[发明专利]一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法

权利要求书

1.一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，所述方法步骤如下：

步骤一、准备N套集成刹车模块产品，在性能测试条件下，进行初始性能检测，对待测的每个试验单元应用唯一的试验标识；

步骤二、准备标准测试条件；

步骤三、在标准测试条件下对集成刹车模块进行试验，采用零故障的实证性试验分析方法计算试验时间；

步骤四、试验期间，在性能测试条件下，间隔固定周期检测集成刹车模块性能，获得性能参数即伺服阀电流-压力特性曲线，电流-压力特性曲线超出包络线即为故障，如果产品出现故障，需重新调试并从步骤一开始重新试验；

步骤五、采用零故障的实证性试验分析方法评价集成刹车模块的可靠性，即采用零故障的实证性试验分析方法对步骤四得到的电流-压力特性曲线进行分析，判断集成刹车模块是否出现故障，根据故障分析结果得到对应的威布尔分布数据，并绘制对应的威布尔图，计算待测集成刹车模块的最小寿命、特征寿命和威布尔斜率；利用威布尔方程计算得出待测元件的B₁₀寿命和平均故障周期；

步骤二和步骤三中所述的标准测试条件为：环境温度为（25±10）℃；介质温度为（35±10）℃；相对湿度小于或等于85%；气压为试验场所的气压；产品供油压力为3000psi；电磁阀线圈通（0-28）V可调电压；伺服阀一和伺服阀二线圈通0-60-0mA电流；通、断电一次为工作一次，1分钟循环次数不超过30次；

所述的飞机集成刹车模块可靠性试验方法采用如下系统进行试验：

驱动电机（1），温度计（2），油箱（3），出口压力计（4），液压泵（5），取样口球阀（6），出口球阀（7），安全阀（8），热交换器（9），卸荷阀（10），流量计（11），单向阀（12），油滤（13），A口压力计（14），B口压力计（15），油滤压差计（16），注入口球阀（17），污染物注入腔（18），节流旁通阀一（V-1），节流旁通阀二（V-2）和旁通阀（V-3）；

其连接关系为：油箱（3）底部、液压泵（5）、节流旁通阀（V-1）、旁通阀（V-3）依次管路连接；旁通阀（V-3）出口D、油滤（13）、单向阀（12）、流量计（11）、热交换器（9）、污染物入口依次管路连接，污染物入口伸入油箱（3）顶部，位于液面以上；旁通阀（V-3）出口C管路连接在流量计（11）和单向阀（12）之间；油滤压差计（16）与油滤（13）并联，油滤压差计（16）一端连接在旁通阀（V-3）出口D和油滤（13）之间，另一端连接在油滤（13）和单向阀（12）之间；集成刹车模块压力口Pm连接在液压泵（5）和节流旁通阀（V-1）之间的管路中，集成刹车模块回油口Tm连接在节流旁通阀（V-1）和旁通阀（V-3）之间的管路中，即压力口Pm和回油口Tm通过节流旁通阀（V-1）连通，集成刹车模块的出口A和出口B通过节流旁通阀二（V-2）连通，出口A和出口B分别接A口压力计（14）和B口压力计（15）；卸荷阀（10）一端管路连接在液压泵（5）集成刹车模块压力口Pm之间，另一端管路连接在流量计（11）和单向阀（12）之间；管路I并联在液压泵（5）、卸荷阀（10）、流量计（11）、热交换器（9）和油箱（3）形成的管路中，管路I一端位于液压泵（5）和卸荷阀（10）之间，另一端位于热交换器（9）和油箱（3）之间，该管路上依次连接有出口球阀（7）、污染物注入腔（18）和注入口球阀（17）；出口压力计（4）连接在液压泵（5）和出口球阀（7）之间；液压泵（5）和出口压力计（4）之间的管路上连接一根取样管路，该管路上连接取样口球阀（6）；管路II与管路I并联，管路II一端位于液压泵（5）和取样管路之间，另一端与液压油入口连接，管路II上连接有安全阀（8），液压油入口从顶部伸入油箱（3）中液面以下；驱动电机（1）与液压泵（5）连接；油箱（3）和液压泵（5）之间管路上连接有温度计（2）。

2.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，步骤一所述的性能检测为集成刹车模块性能检测，获得性能参数即集成刹车模块中伺服阀电流-压力特性曲线。

3.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，步骤一和步骤四中所述的性能测试条件为：集成刹车模块进油口P供压3000±60psi压力，调节回油压力为65psi，电磁阀输入28V工作电流，分别给伺服阀一和伺服阀二线圈输入（0～60～0）mA的控制电流，频率为0.02Hz的三角波信号。

4.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，所述介质为航空液压油。