信号达到安全阈值时停止驱动加载设备，结束计时并对系统断电完成试验；保持其他试验参数不变，分别改变油压、气压、流量、油温等工况参数，换用不同结构参数的压力喷嘴以及喷射距离，喷射角度等喷嘴布置方式，并按上述过程测量并记录摩擦副表面温度以及试验持续时间。

具体的，在试验开始之前，为了保证压力喷嘴运行的稳定性，还包括：进行静态油雾试验，观察压力喷嘴的油雾喷射现象，确保由压力喷嘴喷出的润滑油雾为规则的锥状，在达到摩擦副表面前无方向偏离和发散现象后，判定油雾喷射稳定；启动设备，开始计时。

相应的，对于虹吸喷嘴试验模块，其具体试验过程为：采用红外热像仪测量试验摩擦副开始试验前的温度；启动虹吸喷嘴试验模块，通过润滑箱观察窗观察虹吸喷嘴油雾喷射状况，待虹吸喷嘴油雾喷射稳定后启动驱动加载设备并开始计时；根据摩擦副转速同步红外热像仪采样频率并开始记录摩擦副运转时的测温数据。观察由润滑箱上加速度传感器和位移传感器收集的振动信号，当信号达到安全阈值时停止驱动加载设备，结束计时并对系统断电完成试验；保持其他试验参数不变，分别改变虹吸高度、气压、流量、油温等工况参数，换用不同结构参数的虹吸喷嘴以及喷射距离，喷射角度等喷嘴布置方式，并按上述过程测量并记录摩擦副表面温度以及试验持续时间。

具体的，在试验开始之前，为了保证虹吸喷嘴运行的稳定性，还包括：进行静态油雾试验，观察虹吸喷嘴的油雾喷射现象，确保由虹吸喷嘴喷出的润滑油雾为规则的锥状，在达到摩擦副表面前无方向偏离和发散现象后，判定油雾喷射稳定；启动设备，开始计时。

其中，以初次的工况参数输出的转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据，以更改后的工况参数输出的转速数据、运行温度和持续时间输出的输出数据与参照数据对比，以持续时间较长、匹配相同转速中运行温度较低的数据作为优选数据，从而实现对装置整体的优化；又或者，通过改变不同的工况数据，可研究不同工况条件对航空油雾应急润滑效果影响，同时可选择不同的试验摩擦副，以满足不同研究方向的试验需求。

本申请可针对压力供油和虹吸供油两种不同的供油方式开展航空油雾应急润滑实验，可研究不同工况条件对航空油雾应急润滑效果影响，如供油压力，供气压力，气体流量、润滑油流量、润滑油温度，虹吸高度等；也可选择不同的试验摩擦副，以满足不同研究方向的试验需求，从而建立航空油雾应急润滑系统设计优化准则，有效提高传动系统油雾应急润滑性能，提升传动系统可靠性与安全性。

所属领域的普通技术人员应当理解：以上任何实施例的讨论仅为示例性的，并非旨在暗示本申请的保护范围限于这些例子；在本申请的思路下，以上实施例或者不同实施例中的技术特征之间也可以进行组合，步骤可以以任意顺序实现，并存在如上所述的本申请中一个或多个实施例的不同方面的许多其它变化，为了简明它们没有在细节中提供。

本申请中一个或多个实施例旨在涵盖落入本申请的宽泛范围之内的所有这样的替换、修改和变型。因此，凡在本申请中一个或多个实施例的精神和原则之内，所做的任何省略、修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空油雾应急润滑实验系统，其特征在于，包括：

初始设置模块：被配置为测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；

初始计时模块：被配置开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；

测量模块：被配置测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；

统计输出模块：被配置同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据，同时改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；

对比模块：被配置对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。

2.如权利要求1所述的航空油雾应急润滑实验系统，其特征在于，还包括：红外热像仪，所述红外热像仪用于测量所述摩擦副的初始温度以及运行温度；

设置在润滑箱上的加速度传感器和位移传感器，所述加速度传感器和所述位移传感器用于同步收集润滑箱上的震动信号。

3.一种航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，包括以下步骤：

测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数；

开启压力喷嘴和/或虹吸喷嘴朝向所述摩擦副喷射油雾，观察油雾的喷射状况，待到油雾喷射稳定后启动设备并开始计时；

测量单位时间内所述摩擦副的转速数据以及所述摩擦副的运行温度并持续统计；

同步收集润滑箱上的震动信号，当所述震动信号达到安全阈值时，关闭设备，结束计时，得到初始工况参数下的持续时间，并将所述转速数据、所述运行温度和所述持续时间作为参照数据；

改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据；

对比所述输出数据和所述参照数据，得到所述工况参数和所述输出数据对应关系。

4.如权利要求3所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，所述设置设备初始的工况参数，具体包括：设置设备的初始供油压力、初始供气压力、初始虹吸高度、初始气体流量、初始润滑油流量和初始润滑油温度。

5.如权利要求4所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，所述改变所述工况参数，重复上述步骤，得到输出数据，具体包括：

保持其它试验参数不变，依次改变供油压力、供气压力、虹吸高度、气体流量、润滑油流量和润滑油温度；

分别按上述过程测量并记录转速数据、运行温度和持续时间，形成不同的输出数据。

6.如权利要求5所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，所述改变所述工况参数，还包括：

更换不同结构参数的压力喷嘴，并依次调节其喷射距离和喷射角度。

7.如权利要求5所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，所述初始的工况参数还包括：初始虹吸高度。

8.如权利要7所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，所述改变所述工况参数，还包括：

更换不同结构参数的虹吸喷嘴，并依次调节其喷射距离的喷射角度。

9.如权利要求3所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，在所述步骤测量摩擦副的初始温度，设置设备初始的工况参数之前，还包括：

检查试验系统各元件的连接与安装，确保试验系统可正常工作且安全可靠。

10.如权利要求9所述的航空油雾应急润滑实验方法，其特征在于，在所述步骤检查试验系统各元件的连接与安装，确保试验系统可正常工作且安全可靠之后，还包括：

进行静态油雾试验，观察压力喷嘴和/或虹吸喷嘴的油雾喷射现象，确保由压力喷嘴和/或虹吸喷嘴喷出的润滑油雾为规则的锥状，在达到摩擦副表面前无方向偏离和发散现象后，判定油雾喷射稳定。