专利名称：一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法
技术领域：
本发明涉及飞机刹车系统领域，具体是一种在试验过程中测试飞机刹车系统性能的加速寿命试验方法。
背景技术：
现行的可靠性试验方法有两种，一种是按GJB899《可靠性鉴定和验收试验》进行，用于确定产品或系统是否达到规定的可靠性要求；另一种是按GJB1407《可靠性增长试验》进行，用于通过试验提高产品或系统的可靠性指标。按现有标准进行可靠性试验的方法，使用时间和试验时间具有1 1的对应关系。由于遵守真实环境时序，当刹车系统的可靠性指标MTBF为700h时，按照GJB899标准型试验方案进行可靠性试验，方案17的试验时间是700X4. 3 = 3010h = 376工作日，试验资金是3010hX500元/h = 150万。按GJB1407进行可靠性增长试验时，最少试验时间是700hX5倍=3500h = 438工作日，试验资金175万元。MTBF越高，试验时间越长，试验资金越多。上述标准中的试验方法在振动、温度、湿度三种综合环境应力，以及通电条件下进行，不施加工作应力。三综合环境应力由三综合环境试验设备提供，属于通用试验设备。按照现有标准规定，可靠性试验和寿命试验是分别进行的。按照惯例寿命试验按照工程经验法进行，经验系数为1. 5，试验时间是寿命要求值的1. 5倍。在设计定型前每一项附件均要进行寿命验证，在生产过程中每一批要抽一套进行寿命试验。当寿命指标是5000起落时，每一次寿命试验的试验时间是5000起落X 1. 5倍=7500起落，支线客机1起落的工作时间是lh，在试验设备上进行的试验时间为7500起落的试验时间=7500h = 937工作日，同样面临试验时间太长，试验费用太高的问题。
发明内容
为克服现有技术中存在的试验周期长、试验成本高的不足，本发明提出了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法。本发明的具体步骤是步骤1，确定环境试验的高温；高温为70°C ；步骤2，确定环境试验的低温；低温为-55°C ；步骤3，确定温度冲击试验条件；Imin内将飞机刹车系统从70°C高温箱转入_55°C低温箱；步骤4，确定振动试验条件；根据机场的跑道条件、跑道积水条件，以同类飞机的载客重量、着陆产生的振动数值为基准点，通过飞行试验获得刹车系统的振动条件；所述振动条件的频率范围为15Hz 2000Hz，所对应的功率谱密度是0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz ；其中，当振动的频率范围为15Hz 200Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0059g2/Hz ；当振动的频率范围为200Hz 400Hz时，所对应的功率谱密度以-2db/octave衰减至0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为400Hz 1300Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为1300Hz 2000Hz时，所对应的功率谱密度以_4db/octave衰减至0. 002g2/Hz ；步骤5，确定工作载荷刹车系统的工作载荷包括刹车系统的刹车压力、刹车系统的防滑电流、刹车系统的工作频率、机轮速度传感器的转速；所述刹车压力包括起飞线刹车压力、防滑刹车压力和地面转弯差动刹车压力；起飞线刹车压力采用20MPa的油源压力；施加方式为施加OMPa 20MPa的脉动压力，刹车压力的上升/下降时间由电磁阀控制<0. 05s ；防滑刹车压力与刹车系统设计减压压力相同，减压压力彡IOMPa ；施加方式为刹车阀输出OMPa IOMPa的脉动压力；所述刹车系统的防滑电流为从零到最大的防滑电流；施加方式为施加OmA 40mA的脉动电流；所述刹车系统的工作频率>使用中的工作频率；刹车系统的工作频率为12次/min 15 次 /min ；地面转弯差动刹车压力施加地面转弯差动刹车采用3MPa的刹车压力，由刹车阀提供；施加方式为输出OMPa 3MPa的脉动压力；机轮速度传感器的转速根据机轮的转速确定；机轮速度传感器的转速为0 3000rpm;对机轮速度传感器施加转速时，用变速电机模拟机轮在刹车过程中的转速变化带动机轮速度传感器旋转，机轮速度传感器将转速变化量转化成电压信号传给控制盒，模拟进行防滑刹车过程；步骤6，确定试验频率加速条件所述试验频率加速条件包括a)刹车压力工作频率加速的确定起飞线静刹车工作频率为15次/min ；着陆防滑刹车工作频率为12次/min ；地面转弯差动刹车工作频率为12次/min ；b)防滑刹车电流工作频率加速的确定当脉动电流为OmA时，刹车系统的输出压力为0 ；当脉动电流为40mA时，刹车系统输出的着陆防滑刹车压力为IOMPa ；防滑电流的工作频率为12次/min ；步骤7，确定试验剖面所述的试验剖面包括高温试验剖面、温度冲击试验要求、低温试验剖面和振动试验要求；a)确定高温试验剖面，包括高温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验、着陆防滑刹车试验；b)确定温度冲击试验要求，70°C高温试验完成后在Imin内将刹车系统推进_55°C的低温箱，实现温度冲击作用；c)确定低温试验剖面，包括低温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验、着陆防滑刹车试验；d)确定振动试验要求，包括频率变化范围和功率谱密度的范围；所述频率变化范围为15Hz 2000Hz，所述功率谱密度的范围为0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz ；e)确定地面差动刹车、起飞线静刹车、着陆防滑刹车各试验阶段的时长，按下列步骤确定时长
试验剖面循环1次的总起落数=高温试验阶段的起落数+低温试验阶段的起落数+振动试验阶段的起落数(1)在式(1)中高温试验阶段的起落数=低温试验阶段的起落数(2)
本阶段起落次数X工作次数/每个起落
谷试验时长=-卞丨拭士/卞m,——X--/0、
工作频率(工作次数/min)(3)根据式( 分别确定高温阶段地面差动刹车试验时长、高温阶段起飞线静刹车试验时长、高温阶段防滑刹车试验时长、低温阶段地面差动刹车试验时长、低温阶段起飞线静刹车试验时长、低温阶段防滑刹车试验时长和温度变化过程中进行振动试验的时长，计算时长以min为单位取整；步骤8，试验第一步，进行高温试验将安装有刹车系统、高低温压力表的试验台推入70°C的高温箱，启动液压源进行地面差动刹车试验，地面差动刹车压力由刹车阀输出，刹车阀的工作由计数器按设置的频率控制，地面差动刹车的工作频率为12次/min ；每个循环试验时长42min ；起飞线静刹车试验地面差动刹车试验完成后，由电磁阀接通和断开油源压力进行起飞线静刹车试验，接通或断开的时间均不大于0.05s;电磁阀接通和断开的工作频率由计数器控制为15次/min ；每个循环试验时长17min ；着陆防滑刹车试验起飞线静刹车试验完成后，由刹车阀输出刹车压力，控制盒进行防滑工作，工作频率为12次/min ；每个循环试验时长60min ；第二步，进行温度冲击试验，将刹车系统试验台在Imin内转入_55°C的低温箱；第三步，进行低温试验所述低温试验包括地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验和着陆防滑刹车试验；试验时，重新启动液压源进行地面差动刹车试验，地面差动刹车压力由刹车阀输出，刹车阀的工作由计数器按设置的频率控制，地面差动刹车的工作频率为12次/min ；试验时长42min ；起飞线静刹车试验地面差动刹车试验完成后，由电磁阀接通和断开油源压力进行起飞线静刹车试验，接通或断开的时间均不大于0.05s;电磁阀接通和断开的工作频率由计数器控制为15次/min ；试验时长17min ；着陆防滑刹车试验起飞线静刹车试验完成后，由刹车阀输出刹车压力，控制盒进行防滑工作，工作频率为12次/min ；试验时长60min ；第四步，进行温变过程中的振动试验将刹车系统从_55°C的低温箱中推出安装在振动台上并自然升温至室温，在自然升温过程中进行振动试验；振动试验中同时模拟着陆防滑刹车过程中的工作状态，由刹车阀输出刹车压力，控制盒给伺服阀输出防滑电流，刹车系统进行防滑工作，刹车系统工作频率为12次/min;模拟着陆防滑刹车的试验时长为130min ；当完成130min的模拟着陆防滑刹车试验过程后，重复本步骤的第一步至第四步，按试验剖面循环进行上述试验；共循环8次；步骤9，刹车附件的寿命指标计算
按照工程经验法进行各项附件的寿命计算，试验时间2000起落，每起落的飞行时间为Ih，经验系数为1.5 ；步骤10，刹车系统可靠性指标计算按照GJB1407规定，当无故障试验时间大于2. 3倍的MTBF，就以置信水平0. 9通过可靠性增长试验；本发明公布了一种刹车系统的加速寿命试验方法，采用组合施加温度应力、振动应力等环境条件，在试验过程中增加工作条件并提高全系统工作频率的方法，激发刹车系统的故障隐患，缩短试验时间。在试验过程中按试验剖面循环进行，直至达到要求的可靠性指标。本发明将使用中的通电工作条件、施加刹车压力工作条件、转速变化条件按照施加的工作频率折算到试验时间内，试验采用的工作频率大于使用中实际的工作频率，但未超过刹车系统相应的最大频率，试验结束后按照GJB1407中的方法、推荐的置信度评估达到的可靠性指标，评估可靠性指标采用的置信度按标准是90 %。本发明将刹车系统的寿命试验和可靠性试验同时进行，评估寿命指标采用工程经验法，经验系数按文件为1.5。用一项试验达到评估寿命指标和可靠性指标的目的。将本发明取得的效果与现有技术比较试验时间的比较本发明用< IOOh的时间完成现有技术中3500h的飞机刹车系统
的可靠性试验。施加的温度应力效果的比较按标准可靠性试验的试验剖面包括从低温贮存到高温贮存之间的多种温度条件，对超过IOOkg的大型系统存在不能冷透、不能热透的缺点；温度变化速率是5°C /min ll°C/min，起不到激发机构配合副由于收缩和膨胀不同步而产生的卡滞故障。本发明剪裁了从低温贮存到高温贮存之间的温度，使重量超过IOOkg的大型系统可以冷透或热透；高温试验完成后直接在Imin内将刹车系统推进低温试验箱，在125°C /min的温变条件下验证是否已经消除机构配合副由于收缩和膨胀不同步而产生的卡滞故障。激发故障效果比较现有技术中的可靠性试验是在空载状态下进行，不施加工作应力，因此有一部分故障激发不出来；本发明在工作条件下进行的刹车系统加速寿命试验，能够有效、可靠的激发出故障。试验设备比较现有技术中的可靠性试验使用三综合环境试验设备；本发明使用步入式高温箱、步入式低温箱和电动振动系统，步入式试验箱就是操作人员可以将刹车系统推进去进行试验的大型设备。试验手段简单，降低了成本。试验过程中施加的载荷比较现有技术中的可靠性试验刹车系统仅通电，不工作，是否能够激发工作状态下的故障未知。本发明全系统协同工作，其中给控制盒施加工作电流，工作电流为10倍的通电电流，而且工作频率大于实际的工作频率，采用了控制盒的最大响应频率；液压附件的液压应力大小根据工作要求确定；机轮速度传感器由变速电机模拟机轮在防滑刹车过程中的转速，将此转速转化为防滑电信号传给控制盒，控制盒将此信号处理后给伺服阀发出防滑电流，伺服阀根据电流的大小控制刹车压力的大小，实现防滑刹车工作。由于本发明采用了施加脉动静刹车压力、脉动防滑刹车压力、脉动地面差动刹车压力和脉动防滑电流的工作条件施加方式，通过温度冲击验证刹车系统在温度变化过程中的卡滞隐患，以及在自然升温和振动条件下进行着陆防滑刹车试验的技术方案，提高了刹车系统的工作频率，起到了验证在各种工作状态下是否存在故障隐患的作用，缩短了试验时间，达到了对刹车系统进行加速寿命试验的目的，试验数据能够用于评估可靠性指标和寿命指标。
图1是本发明的试验剖面，图2是试验剖面中的振动要求，图3是本发明的流程框图。
具体实施例方式本实施例是对民用飞机刹车系统进行加速寿命试验。试验目的是确定该刹车系统的寿命指标和可靠性指标。该刹车系统试飞阶段的寿命要求为1200起落，可靠性要求为MTBF = 700h。支线客机1个起落的时间是lh。本实施例中被进行加速寿命试验的飞机刹车系统的控制盒须经过低温工作应力极限试验、高温工作应力极限试验、振动工作应力极限试验和高加速应力筛选，并通过加速可靠性试验确定达到的可靠性指标；并且该刹车系统中的伺服阀内固定节流孔直径为0. 19mm 0. 24mm,喷嘴与挡板之间的间隙为0. 035mm 0. 06mm。本实施例采用的试验设备均为现有技术，包括最高温度为180°C的WG213步入式高温试验箱；最低温度为_70°C的WD713步入式低温试验箱；可进行正弦和随机振动的电动振动系统，推力为3吨；流量为40升/min，输出压力为20MPa的常温液压源；流量40升/min、输出压力为20MPa、温度为70°C的高温液压源；流量40升/min、输出压力为20MPa、温度为_55°C的低温液压源；量程40MPa的高低温压力表。本实施例的具体步骤是步骤1，确定环境试验的高温高温试验的目的是验证和消除刹车系统的高温故障隐患。根据下列因素确定高温试验条件a)热天水泥跑道停机时的温度为60V 70°C ；b)使用中引起的密封胶圈老化的常见温度为70°C ；c)可靠性试验中采用的最高温度数值为70°C ；d)寿命试验中采用的高温数值为70°C ；e)热天着落中地面的环境高温最高为70°C。在上述环境因素中选取最高温度值作为本实施例的高温环境试验条件。本实施例的环境高温为70°C。
步骤2，确定环境试验的低温低温试验的目的是验证和消除低温故障隐患。根据下列因素确定低温条件a)冷天水泥跑道停机时的温度为-40°C _55°C ；b)使用中引起的密封胶圈硬化的温度为-50°C ；c)可靠性试验中采用的低温数值为_55°C ；d)寿命试验中采用的低温数值为-55 °C ；e)冷天着落中地面的环境低温最低为-55 °C。在上述环境因素中选取最低温度值作为本实施例的低温环境试验条件。本实施例的环境低温为45°C。步骤3，确定温度冲击试验条件温度冲击试验的作用是验证液压滑阀类零件在温度快速变化的过程中，由于阀芯和阀套膨胀和收缩不同步引起的卡滞故障，卡滞故障发生时，刹车系统既不能升压进行刹车，也不能降压进行防滑。验证的目的是针对故障进行改进，最终消除故障。根据下列因素确定温度冲击试验条件a)上述确定的环境高温为70°C ；b)上述确定的环境低温为-55 °C ；c)在Imin内将被试验的刹车系统从温度为70°C的高温箱推入温度为_55°C的低温箱，实现的温度冲击效果。最终确定的温度冲击条件是高温为70°C ；低温为-55°C ；高温试验完成后从70°C高温箱推入_55°C低温箱的时间是lmin，实现温度冲击作用。步骤4，确定振动试验条件根据机场跑道的条件、跑道积水条件，以同类飞机载客时的重量、着陆产生的振动数值为基准点，确定振动条件。在上述条件下，通过飞行试验获得刹车系统的振动条件。所述振动条件的频率范围为15Hz 2000Hz，所对应的功率谱密度是0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz。其中，当振动的频率范围为15Hz 200Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0059g2/Hz ；当振动的频率范围为200Hz 400Hz时，所对应的功率谱密度以_2db/octave衰减至0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为400Hz 1300Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为1300Hz 2000Hz时，所对应的功率谱密度以_4db/octave衰减至0. 002g2/Hz。步骤5，确定工作载荷刹车系统的工作载荷包括施加刹车系统的各种刹车压力、刹车系统的防滑电流、刹车系统的工作频率、机轮速度传感器的转速。所述刹车系统的刹车压力包括起飞线刹车压力、防滑刹车压力和地面差动刹车压力。试验中，起飞线刹车压力和使用中的起飞线刹车压力一致，均为脉动循环；试验中的防滑刹车压力采用从零到额定防滑刹车压力的脉动循环；试验中的地面差动刹车压力采用从零到额定差动刹车压力的脉动循环。所述刹车系统的防滑电流为从零到最大的防滑电流，采用脉动循环施加方式。所述刹车系统的工作频率大于使用中的工作频率。本实施例中，刹车系统的工作频率为12次/min 15次/min。
在确定上述刹车系统的工作载荷时起飞线刹车压力采用20MPa的油源压力；施加方式为施加OMPa 20MPa的脉动循环压力，刹车压力的上升/下降时间由电磁阀控制不大于0. 05s，实现压力冲击过程，激发在压力冲击作用下机械零件的故障隐患；防滑刹车压力与刹车系统设计减压压力相同，减压压力的最大值为lOMPa。刹车阀输出OMI^a IOMPa的脉动循环压力。在着陆防滑刹车过程中防滑刹车压力由控制盒输出防滑电流控制该刹车压力，使飞机速度降低，最后刹停飞机。通过施加脉动压力验证减压弹簧的疲劳寿命、滑阀组件的磨损寿命。地面转弯差动刹车压力及施加方式地面转弯差动刹车采用3MPa的刹车压力，由刹车阀提供；施加方式为输出OMPa 3MPa的脉动压力；防滑电流的施加方式施加40mA的防滑电流，施加方式为OmA 40mA的脉动电流。在刹车过程中防滑电流由机轮速度传感器提供的打滑信号控制，控制盒输出的防滑电流控制刹车压力的大小，使飞机速度降低，最后刹停飞机。机轮速度传感器的转速根据机轮的转速确定，本实施例中，机轮速度传感器的转速为O 3000rpm，模拟机轮在刹车过程中的转速。机轮速度传感器转速的施加方式是用变速电机模拟机轮在刹车过程中的转速变化带动机轮速度传感旋转，机轮速度传感器将转速变化量转化成电压信号传给控制盒，控制盒给伺服阀输出控制刹车压力大小的电流，使伺服阀输出防滑刹车压力，模拟进行防滑刹车过程。步骤6，确定试验频率加速条件所述试验中的工作频率包括a)刹车压力工作频率加速的确定将试验中的工作频率设置为高于工作中的频率，目的是激发液压产品的故障，同时缩短试验时间。施加方式为在60次/min的失稳工作频率和实际工作频率之间选择，所选择各种工作状态的频率为地面转弯差动刹车工作频率将1次/min的工作频率提高到12次/min ；起飞线静刹车工作频率将1次/min的工作频率提高到15次/min ；着陆防滑刹车工作频率将防滑刹车改为深打滑，深打滑的工作频率为12次/min。b)防滑刹车电流工作频率加速的确定当脉动电流为OmA时，刹车系统输出的压力为O ；当脉动电流为40mA时，刹车系统输出的压力为lOMPa。提高试验中控制盒的工作频率大于使用中的工作频率，以激发控制盒的故障，同时缩短试验时间。施加方式为在12次/min的响应工作频率和实际工作频率之间选择，所选择的频率为12次/min。步骤7，确定试验剖面所述的试验剖面包括高温试验剖面、温度冲击试验要求、低温试验剖面和振动试验要求。第一，确定高温试验剖面，包括高温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验和着陆防滑刹车试验；第二，确定温度冲击试验要求，在70°C高温试验完成后在Imin内将刹车系统推进已降温至_55°C的低温箱，实现温度冲击作用；第三，确定低温试验剖面，包括低温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验、着陆防滑刹车试验；
第四，确定振动试验要求，包括频率变化范围和功率谱密度的范围。所述振动条件的频率范围为15Hz 2000Hz，所对应的功率谱密度是0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz。第五，确定地面差动刹车、静刹车、防滑刹车各试验阶段的时长，按下列步骤确定时长试验剖面循环1次的总起落数=高温试验阶段的起落数+低温试验阶段的起落数 +振动试验阶段的起落数(1)在式(1)中高温试验阶段的起落数=低温试验阶段的起落数(2)
本阶段起落次数X工作次数/每个起落
谷试验时长=-卞丨拭士/卞m,——X--/0、
工作频率(工作次数/min)(3)根据式C3)分别确定高温阶段地面差动刹车试验时长、高温阶段起飞线静刹车试验时长、高温阶段防滑刹车试验时长、低温阶段地面差动刹车试验时长、低温阶段起飞线静刹车试验时长、低温阶段防滑刹车试验时长和温变过程中进行振动试验的时长，计算时长以min为单位取整。本实施例中，设置试验剖面1个循环的试验时间为250起落，根据式(1)，250起落 =高温试验的起落数+低温试验的起落数+振动试验的起落数。根据式(2)高温试验的起落数=低温试验的起落数，即地面差动刹车试验、静刹车试验所占高、低温时间各为125起落，地面差动刹车、起飞线静刹车在振动中不做。在振动试验中同时进行防滑刹车试验。根据式(3)确定高温阶段地面差动刹车试验时长(后面分母中都增加了 /min，才能使最后的量纲为min)
高温阶段起落次数X工作次数/每个起落
高温阶段地面差动刹车试验时长=_^ ^^^
工作频率
125起落χ 4次/每个起落A1 c .
=41.6min
12次/每个起落/min取整为42min。根据式(3)确定高温起飞线静刹车试验时长
高温阶段起.静刹车试验时长=■■—二 f·/—=
工作频率
125起落χ 2次/每个起落.
=---^ ,, ^-=16.6 min
15次/每个起落/min取整为17min。根据式C3)确定高温阶段防滑刹车试验时长，在高温、低温、振动条件下的防滑刹车试验共为250起落，振动试验在低温试验完成后在自然升温的条件下进行，模拟从高空冷天降落地面的刹车过程；由于在刹车过程中产生振动，因此振动试验的时间应大于高温和低温试验的时间，确定振动条件下试验130起落，根据式( 高温和低温条件下各试验60 起落
高温阶段防翻车试验时长=離阶段防翻车起落f=工作次数海个起落=
工作频率
权利要求
1. 一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法，其特征在于，其具体步骤是步骤1，确定环境试验的高温；高温为70°c ；步骤2，确定环境试验的低温；低温为-55°C ；步骤3，确定温度冲击试验条件；Imin内将飞机刹车系统从70°C高温箱转入_55°C低温箱；步骤4，确定振动试验条件；根据机场的跑道条件、跑道积水条件，以同类飞机的载客重量、着陆产生的振动数值为基准点，通过飞行试验获得刹车系统的振动条件；所述振动条件的频率范围为15Hz 2000Hz，所对应的功率谱密度是0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz ；其中，当振动的频率范围为15Hz 200Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0059g2/Hz ；当振动的频率范围为200Hz 400Hz时，所对应的功率谱密度以-2db/octave衰减至0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为400Hz 1300Hz时，所对应的功率谱密度是0. 0037g2/Hz ；当振动的频率范围为1300Hz 2000Hz时，所对应的功率谱密度以_4db/octave衰减至0. 002g2/Hz ；步骤5，确定工作载荷刹车系统的工作载荷包括刹车系统的刹车压力、刹车系统的防滑电流、刹车系统的工作频率、机轮速度传感器的转速；所述刹车压力包括起飞线刹车压力、防滑刹车压力和地面转弯差动刹车压力；起飞线刹车压力采用20MPa的油源压力；施加方式为施加OMPa 20MPa的脉动压力，刹车压力的上升/下降时间由电磁阀控制<0. 05s;防滑刹车压力与刹车系统设计减压压力相同，减压压力≤IOMPa ；刹车阀输出OMPa IOMPa的脉动压力；所述刹车系统的防滑电流为从零到最大的防滑电流；施加40mA的防滑电流；施加方式为OmA 40mA的脉动电流；所述刹车系统的工作频率>使用中的工作频率；刹车系统的工作频率范围为12次/min 15 次 /min ；地面转弯差动刹车压力及施加地面转弯差动刹车采用3MPa的刹车压力，由刹车阀提供；施加方式为输出OMPa 3MPa的脉动压力；机轮速度传感器的转速根据机轮的转速确定；机轮速度传感器的转速为0 3000rpm ；对机轮速度传感器施加转速时，用变速电机模拟机轮在刹车过程中的转速变化带动机轮速度传感旋转，机轮速度传感器将转速变化量转化成电压信号传给控制盒，模拟进行防滑刹车过程；步骤6，确定试验频率加速条件所述试验条件包括a)刹车压力工作频率加速的确定起飞线静刹车工作频率为15次/min；着陆防滑刹车工作频率为12次/min ；地面转弯差动刹车工作频率为12次/min ；b)防滑刹车电流工作频率加速的确定当脉动电流为OmA时，刹车系统的输出压力为0 ；当脉动电流为40mA时，刹车系统输出的着陆防滑刹车压力为IOMPa ；防滑电流的工作频率为12次/min ；步骤7，确定试验剖面所述的试验剖面包括高温试验剖面、温度冲击试验要求、低温试验阶段和振动试验要求；a)确定高温试验剖面，包括高温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验、着陆防滑刹车试验；b)确定温度冲击试验要求，70°C高温试验完成后在Imin内将刹车系统推进_55°C的低温箱，实现温度冲击作用；c)确定低温试验剖面，包括低温条件下的地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验、着陆防滑刹车试验；d)确定振动试验要求，包括频率变化范围和功率谱密度的范围；所述频率变化范围为15Hz 2000Hz，所述功率谱密度的范围为0. 002g2/Hz 0. 0059g2/Hz ；e)确定地面差动刹车、起飞线静刹车、着陆防滑刹车各试验阶段的时长，按下列步骤确定时长试验剖面循环1次的总起落数=高温试验阶段的起落数+低温试验阶段的起落数+振动试验阶段的起落数(1)在式(1)中高温试验阶段的起落数=低温试验阶段的起落数(2)^^va^本阶段起落次数χ工作次数/每个起落谷试验时长=-卞丨拭士/卞m,——X--/0、工作频率(工作次数/min)(3)根据式( 分别确定高温阶段地面差动刹车试验时长、高温阶段起飞线静刹车试验时长、高温阶段防滑刹车试验时长、低温阶段地面差动刹车试验时长、低温阶段起飞线静刹车试验时长、低温阶段防滑刹车试验时长和温变过程中进行振动试验的时长，计算时长以min为单位取整；步骤8，试验第一步，进行高温试验将安装有刹车系统、高低温压力表的试验台推入70°C的高温箱，启动液压源进行地面差动刹车试验，地面差动刹车压力由刹车阀输出，刹车阀由计数器按设置的频率控制，地面差动刹车的工作频率为12次/min ；每个循环试验时长42min ；起飞线静刹车试验地面差动刹车试验完成后，由电磁阀接通和断开油源压力进行起飞线静刹车试验，接通或断开的时间均不大于0. 05s ；电磁阀接通和断开的工作频率由计数器控制为15次/min ；每个循环试验时长17min ；着陆防滑刹车试验起飞线静刹车试验完成后，由刹车阀输出刹车压力，控制盒给伺服阀输出防滑电流，刹车系统进行防滑工作，工作频率为12次/min;每个循环试验时长60min ；第二步，进行温度冲击试验，将刹车系统试验台在Imin内转入_55°C的低温箱；第三步，进行低温试验所述低温试验包括地面差动刹车试验、起飞线静刹车试验和着陆防滑刹车试验；试验时，重新启动液压源进行地面差动刹车试验，地面差动刹车压力由刹车阀输出，刹车阀的工作由计数器按设置的频率控制，地面差动刹车的工作频率为12次/min ；试验时长42min ；起飞线静刹车试验地面差动刹车试验完成后，由电磁阀接通和断开油源压力进行起飞线静刹车试验，接通或断开的时间均不大于0. 05s ；电磁阀接通和断开的工作频率由计数器控制为15次/min ；试验时长17min ；着陆防滑刹车试验起飞线静刹车试验完成后，由刹车阀输出刹车压力，控制盒给伺服阀输出防滑电流，刹车系统进行防滑工作，工作频率由计数器控制为12次/min ；试验时长60min ；第四步，进行温变过程中的振动试验将刹车系统从_55°C的低温箱中推出安装在振动台上并自然升温至室温，在自然升温过程中进行振动试验；振动试验中同时模拟着陆防滑刹车过程中的工作状态，由刹车阀输出刹车压力，控制盒给伺服阀输出防滑电流，刹车系统进行防滑工作，刹车系统工作频率为12次/min;模拟着陆防滑刹车的试验时长为130min ；当完成130min的模拟着陆防滑刹车试验过程后，重复本步骤的第一步至第四步，按试验剖面循环进行上述试验；共循环8次；步骤9，刹车附件的寿命指标计算按照工程经验法进行各项附件的寿命计算，试验时间2000起落，每起落的飞行时间为lh，经验系数为1.5，2000起落/1.5 = 1333起落，达到了 1200起落的寿命要求；步骤10，刹车系统的可靠性指标计算按照GJB1407规定，当无故障试验时间大于2. 3倍的MTBF，就以置信水平0. 9通过可靠性增长试验；2000起落等于2000h的工作时间，大于2. 3X700h = 1610h，刹车系统的平均故障间隔时间MTBF达到了 700h的要求。
全文摘要
一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法，采用组合施加温度应力、振动应力等环境条件，在试验过程中增加工作条件并提高全系统工作频率，激发刹车系统的故障隐患，缩短试验时间。在试验过程中按试验剖面循环进行，直至达到要求的可靠性指标。本发明将使用中的通电工作条件、施加刹车压力工作条件、转速变化条件按照施加的工作频率折算到试验时间内，试验采用的工作频率大于使用中实际的工作频率，试验结束后按照GJB1407中的方法、推荐的置信度评估达到的可靠性指标，评估可靠性指标的置信度为90％；寿命评估的经验系数为1.5。通过本发明验证刹车系统在各种工作状态下是否存在故障隐患，实现了对刹车系统进行加速寿命试验的目的。
文档编号G01M7/02GK102556365SQ20111044312
公开日2012年7月11日 申请日期2011年12月21日 优先权日2011年12月21日
发明者乔建军, 刘忠平, 商海东, 张谦, 柯少昌, 梁力, 田广来, 邵养鹏, 郭育秦, 马建峰, 魏张斌 申请人:西安航空制动科技有限公司