一种航空发动机极限油压的试验装置及试验方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航空发动机极限油压的试验装置及试验方法，包括滑油油池、比例阀机构和检测滑油压力系统，所述滑油油池的内部开设有腔体，且腔体的内部设置有滑油收集器，所述腔体内部通过底板设置有滑油泵，且滑油泵的输入端与滑油收集器相连接，所述滑油泵输入管位置设置有用于调整所述滑油泵处流量大小的比例阀机构，所述滑油泵的输出端设置有滑油油路管道，且滑油油路管道内部与发动机内各个运动副相连接，所述滑油泵输出端设置有用于检测所述滑油油路管道内压力的检测滑油压力系统；采用本技术方案，通过而通过上位机将信息进行记录和数据分析，分析发动机性能在要求的范围之内，为后续开发及参数调整提供数据支撑。为后续开发及参数调整提供数据支撑。为后续开发及参数调整提供数据支撑。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机极限油压的试验装置及试验方法


[0001]本专利技术属于航空发动机装置领域，更具体地说，本专利技术涉及一种航空发动机极限油压的试验装置及试验方法。

技术介绍

[0002]航空活塞发动机在使用过程中，飞机会因气流颠簸出现瞬态失重，或需完成加速向下俯冲等飞行动作时，发动机滑油在油底壳内的润滑油会随着惯性向上流动。此时，滑油收集器在短时间内会吸不到润滑油，发动机会出现润滑不良，滑油压力降低，即运动副出现“干摩擦”现象。此现象持续时间太长会对发动机造成严重损伤。但在飞机飞行姿态的调整过程中，这种情况会经常出现。这需要在航空活塞发动机设计验证阶段重点考核。而在地面进行航空活塞发动机试车时，发动机基本处于静态或稳定状态，润滑油不会出现失重状态下的液位波动，润滑系统在断油和正常工作之间随意切换也难以实现。因此在断油后出现干摩擦时对发动机的损坏程度难以模拟评估。这需要通过增加试验装置和试验方式来模拟还原此种现象。
[0003]然而，现有的航空发动机极限油压的试验装置及试验方法在使用的过程中存在以下的问题：为保持航空活塞发动机试验数据完整性，同时目前市面上还没有用于航空活塞发动机在怠速与满负荷工作时测量极限油压装置；目前国内汽车发动机也没有检测标准，成熟的产品无法直接使用，所以需要依据发动机试验运行工况及发动机安装要求，设计一套极限油压检测装置，并收集数据判断发动机是否符合设计要求。该专利技术适用于航空发动机怠速与满负荷工作时极限油压测量。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题是提供一种航空发动机极限油压的试验装置，以解决上述
技术介绍
中提出的相关问题。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术采取的技术方案为：一种航空发动机极限油压的试验装置，包括滑油油池、比例阀机构和检测滑油压力系统，所述滑油油池的内部开设有腔体，且腔体的内部设置有滑油收集器，所述腔体的内部通过底板设置有滑油泵，且滑油泵的输入端与滑油收集器相连接，所述滑油泵输入管位置设置有用于调整所述滑油泵处流量大小的比例阀机构，所述滑油泵的输出端设置有滑油油路管道，且滑油油路管道的内部与发动机内各个运动副相连接，所述滑油泵输出端设置有用于检测所述滑油油路管道内压力的检测滑油压力系统，所述滑油油池的外壁安装有安装支架，且安装支架上方设置有用于调控所述滑油油路管道内流量的控制系统。
[0006]本专利技术公开的一种航空发动机极限油压的试验装置，所述控制系统包括上位机和输入输出模块，所述安装支架的上方设置有上位机，且上位机的内部设置有输入输出模块。
[0007]本专利技术公开的一种航空发动机极限油压的试验装置，所述比例阀机构包括比例阀，所述比例阀机构的内部设置有比例阀，且比例阀位于滑油收集器与滑油泵输入端的相
连接处。
[0008]本专利技术公开的一种航空发动机极限油压的试验装置，所述检测滑油压力系统包括压力传感器，所述检测滑油压力系统的内部设置有压力传感器，且压力传感器位于滑油泵与滑油油路管道的相连接位置处。
[0009]本专利技术公开的一种航空发动机极限油压的试验装置，所述比例阀输入端与上位机的输出端通过通讯线电性连接。
[0010]本专利技术公开的一种航空发动机极限油压的试验装置，所述压力传感器输出端与上位机的输入端通过通讯电性连接。
[0011]本专利技术还公开了一种使用航空发动机极限油压的试验装置的方法，包括以下步骤：
[0012]S1：启动发动机后将压力传感器输出端与外部上位机的输入端相连接，打开比例阀机构；
[0013]S2：启动压力传感器检测滑油油路管道内油压，具体方法如下：打开比例阀，通过启动油泵将腔体内滑油输送至调控滑油油路管道内部，通过比例阀的开启角度控制滑油进入到滑油收集器的油量，实现正常润滑；关闭比例阀后，滑油进入到腔体，实现压力的调节，与压力传感器联通的上位机记录极限油压的压力；
[0014]多次重复S1和S2，记录数据，验证发动机在怠速与满负荷工况运行一段时间，发动机仍处于正常状态。
[0015]与现有技术相比，本专利技术的有益效果：
[0016]本专利技术提出的通过检测滑油压力系统对滑油油路管道内油压进行检测，从而再将检测信息输送至上位机，然后上位机将数据进行记录，当滑油油路管道内油压出现不稳定，则上位机调整比例阀机构处的流量大小，进而实现压力自动调节，可以提供满足航空发动机各种工况的工作的滑油压力，主要是对航空活塞发动机多工况运行情况下的滑油压力检测。而通过上位机将信息进行记录，并收集数据分析，分析发动机性能在要求的范围之内，为后续开发及参数调整提供数据支撑。
[0017]以下将结合附图和实施例，对本专利技术进行较为详细的说明。
附图说明
[0018]下面对本说明书各幅附图所表达的内容及图中的标记作简要说明：
[0019]图1是本专利技术的正视剖视结构示意图；
[0020]图2是本专利技术的内部电路结构示意图。
[0021]图中标记为：1、滑油油池；2、滑油收集器；3、比例阀机构；4、滑油泵；5、检测滑油压力系统；6、滑油油路管道；7、腔体。
具体实施方式
[0022]下面对照附图，通过对实施例的描述，对本专利技术的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域的技术人员对本专利技术的专利技术构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解。
[0023]实施例1，如图1
‑
2所示，本专利技术提供一种技术方案：一种航空发动机极限油压的试验装置，包括滑油油池1、比例阀机构3和检测滑油压力系统5，滑油油池1的内部开设有腔体7，且腔体7的内部设置有滑油收集器2，腔体 7的内部通过底板设置有滑油泵4，且滑油泵4的输入端与滑油收集器2相连接，滑油泵4输入管位置设置有用于调整滑油泵4处流量大小的比例阀机构3，滑油泵4的输出端设置有滑油油路管道6，且滑油油路管道6的内部与发动机内各个运动副相连接，滑油泵4输出端设置有用于检测滑油油路管道6内压力的检测滑油压力系统5，滑油油池1的外壁安装有安装支架，且安装支架上方设置有用于调控滑油油路管道6内流量的控制系统；
[0024]控制系统包括上位机和输入输出模块，安装支架的上方设置有上位机，且上位机的内部设置有输入输出模块，比例阀机构3包括比例阀，比例阀机构3的内部设置有比例阀，且比例阀位于滑油收集器2与滑油泵4输入端的相连接处，检测滑油压力系统5包括压力传感器，检测滑油压力系统5的内部设置有压力传感器，且压力传感器位于滑油泵4与滑油油路管道6相连接位置处，比例阀输入端与上位机的输出端通过通讯线电性连接，压力传感器输出端与上位机的输入端通过通讯电性连接，通过检测滑油压力系统5对滑油油路管道6内油压进行检测，从而再将检测信息输送至上位机，然后上位机将数据进行记录，当滑油油路管道6内油压出现不稳定，则上位机调整比例阀机构3处的流量大小，进而实现压力自动调节，该结构在改造最小情况下，满足了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机极限油压的试验装置，包括滑油油池、比例阀机构和检测滑油压力系统，其特征在于：所述滑油油池的内部开设有腔体，且腔体的内部设置有滑油收集器，所述腔体的内部通过底板设置有滑油泵，且滑油泵的输入端与滑油收集器相连接，所述滑油泵输入管位置设置有用于调整所述滑油泵处流量大小的比例阀机构，所述滑油泵的输出端设置有滑油油路管道，且滑油油路管道的内部与发动机内各个运动副相连接，所述滑油泵输出端设置有用于检测所述滑油油路管道内压力的检测滑油压力系统，所述滑油油池的外壁安装有安装支架，且安装支架上方设置有用于调控所述滑油油路管道内流量的控制系统。2.根据权利要求1所述的航空发动机极限油压的试验装置，其特征在于：所述控制系统包括上位机和输入输出模块，所述安装支架的上方设置有上位机，且上位机的内部设置有输入输出模块。3.根据权利要求1所述的航空发动机极限油压的试验装置，其特征在于：所述比例阀机构包括比例阀，所述比例阀机构的内部设置有比例阀，且比例阀位于滑油收集器与滑油泵输入端的相连接处。4.根据权利要求1所述的航空发动机极限油压的...

【专利技术属性】
技术研发人员：李世东，卢雷祥，梅恒珩，周长春，惠彦山，
申请(专利权)人：芜湖钻石航空发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：