[发明专利]飞机刹车系统综合应力的试验方法

摘要

一种飞机刹车系统综合应力的试验方法，综合应力试验剖面纳入使用中的极值环境条件，以激发使用故障。本发明将刹车系统在使用过程中同时存在的温度及其变化、电源电压波动即供电特性、液压应力、振动应力同时施加产生叠加效应，提高了激发故障的效果，在综合应力条件下用90000min/1500h完成了该刹车系统的试验，同时验证了该刹车系统2000起落的寿命指标和MTBF为2000h的平均故障间隔时间，以及高温、低温、振动、温度冲击、供电特性的验证，一项试验完成了七项验证，解决了现有技术不能综合验证刹车系统寿命与可靠性指标的问题。本发明降低了试验成本，减少了民机产品使用中的故障，提高了航班出勤率，提高了民用飞机的可靠性。

主权项

1.一种飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于具体过程是：步骤1，确定任务剖面：第一步，确定刹车系统任务剖面中的环境量值；所述刹车系统的任务剖面包括振动剖面、高温剖面、低温剖面和温度冲击剖面；第二步，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力量值；步骤2，确定环境测试时长和温度变化速率：第一步，确定高温量值和施加时长；确定的高温量值为50℃和70℃，施加时长为120min；第二步，确定低温试验量值和施加时长；确定的低温量值为‑55℃和‑40℃，施加时长为120min；第三步，确定温度变化速率；综合环境试验箱的温度变化速率为15℃/min～25℃/min；第四步，确定常温测试时长；所述的常温为20℃，测试时长为2h；第五步，确定振动试验的量值和施加时长；着陆时的振动量值为20Grms，刹车和起飞滑跑阶段的振动量值为15Grms，地面差动刹车阶段的振动量值为8Grms；各量值施加时长在综合应力试验剖面中确定；第六步，确定供电特性的试验要求；所述供电特性包括欠压电压和过压电压；欠压电压为20V；过压电压为32V；欠压电压和过压电压的工作频率为每10min转换1次；步骤3，确定刹车系统试验应力种类及其在试验剖面中的比例：根据任务剖面、公式(1)和(2)确定试验剖面：f(焊点松动+焊点脱落+高温泄漏+控制盒性能飘移……)＝(x₁,x₂,x₃,……x_n)(1)式(1)中：函数中的故障模式与x_i种以高温为特征的使用应力相关，i＝1,2，……n，使用应力采用试验应力模拟；f(低温脆断+压力低+低温泄漏+控制盒性能飘移……)＝(z₁,z₂,z₃,……z_m)(2)式(2)中：函数中的故障模式与z_j种以低温为特征的使用应力相关，j＝1,2，……m，使用应力采用试验应力模拟；所述综合应力试验剖面包括：温度、湿度试验剖面，振动试验剖面、液压试验剖面、电压试验剖面、转速的试验剖面；第一步，确定温度、湿度试验剖面；第二步，确定振动试验剖面；第三步，确定液压试验剖面；第四步，确定电压试验剖面；第五步，确定轮速检测器转速的试验剖面；步骤4，确定刹车系统的试验时长：第一步，以寿命试验和可靠性增长试验中的时间长者为确定的刹车系统试验时长至少进行3000起落；第二步，确定综合应力试验剖面循环次数为100次；第三步、计算综合应力试验剖面的运行时间为1250h；步骤5，试验过程：若试验过程中未发生故障，则试验通过；若发生故障，则试验停止，改进后重新试验，迭代改进直至在试验过程中不出现故障，则试验结束；具体过程是：第一步，确定故障判据；第二步，确定寿命计算方法和可靠性指标计算方法；寿命计算方法：要求的寿命＝试验截尾时间÷1.5                    (4)式中1.5为刹车系统寿命计算的安全系数；可靠性指标计算方法：平均故障间隔时间MTBF＝试验截尾时间÷2.3     (3)式中2.3为GJB1407给出的平均故障间隔时间计算系数；第三步，准备；第四步，试验：Ⅰ启动所有控制计算机同时运行100个综合应力剖面循环；Ⅱ温湿度剖面运行试验过程：从‑40℃开始，在‑40℃条件下保持2h，以15℃/min的升温速率升温至50℃，升温时长6min；在50℃保持2h；以15℃/min的降温速率降温至‑55℃，降温时长7min；在‑55℃保持2h；以25℃/min的升温速率升温至70℃，升温时长5min；在70℃保持2h，保温过程中加湿，湿度为露点温度t≥31℃；以25℃/min降温速率降温至‑55℃，降温时长5min；在‑55℃保持2h；以25℃/min的升温速率升温至20℃，升温时长3min；在20℃保持2h；以15℃/min降温速率降温至‑40℃，降温时长4min；至此，完成一个温湿度试验剖面的试验；试验剖面时长750min；Ⅲ振动剖面运行试验过程：从试验剖面开始施加地面差动刹车阶段的振动应力为8Grms，施加时长15min；从第15min起施加着陆刹车的振动应力为15Grms，施加时长90min；从105min起施加的振动应力为20Grms，施加时长20min，这是1个振动小循环试验过程；1个振动试验剖面由6个振动小循环组成，时长750min；Ⅳ液压剖面运行试验过程：从试验剖面开始施加差动刹车压力3MPa的时长为15min；从第15min开始施加20MPa的起飞线刹车压力，施加时长为20min；从第35min开始进行刹车压力为15MPa的试验，试验时长为90min；至此，完成一个液压小循环的试验，1个液压试验剖面由6个液压小循环组成，时长750min；Ⅴ电压试验剖面运行试验过程：从试验剖面开始施加欠压电压20V时长为10min，然后施加过压电压32V时长为10min，按此要求一直施加欠压电压20V/过压电压32V到1个试验剖面结束；一个试验剖面时长750min；Ⅵ轮速检测器转速试验剖面的运行过程：从试验剖面开始，在1s内由0加速到3000r/min，保持1.5min；然后在29s内由3000r/min减速到0，停止23min，形成了一次加速、保持高转速、减速、停止的过程，该过程时长25min；按此要求一直进行到一个试验剖面结束，一个试验剖面时长750min；Ⅶ试验结束：进行了100个综合应力试验剖面的循环过程，未发生故障，试验结束；至此，完成了刹车系统的综合应力试验；第五步，计算寿命和平均故障间隔时间MTBF，确定可不再进行的试验项目3000起落达到了寿命要求；3000起落折合6000h试验时间，达到了规定的平均故障间隔时间MTBF；至此，完成了飞机刹车系统的寿命、可靠性、温度、振动、转速和电源特性的综合试验。