CN105260529B - 飞机刹车系统平均修复时间的验证方法 - Google Patents
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Abstract
一种飞机刹车系统平均修复时间的验证方法，通过对平均修复时间的计算数据进行验证，确定计算数据的准确程度；若计算数据准确，就可以纳入飞机维护手册；对计算验证得到平均修复时间飞机上进行试验验证，若计算验证与试验验证不符，就根据试验验证数据进行修订。本发明与使用中实际发生的平均修复时间相符，将计算验证通过的各项产品平均修复时间纳入民用飞机维护手册，在民机航班签派中按照维护手册规定的平均修复时间安排刹车系统产品的维修，准确的平均修复时间避免了民航班机的延误带来的经济损失、时间损失。
Description
技术领域
本发明涉及飞机刹车系统的维修性领域，具体是一种飞机刹车系统的平均修复时间验证方法。
背景技术
民航飞机不仅要求适航，而且对航班延误有严格限制，当平均修复时间分配不妥当时，会出现维修工作不能在规定时间内完成的情况，引起延误航班。
GJB451A对平均修复时间的定义是：“产品维修性的一种基本参数，它是一种设计参数。其度量方法为：在规定的条件下和规定的时间内，产品在规定的维修级别上，修复性维修总时间与该级别上被维修产品的故障总数之比。”飞机产品的维修级别有外场级、中继级、基地级三级，外场级维修指机务人员在使用现场完成的维修工作；中继级维修指民航修理厂能完成的维修工作，基地级维修是承制厂进行的翻修。
现有技术中，产品的平均修复时间指外场级维修所需的时间，外场级维修在国外叫在线维修。
国内外民用飞机的刹车系统设计有起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能、应急刹车功能，任何一种功能不符合设计要求均为发生故障。当刹车系统中的任何一项功能出现故障时，均应针对故障模式进行维修，外场级维修就是机场地勤人员对故障产品进行的维修工作，维修内容是对发生故障的外场可更换产品进行更换、调整合格的工作。
由于民用飞机对延误航班有控制要求，因此当产品出现故障时，对维修时间有控制要求。在产品设计过程中，将外场级维修时间作为维修性指标进行计算或者分配，维修性设计指可达性、产品的接口方式、安装方式等等的设计过程。维修性分配指将经过计算的维修性指标分配到各个在线可更换单元，在线可更换单元国际上统称：Line replaceableunit,缩写为：LRU，在线可更换单元的更换由机务进行。刹车系统中的每一项产品均为LRU，刹车系统的维修性指标在和飞机设计单位签订的协议中规定，要求经过计算后分配到系统中的每一项产品。
现有技术中维修性分配的原则：
1、仅考虑刹车系统的故障由单项产品故障引起，刹车系统的每次维修仅考虑其中一项产品；2、产品平均修复时间的计算方法的依据是产品自身的故障率。
国外现状
国外的维修性要求在设计过程中体现，由于新研产品仅有故障率预计数据，因此维修性指标的计算、分配均依据产品的故障率。英国标准Def Stan 00-43(2)《维修性验证》、Def Stan 00-42《可靠性及维修性保证指南》、美国标准MIL-STD-470《维修性大纲》提出了维修性设计要求、设计准则，在研制过程中将维修性指标设计在产品中，设计的依据是产品的故障率的大小。
所以，采用现有技术进行维修性设计，在使用中出现过简单产品维修时间过剩，复杂产品维修时间不足，在维修复杂产品时不能在规定时间内完成维修任务的情况。
国内现状
国内称LRU为外场可更换单元；维修性指标计算和分配方法参照了Def Stan 00-43(2)、MIL-STD-470等标准，在GJB/Z57《维修性分配与预计手册》提出了5种维修性指标计算模型，西安航空制动科技有限公司在申请号为201510575658.X的发明创造中提出了一种确定各种因素对飞机刹车系统平均修复时间影响力的方法，该方法将这5种平均修复时间计算方法归纳为一种模型：
式(1)中：αm为现有5种模型中对平均修复时间的修正系数，m＝1～5，表示从第一种到第五种影响平均修复时间因素的模型；
MTBFi为该产品的平均故障间隔时间，λi为刹车系统中第i项产品的故障率。式(1)表明现有影响平均修复时间因素模型的共同特点：该产品的平均修复时间和自身的故障率成反比。
上述维修性指标计算、分配方法的缺点：在所归纳的模型(1)中，产品的平均修复时间均和故障率成反比；且和元件的数量相关，元件数量越多，故障率越高。未体现产品在飞机上的安装位置、在飞机上产品的可达性影响因素，同样存在难维修的产品分配时间短，容易维修的产品分配时间长的缺点。
综上所述，现有平均修复时间的计算方法未考虑影响现场维修的因素，未提及对平均修复时间的验证问题，直接应用，出现了维修时间超过规定时间的航班延误现象。
发明内容
为克服现有技术中存在的未体现出产品在飞机上的安装位置、可达性影响因素，赋予易维修的产品平均修复时间长，难维修的产品平均修复时间短的不足，本发明提出了一种飞机刹车系统平均修复时间的验证方法。
本发明的具体过程是：
步骤1，采用计算的方法验证
根据建立的平均修复时间计算模型计算平均修复时间：
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；
为刹车系统研制要求的平均修复时间；
Ci为综合考虑7项影响平均修复时间因素的影响力。
公式(2)中Ci的计算模型为：
Cij为刹车系统中第i项产品的第j项影响平均修复时间因素的影响力赋值，i的取值范围为i＝1～8，表示刹车系统中的8种产品；j的取值范围为j＝1～7，表示7种对平均修复时间具有影响力的因素。
通过公式(4)验证平均修复时间是否正确：
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；
为刹车系统研制要求的平均修复时间；
λi：为刹车系统中第i项产品的故障率。
i表示刹车系统中的第i项产品。
若验证结果满足系统设计要求，接着进行试验验证。
若验证结果不满足系统设计要求，则迭代调整刹车系统影响平均修复时间影响力的数值，迭代进行到平均修复时间满足设计要求。
将各项产品的λi求和作为分母、各项产品的求和作为分子带入式(4)得：
小于规定的2h，计算验证结果满足设计要求。
步骤2，确定平均修复时间的验证工作项目
所述平均修复时间的验证是在飞机上的刹车系统进行，或者在地面试验台上的刹车系统进行。
确定按下列维修工作项目进行验证：
a、对刹车系统中的每一项产品依次植入故障；
b、对刹车系统进行故障定位，在不使用辅助测试设备的条件下确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
c、根据故障模式进行故障隔离，可以使用辅助测试设备确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
d、分解产品，记录从飞机上拆卸故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；当故障产品周边相邻的产品妨碍维修时，还需累计拆卸该周边相邻产品的时间；
e、更换产品，记录在飞机上更换发生故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
f、结合，指刹车系统产品在维修过程中，为了完成维修工作，除了移动或拆卸了发生故障的产品外，还移动或拆卸了其他系统、设备或装置，这些系统、设备或装置需重新与飞机结合，记录结合时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
g、调准，对安装好的新产品按照使用维护说明书进行调准、测试和调整，并记录调准、测试和调整新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
h、检验产品，对调整好的新产品进行性能检验，并记录检验新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符。
试验验证过程中的误差计算：若每一项产品的每一个维修工作项目验证值与计算值的相对误差δ符合下列关系，则验证结束：
若不符合(5)式，则以实测值为准对该项目的平均修复时间进行调整。
若某项或某几项产品的验证时间大于计算值，当影响到刹车系统的平均修复时间大于设计要求数值时，应进行维修性设计改进；当不影响刹车系统的平均修复时间超出设计要求数值时，则不必进行维修性设计更改，但应根据验证结果修订平均修复时间的计算结果。将每项产品的每一个维修工作项目统一到验证值，并将修订后的平均修复时间数值作为设计数据。
步骤3，刹车阀的平均修复时间试验验证
对刹车阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定刹车阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤4，伺服阀的平均修复时间试验验证
对伺服阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定伺服阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤5，电磁阀的平均修复时间试验验证
对电磁阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定电磁阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤6，定量器的平均修复时间试验验证
对定量器的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定定量器的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤7，机轮速度传感器的平均修复时间试验验证
对机轮速度传感器的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定机轮速度传感器的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤8，控制盒的平均修复时间试验验证
对控制盒的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定控制盒的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤9，转换阀的平均修复时间试验验证
对转换阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定转换阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
步骤10，应急气压刹车阀的平均修复时间试验验证
对应急气压刹车阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定应急气压刹车阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
所述7项影响平均修复时间因素的影响力分别是：
a、刹车系统产品在飞机上安装位置的可达性对平均修复时间的影响力；
b、维修空间允许的维修人员姿势对平均修复时间的影响力；
c、确定接管嘴数量、电连器数量对平均修复时间的影响力；
d、连接螺钉数量对平均修复时间的影响力；
e、连接导线数量对平均修复时间的影响力；
f、所维修产品的重量对平均修复时间的影响力；
g、维修过程中的安全因素对平均修复时间的影响力。
所述得到的刹车系统各项产品的平均修复时间包括：
a、刹车阀的平均修复时间：
b、伺服阀的平均修复时间：
c、电磁阀的平均修复时间：
d、定量器的平均修复时间：
e、机轮速度传感器的平均修复时间：
f、控制盒的平均修复时间：
g、转换阀的平均修复时间：
h、应急气压刹车阀的平均修复时间：
所述每一项产品平均修复时间是对该维修项目的修复过程重复三遍，以得到三个值，并取三个值的平均值，并按(5)式确定相对误差的大小。
本发明通过对平均修复时间的计算数据进行验证，确定计算数据的准确程度；若计算数据准确，就可以纳入飞机维护手册。
平均修复时间指外场级维修过程中所需的时间，外场级维修也叫在线维修，是民航机务大队有能力完成的产品维修工作。在刹车系统研制合同中要求的平均修复时间是外场级。
为克服现有国内外计算方法中存在根据产品的故障率计算平均修复时间，而产品的故障率和平均修复时间并没有直接关系，存在容易维修的产品平均修复时间长，不易维修的产品平均修复时间短的缺点，克服现有技术对维修性指标不要求验证引起的航班延误问题，在申请号为201510575658.X的发明创造中确定了7种影响平均修复时间因素的影响力。
西安航空制动科技有限公司在申请号为201510581439.2的发明创造中提出了一种给影响飞机刹车系统平均修复时间因素的影响力赋值的方法，通过该方法对影响刹车系统平均修复时间的因素，根据影响力大小，赋予大小不等的数值，用于提高计算结果的准确程度。
西安航空制动科技有限公司在申请号为201510622925.4的发明创造中提出了一种飞机刹车系统平均修复时间的建模方法，通过该方法建立了刹车系统平均修复时间的计算模型，并根据模型对实施例中刹车系统的平均修复时间完成了计算工作。为了验证上述三项发明的正确性，本发明在上述三项发明的基础上，提出了飞机刹车系统平均修复时间的验证方法。
对计算验证得到平均修复时间飞机上进行试验验证，若计算验证与试验验证不符，就根据试验验证数据进行修订。
与现有技术相比，本发明取得了以下效果：
1、本发明对采用申请号为201510622925.4的发明创造中建立的平均修复时间计算模型计算得到的平均修复时间，进行了计算验证，证明平均修复时间的计算数据满足GJB/Z57规定的准确程度，能够在刹车系统维修性设计中使用；
2、在一种民用飞机刹车系统使用中采用了本发明计算验证通过的各项产品平均修复时间，与使用中实际发生的平均修复时间相符，因此未发生过平均修复时间不足引起的航班延误，也未发生平均修复时间过剩引起的时间浪费；
3、将本发明计算验证通过的各项产品平均修复时间，纳入民用飞机维护手册，在民机航班签派中按照维护手册规定的平均修复时间安排刹车系统产品的维修，统计最近3年民航飞机维修的实际数据，刹车系统的实际维修数据与本发明验证通过的各项产品平均修复时间高度吻合。如果使用本发明，准确的平均修复时间能够在确定刹车系统的维修中避免民航班机的延误损失和航班时间浪费损失。本发明验证的平均修复时间用于机刹车系统维修性的研制和使用，避免了现有技术采用故障率分配带来的误差，使用中实施避免了航班延误带来的经济损失、时间损失。
具体实施方式
本实施例是一种民用运输机刹车系统的平均修复时间计算和验证过程。所述刹车系统由刹车阀、伺服阀、电磁阀、定量器、机轮速度传感器、控制盒、转换阀、应急气压刹车阀等8项产品组成；具有起飞线制动功能，输出液压压力18MPa；着陆防滑刹车功能，输出液压压力14MPa；控制盒输出的最大控制电流为20mA时，刹车压力释放为零；地面转弯差刹车动功能，输出液压压力4MPa；地面停机刹车功能，输出液压压力10MPa；应急刹车功能，输出气压压力9MPa。研制要求刹车系统外场级的平均修复时间不大于120min。
步骤1，采用计算的方法验证
本实施例所述是采用西安航空制动科技有限公司在申请号为201510622925.4的发明创造中提出的飞机刹车系统平均修复时间的建模方法得到的平均修复时间。
根据所述得到的平均修复时间计算模型：
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；
为刹车系统研制要求的平均修复时间；
Ci为综合考虑7项影响平均修复时间因素的影响力，7项影响平均修复时间因素的影响力分别是：
1、刹车系统产品在飞机上安装位置的可达性对平均修复时间的影响力；
2、维修空间允许的维修人员姿势对平均修复时间的影响力；
3、确定接管嘴数量、电连器数量对平均修复时间的影响力；
4、连接螺钉数量对平均修复时间的影响力；
5、连接导线数量对平均修复时间的影响力；
6、所维修产品的重量对平均修复时间的影响力；
7、维修过程中的安全因素对平均修复时间的影响力。
(1)式中Ci的计算模型为：
Cij为刹车系统中第i项产品的第j项影响平均修复时间因素的影响力赋值，i的取值范围为i＝1～8，表示刹车系统中的8种产品；j的取值范围为j＝1～7，表示7种对平均修复时间具有影响力的因素；
采用式(2)、(3)计算得到的刹车系统各项产品的平均修复时间为：
1)刹车阀的平均修复时间计算数据：
2)伺服阀的平均修复时间计算数据：
3)电磁阀的平均修复时间计算数据：
4)定量器的平均修复时间计算数据：
5)机轮速度传感器的平均修复时间计算数据：
6)控制盒的平均修复时间计算数据：
7)转换阀的平均修复时间计算数据：
8)应急气压刹车阀的平均修复时间计算数据：
本发明通过公式(4)验证平均修复时间是否正确：
公式(4)来源于GJB/Z57《维修性分配与预计手册》。
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；为刹车系统研制要求的平均修复时间；λi：为刹车系统中第i项产品的故障率。
i表示刹车系统中的第i项产品。
若验证结果满足系统设计要求，接着进行试验验证。
若验证结果不满足系统设计要求，则迭代调整为201510622925.4《一种飞机刹车系统平均修复时间的建模方法》中“表2刹车系统影响平均修复时间影响力的数值汇总表”的数值，迭代进行到平均修复时间满足设计要求。
将刹车系统各项产品的按照故障定位、故障隔离、分解产品、更换产品、结合、调准、检验产品等维修工作项目进行平均修复时间分配，维修工作项目来源于GJB/Z57的功能层次法，并将各项产品的各种维修工作项目时间根据影响平均修复时间的7种因素的影响力分解后填入表1，所述7种因素影响力被公开在申请号为201510575658.X的发明创造中。根据申请号为201510581439.2的发明创造中提出的给影响飞机刹车系统平均修复时间因素的影响力赋值的方法，按照影响力度大的维修工作项目时间多，影响力度小的维修工作项目时间短的原则进行调整，影响力度的大小根据现场实测确定；但最终各项产品的各种维修工作项目时间以试验验证为准。
为计算方便，将填入表1中刹车系统各项产品的单位分为min和h两种单位；将刹车系统各项产品验证得到的故障率填入表1，故障率的单位为1/h。
表1采用计算方法的平均修复时间验证表
将表1各项产品的数据λi(1/h)求和、各项产品的求和带入式(4)得：
小于规定的2h，计算验证结果满足设计要求。
通过计算验证的平均修复时间，需进一步进行试验验证，试验验证的产品包含本实施例的8项附件。
步骤2，确定平均修复时间的验证工作项目
所述平均修复时间的验证可以在飞机上的刹车系统进行，也可以在地面试验台上的刹车系统进行。所述的试验台是按照该型号飞机的真实尺寸建造的地面试验台架，试验台上的产品均为真实产品，刹车系统中每一项产品在试验台上的安装工况均和在飞机上的安装工况相同。本实施例刹车系统的平均修复时间在飞机上进行验证。
为了验证刹车系统中每一项产品平均修复时间的每一个维修工作项目所需时间，根据GJB/Z57规定，确定按下列维修工作项目并开展工作：
1)对刹车系统中的每一项产品依次植入故障；
2)对刹车系统进行故障定位，在不使用辅助测试设备的条件下确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
3)根据故障模式进行故障隔离，可以使用辅助测试设备确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
4)分解产品，记录从飞机上拆卸故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；当故障产品周边相邻的产品妨碍维修时，还需累计拆卸该周边相邻产品的时间；
5)更换产品，记录在飞机上更换发生故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
6)结合，指刹车系统产品在维修过程中，为了完成维修工作，除了移动或拆卸了发生故障的产品外，还移动或拆卸了其他系统、设备或装置，这些系统、设备或装置需重新与飞机结合，记录结合时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
7)调准，对安装好的新产品按照使用维护说明书进行调准、测试和调整，并记录调准、测试和调整新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
8)检验产品，对调整好的新产品进行性能检验，并记录检验新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符。
试验验证过程中的误差计算：若每一项产品的每一个维修工作项目验证值与计算值的相对误差δ符合下列关系，则验证结束：
若不符合(5)式，则以实测值为准对该项目的平均修复时间进行调整。
计算相对误差的规定：每一项产品的修复时间应为平均修复时间，所述平均修复时间是对该维修项目的修复过程重复三遍，以得到三个值，并取三个值的平均值，并按(5)式确定相对误差的大小。
若某项或者某几项产品的验证时间大于计算值，当影响到刹车系统的平均修复时间大于设计要求数值时，应进行维修性设计改进；当不影响刹车系统的平均修复时间超出设计要求数值时，则不必进行维修性设计更改，但应根据验证结果修订平均修复时间的计算结果。将每项产品的每一个维修工作项目统一到验证值，并将修订后的平均修复时间数值作为设计数据。
列入表1刹车系统中的8项产品均进行维修性试验验证，维修性验证的顺序为：刹车阀、伺服阀、电磁阀、定量器、机轮速度传感器、控制盒、转换阀、应急气压刹车阀。
刹车系统中各项产品平均修复时间的验证过程为：
步骤3，刹车阀的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；将刹车阀植入内部泄漏故障，然后安装在飞机上；
第二步，进行故障定位，驾驶员操纵刹车系统，依次检查起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能、应急刹车功能，驾驶舱仪表显示着陆防滑刹车压力为12MPa、地面转弯差刹车动刹车压力3MPa、地面停机刹车压力为9MPa，由刹车阀控制的刹车压力均低于设计值，应急刹车压力为9MPa，证明刹车系统已发生故障，测试三次的时间分别为：0.45min，0.5min，0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.5％，符合(5)式；
第三步，故障隔离，正常刹车系统的着陆防滑刹车压力、地面转弯差动刹车压力、停机刹车压力均小与规定值，而由电磁阀提供压力的起飞线制动刹车压力，由应急气压刹车阀提供压力的应急刹车压力均合格，就可以确定是正常刹车系统故障，将故障隔离于正常刹车系统；正常防滑刹车系统的液压产品有：刹车阀、电磁阀、伺服阀、定量器、转换阀等五项产品，故障隔离是进一步将故障隔离到一项产品。定量器只有进油和出油二个管嘴，不存在压力损失问题；转换阀负责接通着陆防滑刹车压力，或感受电磁阀接通的起飞线刹车压力，将着陆防滑刹车压力转换为起飞线刹车压力，依靠自身的密封结构保证使用过程中不发生内漏；伺服阀通电以后根据控制盒的电流大小释放压力，不通电时不释放压力，可以排除通过伺服阀释放压力的可能性。当刹车阀存在内漏故障时，一部分压力油回到油箱引起刹车压力降低，故障隔离到了刹车阀一个产品。三次故障隔离工作的时间为：0.9min，1min，1min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解产品，是从飞机上拆卸刹车阀的过程。刹车阀贴地安装在驾驶员座椅前端，拆卸刹车阀时，需先分离驾驶员座椅，切断油源，然后维修人员爬进刹车阀安装位置，进行从飞机上分解刹车阀的进油管嘴、回油管嘴、刹车管嘴的工作，再将固定刹车阀的二个螺钉拧下；三次从飞机上分解刹车阀的时间分别为：89min、90min和90min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.37％，符合(5)式；
第五步，更换产品，将故障产品从安装位置上取出来，然后将新产品置入刹车阀的安装位置。三次在飞机维修位置上更换产品的时间分别为：0.45min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.5％，符合(5)式；
第六步，结合，刹车阀的结合包含两部分维修内容，一部分是将刹车阀的进油管嘴、回油管嘴、刹车管嘴与飞机上相应的进油管路、回油管路、刹车管路相连，拧紧连接管嘴；用两个螺钉将刹车阀固定在飞机上；另一部分是在安装好刹车阀后，将驾驶员的座椅复位。三次结合的时间分别为：110min、110min和109min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.30％，符合(5)式；
第七步，调准，对刹车阀而言，调准工作内容是检查更换后的刹车阀的三个接管嘴连接和两个螺钉连接是否松动，若发现松动应及时紧固；检查驾驶员座椅复位是否符合要求。然后接通液压力，检查正常刹车系统的功能是否正常。刹车阀的刹车压力是出厂前调试好的，调好后锁紧处理，因此使用现场只能检查刹车压力，不能调试刹车压力。进行三次调准新件的过程是：刹车系统通电、通压，依次检查陆防滑刹车压力14MPa；地面转弯差刹车动刹车压力4MPa；地面停机刹车压力10MPa；时间分别为：49min、50min和50min，根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第八步，检验更换后的刹车阀，操作人员脚踩脚蹬压下刹车阀的套筒到最大行程，机舱压力表显示防滑刹车压力为14MPa；检查地面转弯差动刹车压力4Mpa；检查地面停机刹车压力10MPa；刹车阀控制的压力均合格。三次检验刹车系统输出的刹车压力的时间分别为：4.7min、4.8min和4.8min，检验结束。根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.69％，符合(5)式；
经过对刹车阀各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤4，伺服阀的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；将伺服阀植入导线断路故障后安装在飞机上；
第二步，进行故障定位，驾驶员操纵刹车系统，依次检查起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差动刹车功能、地面停机刹车功能、应急刹车功能，驾驶舱仪表显示着陆防滑刹车压力为14MPa、地面转弯差刹车动刹车压力4MPa、地面停机刹车压力为10MPa、应急刹车压力9MPa，均在合格范围内，但控制盒的机内测试系统显示刹车系统的机电产品发生线路故障。连续三次检测刹车系统故障的时间分别为：0.49min，0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第三步，进行故障隔离，刹车系统的机电产品有伺服阀、电磁阀、机轮速度传感器，确定线路故障发生在这三项产品中。故障隔离是进一步将故障隔离到一项产品。采用驾驶员踩脚蹬，然后给刹车系统供电的方法进行故障隔离。伺服阀通电以后根据控制盒的电流大小释放压力，不通电时不释放压力。在通电条件下，驾驶员脚踩脚蹬将刹车阀踩到最大行程，这时刹车系统输出的压力一直是14MPa，在控制盒输出松刹车电流的条件下，伺服阀未释放压力，因此可以确定是伺服阀出现了断路故障。三次故障隔离的时间分别为：0.9min、1min和1min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式。
第四步，分解产品，切断油源，维修人员将伺服阀的五个接管嘴依次从飞机的液压管路上拧下，将固定伺服阀的四个螺钉拧下，最后从飞机上分解连接伺服阀的2根导线。三次分解伺服阀的时间分别为：39min、40min和40min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.84％，符合(5)式；
第五步，更换产品：更换新的伺服阀。进行三次更换产品的时间分别为：0.45min、0.5min和0.5min；根据(5)式计算验证值与计算值的相对误差δ＝3.5％，符合公式(5)；
第六步，结合：将新的伺服阀的五个接管嘴依次与飞机的液压管路相连；再用四个螺钉将伺服阀固定在起落架舱壁上的伺服阀位置；最后将伺服阀的2根导线与飞机相连接，进行三次结合的时间分别为：49min、50min和50min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合公式(5)；
第七步，调准：检查新更换伺服阀的五个接管嘴连接和四个螺钉是否松动，若发现松动应及时紧固；检查与飞机连接的2根导线连接是否牢固。通压、通电检查刹车系统的功能是否正常，检查过程为：驾驶员脚踩脚蹬使刹车阀输出14MPa压力，控制盒输出20mA松刹车电流后，刹车压力降为零，伺服阀的控制功能恢复正常。进行三次调准新件的时间分别为：19min、20min和20min，根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.7％，符合公式(5)；
第八步，检验产品，操作人员脚踩脚蹬压下刹车阀的套筒到最大行程，机舱压力表显示防滑刹车压力为14MPa，然后给伺服阀接通20mA电流，显示压力为0MPa，伺服阀的防滑功能正常，检验结束。对更换的伺服阀进行三次检验的时间分别为：9.2min、9.2min和9.1min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.36％，符合公式(5)。
经过对所述伺服阀各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合公式(5)，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤5，电磁阀的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；将电磁阀植入导线断路故障，然后安装在飞机上；
第二步，进行故障定位，驾驶员操纵刹车系统，依次检查起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能、应急刹车功能，驾驶舱仪表显示着陆防滑刹车压力为14MPa、地面转弯差刹车动刹车压力4MPa、地面停机刹车压力为10MPa、应急刹车压力为9MPa，均在合格范围内，但控制盒的机内测试系统显示刹车系统的机电产品发生线路故障。连续三次检测故障的时间分别为：0.49min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合公式(5)。
第三步，进行故障隔离，故障隔离是进一步将故障隔离可能发生故障的产品范围。首先，采用驾驶员踩脚蹬，然后给刹车系统供电的方法进行故障隔离。伺服阀通电以后根据控制盒的电流大小输出控制压力，不通电时不释放压力，在通电条件下刹车系统输出的压力为14MPa，可以确定伺服阀未出现断路故障。然后检查起飞线刹车压力，在通电条件下由电磁阀接通的起飞线刹车压力应当达到18MPa，实测无压力，可以将故障隔离到电磁阀；三次故障隔离的时间分别为：0.9min，1min，1min，根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合公式(5)。
第四步，分解产品，先切断油源、电源，然后维修人员籍着梯子上到起落架舱，接近电磁阀安装位置，将电磁阀的三个接管嘴依次从飞机的液压管路上拧下；将一个电连接器从飞机上拧下；再将固定电磁阀的二个螺钉拧下。进行三次分解产品的时间依次为：35min、34min和35min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.96％，符合公式(5)；
第五步，更换产品，先切断油源、电源，然后维修人员用梯子上到起落架舱，接近电磁阀安装位置，将拆下来的电磁阀取出机舱，再将新电磁阀拿到安装位置。进行三次更换产品的时间分别为：0.45min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.5％，符合(5)式；
第六步，结合，先切断油源、电源，然后维修人员用梯子上到起落架舱，接近电磁阀，将新电磁阀的三个接管嘴刹车、回油、进油依次与飞机的刹车、回油、进油液压管路相连；再用二个螺钉将电磁阀固定在起落架舱壁上的电磁阀位置；然后将一个电连接器与飞机上的电器接口相连，进行三次结合的时间分别为：45min、45min和44min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.75％，符合(5)式；
第七步，调准，检查新件的三个接管嘴连接部位和两个紧固螺钉是否松动，若发现松动应及时拧紧。检查与飞机相连的电连接器接口是否正常；进行三次调准新件的时间分别为：14min、15min和15min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝2.3％，符合(5)式；
第八步，检验产品，操作人员给刹车系统上电，并通过控制盒给电磁阀接通起飞线刹车压力，机舱压力表显示起飞线刹车压力为18MPa，刹车系统的起飞线刹车压力功能正常，检验结束。三次检验的时间分别为：7.3min、7.4min和7.4min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.45％，符合(5)式；。
经过对电磁阀各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤6，定量器的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；定量器的功能是在流过140mL的油液时，将油路关闭，防止液压系统的油继续泄漏。刹车装置的油液容积是100mL，140mL用于保证刹车装置在刹车过程中的用油。当维修中更换刹车装置时，连接刹车装置的油路处于开通状态，当油液泄漏达到140mL时，定量器关闭，防止油液继续泄漏。将定量器植入不关闭故障，然后安装在飞机上；
第二步，进行故障定位，定量器发生故障不影响刹车系统的起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能和应急刹车功能，因此驾驶员检查上述功能均正常；只有在拆卸刹车装置时按下述方法进行检验：
将容积为200mL的量杯接在刹车装置的油管的下方，当接入量杯的油液达到140mL时还继续往量杯中流，证明定量器丧失定量功能。经实测该定量器在通过的容积达到140mL时继续往量杯中注油，确定系统中的定量器发生不关闭故障；三次检测的时间分别为：2min、1.9min和2min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.7％，符合(5)式；。
第三步，进行故障隔离，本步骤第二步所做的试验证明，正常液压刹车系统丧失了自动关闭油路的功能；本步进行故障隔离，通过试验结果可以做出定量器发生丧失定量功能的故障，不需要继续进行故障隔离的试验。三次将故障隔离在定量器时间分别为：0.1min、0.1min和0.09min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解产品，先切断油源，然后操作人员用梯子上到起落架舱，接近定量器，将定量器的二个接管嘴依次从飞机的液压管路上拧下；进行三次分解故障件的时间分别为：13min、12.9min和13min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.25％，符合(5)式；
第五步，更换产品，更换新的定量器，进行三次更换产品的时间分别为：0.1min、0.1min和0.09min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第六步，结合，将新更换定量器的二个接管嘴依次与飞机的液压管路相连；进行三次安装新件的时间分别为：14min、14min和13.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.23％，符合(5)式；
第七步，调准新件，检查更换后定量器的二个接管嘴连接是否松动，若发现松动应及时紧固。然后通压检查刹车系统的压力，显示在合格范围内；然后在刹车装置口下方接200mL量杯，刹车系统在输出140mL油液后自动关闭，定量器的关闭功能正常；进行三次调准新件的时间分别为：1min、1min和0.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；。
第八步，检验更换后定量器：维修人员将刹车装置的油管断开，下面接200mL量杯，刹车系统接通压力后，从刹车装置的油管向量杯中流入140mL油液后关闭油路，刹车系统的自动关闭油路功能恢复正常，检验结束。三次检验的时间分别为：1min、1min和0.9min；根据(5)式计算验证值与计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；。
经过对定量器各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤7，机轮速度传感器的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；机轮速度传感器的功能是给控制盒提供机轮在着陆刹车过程中的打滑信号。机轮速度传感器安装在刹车主机轮上，感受机轮的速度变化量，并将速度变化量转化为机轮打滑的电压信号传给控制盒。给机轮速度传感器植入断路故障，然后安装在刹车主机轮上；
第二步，进行故障定位，机轮速度传感器发生故障不影响刹车系统的起飞线制动功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能、应急刹车功能，但影响防滑功能，控制盒进行机内测试时显示防滑系统电路故障，确定是防滑系统中的电路发生故障；三次定位的时间分别为：0.5min、0.49min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第三步，进行故障隔离，本步骤第二步所做的机内测试证明，正常液压刹车系统发生了电路故障；本步骤通过外接故障检测仪进行测试，测试数据显示机轮速度传感器发生了断路故障。三次故障检测的时间分别为：1min、1min和0.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解产品，先切断电源，维修人员将刹车机轮从起落架上拆下，并开始计时，从刹车机轮上拧下二个固定机轮速度传感器的螺钉，并将与飞机连接的二根导线断开，进行三次分解故障件的时间分别为：25min、24.9min和25min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.13％，符合(5)式；
第五步，更换产品，然后维修人员将故障产品从原来的安装位置上拿开，将新产品拿到机轮速度传感器的安装位置上。进行三次更换产品的时间分别为：0.5min、0.5min和0.49min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第六步，结合，将新机轮速度传感器准备好，用二个螺钉将新机轮速度传感器固定在刹车机轮上；将二根导线的接头与飞机上预留的接头相连；进行三次结合的时间分别为：35min、35min和34.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.1％，符合(5)式；
第七步，调准，检查更换后的机轮速度传感器的二个螺钉连接是否松动，若发现松动应及时紧固。检查二根导线的连接是否紧固；通电采用外接故障检测仪测试，显示机轮速度传感器未发生断路故障。进行三次调准新件的时间分别为：5min、4.9min和5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；。
第八步，检验更换后的机轮速度传感器，使机轮的转速达到50r/min，带动机轮速度传感器旋转，机轮速度传感器的齿轮与机轮的齿轮传动比为12，当机轮的转速达到50r/min时，机轮速度传感器齿轮的转速为600r/min，然后接通液压刹住机轮；机轮速度传感器给控制盒发出了机轮速度信号，检验新件合格。三次检验新件的时间为：5min、4.9min和5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
经过对机轮速度传感器各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤8，控制盒的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障，控制盒的功能是：
1)控制电磁阀给刹车机轮提供起飞线刹车压力；
2)根据机轮速度传感器输送的机轮速度信号，控制伺服阀输出的刹车压力；
3)给伺服阀提供控制刹车压力的电流。
给控制盒植入断路故障，使控制盒丧失起飞线刹车功能和伺服阀的控制功能。
第二步，进行故障定位，控制盒发生故障影响刹车系统的起飞线制动功能、防滑刹车功能。控制盒进行机内测试时显示刹车系统发生电路故障，刹车系统的机电产品有控制盒、伺服阀、电磁阀、机轮速度传感器；三次检测的时间分别为：0.5min、0.49min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.7％，符合(5)式；。
第三步，进行故障隔离，根据GJB/Z57第202.2.1的规定，所述故障隔离是维修活动中使用辅助的测试设备确定故障部位。
进一步将故障隔离到一项产品的过程为：先测试起飞线制动功能，压力表显示没有起飞线刹车压力，没有压力的原因是控制盒的电路故障，或者是电磁阀断路。继续检测表明刹车系统丧失了防滑刹车功能，丧失防滑刹车功能的原因是控制盒的电路故障，或者是机轮速度传感器故障。进一步隔离故障的过程是：使机轮的转速达到50r/min，带动机轮速度传感器旋转，机轮速度传感器的齿轮与机轮的齿轮传动比为12，因此机轮速度传感器的转速为600r/min，然后接通液压刹住机轮，机轮速度传感器给控制盒发出了速度信号，证明机轮速度传感器无故障。利用控制盒机内检测功能检测到电磁阀未发生断路，利用控制盒机内检测功能再检测控制盒发生了断路故障，初步故障隔离验证完毕。
复检：本步骤第二步所做的机内测试证明，刹车系统的控制盒发生了电路故障，这是本步骤通过测试结果进行判断得出的初步结论，且通过转动机轮速度传感器、利用控制盒机内检测功能初步得到是控制盒发生了断路故障。复检方法为：外接故障检测仪进一步测试刹车系统电路发生故障的具体部位。经检测证明，是控制盒的电路发生断路故障，丧失了起飞线制动功能、防滑刹车功能的控制能力，三次测试的时间分别为：1min、1min和0.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解产品，先切断电源，将控制盒的一个电连接器从飞机上拆下；再将固定控制盒的四个螺钉拧下；三次测试的时间是：30min、30min和29min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.1％，符合(5)式；
第五步，更换产品，更换新控制盒。进行三次更换产品的时间分别为：2.5min、2.5min和2.4min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝393％，不符合(5)式。
第六步，结合，将新控制盒放置在安装位置，然后维修人员接近控制盒安装位置，将控制盒的一个电连接器与飞机上的插座相连；再将固定控制盒的四个螺钉拧紧；进行三次结合新件的时间分别为：37.5min、38min和38min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝5.7％，不符合(5)式。
第七步，调准，检查更换后的控制盒的四个连接螺钉是否松动，若发现松动应及时紧固。检查电连接器是否拧紧，若发现松动应及时紧固。通电，用外接故障检测仪检测控制盒的电路未发生断路故障。进行三次调准新件的时间分别为：9.5min、10min和10min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.7％，符合(5)式；。
第八步，检验更换后的控制盒，在飞机的驾驶舱检查控制盒接通电磁阀起飞线制动刹车压力的功能正常、控制伺服阀刹车压力的功能正常、接受和处理机轮速度信号的功能正常，检验新件完毕；三次检验新件的时间为：4.4min，4.4min，4.3min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.8％，符合(5)式；
经过对控制盒各维修项目的作业时间验证，得到更换产品的验证时间为2.5min，结合的时间为38min，这二项维修工作时间依据实测数据进行调整，将计算值调整为验证值。其余各维修项目进行三次的维修性指标验证中，均符合(5)式，因此不调整其余各维修项目的平均修复时间计算值。
步骤9，转换阀的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；转换阀的功能是将起飞线刹车压力转换为着陆防滑刹车压力，或将着陆防滑刹车压力转换为起飞线刹车压力，通过内部的活塞移动实现压力转换。当转换阀内部的活塞卡滞时，就丧失压力转换功能。将转换阀植入活塞卡滞故障，然后安装在飞机上；转换阀安装在飞机的前机舱；
第二步，进行故障定位，驾驶员操纵刹车系统，依次检查起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能。驾驶舱仪表显示飞机起飞线刹车压力为18MPa，但不能转换为防滑刹车压力，丧失了起飞线制动功能转换为着陆防滑刹车功能的能力，证明刹车系统有不能进行压力转换的故障，测试三次的时间分别为：0.45min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.5％，符合(5)式；
第三步，进行故障隔离，由于飞机的应急刹车系统输出9MPa压力，未发生故障，可以将故障定位于正常防滑刹车系统。正常防滑刹车系统的液压产品有：刹车阀、电磁阀、伺服阀、定量器和转换阀，本步的故障隔离是进一步将故障隔离到发生故障的产品。电磁阀出口接压力传感器的压力显示数值为18MPa，电磁阀性能合格，未出现卡滞故障。在刹车阀输出14MPa刹车压力、且未接通电磁阀控制的起飞线刹车压力的条件下，转换阀出口的压力传感器的压力显示数值为0MPa，确定转换阀出现了不转换压力的故障，故障隔离到了转换阀一个产品；三次故障隔离操作的时间为：1min、1min和0.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解转换阀。分解转换阀时，先切断油源，将转换阀的三个接管嘴依次从飞机的液压管路上拧下；进行三次分解产品的时间为：20min，20min和19.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.84％，符合(5)式；
第五步，更换新的转换阀。进行三次更换产品的时间分别为：0.45min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.5％，符合(5)式；
第六步，结合。将新更换的转换阀的三个接管嘴依次与飞机的液压管路相连，并依次拧紧三个接管嘴；进行三次安装新件的时间分别为：25min、25min和24.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第七步，调准。检查更换后转换阀的三个接管嘴连接是否松动，若发现松动应及时紧固。然后接通压力，进行正常着陆防滑刹车压力和起飞线刹车压力的转换，驾驶舱的压力表显示在起飞线刹车压力为零的条件下，接通着陆防滑刹车压力，且压力达到14MPa，转换阀的转换功能正常。进行三次调准新件的时间分别为：2.6min、2.6min和2.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.3％，符合(5)式；
第八步，检验更换后的转换阀，先检查起飞线刹车压力为18MPa，起飞线刹车功能正常。切断电磁阀，操作人员脚踩脚蹬压下刹车阀的套筒到最大行程，机舱压力表显示防滑刹车压力为14MPa，地面转弯差刹车压力4Mpa，地面停机刹车压力10MPa；刹车阀的输出压力能够到达刹车装置，证明转换阀的功能正常，可以完成起飞线刹车压力转换为着陆防滑刹车压力的功能；三次检验的时间分别为：2min、2min和1.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝1.7％，符合(5)式；
经过对转换阀各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
步骤10，应急气压刹车阀的平均修复时间试验验证
第一步，植入故障；正常刹车系统出现故障时驾驶员拉下应急刹车手柄，操纵应急气压刹车阀工作，进行应急刹车。应急刹车系统由应急气压刹车阀一项产品组成。当急气压刹车阀内部的包胶活门脱胶时，从包胶活门底座上分离的圆形橡胶密封垫就堵住进气活门，使急气压刹车阀无法输出9MPa的刹车压力，丧失应急刹车功能。在应急气压刹车阀中植入活门脱胶故障后安装在飞机上；
第二步，进行故障定位，驾驶员操纵刹车系统，依次检查起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动功能、地面停机刹车功能，驾驶舱仪表显示起飞线制动刹车压力为18MPa、着陆防滑刹车压力为14MPa、地面转弯差刹车动刹车压力为4MPa、地面停机刹车压力为10MPa、应急刹车压力为零，正常刹车系统各项功能正常，但应急刹车系统故障，测试三次的时间分别为：0.49min、0.5min和0.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第三步，进行故障隔离，通压、通电检查正常刹车系统、应急刹车系统，正常刹车系统的各项功能均合格，应急刹车系统无压力；复检：驾驶员再次拉下应急刹车手柄，压力表显示无应急刹车压力。根据检测结果可以将故障隔离到应急刹车系统，应急刹车系统仅有一项应急气压刹车阀，因此将故障隔离在应急气压刹车阀一项产品。进行三次故障隔离的检测时间分别为：1min、1min和0.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝3.4％，符合(5)式；
第四步，分解产品，切断气源，将应急气压刹车阀的二个接管嘴依次从飞机的气压管路上拧下，因为气压产品释放压力时，是将高压气体排到大气中，因此气压刹车阀没有回气管嘴；再将固定应急气压刹车阀的二个螺钉拧下；三次分解的时间分别为：30min、30min和29.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.55％，符合(5)式；
第五步，更换产品，更换新的气压刹车阀。进行三次更换产品的时间分别为：0.5min、0.5min和0.49min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；
第六步，结合，将新更换的应急气压刹车阀的二个接管嘴依次与飞机的进气、刹车气压管路相连；再用二个螺钉将应急气压刹车阀固定在飞机上；进行三次安装新件的时间分别为：40min、40min和39.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.42％，符合(5)式；
第七步，调准，检查更换后的应急气压刹车阀的二个接管嘴连接和两个螺钉连接是否松动，若发现松动应及时紧固。然后检查应急刹车压力，驾驶舱的压力表显示应急刹车压力为9MPa，输出压力合格。进行三次调整新件的时间分别为：5min、5min和4.9min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.67％，符合(5)式；。
第八步，检验更换后的应急气压刹车阀，操作人员拉下应急刹车手柄，操纵应急气压刹车阀工作，进行应急刹车。机舱压力表显示应急刹车压力为9MPa，应急气压刹车阀的输出压力合格；三次检验产品的时间分别为：4.6min、4.6min和4.5min；根据(5)式确定验证值与(4)式计算值的相对误差δ＝0.72％，符合(5)式。
经过对应急气压刹车阀各维修项目的作业时间验证，每个维修项目三次的验证数据，均符合(5)式，因此不调整平均修复时间计算值。
由于在刹车系统的平均修复时间验证过程中，控制盒的平均修复时间验证数据与计算数据有不符之处，以验证数据为准进行修订；其余7项产品的验证数据与计算数据相符，不进行修订。修订后刹车系统每项产品的平均修复时间以及维修项目的时间见表2。
表2采用计算方法的平均修复时间验证表
至此，平均修复时间的验证过程结束。
经验证，本实施例中各维修项目均符合公式(5)。若发生不符合公式(5)
的情况，则以实测值为准对该项目的平均修复时间进行调整。
所述给影响飞机刹车系统平均修复时间因素的赋值方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，确定影响飞机刹车系统平均修复时间因素的赋值要求：
所述对影响平均修复时间的各种因素影响力赋值中，故障率的表述方式为：故障率＝M×10-6 1/h，M为具体产品故障率数据的实数部分，M×10-6 1/h＝1/MTBF，MTBF为具体产品的平均故障间隔时间，是研制协议中规定必须达到的技术指标；
步骤2，给维修空间允许的维修人员不同姿势对平均修复时间的影响力赋值：
确定维修人员的工作姿势包括维修人员直立、弯腰、蹲立、仰卧和爬地。
步骤3，给接管嘴数量、电连接器数量对平均修复时间的影响力赋值：
给接管嘴数量对平均修复时间的影响力赋值：所述接管嘴总量的影响力赋值为接管嘴数量×单个接管嘴对平均修复时间影响力的赋值；
所述刹车产品的电连接器分为控制盒的电连接器和电磁产品的电连接器；
所述控制盒的电连接器总量的影响力赋值＝控制盒的电连接器数量×单个电连接器的对平均修复时间影响力的赋值；
所述电磁产品的电连接器总量的影响力赋值＝电磁产品的电连接器总量×单个电磁产品的电连接器的对平均修复时间影响力的赋值；
步骤4，给连接螺钉数量对平均修复时间的影响力赋值：
确定每个连接螺钉的影响力赋值为0.1；
步骤5，给连接导线数量对平均修复时间的影响力赋值：
确定每根连接导线数量确定的影响力赋值为0.05；
步骤6，给操作位置的可达性对平均修复时间的影响力赋值：
由操作位置的可达性确定的维修因素赋值范围为：0.1～2，步长为0.1～0.5；
步骤7，给产品的重量对平均修复时间的影响力赋值：
由产品的重量确定的维修因素赋值为：≤0.5kg为0.04，0.4kg≥1kg为0.06，1kg≥2kg为0.08，2kg≥3kg为0.1，3kg≥4kg为0.15，4kg≥5kg为0.2，5kg≥6kg为0.25，6kg≥7kg为0.3，7kg≥8kg为0.4；
步骤8，给维修安全限制对平均修复时间的影响力赋值：
当带电条件下作业时，由维修安全限制确定的影响平均修复时间影响力赋值为：电压在36V以下时平均修复时间的影响力为0.1；电压在36V以上时平均修复时间的影响力为1；
当维修位置附近有高压管路时，确定的维修因素系数为：1.5；
在关闭电源、关闭压力源的条件下，确定的影响平均修复时间影响力赋值为0.01。
所述飞机刹车系统平均修复时间的建模方法的具体过程是：
步骤1，根据影响平均修复时间因素的影响力建立计算模型
将刹车系统中每一项产品的平均修复时间作为函数，将研制协议中规定的刹车系统的平均修复时间作为常数，将7项影响平均修复时间因素的影响力作为自变量，得到第i项产品平均修复时间
式中：为计算得到的第i项产品平均修复时间；为刹车系统研制要求的平均修复时间；Ci为7项影响平均修复时间因素的影响力对第i项产品赋值之和；
步骤2，确定影响平均修复时间因素的影响力Ci的计算方法
建立所述影响平均修复时间因素的影响力Ci的计算模型为：
Ci为综合考虑了7种影响平均修复时间因素的影响力，影响第i项产品平均修复时间因素的影响力等于7种影响平均修复时间因素的影响力之和；
Cij为刹车系统中第i项产品的第j项影响平均修复时间因素的影响力赋值，i的取值范围为i＝1～8，表示刹车系统中的8种产品；j的取值范围为j＝1～7，表示7种对平均修复时间具有影响力的因素；
步骤3，确定刹车系统中第i项产品第j项影响平均修复时间因素的影响力Cij
通过给影响飞机刹车系统平均修复时间因素的影响力的赋值，依次确定刹车系统中第i项产品的第j项影响力数值Cij；Cij的具体数值按照具体维修工况选取。
所述确定刹车系统中第i项产品第j项影响平均修复时间因素影响力Cij的具体过程是：
第一步，确定影响刹车阀的平均修复时间因素的影响力数值C1j：
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C11＝0.2；
ⅱ刹车阀的液压接管嘴影响平均修复时间影响力的数值C12＝液压接管嘴数量×0.05；
ⅲ连接螺钉数量影响平均修复时间影响力的数值C13＝连接螺钉数量×0.1；
ⅳ连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C14＝0；
ⅴ刹车阀可达性影响平均修复时间影响力的数值C15＝1.5；
ⅵ刹车阀重量影响平均修复时间的影响力的数值C16＝0.08；
ⅶ刹车阀在不通电、关闭压力的条件下，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C17为0.01；
第二步，确定伺服阀影响平均修复时间因素的影响力数值C2j；
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C21＝0.01；
ⅱ伺服阀与飞机相连液压接管嘴数量影响平均修复时间影响力的数值C22-1＝液压接管嘴数量×0.05，C22-1对应的零部件为接管嘴；
伺服阀与飞机相连的电连接器影响平均修复时间影响力的数值C22-2＝电连接器数量×0.04，C22-2对应的零部件为电连接器；
ⅲ伺服阀连接螺钉影响平均修复时间影响力的数值C23＝连接螺钉数量×0.1；
ⅳ伺服阀连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C24＝连接导线数量×0.05；
ⅵ伺服阀操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C25＝0.1；
ⅶ伺服阀重量影响平均修复时间影响力的数值C26＝0.1；
ⅷ伺服阀断电断压下维修时，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C27＝0.01；
第三步，确定电磁阀影响平均修复时间因素的影响力数值C3j：
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C31＝0.01；
ⅱ电磁阀与飞机相连的零件包括接管嘴和电连接器两种；
电磁阀接管嘴数量影响平均修复时间影响力的数值C31-1＝电磁阀接管嘴数量×0.05，C31-1对应的零件为接管嘴；
电连接器影响平均修复时间影响力的数值C31-2＝电连接器数量×0.04，C31-2对应的零件为电连接器；
ⅲ电磁阀连接螺钉数量影响平均修复时间影响力的数值C33＝电磁阀连接螺钉数量×0.1；
ⅳ电磁阀连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C34＝连接导线数量×0.05；
ⅴ电磁阀操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C35＝0.1；
ⅵ电磁阀重量影响平均修复时间影响力的数值C36＝0.06；
ⅶ电磁阀断电断压时维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C37＝0.01；
第四步，确定定量器影响平均修复时间影响力的数值C4j：
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C41＝0.01；
ⅱ定量器接管嘴数量影响平均修复时间影响力的数值C42为：定量器接管嘴数量×0.05；
ⅲ定量器无连接螺钉，故连接螺钉影响平均修复时间影响力的数值C43＝0；
ⅳ定量器无连接导线，连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C44＝0；
ⅴ定量器操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C45＝0.1；
ⅵ定量器重量影响平均修复时间影响力的数值C46＝0.04；
ⅶ该定量器断压时维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C47＝0.01；
第五步，确定机轮速度传感器影响平均修复时间影响力的数值数C5j：
ⅰ维修人员姿势确定的影响平均修复时间影响力的数值C51＝0.01；
ⅱ机轮速度传感器的电连接器数量影响平均修复时间影响力的数值C52＝电连接器数量×0.04；
ⅲ机轮速度传感器连接螺钉影响平均修复时间影响力的数值C53＝机轮速度传感器连接螺钉×0.1；
ⅳ机轮速度传感器连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C54＝连接导线数量×0.05；
ⅴ维修机轮速度传感器操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C55＝0.1；
ⅵ机轮速度传感器的重量影响平均修复时间影响力的数值C56＝0.04；
ⅶ该机轮速度传感器断电时维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C57＝0.01；
第六步，确定控制盒影响平均修复时间影响力的数值C6j：
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C61＝0.01；
ⅱ该控制盒电连接器数量影响平均修复时间影响力的数值C62＝控制盒电连接器数量×0.05；
ⅲ该控制盒连接螺钉数量影响平均修复时间影响力的数值C63＝控制盒连接螺钉数量×0.1；
ⅳ控制盒的导线集成为1根电缆，影响平均修复时间影响力的数值C64＝0.05；
ⅴ该控制盒操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C65＝0.1；
ⅵ该控制盒的重量影响平均修复时间影响力的数值C66＝0.1；
ⅶ该控制盒断电时维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C67＝0.01；
第七步，确定转换阀影响平均修复时间影响力的数值C7j：
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C71＝0.03；
ⅱ转换阀接管嘴数量影响平均修复时间影响力的数值C72＝转换阀接管嘴数量×0.05；
ⅲ转换阀无连接螺钉，连接螺钉数量影响平均修复时间影响力的数值C73＝0；
ⅳ转换阀无连接导线，连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C74＝0；
ⅴ在安装和拆卸转换阀操作位置的可达性影响平均修复时间影响力的数值C75＝0.2；
ⅵ转换阀的重量影响平均修复时间影响力的数值C76＝0.04；
ⅶ转换阀在断压条件下维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C77＝0.01；
第八步，确定应急气压刹车阀影响平均修复时间影响力的数值C8j；
ⅰ维修人员姿势影响平均修复时间影响力的数值C81＝0.03；
ⅱ应急气压刹车阀接管嘴数量影响平均修复时间影响力的数值C82＝应急气压刹车阀接管嘴数量×0.05；
ⅲ应急气压刹车阀连接螺钉数量影响平均修复时间影响力的数值C83＝应急气压刹车阀连接螺钉数量×0.1；
ⅳ应急气压刹车阀无连接导线，连接导线数量影响平均修复时间影响力的数值C84＝0；
ⅴ在安装和拆卸应急气压刹车阀中，操作位置可达性确定的影响平均修复时间影响力的数值C85＝0.3；
ⅵ应急气压刹车阀的重量影响平均修复时间影响力的数值C86＝0.04；
ⅶ应急气压刹车阀在断压条件下维修，维修安全限制影响平均修复时间影响力的数值C87＝0.01。
步骤4，采用所述平均修复时间模型计算刹车系统各项产品的平均修复时间
根据本发明步骤3确定的刹车系统中每一项产品在维修过程中，影响平均修复时间的7种因素所对应的自变量数值，采用公式(2)和公式(3)计算刹车系统各项产品的平均修复时间由刹车系统分配给各项产品，即进行维修性分配，作为维修性的设计要求在研制中控制；
至此完成了飞机刹车系统平均修复时间的建模过程，并根据模型计算得到了刹车系统各项产品的平均修复时间。
Claims (4)
1.一种飞机刹车系统平均修复时间的验证方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，采用计算的方法验证
根据建立的平均修复时间计算模型计算平均修复时间：
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；
为刹车系统研制要求的平均修复时间；
Ci为综合考虑7项影响平均修复时间因素的影响力；
公式(2)中Ci的计算模型为：
Cij为刹车系统中第i项产品的第j项影响平均修复时间因素的影响力赋值，i的取值范围为i＝1～8，表示刹车系统中的8种产品；j的取值范围为j＝1～7，表示7种对平均修复时间具有影响力的因素；
通过公式(4)验证平均修复时间是否正确：
式中：为计算得到的刹车系统中第i项产品平均修复时间；
为刹车系统研制要求的平均修复时间；
λi：为刹车系统中第i项产品的故障率；
i表示刹车系统中的第i项产品；
若验证结果满足系统设计要求，接着进行试验验证；
若验证结果不满足系统设计要求，则迭代调整刹车系统影响平均修复时间影响力的数值，迭代进行到平均修复时间满足设计要求；
将各项产品的λi求和作为分母、各项产品的求和作为分子带入式(4)得：
小于规定的2h，计算验证结果满足设计要求；
步骤2，确定平均修复时间的验证工作项目
所述平均修复时间的验证是在飞机上的刹车系统进行，或者在地面试验台上的刹车系统进行；
确定按下列维修工作项目进行验证：
a、对刹车系统中的每一项产品依次植入故障；
b、对刹车系统进行故障定位，在不使用辅助测试设备的条件下确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与计算值相符；
c、根据故障模式进行故障隔离，使用辅助测试设备确定故障部位，并记录检测时间，通过误差计算确定是否与计算值相符；
d、分解产品，记录从飞机上拆卸故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；当故障产品周边相邻的产品妨碍维修时，还需累计拆卸该周边相邻产品的时间；
e、更换产品，记录在飞机上更换发生故障产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
f、结合，指刹车系统产品在维修过程中，为了完成维修工作，除了移动或拆卸了发生故障的产品外，还移动或拆卸了其他装置，这些系统、设备或装置需重新与飞机结合，记录结合时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
g、调准，对安装好的新产品按照使用维护说明书进行调准、测试和调整，并记录调准、测试和调整新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
h、检验产品，对调整好的新产品进行性能检验，并记录检验新产品的时间，通过误差计算确定是否与表1计算值相符；
试验验证过程中的误差计算：若每一项产品的每一个维修工作项目验证值与计算值的相对误差δ符合下列关系，则验证结束：
若不符合(5)式，则以实测值为准对该项目的平均修复时间进行调整；
若某项或者某几项产品的验证时间大于计算值，当影响到刹车系统的平均修复时间大于设计要求数值时，应进行维修性设计改进；当不影响刹车系统的平均修复时间超出设计要求数值时，则不必进行维修性设计更改，但应根据验证结果修订平均修复时间的计算结果；将每项产品的每一个维修工作项目统一到验证值，并将修订后的平均修复时间数值作为设计数据；
步骤3，刹车阀的平均修复时间试验验证
对刹车阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定刹车阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤4，伺服阀的平均修复时间试验验证
对伺服阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定伺服阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤5，电磁阀的平均修复时间试验验证
对电磁阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定电磁阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤6，定量器的平均修复时间试验验证
对定量器的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定定量器的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤7，机轮速度传感器的平均修复时间试验验证
对机轮速度传感器的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定机轮速度传感器的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤8，控制盒的平均修复时间试验验证
对控制盒的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定控制盒的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤9，转换阀的平均修复时间试验验证
对转换阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定转换阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整；
步骤10，应急气压刹车阀的平均修复时间试验验证
对应急气压刹车阀的平均修复时间进行试验验证,通过试验验证确定应急气压刹车阀的平均修复时间的影响力是否正确，是否需要调整。
2.如权利要求1所述飞机刹车系统平均修复时间的验证方法，其特征在于，7项影响平均修复时间因素的影响力分别是：
a、刹车系统产品在飞机上安装位置的可达性对平均修复时间的影响力；
b、维修空间允许的维修人员姿势对平均修复时间的影响力；
c、确定接管嘴数量、电连器数量对平均修复时间的影响力；
d、连接螺钉数量对平均修复时间的影响力；
e、连接导线数量对平均修复时间的影响力；
f、所维修产品的重量对平均修复时间的影响力；
g、维修过程中的安全因素对平均修复时间的影响力。
3.如权利要求1所述飞机刹车系统平均修复时间的验证方法，其特征在于，所述得到的刹车系统各项产品的平均修复时间包括：
a、刹车阀的平均修复时间：
b、伺服阀的平均修复时间：
c、电磁阀的平均修复时间：
d、定量器的平均修复时间：
e、机轮速度传感器的平均修复时间：
f、控制盒的平均修复时间：
g、转换阀的平均修复时间：
h、应急气压刹车阀的平均修复时间：
4.如权利要求1所述飞机刹车系统平均修复时间的验证方法，其特征在于，所述每一项产品平均修复时间是对维修工作项目的修复过程重复三遍，以得到三个值，并取三个值的平均值，并按(5)式确定相对误差的大小。
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