高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统

1.本发明涉及摩擦磨损测试技术领域，具体地，涉及一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统。


背景技术：

2.最新一代先进航空战机高超音速巡航、高机动性能要求航空发动机尾喷管运动调节速度大于30
°
/s，运动调节机构长期承受超过万牛气动载荷和近一千摄氏度高温，为避免运动调节机构在设计生命周期内关键运动副服役性能退化甚至失效，进而限制整体装备系统调节精度、响应性能、寿命和可靠性，甚至引起重大工程灾难，亟需明确运动部件摩擦学性能退化机理、优化表面界面摩擦学设计，然而适用于航空尾喷管运动调节机构研究的高温重载模拟工况摩擦学测试系统国内外尚无，无法为上述研究提供试验支撑，限制技术突破。
3.现有的摩擦磨损试验机，以通用摩擦磨损试验机应用最广，该类试验机仅能测试材料级别摩擦磨损性能，加载形式有限，运动形式简单，局限在材料试样的某一点、线、面做特定的往复、回转、微动运动，然而实际运动机构具有多个部件和运动副，单一零件具有多个运动副，多点受力，且零件之间具有公差配合特征、相互运动摩擦生热明显，基于通用摩擦磨损试验机的材料级测试分析工况过于简化，所得结果与实际机构运动部件运动副摩擦磨损情况存在明显差异，仅适用于基础理论研究分析。
4.为克服材料级通用摩擦磨损试验机试验能力缺陷，需要设计针对航空尾喷管运动调节机构典型运动副研究用高温重载工况摩擦磨损试验机，同时完善摩擦磨损测试方法，以确保测试过程顺利且能完成对应性能指标测试。
5.专利申请号为：201510009043.0公开了一种基于摩擦磨损cae分析的模具优化方法，其优化思路是通过实际试验方法来验证cae分析方法的可行性，但是没有对试验工况的模拟，与本发明直接进行试验测试的思路不同。专利申请号为：202010109593.0公开了一种复合运动下的工业机器人线缆磨损测试方法与装置，其针对样件——线缆开展了滑动与转动摩擦两种形式的试验，但是没有建立摩擦磨损评价指标和预测模型。专利申请号为201810481121.0公开了一种织构摩擦副振动噪声与摩擦磨损性能测试装置及测试方法，该测试方法主要针对的是摩擦副摩擦磨损过程中振动和噪声检测，其评判方式与本发明不同。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统。
7.根据本发明提供的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，包括：
8.步骤s1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；
9.步骤s2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；
10.步骤s3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；
11.步骤s4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于神经网络和机器学习算法，建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型。
12.优选的，在步骤s1中，所述尾喷管运动调节机构运动学仿真模型包括凸轮、滚子、调节片、三脚架和尾管外环，所述运动调节机构中包含三类典型运动副，所述典型运动副包括凸轮与滚子之间的凸轮副、凸轮与调节片之间的球副、三脚架与尾管外环之间的销钉副；
13.研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征需要对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析和对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析；
14.其中对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析，包括以下步骤：
15.步骤s11：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的气体压强转化为所受的力，将调节片分为多个微元，计算出每个微元上的受力，受力垂直于调节片，受力的计算公式如下：
[0016][0017]
步骤s12：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力进行求和计算，表现为对调节片面积进行积分求和，合力的计算公式为：
[0018]f合
＝∫δpds
[0019]
其中，δs/ds为每个微元的面积；f为每个微元上的受力，f
合
为航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力；δp为每个单元上的压强；
[0020]
步骤s13：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的压强p，考虑对称特性简化为沿y轴分布相等，建立随x轴拟合公式为：
[0021]
p＝y*(ax6+bx5+cx4+dx3+ex2+fx+g)
[0022]
其中，a,b,c,d,e,f,g为拟合参数，y为调节片横向尺寸，x为调节片距左端纵向距离；
[0023]
步骤s14：对航空尾喷管运动调节机构典型运动副的工作温度进行仿真计算，根据已有测得航空尾喷管工作时所处环境温度，通过仿真计算来得出航空尾喷管运动调节机构典型运动副的实际工作温度，摩擦力产生热量使用以下公式进行拟合计算：
[0024]
q＝μfnse
[0025]
其中，q为摩擦力产生的热量；μ为摩擦系数；fn为垂直于物体表面的正压力；s为两
个物体表面之间的实际接触面积；e为表面之间的有效能量转化率；
[0026]
再根据摩擦力产生的热量计算航空尾喷管运动调节机构典型运动副工作上升的温度，公式为：
[0027][0028]
其中，q为摩擦力产生的热量；m为运动副的质量；c为运动副基体材料的比热容。
[0029]
优选的，所述步骤s2包括：
[0030]
步骤s21：计算材料级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，取在一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时的受力f
max
、位置(x,y,z)
max
和实际工作温度t
actual_max
作为应力分布仿真建模的输入条件，开展静力学仿真，以avg:75％设置下von mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，基于赫兹接触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；
[0031]
步骤s22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0032]
步骤s23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；
[0033]
步骤s24：开展材料级别销-盘试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0034]
步骤s25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；
[0035]
针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以
转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：
[0036]
cof＝c1+c2rpm+c3t
[0037]
其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；
[0038]
针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：
[0039][0040]
其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。
[0041]
优选的，所述步骤s3包括：
[0042]
步骤s31：计算样件级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；
[0043]
步骤s32：开展实验设计，采用同步骤s22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0044]
步骤s33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；
[0045]
步骤s34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0046]
步骤s35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：
[0047]
通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；
[0048]
通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；
[0049]
通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；
[0050]
通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度ra、偏度s
sk
和均方根偏差sq特征；
[0051]
通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；
[0052]
通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；
[0053]
以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；
[0054]
导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：
[0055][0056]
其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。
[0057]
优选的，所述步骤s4包括：
[0058]
步骤s41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于步骤s1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于步骤s2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、步骤s3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；
[0059]
步骤s42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度ra、平均均方根偏差sq、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；
[0060]
步骤s43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于步骤s42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。
[0061]
根据本发明提供的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，包括：
[0062]
模块m1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；
[0063]
模块m2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；
[0064]
模块m3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；
[0065]
模块m4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于神经网络和
机器学习算法，建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型。
[0066]
优选的，在模块m1中，所述尾喷管运动调节机构运动学仿真模型包括凸轮、滚子、调节片、三脚架和尾管外环，所述运动调节机构中包含三类典型运动副，所述典型运动副包括凸轮与滚子之间的凸轮副、凸轮与调节片之间的球副、三脚架与尾管外环之间的销钉副；
[0067]
研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征需要对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析和对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析；
[0068]
其中对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析，包括以下模块：
[0069]
模块m11：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的气体压强转化为所受的力，将调节片分为多个微元，计算出每个微元上的受力，受力垂直于调节片，受力的计算公式如下：
[0070][0071]
模块m12：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力进行求和计算，表现为对调节片面积进行积分求和，合力的计算公式为：
[0072]f合
＝δpds
[0073]
其中，δs/ds为每个微元的面积；f为每个微元上的受力，f
合
为航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力；δp为每个单元上的压强；
[0074]
模块m13：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的压强p，考虑对称特性简化为沿y轴分布相等，建立随x轴拟合公式为：
[0075]
p＝y*(ax6+bx5+cx4+dx3+ex2+fx+g)
[0076]
其中，a,b,c,d,e,f,g为拟合参数，y为调节片横向尺寸，x为调节片距左端纵向距离；
[0077]
模块m14：对航空尾喷管运动调节机构典型运动副的工作温度进行仿真计算，根据已有测得航空尾喷管工作时所处环境温度，通过仿真计算来得出航空尾喷管运动调节机构典型运动副的实际工作温度，摩擦力产生热量使用以下公式进行拟合计算：
[0078]
q＝μfnse
[0079]
其中，q为摩擦力产生的热量；μ为摩擦系数；fn为垂直于物体表面的正压力；s为两个物体表面之间的实际接触面积；e为表面之间的有效能量转化率；
[0080]
再根据摩擦力产生的热量计算航空尾喷管运动调节机构典型运动副工作上升的温度，公式为：
[0081][0082]
其中，q为摩擦力产生的热量；m为运动副的质量；c为运动副基体材料的比热容。
[0083]
优选的，所述模块m2包括：
[0084]
模块m21：计算材料级别试验等效工况，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，取在一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时的受力f
max
、位置(x,y,z)
max
和实际工作温度t
actual_max
作为应力分布仿真建模的输入条件，开展静力学仿真，以avg:75％设置下von mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，基于赫兹接
触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；
[0085]
模块m22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0086]
模块m23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；
[0087]
模块m24：开展材料级别销-盘试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0088]
模块m25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；
[0089]
针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：
[0090]
cof＝c1+c2rpm+c3t
[0091]
其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；
[0092]
针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：
[0093][0094]
其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。
[0095]
优选的，所述模块m3包括：
[0096]
模块m31：计算样件级别试验等效工况，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受
力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；
[0097]
模块m32：开展实验设计，采用同模块m22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0098]
模块m33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；
[0099]
模块m34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0100]
模块m35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：
[0101]
通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；
[0102]
通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；
[0103]
通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；
[0104]
通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度ra、偏度s
sk
和均方根偏差sq特征；
[0105]
通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；
[0106]
通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；
[0107]
以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；
[0108]
导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：
[0109][0110]
其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。
[0111]
优选的，所述模块m4包括：
[0112]
模块m41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于模块m1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据
为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于模块m2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、模块m3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；
[0113]
模块m42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度ra、平均均方根偏差sq、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；
[0114]
模块m43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于模块m42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。
[0115]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0116]
(1)本发明是一种基于高温重载工况的典型运动副摩擦磨损测试方法，通过对运动副工作环境、运动状况开展量化分析，将全方位模拟该运动副工作时的状况，使得试验结果与后续优化指标更有说服力；
[0117]
(2)本发明针对典型运动副将开展样件级的摩擦磨损试验，通过对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析，所述样件根据所需运动副开展设计，加载装置可根据位移载荷标定关系提供所需加载，实时测量应力应变等，解决当下试验机极少开展样件级试验的问题；
[0118]
(3)本发明针对摩擦磨损试验将建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的主要因素，基于神经网络和机器学习等算法，建立适用于重载、高温工况的样件磨损寿命预测模型，这些评价指标与预测模型能够极大地促进后续航空尾喷管运动调节机构设计与改进，成为重要参考依据。
附图说明
[0119]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0120]
图1为尾喷管运动调节机构运动学仿真模型示意图；
[0121]
图2为高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法流程图；
[0122]
图3为针对航空尾喷管典型运动副材料级别的试验方法流程图；
[0123]
图4为中心组合试验设计方法示意图；
[0124]
图5为材料级试验销-盘示意图；
[0125]
图6为针对航空尾喷管典型运动副样件级别的试验方法流程图；
[0126]
图7为典型运动副接触区域应力分布结果。
具体实施方式
[0127]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术
人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0128]
实施例1：
[0129]
如图2，本发明提供了一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，包括：
[0130]
步骤s1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；
[0131]
步骤s2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；
[0132]
步骤s3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；
[0133]
步骤s4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于神经网络和机器学习算法，建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型。
[0134]
在步骤s1中，如图1，所述尾喷管运动调节机构运动学仿真模型包括凸轮、滚子、调节片、三脚架和尾管外环，所述运动调节机构中包含三类典型运动副，所述典型运动副包括凸轮与滚子之间的凸轮副、凸轮与调节片之间的球副、三脚架与尾管外环之间的销钉副；
[0135]
研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征需要对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析和对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析；
[0136]
其中对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析，包括以下步骤：
[0137]
步骤s11：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的气体压强转化为所受的力，将调节片分为多个微元，计算出每个微元上的受力，受力垂直于调节片，受力的计算公式如下：
[0138][0139]
步骤s12：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力进行求和计算，表现为对调节片面积进行积分求和，合力的计算公式为：
[0140]f合
＝∫δpds
[0141]
其中，δs/ds为每个微元的面积；f为每个微元上的受力，f
合
为航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力；δp为每个单元上的压强；
[0142]
步骤s13：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的压强p，考虑对称特性简化为沿y轴分布相等，建立随x轴拟合公式为：
[0143]
p＝y*(ax6+bx5+cx4+dx3+ex2+fx+g)
[0144]
其中，a,b,c,d,e,f,g为拟合参数，y为调节片横向尺寸，x为调节片距左端纵向距
离；
[0145]
步骤s14：对航空尾喷管运动调节机构典型运动副的工作温度进行仿真计算，根据已有测得航空尾喷管工作时所处环境温度，通过仿真计算来得出航空尾喷管运动调节机构典型运动副的实际工作温度，摩擦力产生热量使用以下公式进行拟合计算：
[0146]
q＝μfnse
[0147]
其中，q为摩擦力产生的热量；μ为摩擦系数；fn为垂直于物体表面的正压力；s为两个物体表面之间的实际接触面积；e为表面之间的有效能量转化率；
[0148]
再根据摩擦力产生的热量计算航空尾喷管运动调节机构典型运动副工作上升的温度，公式为：
[0149][0150]
其中，q为摩擦力产生的热量；m为运动副的质量；c为运动副基体材料的比热容。
[0151]
所述步骤s2包括：
[0152]
步骤s21：计算材料级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，取在一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时的受力f
max
、位置(x,y,z)
max
和实际工作温度t
actual_max
作为应力分布仿真建模的输入条件，开展静力学仿真，以avg:75％设置下von mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，典型运动副接触区域应力分布结果如图7，基于赫兹接触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；
[0153]
步骤s22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，如图4所示，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0154]
步骤s23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销如图5所示，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；
[0155]
步骤s24：开展材料级别销-盘试验，具体流程如图3所示，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合
预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0156]
步骤s25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；
[0157]
针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：
[0158]
cof＝c1+c2rpm+c3t
[0159]
其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；
[0160]
针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：
[0161][0162]
其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。
[0163]
所述步骤s3包括：
[0164]
步骤s31：计算样件级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；
[0165]
步骤s32：开展实验设计，采用同步骤s22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0166]
步骤s33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；
[0167]
步骤s34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，具体流程如图6所示，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若
符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；
[0168]
步骤s35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：
[0169]
通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；
[0170]
通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；
[0171]
通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；
[0172]
通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度ra、偏度s
sk
和均方根偏差sq特征；
[0173]
通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；
[0174]
通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；
[0175]
以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；
[0176]
导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：
[0177][0178]
其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。
[0179]
所述步骤s4包括：
[0180]
步骤s41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于步骤s1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于步骤s2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、步骤s3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；
[0181]
步骤s42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度ra、平均均方根偏差sq、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；
[0182]
步骤s43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于步骤s42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。其中核岭回归krr关键参数为alpha＝0.3，kernel＝’laplacian’，支持向量回归svr关键参数为kernel＝
‘
rbf’，tol＝1，c＝10，epsilon＝0.1，极端梯度提升决策树xgboost关键参数为n_estimators＝60，max_depth＝3，learning_rate＝0.05。为取得更优预测效果，在解释变量磨损率δ中，krr贡献率为60％，svr贡献率为20％，xgboost贡献率为20％；解释变量表面粗糙度算术平均高度ra和表面粗糙度平均偏度s
sk
中，krr贡献率为20％，svr贡献率为60％，xgboost贡献率为20％，其余解释变量krr、svr、xgboost贡献率均为33％。
[0183]
实施例2：
[0184]
本发明还提供一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，所述
高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统可以通过执行所述高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法的流程步骤予以实现，即本领域技术人员可以将所述高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法理解为所述高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统的优选实施方式。
[0185]
本发明提供了一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，包括：
[0186]
模块m1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；
[0187]
模块m2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；
[0188]
模块m3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；
[0189]
模块m4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于神经网络和机器学习算法，建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型。
[0190]
在模块m1中，所述尾喷管运动调节机构运动学仿真模型包括凸轮、滚子、调节片、三脚架和尾管外环，所述运动调节机构中包含三类典型运动副，所述典型运动副包括凸轮与滚子之间的凸轮副、凸轮与调节片之间的球副、三脚架与尾管外环之间的销钉副；
[0191]
研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征需要对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析和对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析；
[0192]
其中对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析，包括以下模块：
[0193]
模块m11：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的气体压强转化为所受的力，将调节片分为多个微元，计算出每个微元上的受力，受力垂直于调节片，受力的计算公式如下：
[0194][0195]
模块m12：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力进行求和计算，表现为对调节片面积进行积分求和，合力的计算公式为：
[0196]f合
＝∫δpds
[0197]
其中，δs/ds为每个微元的面积；f为每个微元上的受力，f
合
为航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力；δp为每个单元上的压强；
[0198]
模块m13：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的压强p，考虑对称特性简化为沿y轴分布相等，建立随x轴拟合公式为：
[0199]
p＝y*(ax6+bx5+cx4+dx3+ex2+fx+g)
[0200]
其中，a,b,c,d,e,f,g为拟合参数，y为调节片横向尺寸，x为调节片距左端纵向距
离；
[0201]
模块m14：对航空尾喷管运动调节机构典型运动副的工作温度进行仿真计算，根据已有测得航空尾喷管工作时所处环境温度，通过仿真计算来得出航空尾喷管运动调节机构典型运动副的实际工作温度，摩擦力产生热量使用以下公式进行拟合计算：
[0202]
q＝μfnse
[0203]
其中，q为摩擦力产生的热量；μ为摩擦系数；fn为垂直于物体表面的正压力；s为两个物体表面之间的实际接触面积；e为表面之间的有效能量转化率；
[0204]
再根据摩擦力产生的热量计算航空尾喷管运动调节机构典型运动副工作上升的温度，公式为：
[0205][0206]
其中，q为摩擦力产生的热量；m为运动副的质量；c为运动副基体材料的比热容。
[0207]
所述模块m2包括：
[0208]
模块m21：计算材料级别试验等效工况，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，取在一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时的受力f
max
、位置(x,y,z)
max
和实际工作温度t
actual_max
作为应力分布仿真建模的输入条件，开展静力学仿真，以avg:75％设置下von mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，基于赫兹接触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；
[0209]
模块m22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0210]
模块m23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；
[0211]
模块m24：开展材料级别销-盘试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则
执行复位重新进行试验；
[0212]
模块m25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；
[0213]
针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：
[0214]
cof＝c1+c2rpm+c3t
[0215]
其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；
[0216]
针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：
[0217][0218]
其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。
[0219]
所述模块m3包括：
[0220]
模块m31：计算样件级别试验等效工况，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；
[0221]
模块m32：开展实验设计，采用同模块m22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；
[0222]
模块m33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；
[0223]
模块m34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若符合预期试验则结束，
否则执行复位重新进行试验；
[0224]
模块m35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：
[0225]
通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；
[0226]
通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；
[0227]
通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；
[0228]
通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度ra、偏度s
sk
和均方根偏差sq特征；
[0229]
通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；
[0230]
通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；
[0231]
以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；
[0232]
导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：
[0233][0234]
其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。
[0235]
所述模块m4包括：
[0236]
模块m41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于模块m1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于模块m2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、模块m3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；
[0237]
模块m42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度ra、平均均方根偏差sq、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；
[0238]
模块m43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于模块m42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。
[0239]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
[0240]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述
特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，其特征在于，包括：步骤s1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；步骤s2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；步骤s3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；步骤s4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿命评价指标，通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于神经网络和机器学习算法，建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型。2.根据权利要求1所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，其特征在于，在步骤s1中，所述尾喷管运动调节机构运动学仿真模型包括凸轮、滚子、调节片、三脚架和尾管外环，所述运动调节机构中包含三类典型运动副，所述典型运动副包括凸轮与滚子之间的凸轮副、凸轮与调节片之间的球副、三脚架与尾管外环之间的销钉副；研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征需要对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析和对航空尾喷管运动调节机构进行摩擦学解耦分析；其中对航空尾喷管典型运动副的工况进行量化分析，包括以下步骤：步骤s11：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的气体压强转化为所受的力，将调节片分为多个微元，计算出每个微元上的受力，受力垂直于调节片，受力的计算公式如下：步骤s12：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力进行求和计算，表现为对调节片面积进行积分求和，合力的计算公式为：f
合
＝δpds其中，δs/ds为每个微元的面积；f为每个微元上的受力，f
合
为航空尾喷管运动调节机构调节片所受的合力；δp为每个单元上的压强；步骤s13：对航空尾喷管运动调节机构调节片所受的压强p，考虑对称特性简化为沿y轴分布相等，建立随x轴拟合公式为：p＝y*(ax6+bx5+cx4+dx3+ex2+fx+g)其中，a,b,c,d,e,f,g为拟合参数，y为调节片横向尺寸，x为调节片距左端纵向距离；步骤s14：对航空尾喷管运动调节机构典型运动副的工作温度进行仿真计算，根据已有测得航空尾喷管工作时所处环境温度，通过仿真计算来得出航空尾喷管运动调节机构典型运动副的实际工作温度，摩擦力产生热量使用以下公式进行拟合计算：q＝μf
n
se其中，q为摩擦力产生的热量；μ为摩擦系数；f
n
为垂直于物体表面的正压力；s为两个物
体表面之间的实际接触面积；e为表面之间的有效能量转化率；再根据摩擦力产生的热量计算航空尾喷管运动调节机构典型运动副工作上升的温度，公式为：其中，q为摩擦力产生的热量；m为运动副的质量；c为运动副基体材料的比热容。3.根据权利要求1所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，其特征在于，所述步骤s2包括：步骤s21：计算材料级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，取在一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时的受力f
max
、位置(x,y,z)
max
和实际工作温度t
actual_max
作为应力分布仿真建模的输入条件，开展静力学仿真，以avg:75％设置下von mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，基于赫兹接触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；步骤s22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；步骤s23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；步骤s24：开展材料级别销-盘试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；步骤s25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定
性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：cof＝c1+c2rpm+c3t其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。4.根据权利要求3所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，其特征在于，所述步骤s3包括：步骤s31：计算样件级别试验等效工况，根据步骤s1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；步骤s32：开展实验设计，采用同步骤s22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；步骤s33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；步骤s34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；步骤s35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；
通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度r
a
、偏度s
sk
和均方根偏差s
q
特征；通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。5.根据权利要求1所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法，其特征在于，所述步骤s4包括：步骤s41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于步骤s1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于步骤s2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、步骤s3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；步骤s42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度r
a
、平均均方根偏差s
q
、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；步骤s43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于步骤s42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。6.一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，其特征在于，包括：模块m1：进行航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构，包括开展尾喷管运动调节机构分析，建立尾喷管运动调节机构运动学仿真模型，开展尾喷管喉道面积和矢量方向调节过程的动力学仿真，研究典型运动副的加载方式及其相对运动形式特征；模块m2：进行航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验，包括计算材料级别试验等效工况，开展实验设计，加工制备航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验用销-盘试验件，并基于rtec多功能试验机开展销-盘试验，试验结束后开展摩擦磨损分析；模块m3：进行航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验，包括计算样件级别试验等效工况，开展实验设计，准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，试验过程中在线测量试验过程中试样件振动与应变数据，在位测量表面磨损形貌，试验结束后开展离线磨损测量分析；模块m4：进行航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模，包括建立运动副磨损寿
mises应力结果计算接触区域平均压强作为销-盘试验等效接触压强σ
equivalent
，基于赫兹接触理论计算材料级别试验中对销施加的等效载荷f
equivalent
，计算材料级别试验中试盘等效旋转速度rpm
equivalent
使得销-盘相对线速度等于典型运动副在一个运动轨迹中平均速度，材料级别试验中运动加载时间t
equivalent
与样件级别试验时间保持一致，材料级别试验中试验温度t
equivalent
与一个运动轨迹中典型运动副受力幅值最大时实际工作温度t
actual_max
一致；模块m22：开展实验设计，基于中心组合设计，根据实际工况模拟需求，设置等效载荷f
equivalent
和试验温度t
equivalent
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下试验等效载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试验等效载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下试验温度，β为尾喷管全加力工作状态下试验温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；模块m23：加工制备材料级别试验用销-盘试验件，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构结果中运动副接触形式分析，分为点接触、线接触和面接触，依次加工出半球面、圆弧面和平面，销与盘基体材质为典型运动副基体材质，接触面表面具有相同涂层；模块m24：开展材料级别销-盘试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：试盘旋转速度rpm
equivalent
、电机加载载荷f
equivalent
、拟定加载时间t
equivalent
和试验环境温度t
equivalent
；随即按照设定进行测试，测试过程中对时间进行判定，如果达到设定测试时间，则抬升加载电机与销试样，其余部件进行复位，同时进行磨损信息识别和磨损量离线测量；最后对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；模块m25：试验结束后开展摩擦磨损分析，包括摩擦分析和磨损分析，并开展磨损表面形貌表征分析，测量磨痕处表面粗糙度，基于白光干涉仪测量表面形貌提取周期性特征，应用扫描电子显微镜进行eds能谱分析黏着磨屑颗粒成分和含量；针对摩擦分析，分析摩擦系数cof时变特性，并取摩擦系数稳定后的数值计算平均值定性分析温度、载荷和转速三个因素对平均摩擦系数的影响，考虑stribeck效应，建立以转速和温度为预测变量的平均摩擦系数预测模型：cof＝c1+c2rpm+c3t其中，c1、c2、c3为拟合系数；t为温度；rpm为转速；针对磨损分析，再次称重试验销和试盘质量，计算磨损量，导出试验过程摩擦系数分布、载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k，建立综合温度、载荷和转速因素的磨损系数拟合模型：其中，d1、d2、d3、d4、d5、d6、d7为拟合系数；t为温度；f为载荷；rpm为转速。9.根据权利要求8所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，其特征在于，所述模块m3包括：模块m31：计算样件级别试验等效工况，根据模块m1中航空尾喷管典型运动副摩擦学系
统的解构结果，确定典型运动副受载形式、运动轨迹、实际工作温度和接触形式，基于样件级摩擦磨损试验装置，直接设定等同于实际工况的试验工况，包括运动副受力位点、受力大小、方向随运动的变化规律、运动副运动形式和运动副所处环境温度；模块m32：开展实验设计，采用同模块m22相同的中心组合设计，设置实际载荷f
actual
和实际温度t
actual
两个因素，采用2因素5水平的响应面分析方法生成实验方案，-α为尾喷管巡航工作状态下实际载荷，α为尾喷管全加力工作状态下试实际载荷，-β为尾喷管巡航工作状态下实际温度，β为尾喷管全加力工作状态下实际温度，考虑操作中随机误差带来的影响，对中心点工况进行四次试验，其余每组工况均进行两次试验，测定试验系统中其他无关因素导致的偏差，同时打乱工况顺序随机进行所有试验，相同工况试验数据取平均值；模块m33：准备实际装备航空尾喷管典型运动副试验件，对实际装备航空尾喷管典型运动副试验件进行视觉识别特征标记，分别在旋转副、球窝副和凸轮副试验件表面喷涂有aruco标记便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统视觉模块跟踪目标，在试验件轮廓处随机刻划深浅不一的划痕用于区分同样具有金属光泽的试验件与背景，便于试验过程中航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统识别轮廓特征；模块m34：开展样件级试验，基于航空尾喷管典型运动副模拟工况摩擦磨损测试系统开展样件级试验，首先将设定测试精度指标，调节各执行模块复位，同时设定测试参数，测试参数包括：位移载荷关系、数据采集频率、环境加热温度和拟定加载时间；随即按照设定在控温箱内开展加热，达到预设的环境温度，之后按照设定开始测试，试验期间基于测试系统内置高分辨率高帧率视觉模块进行在线试验件应变测量，并基于运动放大算法进行典型运动副运动过程在线振动特征测量，同时依据实验设置每隔特定时间将样件移动至预设测量光路位置，基于视觉原位测量运动副磨损表面形貌，待试验结束后对运动副开展进一步的离线测量分析；当完成预设的试验时间，则对试验进行评估，若符合预期试验则结束，否则执行复位重新进行试验；模块m35：试验结束后开展离线磨损分析，包括：通过大量程分析天平，测量试验前后样件质量，计算磨损量和磨损率；通过接触式粗糙度测量仪和金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面粗糙度变化；通过金属洛氏硬度计，测量试验前后样件磨痕处表面硬度hrc；通过白光干涉仪和光学显微镜测量表面形貌，提取表面粗糙度算术平均高度r
a
、偏度s
sk
和均方根偏差s
q
特征；通过扫描电子显微镜观测磨屑形状，分析磨损失效形式；通过拉曼光谱仪和x射线能谱仪，分析磨损表面和剖面的元素分布及含量wt％；以上测量均遵守三次测量取平均值、待测表面均匀选取测试位点的测量规范；导出试验过程载荷分布、温度分布和速度分布曲线，利用archard磨损模型求解磨损系数k
actual
，建立综合温度、载荷和速度因素的磨损系数拟合模型：其中，e1、e2、e3、e4、e5、e6、e7为拟合系数，t为温度，f为载荷，v为速度。10.根据权利要求6所述的高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试系统，其特征在于，所述模块m4包括：
模块m41：建立运动副磨损寿命评价指标，基于模块m1中尾喷管运动调节机构运动学仿真分析结果确定影响运动调节机构调节精度、调节阻力和运动同步性的磨损失效判据为失效摩擦系数和失效磨损系数，并基于模块m2材料级别摩擦磨损试验摩擦磨损测量结果、模块m3样件级别摩擦磨损试验磨损测量结果确定磨损失效形式表征为失效时表面硬度、失效时表面元素分布和失效时磨痕形貌特征；模块m42：通过相关性分析探究影响典型运动副磨损寿命的因素，基于pearson相关系数分析试验条件量和试验结果量之间关联，其中试验条件量包括全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
、温度t、载荷f和速度v，试验结果量包括摩擦系数cof、磨损率δ、表面粗糙度算术平均高度r
a
、平均均方根偏差s
q
、表面粗糙度平均偏度s
sk
、磨损表面、剖面的元素分布及含量wt％和磨痕处表面硬度hrc，并开展全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
的主成分分析，确定关键影响因素；模块m43：建立适用于重载高温工况的样件磨损寿命预测模型，基于模块m42主成分分析结果采用机器学习算法核岭回归krr，支持向量回归svr和极端梯度提升决策树xgboost，构建主成分分析结果和全加力工作状态下循环次数n
full
、巡航工作状态下循环次数n
cruise
之间关联模型。

技术总结
本发明提供了一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统，包括：S1实现航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构；S2实现航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验；S3实现航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验；S4实现航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模。本发明能够建立适用于高温重载工况航空尾喷管典型运动副磨损寿命预测模型，揭示特殊运动形式下的磨损机制，从而支撑尾喷管典型运动副的维护维修和易损更换。换。换。


技术研发人员：张执南 黄楷熠 刘松恺 何志轩 何可 尹念 葛长闯 许春阳
受保护的技术使用者：上海交通大学
技术研发日：2023.05.06
技术公布日：2023/8/14