CN107389322A - 一种飞机刹车系统的低温试验方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机刹车系统的低温试验方法，在于激发刹车系统在寿命期内的低温故障隐患。本发明根据寿命要求中的低温时间确定试验时间，试验低温量值根据寿命期内的低温量值确定，并且将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在低温试验箱内，在气温为低温条件下给刹车系统通入低温液压油。根据低温试验时间和低温量值确定低温试验剖面。所述低温试验剖面符合使用中的低温工况。本发明适用于激发刹车系统在寿命期内的低温故障隐患，能够弥补环境应力筛选的局限性，并且缩短了试验周期、降低了试验成本。

Description

一种飞机刹车系统的低温试验方法

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低温试验方法。

背景技术

现有民用飞机刹车系统研制过程中都要进行环境试验，包括低温、高温、振动、 温度高度多项。通过研制要求中规定的所有环境试验是装机飞行的条件之一。

国外现状：

国外民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》，包括低温、高温、振动、 温度高度试验多项，协议规定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。

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》，包括低温、高温、振动、温度高度、冲击、霉菌、盐雾、温度冲击多项，研制合同选择的试验项目 全部通过后代表示环境试验合格；刹车系统中各项产品分别进行上述环境试验项目。

和低温有关的研究国内公布过下列发明：

1、在201110310883.2中公开了一种确定飞机防滑刹车控制盒低温工作应力极限的方法。

2、在201110443125.8中公开了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法。

3、在201310169901.9中公开了一种防滑刹车控制盒低温步进试验的方法。

4、在201310193684.7中公开了一种采用快速温度变化测试防滑刹车控制盒故障隐患的方法。

5、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。

6、在CN201410256166.x中公开了一种在温度循环条件下测试飞机防滑刹车控制盒故障的方法。

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。

现有技术的局限性：

1、执行HB5830.9标准《机载设备环境条件及试验方法低温》，每项产品的低温 贮存试验24h，低温工作试验在温度达到稳定后进行，不能保证每项产品在规定寿命 期内低温性能合格。使用证明通过低温试验的产品在首翻期内出现低温引起的故障。

2、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，每项产品分别进行低温试验，不仅重复试验能源浪费多，而且不能保证刹车系统低温性能合格。

3、201110310883.2提出了确定飞机防滑刹车控制盒低温工作应力极限的方法，该方法采用步进降温的方法确定防滑刹车控制盒发生性能变化的低温温度，不具备激 发刹车系统寿命期内低温故障隐患的能力。

4、201110443125.8提出了一种飞机刹车系统的加速寿命试验方法，采用提高工作应力的方法验证刹车系统组合环境条件下的工作寿命，但该加速试验剖面中没有验 证低温贮存寿命的要求，激发刹车系统寿命期内低温贮存故障隐患的能力弱。

5、201310169901.9提出了一种防滑刹车控制盒低温步进试验的方法，该方法研究采用常规设备进行步进降温的方法确定防滑刹车控制盒发生性能变化的低温温度， 不具备激发刹车系统寿命期内低温故障隐患的能力。

6、201310193684.7提出了采用快速温度变化测试防滑刹车控制盒故障隐患的方法，该方法研究采用常规温度箱进行温度变化试验，用于确定防滑刹车控制盒在快速 温度变化条件下是否存在故障隐患，不具备激发刹车系统寿命期内低温故障隐患的能 力。

7、201310289826.x提出了一种防滑刹车控制盒的综合环境应力试验方法，该方法在同时施加温度、振动应力的条件下，测试确定产品的敏感于温度、振动应力的故 障隐患，不具备激发刹车系统寿命期内低温故障隐患的能力。

8、CN201410256166.x提出了在温度循环条件下测试飞机防滑刹车控制盒故障的方法，该方法采用国际上通用的可靠性强化试验箱，在温度循环条件下测试飞机防滑 刹车控制盒的故障，不具备激发刹车系统寿命期内高温故障隐患的能力。

9、CN201410312137.0提出了测试复杂工况下防滑刹车控制盒故障的方法，该方法研究采用可靠性强化试验箱进行温度变化和振动的综合试验，用于确定防滑刹车控 制盒在快速温度变化和振动条件下是否存在故障隐患，是一种防滑刹车控制盒的专用 技术，不具备激发刹车系统寿命期内低温故障隐患的能力。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能验证寿命期内低温适应性和低温寿命的不足，本发明提出一种飞机刹车系统的低温试验方法。

本发明的具体过程是：

步骤1，确定抽样原则和试验过程中低温故障的处理方法。

步骤2，确定刹车系统寿命剖面中的低温温度及时长。

所述刹车系统寿命剖面包括工作剖面和贮存剖面。其中：所述飞机刹车系统的工作剖面中，低温工作最低温度为-55℃，每起落地面低温工作的时间为6min，5000起 落地面工作的时间为：5000起落×6min/每起落。所述贮存剖面中，地面低温贮存温 度点为-45℃和-55℃，贮存时长分别为240min。

步骤3，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力。

所述的工作应力包括液压压力、电压力和轮速检测器转速。

具体是：

起飞线停机刹车压力为15MPa。

着陆刹车压力为10MPa。

地面力差动刹车为3MPa。在低温贮存过程中的刹车压力为0MPa。

稳定时的过电压为32V，稳定时的欠电压为20V。

轮速检测器的转速在1s内由0加速到3000r/min，59s内由3000r/min减速到0。

步骤4，确定低温试验剖面。

所述确定低温试验剖面的具体过程是：

第一步，确定温度试验剖面：

一个温度试验剖面总计738min，具体是：综合环境试验箱从室温25℃开始降温，以10℃/min的降温速率降温至-55℃。在-55℃保持240min。从第248min开始以10 ℃/min的升温速率升温至-45℃。在-45℃保持240min。从第489min开始以10℃/min 的降温速率降温至-55℃。在-55℃保持240min，从第730min开始以10℃/min的升温 速率升温至25℃。

该温度试验剖面的循环次数为125次。

第二步，确定液压试验剖面

从试验剖面开始到490min为低温贮存时间，液压应力为零。从试验剖面的第490min开始施加起飞线刹车压力15MPa，加压时长为10min，为一个起飞线刹车试验 阶段；每个起飞线刹车试验阶段工作40次，工作频率为4次/min。

进入着陆刹车，着陆刹车压力为10MPa，时长为60min，为一个着陆刹车试验阶段；每阶段着陆刹车工作240次，工作频率为4次/min。

进入地面差动刹车；地面差动刹车压力3MPa，时长为50min，为一个地面差动刹 车试验阶段；每阶段地面差动刹车工作200次，工作频率为4次/min。

在液压试验剖面的第610min开始，再次进入起飞线刹车，重复所述起飞线刹车、着陆刹车和地面差动刹车的过程，至所述液压试验剖面的第730min结束。完成液压试 验剖面。

第三步，刹车系统施加电压。

从490min开始给刹车系统施加电压。施加欠压电压，所述欠压电压为20V，施加 时长为10min。转换过压电压，所述过压电压为32V。重复所述施加欠压电压的过程和 施加过压电压的过程，直至到试验剖面第725min。

第四步，确定轮速检测器的试验要求：

从490min开始进行本项试验，试验要求为：模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内 由0r/min加速到3000r/min，保持1min；模拟刹车减速过程，在59s内由3000r/min 减速到0r/min，停止4min；上述过程为1次起飞和着陆的模拟过程；该起飞和着陆的 模拟过程时长为6min。重复起飞和着陆的模拟过程，直至到试验剖面第730min。

步骤5，试验过程：

第一步，确定低温故障判据。

所述确定低温故障的判据为：

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)在着陆刹车过程中不能释放压力。

第二步，低温试验准备；

第三步，试验过程：

下列试验过程的时间起点相同。

Ⅰ低温试验过程：从室温25℃开始降温，降温速率为10℃/min，降温至-55℃。 在-55℃保持240min，从248min开始以10℃/min的升温速率升至-45℃。在-45℃保 持240min，从489min开始以10℃/min的降温速率降至-55℃。在-55℃保持240min， 从730min开始以10℃/min的升温速率升至25℃，到738min一个试验剖面的试验过 程结束。

Ⅱ施加液压应力的试验过程：起飞线刹车试验过程：从试验开始到490min时间 内液压应力为零，从试验剖面的490min开始施加起飞线刹车压力15MPa，起飞线刹车 试验时间10min，工作频率为：4次/min，共工作40次。从试验剖面的500min开始施 加着陆刹车压力10MPa，着陆刹车工作240次，工作频率4次/min，试验时间60min。 从试验剖面的560min开始施加地面差动刹车压力3MPa，地面差动刹车工作200次， 工作频率4次/min。至此，完成1个施加液压应力试验过程。

重复所述起飞线刹车--着陆刹车--地面差动刹车的加压过程，进行第2个施加液压应力试验过程，直至液压应力剖面的第730min。

至此，施加液压应力的试验结束。

Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从490min开始给刹车系统施加32V电压，施加时间10min；从500开始给刹车系统施加20V电压，施加时间10min。上述施加过程为过电 压和欠电压的1个循环，时长20min。重复所述过电压和欠电压的循环过程，直至到 过电压和欠电压应力剖面的第730min。

Ⅳ轮速检测器的试验过程：从490min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，然后在59s内由3000r/min减速到0r/min， 冷却4min；为1次起飞和着陆的模拟过程，时长为6min。重复所述起飞和着陆的模拟 过程，直至到转速试验剖面的第730min。

至此，完成了刹车系统低温试验的过程。试验过程中没有出现故障，试验通过。

本发明的目的在于激发刹车系统在寿命期内的低温故障隐患。

本发明根据寿命要求中的低温时间确定试验时间，试验低温量值根据寿命期内的低温量值确定，并且将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在低温试验箱内， 在气温为低温条件下给刹车系统通入低温液压油。根据低温试验时间和低温量值确定 低温试验剖面。所述低温试验剖面符合使用中的低温工况，适用于激发刹车系统在寿 命期内的低温故障隐患。

与现有技术相比较，本发明具有以下效果：

1)本发明提出一种飞机刹车系统的低温试验方法，试验时间根据要求寿命中的低温时间确定，低温量值根据寿命期内的低温量值确定，并且将刹车系统的所有产品按 照系统连接方式安装在低温试验箱内，在气温为低温条件下给刹车系统通入低温液压 油。根据低温试验时间和低温量值确定低温试验剖面。所述高温试验剖面符合使用中 的低温工况，本发明适用于激发刹车系统在寿命期内的低温故障隐患。

2)消除低温故障的使用效果：采用本发明方法对四种民用飞机刹车系统进行低温试验，针对试验过程中出现的元器件低温故障进行改进后，避免了使用中的低温故障。 这些原器件均通过了环境应力筛选，证明本发明能够弥补环境应力筛选的局限性。

3)社会效益：按标准刹车系统中的各项产品分别进行低温试验，本发明对刹车系统进行低温试验，试验时间和费用为原来的七分之一。能源消耗为原来每种产品均分 别进行低温试验的七分之一，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低温试验，该刹车系统的寿命要求为5000起落/10年，以先到者为准。按照寿命要求制定低温贮存和低温工作试验剖面。

本实施例用到表1试验设备。

表1民机刹车系统低温试验设备汇总表

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

本实施例的具体过程是：

步骤1，确定抽样原则和试验过程中低温故障的处理方法。

随机抽取1套刹车系统代表该型号进行低温试验，若在低温试验过程中未发生故障，则代表该型号刹车系统的设计满足5000起落/10年的低温贮存要求和低温工作要 求。若在低温试验过程中发生故障，则停止试验，分析和验证故障原因，针对故障改 进后重新进行低温试验，直至在在试验过程中无故障。

步骤2，确定刹车系统寿命剖面中的低温应力。

该飞机刹车系统的寿命剖面包括：

1)研制要求规定，低温工作最低温度为-55℃，每起落地面低温工作的时间为6min，5000起落地面工作的时间为：5000起落×6min/每起落＝30000min＝500h。5000 起落为10年内的飞行起落数。

2)在贮存剖面中，按照HB5830.9标准《机载设备环境条件及试验方法低温》 为-55℃持续24h，为了提高验证效果，本发明的地面低温贮存温度确定为-45℃、-55 ℃，低温贮存时间发生在冬季，每年地面低温达到-45℃以下时间统计为25天，每天 午夜低于-45℃时间为4h，根据测试连续4h的低温时间已经达到了温度稳定，即刹车 系统温度等于气温。10年的低温时间为：10年×25天/每年×4h/每天＝1000h，其中 -45℃和-55℃的时间各为500h。

低温试验时间＝低温工作时间+低温贮存时间＝1500h。试验时间应不少于1500h。

步骤3，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，确定每一阶段工作相应的工作应力。工作应力由表1设备提供，具体有：

1)15MPa起飞线停机刹车压力。

2)10MPa着陆刹车压力。

3)3MPa地面力差动刹车。

4)32V稳定时的过电压，20V稳定时的欠电压。

5)变速电机带动轮速检测器转动，1s内由0加速到3000r/min，59s内由3000r/min减速到0。

步骤4，确定低温试验剖面。

第一步，确定温度试验剖面：

低温贮存的温度分为-45℃和-55℃两个温度档，时长均为240min。低温工作时长为240min，温度为-55℃。确定温度试验剖面的过程为：

由温度试验剖面规定温度试验条件。综合环境试验箱从室温25℃开始降温，以10℃/min的降温速率降温至-55℃，用时8min。在-55℃保持240min。从第248min开始 以10℃/min的升温速率升温至-45℃，用时1min。在-45℃保持240min。从第489min 开始以10℃/min的降温速率降温至-55℃，用时1min。在-55℃保持240min，从第 730min开始以10℃/min的升温速率升温至25℃，用时8min。一个温度试验剖面总计 738min。

由于该刹车系统的寿命要求为5000起落/10年，因此需分别确定5000起落的试 验剖面循环次数和10年的试验剖面循环次数。

确定5000起落需要进行的-55℃低温工作试验剖面循环次数：一个低温试验剖面包含4h的低温工作试验，需进行的试验剖面循环次数：500h/(4h/每个剖面)＝125个 剖面的循环试验。

确定10年使用时间需进行的低温贮存试验剖面循环次数：一个低温贮存剖面包含4h的-45℃贮存试验和4h的-55℃贮存试验，共包含8h的低温贮存试验。需进行的试 验剖面循环次数为：1000h/(8h/每个剖面)＝125个剖面的循环试验。

第二步，确定液压试验剖面

由液压试验剖面规定液压试验条件。从试验剖面开始到490min为低温贮存时间，液压应力为零。

液压试验剖面的起飞线刹车要求：从试验剖面的第490min开始施加起飞线刹车压力15MPa。5000起落起飞线刹车工作次数计算：5000起落×2次工作/每起落＝10000 次工作。再计算每个剖面循环的工作次数：10000次工作/125个剖面＝80次工作/每个 剖面。每个剖面有两个起飞线刹车试验阶段，每阶段起飞线刹车工作40次，工作频率 为：4次/min，每阶段起飞线刹车试验的时间为10min。

液压试验剖面的着陆刹车要求：从试验剖面的500min开始施加着陆刹车压力10MPa，5000起落着陆刹车工作次数计算：5000起落×12次工作/每起落＝60000次工 作，计算每个剖面的工作次数：60000次工作/125个剖面＝480次工作/每个剖面。每 个剖面有两个着陆刹车试验阶段，每阶段着陆刹车工作240次，工作频率为：4次/min， 每阶段着陆刹车试验的时间为60min。

液压试验剖面的地面差动刹车要求：从试验剖面的560min开始施加地面差动刹车压力3MPa，5000起落地面差动刹车工作次数计算：5000起落×10次工作/每起落＝50000 次工作，计算每个剖面的工作次数：50000次工作/125个剖面＝400次工作/每个剖面。 每个剖面有两个地面差动刹车试验阶段，每阶段地面差动刹车工作200次，工作频率 为：4次/min，每阶段起飞线刹车试验的时间为50min。

上述液压试验的起飞线刹车、着陆刹车、地面差动刹车在1个试验剖面中共进行两个小循环，第二个小循环从第610min开始，进行到730min结束。第二个小循环的 试验要求与第一个小循环相同。

第三步，从490min开始给刹车系统施加电压。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。本实施 例20V和32V之间的转换要求为：每10min转换1次。本项试验进行到725min。

第四步，确定轮速检测器的试验要求：从490min开始进行本项试验，试验要求为：模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内由0加速到3000r/min，保持1min，然后模拟刹车 减速过程，在59s内由3000r/min减速到0，冷却4min，是1次起飞和着陆的模拟工 作，时长为：(1s+59s)/(60s/min)+1min+4min＝6min。起飞和着陆的模拟工作一直进行 到730min,1个剖面的起落次数为：240min/(6min/每起落)＝40次起落，125个剖面的 起落数为：(40次起落/每个剖面)×125个剖面＝5000起落。

步骤5，试验过程

第一步，确定故障判据。

低温试验共进行125个剖面的循环试验，总时间为125个剖面×738min/每个剖面＝92250min＝1537,5h，比预计时间多37,5h，满足不少于1500h的要求。

在试验过程中未发生故障时，试验通过。在试验过程中发生故障时，试验不通过。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)在着陆刹车过程中不能释放压力。

发生上述任意1条即为发生故障，发生故障时应进行技术改进，改进后重新试验，直至在试验过程中不发生故障。

第二步，准备

Ⅰ将刹车系统安装在综合环境试验箱的底板上。

Ⅱ将刹车系统连接油源；将线位移传感器、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，轮速检测器的导线和示波器相连，用于检测电压能否达 到最大值0.8V；将液压传感器接在伺服阀的刹车管路上，液压传感器的导线和压力显 示仪表相连；将防滑刹车控制盒、电磁阀的导线和综合环境试验箱外面的电源相连。

将附图1的温度试验剖面输入综合环境试验箱的控制计算机；将附图1的液压应力剖面输入油源的控制计算机；将附图1的电源欠压/过压试验剖面输入电源控制计算 机。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调整到25℃。变速 电机的工作由计数器控制。

第三步，试验过程

下列试验过程的时间起点相同。

Ⅰ低温试验过程：从室温25℃开始降温，降温速率为10℃/min，降温至-55℃， 用时8min。在-55℃保持240min，从248min开始以10℃/min的升温速率升至-45℃， 用时1min。在-45℃保持240min，从489min开始以10℃/min的降温速率降至-55℃， 用时1min。在-55℃保持240min，从730min开始以10℃/min的升温速率升至25℃， 用时8min，到738min一个试验剖面的试验过程结束。

Ⅱ施加液压应力的试验过程：起飞线刹车试验过程：从试验开始到490min时间 内液压应力为零，从试验剖面的490min开始施加起飞线刹车压力15MPa，起飞线刹车 试验时间10min，工作频率为：4次/min，共工作40次。从试验剖面的500min开始施 加着陆刹车压力10MPa，着陆刹车工作240次，工作频率4次/min，试验时间60min。 从试验剖面的560min开始施加地面差动刹车压力3MPa，地面差动刹车工作200次， 工作频率4次/min，起飞线刹车试验的时间为50min，试验至610min。至此，施加液 压应力的1个小循环结束，从490min开始到610min结束时长120min。1个试验剖面 有2个施加液压应力的1个小循环，第二个小循环液压应力的施加过程与第一个小循 环相同，从610min开始到730min结束，时长120min。

Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从490min开始给刹车系统施加32V电压，施加时间10min；从500开始给刹车系统施加20V电压，施加时间10min。上述施加过程为过电 压和欠电压的1个循环，时长20min。过电压和欠电压的循环过程进行到730min，共 12个循环。过电压和欠电压的施加总时长为240min。

Ⅳ轮速检测器的试验过程：从490min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，然后在59s内由3000r/min减速到0，冷却4min， 是1次起飞和着陆的模拟工作，时长6min。起飞和着陆的模拟工作一直进行到730min, 相当于40次起飞和着落的模拟工作。

本发明步骤5第三步是一个剖面的低温工作试验过程，共进行125个剖面的试验。

本实施例进行到第100个剖面的第501min时，着陆刹车压力为5MPa，低于规定 的10MPa，经检测是伺服阀内部的油滤发生低温破损，改进后重新进行了125个剖面 的低温试验，试验过程中没有出现故障，试验通过。低温改进措施在同型号的控制盒 中已落实。

至此，完成了刹车系统低温试验的过程。

Claims (4)

1.一种飞机刹车系统的低温试验方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1，确定抽样原则和试验过程中低温故障的处理方法；

步骤2，确定刹车系统寿命剖面中的低温温度及时长；

步骤3，确定刹车系统在任务剖面中的工作应力；

所述的工作应力包括液压压力、电压力和轮速检测器转速；

步骤4，确定低温试验剖面；

步骤5，试验过程：

第一步，确定低温故障判据；

所述确定低温故障的判据为：

Ⅰ起飞线刹车压力小于15MPa；

Ⅱ着陆刹车压力小于10MPa；

Ⅲ地面差动刹车压力小于3MPa；

Ⅳ在着陆刹车过程中不能释放压力；

第二步，低温试验准备；

第三步，试验过程：

下列试验过程的时间起点相同；

Ⅰ低温试验过程：从室温25℃开始降温，降温速率为10℃/min，降温至-55℃；在-55℃保持240min，从248min开始以10℃/min的升温速率升至-45℃；在-45℃保持240min，从489min开始以10℃/min的降温速率降至-55℃；在-55℃保持240min，从730min开始以10℃/min的升温速率升至25℃，到738min一个试验剖面的试验过程结束；

Ⅱ施加液压应力的试验过程：起飞线刹车试验过程：从试验开始到490min时间内液压应力为零，从试验剖面的490min开始施加起飞线刹车压力15MPa，起飞线刹车试验时间10min，工作频率为：4次/min，共工作40次；从试验剖面的500min开始施加着陆刹车压力10MPa，着陆刹车工作240次，工作频率4次/min，试验时间60min；从试验剖面的560min开始施加地面差动刹车压力3MPa，地面差动刹车工作200次，工作频率4次/min；至此，完成1个施加液压应力试验过程；

重复所述起飞线刹车--着陆刹车--地面差动刹车的加压过程，进行第2个施加液压应力试验过程，直至液压应力剖面的第730min；

至此，施加液压应力的试验结束；

Ⅲ过电压/欠电压施加过程：从490min开始给刹车系统施加32V电压，施加时间10min；从500开始给刹车系统施加20V电压，施加时间10min；上述施加过程为过电压和欠电压的1个循环，时长20min；重复所述过电压和欠电压的循环过程，直至到过电压和欠电压应力剖面的第730min；

Ⅳ轮速检测器的试验过程：从490min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，然后在59s内由3000r/min减速到0r/min，冷却4min；为1次起飞和着陆的模拟过程，时长为6min；重复所述起飞和着陆的模拟过程，直至到转速试验剖面的第730min；

至此，完成了刹车系统低温试验的过程；试验过程中没有出现故障，试验通过。

2.如权利要求1所述飞机刹车系统的低温试验方法，其特征在于，所述刹车系统寿命剖面包括工作剖面和贮存剖面；其中：所述飞机刹车系统的工作剖面中，低温工作最低温度为-55℃，每起落地面低温工作的时间为6min，5000起落地面工作的时间为：5000起落×6min/每起落；所述贮存剖面中，地面低温贮存温度点为-45℃和-55℃，贮存时长分别为240min。

3.如权利要求1所述飞机刹车系统的低温试验方法，其特征在于，刹车系统在任务剖面中的工作应力包括液压压力、电压力和轮速检测器转速；具体是：

起飞线停机刹车压力为15MPa；

着陆刹车压力为10MPa；

地面力差动刹车为3MPa；在低温贮存过程中的刹车压力为0MPa；

稳定时的过电压为32V，稳定时的欠电压为20V。

轮速检测器的转速在1s内由0加速到3000r/min，59s内由3000r/min减速到0。

4.如权利要求1所述飞机刹车系统的低温试验方法，其特征在于，所述确定低温试验剖面的具体过程是：

第一步，确定温度试验剖面：

一个温度试验剖面总计738min，具体是：综合环境试验箱从室温25℃开始降温，以10℃/min的降温速率降温至-55℃；在-55℃保持240min；从第248min开始以10℃/min的升温速率升温至-45℃；在-45℃保持240min；从第489min开始以10℃/min的降温速率降温至-55℃；在-55℃保持240min，从第730min开始以10℃/min的升温速率升温至25℃；

该温度试验剖面的循环次数为125次；

第二步，确定液压试验剖面

从试验剖面开始到490min为低温贮存时间，液压应力为零；从试验剖面的第490min开始施加起飞线刹车压力15MPa，加压时长为10min，为一个起飞线刹车试验阶段；每个起飞线刹车试验阶段工作40次，工作频率为4次/min；

进入着陆刹车，着陆刹车压力为10MPa，时长为60min，为一个着陆刹车试验阶段；每阶段着陆刹车工作240次，工作频率为4次/min；

进入地面差动刹车；地面差动刹车压力3MPa，时长为50min，为一个地面差动刹车试验阶段；每阶段地面差动刹车工作200次，工作频率为4次/min；

在液压试验剖面的第610min开始，再次进入起飞线刹车，重复所述起飞线刹车、着陆刹车和地面差动刹车的过程，至所述液压试验剖面的第730min结束；完成液压试验剖面；

第三步，刹车系统施加电压；

从490min开始给刹车系统施加电压；施加欠压电压，所述欠压电压为20V，施加时长为10min；转换过压电压，所述过压电压为32V；重复所述施加欠压电压的过程和施加过压电压的过程，直至到试验剖面第725min；

第四步，确定轮速检测器的试验要求：

从490min开始进行本项试验，试验要求为：模拟起飞滑跑的加速过程，在1s内由0r/min加速到3000r/min，保持1min；模拟刹车减速过程，在59s内由3000r/min减速到0r/min，停止4min；上述过程为1次起飞和着陆的模拟过程；该起飞和着陆的模拟过程时长为6min；重复起飞和着陆的模拟过程，直至到试验剖面第730min。