CN107226218A - 飞机刹车系统综合应力的试验方法 - Google Patents
飞机刹车系统综合应力的试验方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107226218A CN107226218A CN201710558970.7A CN201710558970A CN107226218A CN 107226218 A CN107226218 A CN 107226218A CN 201710558970 A CN201710558970 A CN 201710558970A CN 107226218 A CN107226218 A CN 107226218A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test
- duration
- temperature
- vibration
- stress
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Valves And Accessory Devices For Braking Systems (AREA)
Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及民用飞机产品研制领域，具体是确定一种民用飞机刹车系统的综合试验应力种类和每种应力在试验剖面中所占的比例，然后确定试验剖面的方法。
背景技术
现有民用飞机产品研制过程中的试验分为下列几类：
1)环境试验，用于验证产品的环境适应能力。
2)供电特性试验，用于验证产品在供电电压波动的条件下正常工作的能力。
3)可靠性试验，用于验证产品是否达到规定的可靠性指标。
4)耐久性试验，也叫寿命试验，用于验证产品的寿命指标。
上述四种试验分别按照相应的标准进行，试验项目全部通过以后可以装机飞行。
国外现状：
国外民机产品的环境、可靠性和耐久性试验分别独立进行，采用的标准有：
1)美国标准DO-160《环境试验》，包括高温、低温、振动、温度高度、冲击、沙尘、淋雨试验多项，研制合同选择的试验项目全部通过后表示环境试验通过。
2)国际标准IEC60300-3-5《可靠性试验》，采用真实时序统计试验方案，在通电条件下施加温度、振动、湿度综合环境应力，试验应力的幅值统计计算；试验方案采用指数分布制定。
3)美国标准MIL-A-87244《电子产品完整性大纲的要求》，在规定的使用时间内不允许出现故障。
国内现状
1)执行航空工业HB5830系列标准《机载设备环境条件及试验方法》，包括高温、低温、振动、温度高度、冲击、沙尘、霉菌、盐雾、温度冲击试验多项，研制合同选择的试验项目全部通过后表示环境试验通过。
2)国家标准GB/T5080.1《可靠性试验》，参照IEC60300-3-5标准编制，试验时间和使用时间具有1比1的关系；试验方案采用指数分布制定。
3)单独进行寿命试验，也叫耐久性试验，寿命试验时间是要求寿命的1.5倍，1.5为安全系数，机电产品寿命试验的试验项目以常温性能测试为主。
4)发明201110443125.8《一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法》提出了寿命和可靠性试验综合的方法，该方法采用组合应力施加方法。
5)201710490975.0一种飞机刹车系统的低温试验方法解决了将七项刹车系统产品的低温试验合并为一项，并且解决了验证寿命期内低温故障的问题。
6)201710490987.3一种飞机刹车系统的高温试验方法解决了将七项刹车系统产品的高温试验合并为一项，并且解决了验证寿命期内高温故障的问题。
7)201710490970.8一种飞机刹车系统的振动试验方法解决了将七项刹车系统产品的振动试验合并为一项，并且解决了验证寿命期内振动故障的问题。
现有技术的缺陷：
在使用中没有环境、可靠性和寿命彼此独立的情况。所以，国内外现有技术具有下列缺陷：
1)可靠性试验在真实时序综合环境条件下通电进行，缺少工作应力，在空载条件下无法得到真实的试验结果，举例：刹车系统中的模拟电路防滑刹车控制盒通电状态4mA，工作状态为40mA，相差10倍。国内外都有这样的事实，试验都通过后使用中故障多，其原因是试验过程中未施加工作应力，试验结果的不真实。
2)寿命试验以常温为主进行单项产品的组合应力测试，施加了工作应力但试验剖面具有局限性，举例：一种民机刹车系统在一个起落中的工作压力为3MPa～15MPa，性能测试以10MPa的着陆刹车压力为主，而且在常温下的性能不能表示高温、低温、振动、冲击多种综合环境条件下的性能是合格的。这种试验方法同样掩盖了故障。
3)寿命、可靠性和环境试验中一部分项目重复进行，浪费时间和资源。
4)西安航空制动科技有限公司在专利201110443125.8中提出了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法，该方法中提出了寿命和可靠性试验的综合，但该方法施加组合应力，不是同时施加环境和工作应力，同样存在试验与使用情况不相符的情况；
5)在申请号分别为201710490975.0、201710490987.3和201710490970.8的发明创造中分别解决了刹车系统验证低温寿命、高温寿命、振动寿命的问题，适用于针对刹车系统低温、高温、振动薄弱环节进行独立验证的情况，没有验证空中低温、高温、温度变化和振动综合作用下的寿命和可靠性，存在单一验证和局限性。
发明内容
为克服现有国内外环境、可靠性、寿命试验方法存在的单一验证和局限性，本发明提出了一种飞机刹车系统综合应力的试验方法。
本发明的具体过程是：
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。
所述的振动剖面中，2000起落的全部振动时间计算为：2000起落×2h/每起落＝4000h，飞机在地面20min的时长内，飞机着陆时的最大振动量值20Grms，时长为2s，2000起落的累计时长为：2000起落×2s/(60s/min)＝66.7min。着陆刹车和起飞滑跑阶段的振动量值均为15Grms，每起落的时长为58s，2000起落的累计时长为：2000起落×58s/(60s/min)＝1933.3min。地面差动刹车阶段的振动量值8Grms，每起落的时长为19min,2000起落的累计时长为：2000起落×19min/没起落)＝38000min。
所述的高温剖面中，地面高温为50℃～70℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h高温/(365天×24h/每天)＝1.71％。
所述的低温剖面中，低温为-40℃～-55℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h低温/(365天×24h/每天)＝1.71％。
所述的温度冲击低温剖面中，起飞、着陆过程的温度变化速率为5℃/min～15℃/min，温度冲击试验为25℃/min。在一年时间内其他温度约占96.5％。
所述的湿度发生在地面高温阶段，所述的湿度为露点温度t≥31℃。
第二步，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力量值；
所确定的刹车系统在任务剖面中的工作应力及其量值为：
Ⅰ从停机坪到起飞线的差动刹车压力与回停机坪相同，均为3MPa。
Ⅱ起飞线制动加力是由电磁阀接通15MPa压力提供给刹车机轮。
Ⅲ起飞滑跑阶段刹车压力为零。
Ⅳ航行、下降阶段刹车压力为零。
Ⅴ前机轮随着主机轮着地也着地时，驾驶员踩脚蹬开始刹车，刹车压力为10MPa。
Ⅵ飞机提供给刹车系统的标称电压是28V，飞机供电低于28V称为欠压，高于28V称为过压，在欠压至过压的标准范围内刹车系统应能够正常工作。
Ⅶ数字防滑刹车控制盒输出的控制电流为0～20mA，5mA以下伺服阀不工作，输出20mA控制电流时伺服阀输出10MPa压力。
Ⅷ着陆瞬间机轮速度传感器随机轮转动从0加速到3000r/min。
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
所述的供电特性包括欠压电压和过压电压；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,……xn) (1)
式(1)中：函数中的故障模式与xi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,……zm) (2)
式(2)中：函数中的故障模式与zj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、电压剖面、转速剖面。
第一步，确定温度、湿度试验剖面
所确定的温度、湿度试验剖面为：
在实测的计数项从开始将温度箱内的气温控制为-40℃；在-40℃保持120min，以15℃/min的升温速率升温至50℃，升温时长6min；在50℃保持120min，然后以15℃/min的降温速率降温至-55℃，降温时长7min；在-55℃保持120min。以25℃/min的升温速率升温至70℃，升温时长5min；在70℃保持120min，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120min，然后以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，确定了温湿度试验剖面，一个温湿度试验剖面时长750min。
第二步，确定振动试验剖面
所确定的振动试验剖面为：从试验剖面开始施加地面差动刹车阶段的振动应力为8Grms，低量值振动用于显示故障隐患，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，用于激发刹车系统在刹车过程中的故障隐患。从105min起施加的振动应力为20Grms，施加时长20min，用于激发刹车系统在高量值振动条件下的故障隐患。
至此，完成一个振动小循环的确定工作，1个振动试验剖面由6个振动小循环组成，时长750min。
第三步，确定液压试验剖面
所确定的液压试验剖面为：从试验剖面开始施加差动刹车小量值液压应力的目的是显现刹车系统的故障隐患，施加差动刹车压力3MPa的试验时长为15min。从第15min开始施加15MPa的起飞线刹车压力试验，施加时长为20min。从第35min开始进行起飞线着陆刹车压力为10MPa的试验，激发刹车过程中的故障隐患，试验时长为90min。至此，完成一个液压试验小循环的确定工作。
1个液压试验剖面的时长为750min，包含6个液压试验小循环组成。
所述的液压剖面依次由差动刹车试验、起飞线制动刹车试验、着陆刹车试验组成。
第四步，确定电压试验剖面
所确定的电压试验剖面为：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到试验剖面结束。电压试验剖面的时长为750min。至此，确定了电压试验剖面。
第五步，确定轮速检测器转速的试验剖面。
所确定的轮速检测器转速的试验剖面为：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。所述一次加速、保持高转速、减速、停止的过程时长25min，相当于试验一个起落的工作。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。
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 (2)
式(2)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 (1)
式(1)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：按附图1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，完成了本发明的寿命、可靠性、温度、振动、转速和电源特性的综合试验
本发明中，施加综合应力的方法与激发刹车系统故障的关系可用函数定性表述为：
f(焊点松动+焊点脱落+高温泄漏+控制盒性能飘移……)＝(x1,x2,x3,……xn) (1)
式(1)中：函数中的故障模式与xi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,……zm) (2)
式(2)中：函数中的故障模式与zj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。
式(1)、(2)是制定综合应力试验方案的理论依据。
本发明根据对国内外各种运输飞机的使用条件统计，刹车系统在使用过程中的温度及其变化、电源电压波动即供电特性、液压应力、振动应力是同时存在的，本发明据此提出了综合应力试验方法。本发明采用综合应力试验设备。综合应力试验剖面纳入使用中的极值环境条件，起到激发使用故障的效果。刹车系统产品装在飞机舱内，所以不进行沙尘、淋雨、太阳辐射试验。
本发明包含极值环境条件和工作应力综合施加不同于现有标准，GJB899第4.3.1中规定：“可靠性试验的环境条件不同于环境试验的极值条件，它应时序的模拟受试设备在使用中经历的最主要的应力，确定应力的优先次序为：a)实测应力……。”发明201110443125.8未考虑环境应力和工作应力综合施加的问题，模拟真实情况不足。
本发明的试验剖面根据各种使用应力的比例和激发故障所需制定，克服了现有技术的上述不足。
与现有技术相比较，把发明取得的有益效果表现在：
1)为了解决GJB899未纳入刹车系统真实存在的液压应力、工作电流，发明201710490975.0、201710490987.3和201710490970.8存在单一验证的局限性，发明201110443125.8未考虑到极值环境应力和工作应力综合施加的问题，本发明提出了刹车系统综合应力试验的方法，各种环境、工作应力同时施加产生叠加效应，这种叠加效应是现有各项试验独立进行的技术无法实现的，提高了激发故障的效果。
本发明不仅解决了给刹车系统施加综合应力的问题，而且解决了各种综合应力在试验剖面中所占比例的问题。在此基础上，为了提高激发故障的效果，压缩了对激发故障作用小的试验项目时间，延长了对激发故障作用大的试验项目时间。国际惯例，施加综合应力激发故障的效果，采用实测的方法确定。
2)本发明技术能够验证刹车系统在综合应力即使用条件下的寿命和可靠性指标，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。
3)本发明实施例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。本实施例在第70个剖面的第440min激发出了三极管管脚脱落、电磁阀泄漏超差的故障。改进后在第81个剖面激的第588min激发出了发出了试验
4)本发明实施例节约经费的效果：节约可靠性试验的经费：4600h×500元/h＝230万元。节约高温试验费用3.5万元；节约低温试验费用5.5万元；节约振动试验费用7万元；节约电源特性试验费用3万元。共节约经费：230+3.5+5.5+7+3＝249万元。其他产品采用本发明技术，都可以取得类似效果。采用综合应力试验技术，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。
附图说明
附图1是本发明的试验剖面,图中振动的单位是加速度均方根值Grms，压力的单位是MPa，电压的单位是V，转速的单位是r/min，时间的单位是min。
附图2是本发明的流程图。
具体实施方式
本实施例对一种民机刹车系统进行综合应力试验。在试验剖面中纳入高温、低温、温度冲击、振动、供电特定、转速试验内容，试验完成后这些试验不再进行。研制要求该刹车系统的寿命为2000起落，平均故障间隔时间MTBF＝2000h。1个起落的时间是2h。在试验前，按照GJB899A第4.7进行了故障模式分析，并对伺服阀、防滑刹车控制盒完成了设计改进，对改进后的刹车系统验证其寿命和可靠性指标。
本实施例的具体过程是：
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
GJB451A第2.1.6.5款定义为：“产品完成规定任务这段时间内所经历的事件和环境的时序描述”。所述刹车系统的任务剖面是：飞机从停机坪到起飞线、在起飞线制动加力到起飞滑跑、爬升、航行、下降、着陆刹车、回停机坪的过程。在使用中承受高温、低温、振动、电压波动、转速、液压。1个飞行起落时长2h，任务剖面的时长也为2h。所述刹车系统的任务剖面包括：
1)振动：2000起落的全部振动时间计算为：2000起落×2h/每起落＝4000h，实测该飞机空中100min时长振动量值低于2Grms，对刹车系统的故障没有激发作用，忽略不计。在地面20min的时长内，实测该飞机着陆时的最大振动量值20Grms时长2s，2000起落的累计时长为：2000起落×2s/(60s/min)＝66.7min。着陆刹车和起飞滑跑阶段的振动量值均为15Grms，每起落的时长为58s，2000起落的累计时长为：2000起落×58s/(60s/min)＝1933.3min。地面差动刹车阶段的振动量值8Grms，每起落的时长为19min,2000起落的累计时长为：2000起落×19min/没起落)＝38000min。
2)高温：实测统计热天地面高温为50℃～70℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h高温/(365天×24h/每天)＝1.71％。
3)低温：实测统计空中冷天低温为-40℃～-55℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h低温/(365天×24h/每天)＝1.71％。
4)温度冲击：实测起飞、着陆过程的温度变化速率为5℃/min～15℃/min，HB5830中温度冲击试验为25℃/min。本发明采用15℃/min～25℃/min的温度变化速率。
5)在一年时间内其他温度约占96.5％。
6)湿度：发生在地面高温阶段，所述的湿度为露点温度t≥31℃。
第二步，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力量值
刹车系统任务剖面中的工作应力分为下列类型：
1、从停机坪到起飞线的差动刹车压力与回停机坪相同，均为3MPa。
2、起飞线制动加力是由电磁阀接通15MPa压力提供给刹车机轮。
3、起飞滑跑阶段刹车压力为零。
4、航行、下降阶段刹车压力为零。
5、前机轮随着主机轮着地也着地时，驾驶员踩脚蹬开始刹车，刹车压力为10MPa。
6、飞机提供给刹车系统的标称电压是28V，飞机供电低于28V称为欠压，高于28V称为过压，在欠压至过压的标准范围内刹车系统应能够正常工作。根据GJB181A，本发明电源电压的欠压至过压范围为20V～32V，不施加标称电压。
7、数字防滑刹车控制盒输出的控制电流为0～20mA，5mA以下伺服阀不工作，输出20mA控制电流时伺服阀输出10MPa压力。
8、着陆瞬间机轮速度传感器随机轮转动从0加速到3000r/min。
根据环境和工作应力施加要求，本实施例用到表1试验设备。
表1 民机刹车系统综合应力测试设备、仪器
本实施例刹车系统包含表2产品。
表2 民机刹车系统配套产品
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
根据HB5830.8《机载设备环境条件及试验方法高温》，极值高温为70℃，统计地面高温存在50℃。实测环境温度为70℃时刹车系统温度达到70℃的时间为110min，环境温度为50℃时刹车系统温度达到50℃的时间为105min,确定50℃、70℃温度保持时间均为120min。
第二步，确定低温试验量值和施加时长
根据HB5830.9《机载设备环境条件及试验方法低温》，极值低温为-55℃,统计地面低温为-40℃。根据实测确定-55、-40℃温度保持时间均为2h。
第三步，确定温度变化速率
根据HB5830.10《机载设备环境条件及试验方法温度冲击》，确定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
常温仅进行20℃的测试，检查在经过高温+振动+工作应力、低温+振动+工作应力的性能在常温下的数值，测试时长2h。
第五步，确定振动试验的量值和施加时长
实测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
本实施例欠压电压为20V；过压电压为32V。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)、(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,……xn) (1)
式(1)中：函数中的故障模式与xi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,……zm) (2)
式(2)中：函数中的故障模式与zj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、电压剖面、转速剖面。本实施例中温度、振动、液压、电压、转速均同时施加。根据激发刹车系统故障所需，对试验应力比例进行加严调整。
第一步，确定温度、湿度试验剖面
在实测的计数项从开始将温度箱内的气温控制为-40℃；在-40℃保持120min，以15℃/min的升温速率升温至50℃，升温时长6min；在50℃保持120min，然后以15℃/min的降温速率降温至-55℃，降温时长7min；在-55℃保持120min。以25℃/min的升温速率升温至70℃，升温时长5min；在70℃保持120min，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120min，然后以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，确定了温湿度试验剖面，一个温湿度试验剖面时长750min。20℃保持2h的目的是为了观察经过高温、低温试验后刹车系统在常温下的性能。增加高温、低温在试验剖面中的比例是为了提高激发故障的效果。压缩常温试验时间是为了给高温、低温试验试验留出更多时间。
第二步，确定振动试验剖面
从试验剖面开始施加地面差动刹车阶段的振动应力为8Grms，低量值振动用于显示故障隐患，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，用于激发刹车系统在刹车过程中的故障隐患。从105min起施加的振动应力为20Grms，施加时长20min，用于激发刹车系统在高量值振动条件下的故障隐患。
至此，完成一个振动小循环的确定工作，1个振动试验剖面由6个振动小循环组成，时长750min。
第三步，确定液压试验剖面
液压剖面依次由：差动刹车试验、起飞线制动刹车试验、着陆刹车试验组成，本实施例液压剖面的液压应力次序与使用次序相同。
确定液压试验剖面的过程为：
从试验剖面开始施加差动刹车小量值液压应力的目的是显现刹车系统的故障隐患，施加差动刹车压力3MPa的试验时长为15min。从第15min开始施加15MPa的起飞线刹车压力试验，施加时长为20min。从第35min开始进行起飞线着陆刹车压力为10MPa的试验，激发刹车过程中的故障隐患，试验时长为90min。
至此，完成一个液压试验小循环的确定工作。
1个液压试验剖面的时长为750min，包含6个液压试验小循环组成。
第四步，确定电压试验剖面
参照GJB181A中的规定，当供电标准电压为28V时，在欠压电压为20V、过压电压为32V的条件下，产品应正常工作。本发明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到试验剖面结束。电压试验剖面的时长为750min。至此，确定了电压试验剖面。
第五步，确定轮速检测器转速的试验剖面
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。所述一次加速、保持高转速、减速、停止的过程时长25min，相当于试验一个起落的工作。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。
温度、振动、工作应力实测统计比例与本发明加严后的比例对比见表3。
表3 温度、振动、工作应力实测统计比例与本发明的比例对比
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时间长者为准
1)、可靠性增长试验用于确定可靠性指标平均故障间隔时间MTBF，GJB451A定义MTBF是平均故障间隔时间的缩写。根据GJB1407《可靠性增长试验》第5.8.2条规定：“试验时间达到要求的MTBF值的2.3倍时，故障数为零，则以90％的置信水平确信受试设备的MTBF已达到要求值，从而提前结束试验。”根据设计要求,规定刹车系统的平均故障间隔时间MTBF为2000h。
根据公式(1)确定刹车系统可靠性增长试验的时长：
平均故障间隔时间MTBF＝试验时长÷2.3 (3)
根据(3)式，得到该刹车系统的可靠性增长试验时长：2.3×2000h＝4600h，相当于2300个起落。
2)、刹车系统的寿命试验时长计算公式为：
要求的寿命＝试验截尾时长÷1.5 (4)
根据(4)式可得寿命试验时长：1.5×2000起落＝3000起落，1.5为安全系数。
寿命试验时长3000起落大于可靠性试验时长2300个起落，确定以寿命试验时长为准制定试验剖面，试验剖面至少进行3000起落。
至此，确定了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
实测该飞机1个飞行起落任务剖面的时间是2h，其中空中航行的1.5h刹车系统不工作。每个起落地面30min刹车系统的工作时间分为地面差动刹车、起飞线制动刹车、着陆刹车。
先按100个剖面预算试验剖面循环次数，若不满足3000起落的要求再调整
1)使用中地面差动刹车3000起落的工作次数：3000起落×15次工作/每次起落＝45000次工作。计算100个剖面的工作次数为：15min×5次工作/min×6个小循环×100个剖面＝45000次工作，满足要求。
2)使用中起飞线地面制动刹车3000起落的工作次数：3000起落×3次工作/每次起落＝9000次工作。为了验证伺服阀油滤的疲劳强度，本实施例将起飞线地面制动刹车的工作次数延长到10次工作/每次起落，延长后3000起落的工作次数延长为：3000起落×10次工作/每次起落＝30000次工作.计算100个剖面的工作次数为：20min×3次工作/min×6个小循环×100个剖面＝36000次工作，满足要求。
3)使用中着陆刹车3000起落的工作次数：3000起落×20次工作/每次起落＝6000次工作。为了激发液压产品中的滑阀磨损故障、弹簧疲劳故障，本实施例将着陆刹车的工作次数延长到70次工作/每次起落，延长后3000起落的工作次数延长为：3000起落×70次工作/每次起落＝210000次工作.计算100个剖面的工作次数为：90min×4次工作/min×6个小循环×100个剖面＝216000次工作，满足要求。
至此，确定在刹车系统的试验中，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
100次试验剖面循环×750min/每个试验剖面＝75000min＝1250h。即综合应力试验剖面运行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。本实施例在试验开始前按照GJB899A第4.7对刹车系统进行了故障模式分析，并对伺服阀、防滑刹车控制盒完成了设计改进，对改进后的刹车系统验证其寿命和可靠性指标。
第一步，确定故障判据
所确定的故障判据为：
1)起飞线刹车压力小于15MPa。
2)着陆刹车压力小于10MPa。
3)地面差动刹车压力小于3MPa。
4)在着陆刹车过程中防滑时不能释放压力。
发生上述任意1条即为发生故障。但当试验设备或仪器故障所致时，应修复试验设备、仪器，继续进行试验，前面的试验时间累计。
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 (2)
式(2)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 (1)
式(1)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
1)将刹车系统试验夹具安装在电动振动台的动圈上。
2)将表2所列产品和表1变速电机连接在夹具上。
3)将电动振动台推到综合环境试验箱的下面，将安装刹车系统产品的夹具伸进综合环境试验箱，组成三综合试验系统，密封振动台和综合环境试验箱结合部位。
4)将伺服阀、电磁阀、换向阀、液压传感器和高低温油源相连；将电位移传感器、伺服阀、轮速检测器的导线和防滑刹车控制盒相连，轮速检测器和变速电机相连。将防滑刹车控制盒、电磁阀、液压传感器的导线和综合环境试验箱外面的电源相连。
5)将附图1的温度试验剖面、振动试验剖面、电源欠压/过压试验剖面输入各自的控制计算机。将附图1液压剖面的输入高低温油源的控制计算机。将变速电机和控制计算机相连。将所有控制计算机的时间调整相同。将综合环境试验箱的温度和高低温油源的温度同时降到-40℃。
第四步，试验
1)启动所有控制计算机按照附图1同时运行100个综合应力剖面循环。
2)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。
3)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。
4)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。
5)电压剖面运行试验过程：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。
6)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。
7)试验结束：按附图1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
1)本实施例试验时间3000起落是要求寿命2000起落的1.5倍，达到了寿命要求。
2)本实施例在试验时间内未出现故障，试验时间3000起落折合6000h，大于平均故障间隔时间MTBF＝2000h的2.3倍，即4600h或2300起落，达到了规定的平均故障间隔时间MTBF。
下列试验项目可以不再进行。
1)本实施例经历了100次70℃的高温试验，和200次-55℃低温试验，比环境试验严酷，无需再进行高温和低温试验。
2)本实施例经历了100次-55℃低温～70℃高温～-55℃低温的冲击试验，可以不再进行温度冲击试验；HB5830.10规定进行3次。
3)本实施例经历了75000min的欠电压/过电压试验，本项试验可以不再进行。
4)本实施例经历了75000min的振动试验，本项环境试验可以不再进行。
至此，完成了本发明的寿命、可靠性、温度、振动、转速和电源特性的综合试验。
Claims (8)
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；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,……xn) (1)
式(1)中：函数中的故障模式与xi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,……zm) (2)
式(2)中：函数中的故障模式与zj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、电压剖面、转速剖面；
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 (2)
式(2)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 (1)
式(1)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：按附图1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，完成了本发明的寿命、可靠性、温度、振动、转速和电源特性的综合试验。
2.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，所述的振动剖面中，2000起落的全部振动时间计算为：2000起落×2h/每起落＝4000h，飞机在地面20min的时长内，飞机着陆时的最大振动量值20Grms，时长为2s，2000起落的累计时长为：2000起落×2s/(60s/min)＝66.7min；着陆刹车和起飞滑跑阶段的振动量值均为15Grms，每起落的时长为58s，2000起落的累计时长为：2000起落×58s/(60s/min)＝1933.3min；地面差动刹车阶段的振动量值8Grms，每起落的时长为19min,2000起落的累计时长为：2000起落×19min/没起落)＝38000min；所述的高温剖面中，地面高温为50℃～70℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h高温/(365天×24h/每天)＝1.71％；
所述的低温剖面中，低温为-40℃～-55℃，1年累计约150h，在1年的时间内所占比例为：150h低温/(365天×24h/每天)＝1.71％；
所述的温度冲击低温剖面中，起飞、着陆过程的温度变化速率为5℃/min～15℃/min，温度冲击试验为25℃/min；在一年时间内其他温度约占96.5％；
所述的湿度发生在地面高温阶段，所述的湿度为露点温度t≥31℃。
3.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，所述确定刹车系统在任务剖面中的工作应力及其量值为下：
Ⅰ从停机坪到起飞线的差动刹车压力与回停机坪相同，均为3MPa；
Ⅱ起飞线制动加力是由电磁阀接通15MPa压力提供给刹车机轮；
Ⅲ起飞滑跑阶段刹车压力为零；
Ⅳ航行、下降阶段刹车压力为零；
Ⅴ前机轮随着主机轮着地也着地时，驾驶员踩脚蹬开始刹车，刹车压力为10MPa；
Ⅵ飞机提供给刹车系统的标称电压是28V，飞机供电低于28V称为欠压，高于28V称为过压，在欠压至过压的标准范围内刹车系统应能够正常工作；
Ⅶ数字防滑刹车控制盒输出的控制电流为0～20mA，5mA以下伺服阀不工作，输出20mA控制电流时伺服阀输出10MPa压力；
Ⅷ着陆瞬间机轮速度传感器随机轮转动从0加速到3000r/min。
4.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，步骤3中所确定的温度、湿度试验剖面为：
在实测的计数项从开始将温度箱内的气温控制为-40℃；在-40℃保持120min，以15℃/min的升温速率升温至50℃，升温时长6min；在50℃保持120min，然后以15℃/min的降温速率降温至-55℃，降温时长7min；在-55℃保持120min；以25℃/min的升温速率升温至70℃，升温时长5min；在70℃保持120min，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120min，然后以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，确定了温湿度试验剖面，一个温湿度试验剖面时长750min。
5.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，步骤3中确定的振动试验剖面为：从试验剖面开始施加地面差动刹车阶段的振动应力为8Grms，低量值振动用于显示故障隐患，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，用于激发刹车系统在刹车过程中的故障隐患；从105min起施加的振动应力为20Grms，施加时长20min，用于激发刹车系统在高量值振动条件下的故障隐患；
至此，完成一个振动小循环的确定工作，1个振动试验剖面由6个振动小循环组成，时长750min。
6.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，步骤3中确定的液压试验剖面为：从试验剖面开始施加差动刹车小量值液压应力的目的是显现刹车系统的故障隐患，施加差动刹车压力3MPa的试验时长为15min；从第15min开始施加15MPa的起飞线刹车压力试验，施加时长为20min；从第35min开始进行起飞线着陆刹车压力为10MPa的试验，激发刹车过程中的故障隐患，试验时长为90min；至此，完成一个液压试验小循环的确定工作；
1个液压试验剖面的时长为750min，包含6个液压试验小循环组成；
所述的液压剖面依次由差动刹车试验、起飞线制动刹车试验、着陆刹车试验组成。
7.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，步骤3中确定的电压试验剖面为：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到试验剖面结束；电压试验剖面的时长为750min；至此，确定了电压试验剖面。
8.如权利要求1所述飞机刹车系统综合应力的试验方法，其特征在于，步骤3中确定的轮速检测器转速的试验剖面为：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；所述一次加速、保持高转速、减速、停止的过程时长25min，相当于试验一个起落的工作；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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710558970.7A CN107226218B (zh) | 2017-08-15 | 2017-08-15 | 飞机刹车系统综合应力的试验方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710558970.7A CN107226218B (zh) | 2017-08-15 | 2017-08-15 | 飞机刹车系统综合应力的试验方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107226218A true CN107226218A (zh) | 2017-10-03 |
| CN107226218B CN107226218B (zh) | 2019-05-10 |
Family
ID=59956225
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710558970.7A Expired - Fee Related CN107226218B (zh) | 2017-08-15 | 2017-08-15 | 飞机刹车系统综合应力的试验方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107226218B (zh) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108318198A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-07-24 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种确定民用飞机刹车系统振动台推力的验证方法 |
| CN108562447A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-09-21 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种民用飞机刹车系统综合环境试验箱的设计方法 |
| CN108956123A (zh) * | 2018-05-23 | 2018-12-07 | 西安航空制动科技有限公司 | 确定飞机防滑刹车控制装置低温寿命加速试验时长的方法 |
| CN109911244A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-06-21 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法 |
| CN111060826A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-04-24 | 广州广电计量检测（上海）有限公司 | 一种电池系统检测方法、装置、终端设备及存储介质 |
| CN111365324A (zh) * | 2020-04-14 | 2020-07-03 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法 |
| CN113401361A (zh) * | 2021-06-17 | 2021-09-17 | 陕西飞机工业有限责任公司 | 飞行器的可靠性试验剖面的生成方法和装置 |
| CN113820163A (zh) * | 2021-11-25 | 2021-12-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2035710C1 (ru) * | 1990-07-17 | 1995-05-20 | Демьяненко Николай Степанович | Способ испытания замков, используемых в системах летательных аппаратов, на ударные нагрузки |
| CN102426451A (zh) * | 2011-12-21 | 2012-04-25 | 西安航空制动科技有限公司 | 飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法 |
| CN102556365A (zh) * | 2011-12-21 | 2012-07-11 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法 |
| CN103234725A (zh) * | 2013-05-09 | 2013-08-07 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种防滑刹车控制盒振动破坏极限测试的方法 |
| EP2955104A1 (en) * | 2014-06-11 | 2015-12-16 | Airbus Operations GmbH | System and method for moving a high lift surface relative to the wing of an aircraft |
-
2017
- 2017-08-15 CN CN201710558970.7A patent/CN107226218B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2035710C1 (ru) * | 1990-07-17 | 1995-05-20 | Демьяненко Николай Степанович | Способ испытания замков, используемых в системах летательных аппаратов, на ударные нагрузки |
| CN102426451A (zh) * | 2011-12-21 | 2012-04-25 | 西安航空制动科技有限公司 | 飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法 |
| CN102556365A (zh) * | 2011-12-21 | 2012-07-11 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法 |
| CN103234725A (zh) * | 2013-05-09 | 2013-08-07 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种防滑刹车控制盒振动破坏极限测试的方法 |
| EP2955104A1 (en) * | 2014-06-11 | 2015-12-16 | Airbus Operations GmbH | System and method for moving a high lift surface relative to the wing of an aircraft |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108318198A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-07-24 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种确定民用飞机刹车系统振动台推力的验证方法 |
| CN108562447A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-09-21 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种民用飞机刹车系统综合环境试验箱的设计方法 |
| CN108956123A (zh) * | 2018-05-23 | 2018-12-07 | 西安航空制动科技有限公司 | 确定飞机防滑刹车控制装置低温寿命加速试验时长的方法 |
| CN108956123B (zh) * | 2018-05-23 | 2020-10-23 | 西安航空制动科技有限公司 | 确定飞机防滑刹车控制装置低温寿命加速试验时长的方法 |
| CN109911244A (zh) * | 2018-11-12 | 2019-06-21 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法 |
| CN111060826A (zh) * | 2019-12-27 | 2020-04-24 | 广州广电计量检测（上海）有限公司 | 一种电池系统检测方法、装置、终端设备及存储介质 |
| CN111060826B (zh) * | 2019-12-27 | 2022-07-22 | 广州广电计量检测（上海）有限公司 | 一种电池系统检测方法、装置、终端设备及存储介质 |
| CN111365324A (zh) * | 2020-04-14 | 2020-07-03 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法 |
| CN111365324B (zh) * | 2020-04-14 | 2022-03-25 | 西安航空制动科技有限公司 | 一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法 |
| CN113401361A (zh) * | 2021-06-17 | 2021-09-17 | 陕西飞机工业有限责任公司 | 飞行器的可靠性试验剖面的生成方法和装置 |
| CN113820163A (zh) * | 2021-11-25 | 2021-12-21 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法 |
| CN113820163B (zh) * | 2021-11-25 | 2022-02-18 | 中国飞机强度研究所 | 一种飞机试验用温湿度控制系统及控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107226218B (zh) | 2019-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107226218B (zh) | 飞机刹车系统综合应力的试验方法 | |
| CN102556365B (zh) | 一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法 | |
| US10067035B2 (en) | Auto testing system for a gas turbine | |
| US8014929B2 (en) | Method of monitoring a gas turbine engine | |
| CN103513647B (zh) | 一种防滑刹车控制盒的综合环境应力试验方法 | |
| CN107145641B (zh) | 叶片振动疲劳概率寿命预测方法 | |
| CN107310750B (zh) | 一种飞机刹车系统的振动试验方法 | |
| CN103234725B (zh) | 一种防滑刹车控制盒振动破坏极限测试的方法 | |
| CN115640666B (zh) | 一种基于损伤等效的航空发动机加速任务试车谱编制方法 | |
| CN102662841A (zh) | 一种软硬件结合的可靠性综合试验剖面构造方法 | |
| CN103294050B (zh) | 一种测试防滑刹车控制盒高温破坏极限的方法 | |
| CN103294052B (zh) | 采用快速温度变化测试防滑刹车控制盒故障隐患的方法 | |
| CN106369879A (zh) | 一种多联机系统回油控制方法及装置 | |
| CN113051787B (zh) | 基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统 | |
| CN102426311A (zh) | 确定飞机防滑刹车控制盒低温工作应力极限的方法 | |
| CN107389322B (zh) | 一种飞机刹车系统的低温试验方法 | |
| CN103853148A (zh) | 防滑刹车控制盒低温步进试验的方法 | |
| CN106154827A (zh) | 一种伺服控制信号补偿方法 | |
| Griggs et al. | Methodology and development of SLS ascent loads | |
| Bai et al. | Progress in the Airworthiness Technology of Civil Aero-Engine: A Study on FAR 33 (airworthiness standards: aircraft engine) | |
| CN110032786A (zh) | 镍基单晶气膜孔结构件原始疲劳质量的评估方法 | |
| CN105160126A (zh) | 一种飞机刹车系统平均修复时间的建模方法 | |
| Elliott et al. | Space shuttle transportation (roll-out) loads diagnostics | |
| Mironov et al. | The Role of Advanced Technologies of Vibration Diagnostics to Provide Efficiency of Helicopter Life Cycle | |
| Watson et al. | Launch Vehicle Production and Operations Cost Metrics |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20190510 Termination date: 20210815 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |