CN107310750B - 一种飞机刹车系统的振动试验方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机刹车系统的振动试验方法，用于激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患。本发明根据寿命要求中的振动时间确定试验时间，振动试验量值根据寿命期内的最高振动量值确定，并且采用了高量值激发振动故障隐患，和低量值显示振动故障隐患的技术消除故障，将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在电动振动台上，在刹车系统工作状态下激发振动故障隐患，并且缩短了试验周期，减低了试验成本。

Description

一种飞机刹车系统的振动试验方法
技术领域
本发明涉及民用飞机刹车系统环境试验领域，具体是一种民用飞机刹车系统的振动试验方法。
背景技术
现有民用飞机刹车系统所属产品研制都要进行环境试验，但都是对刹车系统中的产品逐一进行环境试验，而不是整个刹车系统进行。
国外现状：
国外民用飞机产品环境试验采用的标准有：
美国标准DO-160《机载设备的环境条件和测试程序》，包括振动、高温、低温、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；刹车系统中各项产品分别进行上述环境试验项目，每项产品的环境试验要求均在研制协议中规定。美国军用环境试验标准MIL-STD-810F类似。
国内现状：
执行航空工业HB5830系列标准《机载设备环境条件及试验方法》，包括振动、振动、低温、温度高度、温度冲击多项，研制合同规定的试验项目全部通过后表示环境试验合格。刹车系统中各项产品分别进行上述环境试验项目。GJB150《军用设备实验室环境试验方法》中的振动、温度等环境试验标准类似。
和振动相关的研究国内公布过下列技术：
1)《液电系统可靠性加速试验》，《测控技术》2014年第33卷增刊。
2)在201110310884.7中公开了一种确定飞机防滑刹车控制盒振动工作应力极限的方法。
3)在201110321618.4中公开了一种飞机防滑刹车控制盒高加速应力筛选的方法。
4)在201110443565.3中公开了一种飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法。
5)在201110443125.8中公开了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法。
6)在201310289826.x中公开了一种防滑刹车控制盒的综合环境应力试验方法。
7)在CN201410312137.0中公开了一种测试复杂工况下防滑刹车控制盒故障的方法。
8)在201310169895.7中公开了一种防滑刹车控制盒振动破坏极限测试的方法。
9)在201310416007.7中公开了一种防滑刹车控制盒的高加速应力筛选方法。
现有技术的局限性：
1)刹车系统包含的产品根据飞机的大小和复杂程度介于7～12项，每项产品分别进行振动试验，不仅能源浪费多，而且振动量值小，时间短，不能激发寿命期内刹车系统的故障隐患。
2)HB5830.5标准《机载设备环境条件及试验方法振动》每项产品的振动功能试验1h，振动耐久试验4.5，不具备激发刹车系统寿命期内振动故障隐患的能力。使用证明通过标准方法振动试验的产品在寿命期内出现振动引起的故障。
3)《液电系统可靠性加速试验》，《测控技术》2014年第33卷增刊，该论文采用提高工作应力的方法验证刹车系统在工作状态下的寿命，按GJB899采用实测应力谱，实测谱振动量值小，不具备激发刹车系统寿命期内振动故障隐患的能力。
4)201110310884.7中提出了确定飞机防滑刹车控制盒振动工作应力极限的方法，该方法采用步进方法确定防滑刹车控制盒发生性能变化的振动应力量值，该方法的试验时间一般不超过20h，且仅适用于测试电子产品在高量值振动条件下发生性能超差的振动量值，不具备激发刹车系统寿命期内振动故障隐患的能力。
5)201110321618.4中提出了一种飞机防滑刹车控制盒高加速应力筛选的方法，该方法采用国外可靠性强化试验设备确定该产品高加速应力筛选的方法，替代GJB1032规定80h的筛选。高加速应力筛选时间根据电子产品的重量确定，一般不超过5h。该方法仅适用于电子产品筛选，不具备激发刹车系统寿命期内振动故障隐患的能力。
6)201110443565.3中提出了飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法，该方法在工作状态下进行防滑刹车控制盒的可靠性试验，采用实测振动谱，仅适用于电子产品，不具备激发刹车系统寿命期内振动故障隐患的能力。
7)201110443125.8中提出了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法，采用增加工作应力的方法验证刹车系统在工作状态下的寿命，按GJB899规定采用小振动量值的标准振动谱，没有采用高量值激发振动故障隐患，和低量值显示振动故障隐患的技术，不具备激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患的能力。
8)201310289826.x中提出了一种防滑刹车控制盒的综合环境应力试验方法，该方法采用常规三综合试验设备，测试电子产品是否存在敏感于温度、振动应力的故障隐患，该方法仅适用于电子产品，不具备激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患的能力。
9)CN201410312137.0中提出了测试复杂工况下防滑刹车控制盒故障的方法，该方法采用国外可靠性强化试验箱进行温度变化和步进振动的综合试验，确定防滑刹车控制盒在快速温度变化和振动条件下的故障隐患，仅适用于电子产品，不具备激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患的能力。
10)201310169895.7中提出了一种防滑刹车控制盒振动破坏极限测试的方法，该方法采用步进提高振动应力的方法确定防滑刹车控制盒发生性能变化的振动量值，该方法仅适用于电子产品，不具备激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患的能力。
11)201310416007.7中提出了一种防滑刹车控制盒的高加速应力筛选方法，该方法采用常规三综合试验设备确定防滑刹车控制盒高加速应力筛选的方法，用于替代按照GJB1032规定的80h的筛选。高加速应力筛选时间根据电子产品的重量确定，一般不超过5h。仅适用于电子产品，不具备激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患的能力。
12)现有国内外标准不仅存在各项产品单独试验，不能模拟真实情况的局限性，而且由于液压应力施加难度大，所以是在振动试验前后测试产品性能，振动过程中不施加液压，加之振动量值小，时间短，激发故障的能力弱。
所以，上述技术均各有自己的用途，且都不能验证刹车系统的振动故障隐患。
发明内容
为克服现有技术中存在的不能激发寿命期内振动故障隐患的不足，本发明提出了一种飞机刹车系统的振动试验方法。
本发明的具体过程是：
步骤1，确定刹车系统寿命期内的振动应力和试验时长；
所述确定刹车系统寿命期内的振动应力和试验时长的具体过程是:
第一步，确定刹车系统寿命期内振动应力的量值。
所述刹车系统寿命期内振动应力的量值包括最高振动量值和低振动量值。
根据HB5830.5中的功能试验振动量值分别确定所述的最高振动量值和低振动量值。
第二步，确定5000起落的振动时长
确定的5000起落的振动时长为10000h。
第三步，确定功能振动和耐久振动的时长
确定功能振动试验时长为76.7h。确定的耐久振动试验时长为138.615h。
步骤2，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力；
所述刹车系统在任务剖面中的工作应力包括液压压力、电压力和转速，并由所述的工作应力分别构成液压应力试验剖面、电应力试验剖面、转速剖面和振动剖面。
具体是：
1)研制要求起飞线停机刹车压力为15MPa，由电磁阀接通或关闭。
2)研制要求着陆防滑刹车压力为10MPa，由防滑刹车控制盒控制。
3)研制要求地面力差动刹车压力为3MPa，由线位移传感器控制。
4)32V稳定时的过电压，20V稳定时的欠电压，由电源提供。
5)变速电机带动轮速检测器转动，1s内由0r/min加速到3000r/min，29s内由3000r/min减速到0r/min。
步骤3，确定施加振动应力的试验剖面；
通过提高振动量值和振动所述确定振动应力的试验剖面，具体过程是：
第一步，确定振动功能试验和振动耐久试验的时长。以得到的振动功能试验时长和振动耐久试验时长作为振动应力的试验剖面中的振动功能试验时长和振动耐久试验时长。
第二步，确定施加振动应力试验剖面的循环次数和耐久试验、功能试验的小循环时长
1)预定进行22个剖面的试验，22个剖面×5个振动小循环/每个剖面＝110个振动小循环。1个振动小循环由1个耐久振动试验时长和1个功能振动试验时长组成。
2)每个振动小循环功能试验时长：4602min/110个小循环＝41.8min/每个小循环。
3)每个振动小循环耐久试验时长：8316.9min/110个循环＝75.7min/每个小循环。
4)1个振动小循环的时长：41.8min+75.7min＝117.5min。1个剖面时长：117.5min/每个小循环×5个小循环/每个剖面＝587.5min/每个剖面。
5)110个功能试验和耐久试验的试长：117.5min×110个小循环＝12925min。
试验剖面开始为耐久试验75.7min，接着是进行功能试验41.8min，耐久试验和功能试验一直交替进行到1剖面结束，共进行22个剖面。
步骤4，确定液压试验剖面：
1个液压试验剖面包含10个液压小循环，每个液压小循环的时长为58.75min。在58.75min时长内，进行起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验。
所述液压试验剖面中：
Ⅰ起飞线刹车：从液压试验剖面开始为起飞线刹车压力15MPa。起飞线刹车的工作频率为5次/min，在液压试验剖面开始连续试验10min，起飞线刹车试验的工作次数为50次。
Ⅱ着陆防滑刹车：所述着陆防滑刹车试验从液压试验剖面的第10min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为10MPa。着陆防滑刹车试验的工作频率为14次/min。从液压试验剖面的第10min起连续试验时长为20min，工作次数为280次。
Ⅲ地面差动刹车：所述地面差动刹车试验从液压试验剖面的第30min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa。地面差动刹车的工作频率为8次/min。试验剖面每个液压小循环着陆防滑刹车试验工作次数为230次，满足不少于227.27次工作/每个小循环的要求。
上述液压试验的起飞线刹车、着陆防滑刹车、地面差动刹车在1个液压试验小循环中时长58.75min。1个剖面共进行10个小循环。
步骤5，确定电压试验剖面；
所述确定的电压试验剖面是从试验剖面开始给刹车系统供电电压为32V的过电压，施加时长20min。从第20min开始转换为20V的欠电压，施加时长20min。所述过电压与欠电压之间的转换要求为：在试验剖面的全过程每20min转换1次，直至试验剖面结束。一个过电压和一个欠电压组成一个电压试验小循环。一个试验剖面的时长为587.5min。
步骤6，确定轮速检测器试验剖面；
7.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述轮速检测器试验剖面是从试验剖面开始进行本项试验，试验要求为：
1)模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内由0加速到3000r/min，保持1min。
2)模拟刹车减速过程，在29s内由3000r/min减速到0，冷却1min。
模拟起飞滑跑的加速过程与模拟刹车减速过程是1次起飞加速和着陆减速的模拟过程，试验时长为2.5min。起飞和着陆的模拟工作一直进行到轮速检测器试验剖面的587min；1个剖面的起落次数为234.8次起落，取正为234次起落。
步骤7，刹车系统振动试验：
第一步，确定故障判据：
若在试验过程中未发生故障，则试验通过。若在试验过程中发生关联故障，则改进后重新开始试验。改进和试验迭代进行到在试验过程中不发生故障。所确定的故障判据为：
1)起飞线刹车压力小于15MPa；
2)着陆防滑刹车压力小于10MPa；
3)地面差动刹车压力小于3MPa；
4)在着陆防滑刹车过程中不能释放压力。
发生上述任意1条即为发生故障。
第二步，试验准备；
第三步，试验过程：
Ⅰ施加振动应力的试验过程：开始进行耐久试验。所述刹车系统耐久试验的量值为0.8g2/Hz，振动时长为75.7min。从第75.7min开始刹车系统功能试验，该刹车系统功能试验的量值为0.08g2/Hz，振动时长为41.8min min。在1个试验剖面中，按此顺序刹车系统的耐久试验和功能试验交替进行5次。共进行22个剖面的时长12925min。
Ⅱ按照液压试验剖面进行的试验过程，包括起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验三部分，组成1个液压小循环。
a、刹车系统的起飞线刹车试验过程：从试验剖面开始施加起飞线刹车压力15MPa，试验时长为10min，在10min时长内起飞线刹车工作频率为5次/min，连续工作50次。
b、刹车系统的着陆防滑刹车试验过程：从试验剖面的第10min开始施加着陆防滑刹车压力10MPa，试验时长为20min，在20min时长内着陆防滑刹车工作频率14次/min，连续工作280次。
c、刹车系统的地面差动刹车试验过程：从液压试验剖面的第30min开始由线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa，试验时长28.75min，地面差动刹车工作频率8次/min，连续工作240次。
由所述刹车系统的起飞线刹车试验过程、刹车系统的着陆防滑刹车试验过程和刹车系统的地面差动刹车试验过程组成1个液压试验小循环。重复所述液压试验小循环的过程，至10个液压试验小循环全部完成。
Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从剖面开始给刹车系统施加20min的32V电压；将所施加的电压降低至20V，连续施加20min。上述施加过程为过电压至欠电压的1个小循环，总时长为20min。过电压和欠电压的循环过程进行到剖面结束，1个剖面的时长为587.5min，与振动试验剖面时长相同。每个剖面的最后1个循环按自然时长结束。
Ⅳ轮速检测器的试验过程：从剖面开始由变速电机带动轮速检测器在1s内由0r/min加速到3000r/min，保持1min；在29s内由3000r/min减速到0r/min，停止1min；所述的加速、减速过程是1次起飞和着陆的模拟过程，时长为2.5min。所述起飞和着陆的模拟过程贯穿轮速检测器试验剖面的全过程。
所述施加振动应力的试验过程、施加液压应力的试验过程、施加过电压/欠电压过程和轮速检测器的试验过程为一个剖面的试验过程。共进行22个剖面的试验。
至此，完成了刹车系统振动试验的过程
本发明适用于激发刹车系统在寿命期内的振动故障隐患。
本发明根据寿命要求中的振动时间确定试验时间，振动试验量值根据寿命期内的最高振动量值确定，并且采用了高量值激发振动故障隐患，和低量值显示振动故障隐患的技术消除故障。将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在电动振动台上，在刹车系统工作状态下激发振动故障隐患。
与现有技术相比较，本发明取得了以下效果：
1)本发明提出一种飞机刹车系统的振动试验方法，试验时间根据寿命要求中的振动时间确定，试验最高振动量值根据寿命期内的最高振动量值确定，将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在扩展头上，扩展头安装在电动振动台的动圈上，在室温条件下给刹车系统通入室温液压油。根据试验时间和振动量值确定振动试验剖面。剖面中有显示最高振动量值下激发出来的故障隐患所需的低量值振动，即功能振动试验量值，振动时间按照刹车系统的寿命确定，因此本发明在原理上能够激发刹车系统寿命期内的振动故障隐患。
2)本发明方法对四种民用飞机刹车系统进行振动试验，针对试验过程中出现的伺服阀油滤振动损伤故障进行改进后，避免了使用中的伺服阀油滤振动损伤。
3)节约时间的效果：按照标准，刹车系统中的各项产品分别进行振动试验，本发明对刹车系统进行振动试验，试验时间和试验费用均为原来的七分之一。
4)社会效益：本发明对刹车系统进行振动试验，试验能源消耗为原来每种产品均分别进行振动试验的七分之一，具有节能降耗的效果。
附图说明
附图1是本发明的试验剖面，图中时间的单位为min，温度的单位为℃，压力的单位为MPa，电压的单位为V，转速的单位为r/min。
附图2是附图1中的刹车系统振动功能试验谱，低量值振动用于显示振动故障。
附图3是附图1中的刹车系统振动耐久试验谱，高量值振动用于激发振动故障。
附图4是本发明的流程图。
具体实施方式
本实施例是对一种民用飞机刹车系统进行振动试验，该刹车系统的寿命要求为5000起落，每起落的时长为2h。按照寿命要求进行该刹车系统的振动试验。
本实施例用到表1试验设备。
表1民机刹车系统振动试验设备汇总表
本实施例所述民用飞机刹车系统的配套产品见表2。
表2民机刹车系统配套产品
序 名称 型号 功能
1 线位移传感器 DW-1 给控制盒提供位移信号
2 防滑刹车控制盒 FH-2 给伺服阀提供0～20mA控制电流
3 伺服阀 SF-3 输出0～10MPa压力
4 轮速检测器 SJ-4 输出0.8V～1.5V电压
5 电磁阀 DC-5 接通/关闭15MPa起飞线刹车压力
6 换向阀 HX-6 正常刹车压力与起飞线刹车压力转换
7 液压传感器 YC-7 量程0～20MPa，精度I级
本实施例随机抽取1套刹车系统作为试样进行振动试验，若在振动试验过程中未发生故障，则该试样的研制满足5000起落/10年的振动要求。若在振动试验过程中发生故障，则按下列方法处理：
1)暂停振动试验，实测该刹车系统的性能，确定发生故障的产品。
2)对发生故障的产品进行检测，确定发生故障的零件、组件。
3)改进该零件、组件，改进后重新组装该产品，按发生故障时1.5倍的振动应力测试，若未发生故障，则改进成功，将改进后的产品安装在刹车系统上，重新开始进行振动测试。
4)若实测刹车系统的故障是由振动量值超差引起，则检查振动扩展头的传递函数是否合格，若扩展头引起振动量值超差，则将扩展头修理合格。若扩展头合格，则检查功放是否输出超差的振动量值，排除功放故障。在排除设备的故障之后，继续进行振动测试，且测试时间累计。
本实施例的具体过程是：
步骤1，确定刹车系统寿命期内的振动应力和试验时长
第一步，确定该刹车系统寿命期内振动应力的量值。
所述的振动应力的量值是指使用过程中的最高振动量值，和对高振动量值激发出来的振动故障隐患，需显示该故障隐患的低振动量值，低振动量值参照HB5830.5中的功能试验振动量值确定，高振动量值参照HB5830.5中的耐久试验振动量值确定。
研制要求按照HB5830.5标准《机载设备环境条件及试验方法振动》试验，其中耐久振动试验量值为0.3g2/Hz，用于测试产品设计、工艺方面的缺陷。功能试验用于测试产品在振动过程中的性能指标是否合格。振动量值为0.08g2/Hz。
第二步，确定5000起落的振动时长
该飞机每起落的时长为2h，5000起落的时长为：5000起落×2h/每起落＝10000h。5000起落为10年内的使用寿命。从停机坪出发，经历地面转弯差动刹车、起飞线刹车、起飞滑跑、爬升、巡航、下降、着陆防滑刹车、回停机坪的过程，从地面到空中再回到地面都承受了振动应力，故确定的振动时长为10000h。
第三步，确定功能振动和耐久振动的时长
10000h的振动时长分为7000h的耐久振动试验时长和3000h的功能振动试验时长。由于10000h的振动试验时间太长，本发明通过增加振动量值，以缩短耐久振动试验时长和功能振动试验时长，从而缩短试验时间。
确定功能振动试验时长
HB5830.5标准4,1,2.2规定功能振动试验的时间为1h，1h的功能振动时间只能测试刹车系统当时的功能是否正常，不能保证在5000起落寿命期内刹车系统的功能正常。本发明确定的功能振动试验的时长为3000h，振动量值为0.08g2/Hz。根据GJB150.16A振动试验第34页公式B.1，提高振动量值后振动时间的计算公式为：
(W0/W1)＝(T1/T0)1/4 (1)
式(1)中：W0是规定的加速度谱密度，单位为g2/Hz。W1是施加的加速度谱密度，单位为g2/Hz。T0是规定的持续时间，单位为h。T1是施加振动的持续时间，单位为h。
本实施例中，HB5830.5.E级的加速度谱密度W0＝0.08g2/Hz，提高振动应力后施加的加速度谱密度W1＝0.2g2/Hz，原来的振动持续时间T0＝3000h，根据式(1)计算提高振动应力后的振动持续时间为：
(0.08/0.2)＝(T1/3000)1/4
T1 1/4/7.4＝0.4
T1＝76.7h
至此，提高振动量值后将3000h的功能振动试验时长缩短为76.7h。
确定耐久振动试验时长
本实施例中，HB5830.5标准4,1,2.3.1规定耐久振动试验的时间为4.5h，在4.5h的测试时间内未出现故障即为合格。本发明确定将耐久试验的时间延长为7000h。为了缩短试验时间，将标准规定0.3g2/Hz的振动量值提高为0.8g2/Hz，根据(1)式计算提高振动量值后的振动试验时间为：
(0.3/0.8)＝(T1/7000)1/4
T1 1/4/9.15＝0.375
T1＝138.615h
至此，提高振动量值后将7000h的耐久振动试验时长缩短为138.615h。
振动试验时长＝功能振动试验时长+耐久振动试验时长＝76.7+138.615＝215.315h。试验总时长不应少于215.315h。
将标准试验时长和提高振动量值后的试验时长汇总见表3。
表3标准试验时长和提高振动量值后的试验时长汇总表，g2/Hz，h
步骤2，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力
根据刹车系统的任务剖面，包括从停机坪滑行到起飞线、从起飞线停机刹车到起飞滑跑、爬升、航行、下降、着陆刹车、回停机坪的过程，确定每一阶段工作的工作应力。工作应力包括液压应力、转速和电应力，由表1所流出的设备提供，具体有：
1)研制要求起飞线停机刹车压力为15MPa，由电磁阀接通或关闭。
2)研制要求着陆防滑刹车压力为10MPa，由防滑刹车控制盒控制。
3)研制要求地面力差动刹车压力为3MPa，由线位移传感器控制。
4)32V稳定时的过电压，20V稳定时的欠电压，由电源提供。
5)变速电机带动轮速检测器转动，1s内由0加速到3000r/min，29s内由3000r/min减速到0。
任务剖面中的工作应力构成液压应力试验剖面、电应力试验剖面、转速剖面，在振动过程中验证刹车系统的性能是否合格，组成本实施例完整的振动试验剖面。
步骤3，确定施加振动应力的试验剖面
施加振动应力的试验剖面是振动试验剖面的主要组成；是寿命期内经历振动应力的时序描述，本实施例施加振动应力的试验剖面根据提高振动量值和振动时长确定。
第一步，确定振动功能试验和振动耐久试验的时长。以步骤1中的第三步得到的振动功能试验时长和振动耐久试验时长作为振动应力的试验剖面中的振动功能试验时长和振动耐久试验时长。
第二步，确定施加振动应力试验剖面的循环次数和耐久试验、功能试验的小循环时长
1)初估进行22个剖面的试验，22个剖面×5个振动小循环/每个剖面＝110个振动小循环。1个振动小循环由1个耐久振动试验时长和1个功能振动试验时长组成。
2)每个振动小循环功能试验时长：4602min/110个小循环＝41.8min/每个小循环。
3)每个振动小循环耐久试验时长：8316.9min/110个循环＝75.7min/每个小循环。
4)1个振动小循环的时长：41.8min+75.7min＝117.5min。1个剖面时长：117.5min/每个小循环×5个小循环/每个剖面＝587.5min/每个剖面。
5)110个功能试验和耐久试验的试长：117.5min×110个小循环＝12925min。比计算得到的12918.9min多6min，不需调整试验剖面循环次数。
试验剖面开始为耐久试验75.7min，接着是进行功能试验41.8min，耐久试验和功能试验一直交替进行到1剖面结束，共进行22个剖面。
步骤4，确定液压试验剖面
1个液压试验剖面包含10个液压小循环，每个液压小循环的时长为：587.5min/10个液压小循环＝58.75min。在58.75min时长内，进行起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验，具体为：
Ⅰ起飞线刹车：从液压试验剖面开始为起飞线刹车压力15MPa，5000起落的工作次数计算：5000起落×2次工作/每起落＝10000次工作。再计算每个液压小循环中起飞线刹车的工作次数：10000次工作/220个小循环＝45.45次工作/每个液压小循环。起飞线刹车的工作频率为：5次/min，在液压试验剖面开始连续试验10min，起飞线刹车试验的工作次数为50次，满足不少于45.45次工作/每个小循环的要求。
Ⅱ着陆防滑刹车：所述着陆防滑刹车要求具体包括压力大小、施加时间、工作频率和工作次数、试验起始时间。从液压试验剖面的第10min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为10MPa，5000起落的工作次数计算：5000起落×12次工作/每起落＝60000次工作。计算每个小循环的工作次数：60000次工作/220个液压小循环＝272.7次工作/每个小循环。着陆防滑刹车试验的工作频率为：14次/min。从液压试验剖面的第10min起连续试验时长为20min，工作次数为280次，满足不少于272.7次工作/每个液压小循环的要求。
Ⅲ地面差动刹车：所述地面差动刹车要求具体包括压力大小、施加时间、工作频率、工作频率和工作次数、试验起始时间。从液压试验剖面的第30min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa，5000起落工作次数计算：5000起落×10次工作/每起落＝50000次工作，计算每个液压小循环的工作次数：50000次工作/220个液压小循环＝227.27次工作/每个液压小循环。工作频率为：8次/min，每个液压小循环地面差动刹车试验的时间为:58.75-10-20＝28.75min。试验剖面每个液压小循环着陆防滑刹车试验工作次数为：28.75min×8次工作/min＝230次工作，满足不少于227.27次工作/每个小循环的要求。
上述液压试验的起飞线刹车、着陆防滑刹车、地面差动刹车在1个液压试验小循环中时长58.75min。1个剖面共进行10个小循环。
步骤5，确定电压试验剖面
参照GJB181A《飞机供电特性》，当标准电压为28V时，在电压稳定条件下的欠压电压为20V，过压电压为32V。从试验剖面开始给刹车系统供电电压32V，施加时长20min。从第20min开始供电电压为20V，施加时长20min。32V和20V之间的转换要求为：在试验剖面的全过程每20min转换1次，直至试验剖面结束。一个过电压和一个欠电压组成一个电压试验小循环。一个试验剖面的时长为587.5min。
步骤6，确定轮速检测器试验剖面
从试验剖面开始进行本项试验，试验要求为：
1)模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内由0加速到3000r/min，保持1min。
2)然后模拟刹车减速过程，在29s内由3000r/min减速到0，冷却1min。
1)和2)是1次起飞加速和着陆减速的模拟工作，试验时长为：(1s+29s)/(60s/min)+1min+1min＝2.5min。起飞和着陆的模拟工作一直进行到587min,1个剖面的起落次数为：587min/(2.5min/每起落)＝234.8次起落，按234起落运行，22个剖面的起落数为：(234次起落/每个剖面)×22个剖面＝5148起落，满足不小于5000起落的要求。
步骤7，刹车系统振动试验过程
第一步，确定故障判据
在刹车系统工作状态下的振动试验共进行22个剖面的试验，总时间为22个剖面×587.5min/每个剖面＝12925min＝215.4h。若在试验过程中未发生故障，则试验通过。若在试验过程中发生关联故障，则改进后重新开始试验。改进和试验迭代进行到在试验过程中不发生故障。所确定的故障判据为：
5)起飞线刹车压力小于15MPa；
6)着陆防滑刹车压力小于10MPa；
7)地面差动刹车压力小于3MPa；
8)在着陆防滑刹车过程中不能释放压力。
发生上述任意1条即为发生故障。
第二步，准备
1)将扩展头安装到电动振动台的动圈上，然后刹车系统安装在扩展头上。
2)将刹车系统连接常温油源。将线位移传感器、电磁阀、伺服阀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，其导线和示波器、防滑刹车控制盒相连，用于检测输出电压是否在0.8V～1.5V范围内。将液压传感器接在伺服阀的刹车管路上，其导线和压力显示仪表相连；将防滑刹车控制盒的导线和电源相连。
将附图1、附图2、附图3的试验剖面输入电动振动台的控制计算机；将附图1的液压应力剖面输入常温油源的控制计算机；将附图1的电源欠压/过压试验剖面输入电源控制计算机，第一次供压32V，供压时间20min，从第20min开始供压20V，以后每隔20min将供电电压在32V～20V之间转换一次。将所有控制计算机的时间起点调整相同。在室温温度25℃条件下试验。变速电机的工作由计数器控制。
第三步，试验过程
Ⅰ施加振动应力的试验过程：开始进行耐久试验。所述刹车系统耐久试验的量值为0.8g2/Hz，振动时长为75.7min，按附图3振动谱进行。从第75.7min开始刹车系统功能试验，该刹车系统功能试验的量值为0.08g2/Hz，振动时长为41.8min min，按附图2功能振动谱进行。在1个试验剖面中，按此顺序刹车系统的耐久试验和功能试验交替进行5次。共进行22个剖面的时长12925min。
Ⅱ按照液压试验剖面进行的试验过程，包括起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验三部分，组成1个液压小循环。
1)刹车系统的起飞线刹车试验过程：从试验剖面开始施加起飞线刹车压力15MPa，试验时长为10min，在10min时长内起飞线刹车工作频率为5次/min，连续工作50次。
2)刹车系统的着陆防滑刹车试验过程：从试验剖面的第10min开始施加着陆防滑刹车压力10MPa，试验时长为20min，在20min时长内着陆防滑刹车工作频率14次/min，连续工作280次。
3)刹车系统的地面差动刹车试验过程：从液压试验剖面的第30min开始由线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa，试验时长28.75min，地面差动刹车工作频率8次/min，连续工作240次。
由所述刹车系统的起飞线刹车试验过程、刹车系统的着陆防滑刹车试验过程和刹车系统的地面差动刹车试验过程组成1个液压试验小循环；10个液压小循环组成1个液压试验剖面。
至此，施加液压应力的1个小循环结束，1个液压小循环的时长为58.75min。1个液压试验剖面进行10个液压小循环的试验。进行22个液压剖面的试验时长12925min。
Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从剖面开始给刹车系统施加20min的32V电压；将所施加的电压降低至20V，连续施加20min。上述施加过程为过电压至欠电压的1个小循环，总时长为20min。过电压和欠电压的循环过程进行到剖面结束，1个剖面的时长为587.5min，与振动试验剖面时长相同。每个剖面的最后1个循环按自然时长结束。
Ⅳ轮速检测器的试验过程：从剖面开始由变速电机带动轮速检测器在1s内由0加速到3000r/min，保持1min；在29s内由3000r/min减速到0，冷却1min；所述的加速、减速过程是1次起飞和着陆的模拟过程，时长为2.5min。所述起飞和着陆的模拟过程贯穿整个试验剖面的全过程，即试验剖面时长587.5min，相当于235次起飞和着落的模拟工作，22个剖面为5170次起落。
所述施加振动应力的试验过程、施加液压应力的试验过程、施加过电压/欠电压过程和轮速检测器的试验过程为一个剖面的试验过程。共进行22个剖面的试验。
本实施例进行到第20个剖面的第4min时，起飞线刹车压力为8MPa，低于规定的15MPa，经检测是伺服阀内部喷嘴与档板之间的间隙在振动和液压作用下变小，加固喷嘴与档板后重新进行了22个剖面的振动试验，试验过程中没有出现故障，试验通过。
若采用单项伺服阀进行振动试验，从未出现过喷嘴与档板间隙变小的故障，但在全系统真实工作过程中，在振动条件下激发出了该故障。
至此，完成了刹车系统振动试验的过程。

Claims (7)

1.一种飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，确定刹车系统寿命期内的振动应力和试验时长；
步骤2，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力；
步骤3，确定施加振动应力的试验剖面；
步骤4，确定液压试验剖面：
1个液压试验剖面包含10个液压试验小循环，每个液压试验小循环的时长为58.75min；在58.75min时长内，进行起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验；
步骤5，确定电压试验剖面；
步骤6，确定轮速检测器试验剖面；
步骤7，刹车系统振动试验：
第一步，确定故障判据
若在试验过程中未发生故障，则试验通过；若在试验过程中发生关联故障，则改进后重新开始试验；改进和试验迭代进行到在试验过程中不发生故障；所确定的故障判据为：
Ⅰ起飞线刹车压力小于15MPa；
Ⅱ着陆防滑刹车压力小于10MPa；
Ⅲ地面差动刹车压力小于3MPa；
Ⅳ在着陆防滑刹车过程中不能释放压力；
发生上述任意1条即为发生故障；
第二步，试验准备；
第三步，试验过程：
Ⅰ施加振动应力的试验过程：开始进行耐久试验；所述刹车系统耐久试验的量值为0.8g2/Hz，振动时长为75.7min；从第75.7min开始刹车系统功能试验，该刹车系统功能试验的量值为0.08g2/Hz，振动时长为41.8min；在1个试验剖面中，按此顺序刹车系统的耐久试验和功能试验交替进行5次；共进行22个剖面的时长12925min；
Ⅱ按照液压试验剖面进行的试验过程，包括起飞线刹车试验、着陆防滑刹车试验、地面差动刹车试验三部分，组成1个液压试验小循环；
a、刹车系统的起飞线刹车试验过程：从试验剖面开始施加起飞线刹车压力15MPa，试验时长为10min，在10min时长内起飞线刹车工作频率为5次/min，连续工作50次；
b、刹车系统的着陆防滑刹车试验过程：从试验剖面的第10min开始施加着陆防滑刹车压力10MPa，试验时长为20min，在20min时长内着陆防滑刹车工作频率14次/min，连续工作280次；
c、刹车系统的地面差动刹车试验过程：从液压试验剖面的第30min开始由线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa，试验时长28.75min，地面差动刹车工作频率8次/min，连续工作240次；
由所述刹车系统的起飞线刹车试验过程、刹车系统的着陆防滑刹车试验过程和刹车系统的地面差动刹车试验过程组成1个液压试验小循环；重复所述液压试验小循环的过程，至10个液压试验小循环全部完成；
Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从剖面开始给刹车系统施加20min的32V电压；将所施加的电压降低至20V，连续施加20min；上述施加过程为过电压至欠电压的1个小循环，总时长为20min；过电压和欠电压的循环过程进行到剖面结束，1个剖面的时长为587.5min，与振动试验剖面时长相同；每个剖面的最后1个循环按自然时长结束；
Ⅳ轮速检测器的试验过程：从剖面开始由变速电机带动轮速检测器在1s内由0r/min加速到3000r/min，保持1min；在29s内由3000r/min减速到0r/min，停止1min；所述的加速、减速过程是1次起飞和着陆的模拟过程，时长为2.5min；
所述起飞和着陆的模拟过程贯穿轮速检测器试验剖面的全过程；
所述施加振动应力的试验过程、施加液压应力的试验过程、施加过电压/欠电压过程和轮速检测器的试验过程为一个剖面的试验过程；共进行22个剖面的试验；
至此，完成了刹车系统振动试验的过程。
2.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述确定刹车系统寿命期内的振动应力和试验时长的具体过程是：
第一步，确定刹车系统寿命期内振动应力的量值；
所述刹车系统寿命期内振动应力的量值包括最高振动量值和低振动量值；
根据HB5830.5中的功能试验振动量值分别确定所述的最高振动量值和低振动量值；
第二步，确定5000起落的振动时长
确定的5000起落的振动时长为10000h；
第三步，确定功能振动和耐久振动的时长
确定功能振动试验时长为76.7h；确定的耐久振动试验时长为138.615h。
3.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述刹车系统在任务剖面中的工作应力包括液压压力、电压力和转速，并由所述的工作应力分别构成液压应力试验剖面、电应力试验剖面、转速剖面和振动剖面；
具体是：
Ⅰ研制要求起飞线停机刹车压力为15MPa，由电磁阀接通或关闭；
Ⅱ研制要求着陆防滑刹车压力为10MPa，由防滑刹车控制盒控制；
Ⅲ研制要求地面力差动刹车压力为3MPa，由线位移传感器控制；
Ⅳ32V稳定时的过电压，20V稳定时的欠电压，由电源提供；
Ⅴ变速电机带动轮速检测器转动，1s内由0r/min加速到3000r/min，29s内由3000r/min减速到0r/min。
4.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述确定振动应力的试验剖面根据提高振动量值和振动时长的具体过程是：
第一步，确定振动功能试验和振动耐久试验的时长；以得到的振动功能试验时长和振动耐久试验时长作为振动应力的试验剖面中的振动功能试验时长和振动耐久试验时长；
第二步，确定施加振动应力试验剖面的循环次数和耐久试验、功能试验的小循环时长
Ⅰ预定进行22个剖面的试验，22个剖面×5个振动小循环/每个剖面＝110个振动小循环；1个振动小循环由1个耐久振动试验时长和1个功能振动试验时长组成；
Ⅱ每个振动小循环功能试验时长：4602min/110个小循环＝41.8min/每个小循环；
Ⅲ每个振动小循环耐久试验时长：8316.9min/110个循环＝75.7min/每个小循环；
Ⅳ1个振动小循环的时长：41.8min+75.7min＝117.5min；1个剖面时长：117.5min/每个小循环×5个小循环/每个剖面＝587.5min/每个剖面；
Ⅴ110个功能试验和耐久试验的试长：117.5min×110个小循环＝12925min；
试验剖面开始为耐久试验75.7min，接着是进行功能试验41.8min，耐久试验和功能试验一直交替进行到1剖面结束，共进行22个剖面。
5.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述液压试验剖面中：
Ⅰ起飞线刹车：从液压试验剖面开始为起飞线刹车压力15MPa；起飞线刹车的工作频率为5次/min，在液压试验剖面开始连续试验10min，起飞线刹车试验的工作次数为50次；
Ⅱ着陆防滑刹车：所述着陆防滑刹车试验从液压试验剖面的第10min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为10MPa；着陆防滑刹车试验的工作频率为14次/min；从液压试验剖面的第10min起连续试验时长为20min，工作次数为280次；
Ⅲ地面差动刹车：所述地面差动刹车试验从液压试验剖面的第30min开始，通过线位移传感器和防滑刹车控制盒控制防滑刹车压力为3MPa；地面差动刹车的工作频率为8次/min；试验剖面每个液压试验小循环着陆防滑刹车试验工作次数为230次，满足不少于227.27次工作/每个小循环的要求；
上述液压试验的起飞线刹车、着陆防滑刹车、地面差动刹车在1个液压试验小循环中时长58.75min；1个剖面共进行10个小循环。
6.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述确定的电压试验剖面是从试验剖面开始给刹车系统供电电压为32V的过电压，施加时长20min；从第20min开始转换为20V的欠电压，施加时长20min；所述过电压与欠电压之间的转换要求为：在试验剖面的全过程每20min转换1次，直至试验剖面结束；一个过电压和一个欠电压组成一个电压试验小循环；一个试验剖面的时长为587.5min。
7.如权利要求1所述飞机刹车系统的振动试验方法，其特征在于，所述轮速检测器试验剖面是从试验剖面开始进行本项试验，试验要求为：
Ⅰ模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内由0加速到3000r/min，保持1min；
Ⅱ模拟刹车减速过程，在29s内由3000r/min减速到0，冷却1min；
模拟起飞滑跑的加速过程与模拟刹车减速过程是1次起飞加速和着陆减速的模拟过程，试验时长为2.5min；起飞和着陆的模拟工作一直进行到轮速检测器试验剖面的587min；1个剖面的起落次数为234.8次起落，取正为234次起落。
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