CN111365324B - 一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，属于可靠性工程技术领域。所述方法步骤为：步骤一、准备N套集成刹车模块产品，进行初始性能检测，对待测的每个试验单元应用唯一的试验标识；步骤二、准备标准测试条件；步骤三、在标准测试条件下对集成刹车模块进行试验，采用零故障的实证性试验分析方法计算试验时间。步骤四、试验期间，在性能测试条件下，间隔固定周期检测集成刹车模块性能；步骤五、采用零故障的实证性试验分析方法评价集成刹车模块的可靠性。采用本发明所述方法能够解决长时间间隔预测偏差过大和耗时过长的问题，可应用于飞机集成刹车模块、压力和流量伺服阀和电磁换向阀等。

Description

一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法

技术领域

本发明属于可靠性工程技术领域，涉及一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法。

背景技术

在液压流体动力系统中，通过封闭回路内的液压流体传递和控制动力。流体动力系统由多元件组成，是各种类型的机械和设备的组成部分。高效和低成本的生产活动需要具有高可靠度的机器和设备。

设备制造商需要了解构成其设备流体动力系统的元件的可靠性。了解元件的可靠性特征后，制造商可以对系统进行可靠性建模，明确维修周期、备件库存和进一步设计优化策略。

对于复杂机电液压系统而言，如何进行可靠性试验，以达到短时间内诱使产品故障或明确产品可靠性指标的目的，一直是人们研究的内容。乔建军(碳机轮刹车系统可靠性增长试验[J].航空标准化与质量.2005:)针对某机碳机轮刹车系统要求在可靠性摸底试验的基础上进行了可靠性增长试验，受试系统由8项11套产品组成，11套产品按装机方位连成专用试验台架，以方便进行增长试验。为了节约试验时间和资源，采用将寿命试验剖面与可靠性试验剖面相结合的方法，按工程进度要求完成了可靠性增长试验，并根据试验数据完成了可靠性评估和寿命评估。何永乐(飞机刹车寿命试验研究[J].标准工化作研究,2016)从《GJB 1184-1991-航空机轮和刹车装置通用规范》入手，分析探讨飞机刹车盘使用寿命和刹车寿命试验问题，并给出一些飞机刹车盘使用寿命和刹车寿命试验实例，提出完善国军标刹车寿命要求和刹车寿命试验改进建议。

(1)现有技术在预测长时间间隔下的特征量存在的偏差较大。

(2)现有技术在规定的使用维护条件下进行试验，耗时长，成本高。

发明内容

本发明的目的是为了克服已有技术的缺陷，为了解决长时间间隔预测偏差过大和耗时过长的问题，提出一种飞机集成刹车模块可靠性试验的方法，可应用于飞机集成刹车模块、压力和流量伺服阀和电磁换向阀等。

本发明方法是通过下述技术方案实现的：

一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，步骤如下：

步骤一、准备N套集成刹车模块产品，进行初始性能检测，对待测的每个试验单元应用唯一的试验标识；所述初始性能检测是指在性能测试条件下，检测产品性能，获得性能参数即集成刹车模块中伺服阀电流-压力特性曲线。

步骤二、准备标准测试条件，包括但不限于环境温度、介质温度、相对湿度、气压、供油压力、伺服阀电流和电磁阀电压。在标准测试条件下无需对集成刹车模块进行性能测试，伺服阀驱动电流频率通常为性能测试条件下的伺服阀驱动电流频率的100倍。所述介质为航空液压油。

步骤三、在标准测试条件下对集成刹车模块进行试验。采用零故障的实证性试验分析方法计算试验时间。

步骤四、试验期间，在性能测试条件下，间隔固定周期检测集成刹车模块性能，获得性能参数即伺服阀电流-压力特性曲线，电流-压力特性曲线超出包络线即为故障，如产品出现故障，需重新调试并从步骤一开始重新试验；

步骤五、采用零故障的实证性试验分析方法评价集成刹车模块的可靠性。

自此，就完成了飞机集成刹车模块可靠性试验。

其中，步骤二和步骤三中所述的标准测试条件为：环境温度为(25±10)℃；介质温度为(35±10)℃；相对湿度小于或等于85％；气压为试验场所的气压；产品供油压力为3000psi；电磁阀线圈通28V电压(0-28V可调)；伺服阀一和伺服阀二线圈通0-60-0mA电流；通、断电一次为工作一次，1分钟循环次数不超过30次。

步骤一和步骤四中的性能测试条件为：集成刹车模块进油口P供压3000±60psi压力，调节回油压力为65psi，电磁阀元件输入28V工作电流，分别给伺服阀一和伺服阀二线圈输入(0～60～0)mA的控制电流，频率为0.02Hz的三角波信号，并记录伺服阀电流-压力曲线。

步骤五 采用零故障的实证性试验分析方法评价被试元件的可靠性。确定评价指标为平均故障间隔时间MTBF或B₁₀寿命。对于实证性试验分析方法，试验样本的数量和试验时间相互关联。根据国防科学技术工业委员会-《航空技术装备寿命和可靠性工作暂行规定》-1985科六字第1325号文件要求，样本数最少为2，试验样本选择应具有随机性，对于实证性试验分析方法，试验时间与样本数量相关。

所述集成刹车模块包括：单向阀一、电磁阀、压力伺服阀一、压力伺服阀二、能量转换阀一、能量转换阀二、液压保险一、液压保险二、油滤一、油滤二、压力传感器一和压力传感器二。

连接关系：压力传感器一、油滤一、液压保险一、能量转换阀一、压力伺服阀一依次串联，压力传感器二、油滤二、液压保险二、能量转换阀二、压力伺服阀二依次串联；压力伺服阀一和压力伺服阀二连接，压力伺服阀一和压力伺服阀二均与电磁阀连接，电磁阀还分别与压力口Pm和回油口Tm连接，电磁阀和回油口Tm之间连接有单向阀一。

本发明所述飞机集成刹车模块可靠性试验方法采用如下系统进行试验：

所述系统包括：驱动电机，温度计，油箱，出口压力计，液压泵，取样口球阀，出口球阀，安全阀，热交换器，卸荷阀，流量计，单向阀，油滤，A口压力计，B口压力计，油滤压差计，注入口球阀，污染物注入腔，节流旁通阀一，节流旁通阀二和旁通阀。

其连接关系为：油箱底部、液压泵、节流旁通阀、旁通阀依次管路连接；旁通阀出口D、油滤、单向阀、流量计、热交换器、污染物入口依次管路连接，污染物入口伸入油箱顶部，位于液面以上；旁通阀出口C管路连接在流量计和单向阀之间；油滤压差计与油滤并联，油滤压差计一端连接在旁通阀出口D和油滤之间，另一端连接在油滤和单向阀之间；集成刹车模块压力口Pm连接在液压泵和节流旁通阀之间的管路中，集成刹车模块回油口Tm连接在节流旁通阀和旁通阀之间的管路中，即压力口Pm和回油口Tm通过节流旁通阀连通，集成刹车模块的出口A和出口B通过节流旁通阀二连通，出口A和出口B分别接A口压力计和B口压力计；卸荷阀一端管路连接在液压泵和集成刹车模块压力口Pm之间，另一端管路连接在流量计和单向阀之间；管路I并联在液压泵、卸荷阀、流量计、热交换器和油箱形成的管路中，管路I一端位于液压泵和卸荷阀之间，另一端位于热交换器和油箱之间，该管路上依次连接有出口球阀、污染物注入腔和注入口球阀；出口压力计连接在液压泵和出口球阀之间；液压泵和出口压力计之间的管路上连接一根取样管路，该管路上连接取样阀；管路II与管路I并联，管路II一端位于液压泵和取样管路之间，另一端与液压油入口连接，管路II上连接有安全阀，液压油入口从顶部伸入油箱中液面以下；驱动电机与液压泵连接；油箱和液压泵之间管路上连接有温度计。

集成刹车模块中，压力伺服阀一和压力伺服阀二构成压力伺服元件，压力传感器一和压力传感器二构成压力敏感元件，油滤一和油滤二构成油液清洁单元，液压保险一和液压保险二构成断流保护单元。

压力伺服元件、压力敏感元件、断流保护单元，电磁阀和油液清洁单元为两条刹车压力调节单元所共用。电磁阀用于控制进油油路的通断；压力伺服元件根据输入电流的大小输出与之成线性比例的刹车压力；压力敏感元件负责采集刹车压力信号，将压力信号反馈给控制盒，形成闭环控制回路，提供稳定的刹车压力；断流保护单元，用于系统管路损坏时自动关闭油路，防止系统油液流失，集成刹车模块回油路设置有单向阀，防止回油压。集成刹车模块包含两套独立的刹车压力调节支路。每条支路包括压力波动对刹车压力影响。每条支路可提供刹车所需的油路通断、压力反馈、压力监测、断路保护等功能。

本试验方法中，计算试验时间(步骤三)和可靠性分析(步骤五)采用的零故障法实证性分析方法，假定试验程序中的试验单元不会出现故障。根据已知的历史数据为待试验元件确定威布尔斜率β。按照公式(1)确定试验持续时间:

其中t是试验持续时间，以时间、行程或循环次数为单位；t_i是可靠性试验目标时间，对应寿命为B_i，以时间、行程或循环次数为单位；β是威布尔斜率，是从历史数据中拟合得到；R_i是可靠性目标＝(100-i)/100；i为累积失效率百分比的下标变量(如：对于B₁₀寿命，i＝10)；n是试验样本数量；α是试验置信度，根据置信度α计算得到的中间变量A可由表1获得。

表1A值表

使用本试验方法对被试件进行试验。试验持续时间在公式(1)中确定，并且所有试验单元都应通过试验。如果试验成功，可靠性可以表述如下：基于零故障的威布尔方法，元件的B_i寿命已经通过实证性试验，证明在置信水平α下的最小寿命至少为t_i(循环次数，时间，行程)。

有益效果

(1)本发明采用威布尔分析方法对待测元件进行实证性试验分析和无中止故障数据的分析。在步骤三的试验时记录试验单元达到任何参数阈值水平的时长，行程或循环次数，作为终止循环计数。在步骤五中利用得到的试验数据绘制统计分布图，进而使用最佳拟合数据图确定分布的特征值，进而利用分布确定对应的B₁₀寿命和平均故障时间。对于测试过程中的特征量能够得到更为精确的数据，减小偏差。

(2)本发明针对的是对待测元件的可靠性的分析，在步骤三的试验过程中采用明显劣于正常工作条件的工作环境，使得待测元件在测试时处于高于正常环境污染度的条件下对待测元件的可靠性进行分析，可以缩短试验时间，降低成本。同时，步骤三的威布尔实证性试验分析方法使用现场数据可有效减少实验室试验分析的时间，对被试产品处在样机阶段，可用被试样本量有限，以及预期可靠性较高无法开展多个样本试验的情况更为适用。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1为本发明所述集成刹车模块的液压原理图；

图2为本发明所述试验方法采用的系统结构图；

图3为可靠性试验期间伺服阀电流-压力特性曲线图；

图4为威布尔图；

图5为Gamma函数值与威布尔斜率(β)。

其中，1—驱动电机，2—温度计，3—油箱，4—出口压力计，5—液压泵，6—取样口球阀，7—出口球阀，8—安全阀，9—热交换器，10—卸荷阀，11—流量计，12—单向阀，13—油滤，14—A口压力计，15—B口压力计，16—油滤压差计，17—注入口球阀，18—污染物注入腔，V-1—节流旁通阀一，V-2—节流旁通阀二，V-3—旁通阀。

20-1—单向阀一，20-2—电磁阀，20-3—压力伺服阀一，20-4—压力伺服阀二，20-5—能量转换阀一，20-6—能量转换阀二，20-7—液压保险一，20-8—液压保险二，20-9—油滤一，20-10—油滤二，20-11—压力传感器一，20-12—压力传感器二。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。

本发明所述集成刹车模块的液压原理图如图1所示，所述集成刹车模块包括：单向阀一20-1、电磁阀20-2、压力伺服阀一20-3、压力伺服阀二20-4、能量转换阀一20-5、能量转换阀二20-6、液压保险一20-7、液压保险二20-8、油滤一20-9、油滤二20-10、压力传感器一20-11和压力传感器二20-12。

连接关系：压力传感器一20-11、油滤一20-9、液压保险一20-7、能量转换阀一20-5、压力伺服阀一20-3依次串联，压力传感器二20-12、油滤二20-10、液压保险二20-8、能量转换阀二20-6、压力伺服阀二20-4依次串联；压力伺服阀一20-3和压力伺服阀二20-4连接，压力伺服阀一20-3和压力伺服阀二20-4均与电磁阀20-2连接，电磁阀20-2还分别与压力口Pm和回油口Tm连接，电磁阀20-2和回油口Tm之间连接有单向阀一20-1。

本发明所述飞机集成刹车模块可靠性试验方法采用如图2所示的系统进行试验：

包括：驱动电机1，温度计2，油箱3，出口压力计4，液压泵5，取样口球阀6，出口球阀7，安全阀8，热交换器9，卸荷阀10，流量计11，单向阀12，油滤13，A口压力计14，B口压力计15，油滤压差计16，注入口球阀17，污染物注入腔18，节流旁通阀一V-1，节流旁通阀二V-2和旁通阀V-3。

其连接关系为：油箱3底部、液压泵5、节流旁通阀V-1、旁通阀V-3依次管路连接；旁通阀V-3出口D、油滤13、单向阀12、流量计11、热交换器9、污染物入口依次管路连接，污染物入口伸入油箱3顶部，位于液面以上；旁通阀V-3出口C管路连接在流量计11和单向阀12之间；油滤压差计16与油滤13并联，油滤压差计16一端连接在旁通阀V-3出口D和油滤13之间，另一端连接在油滤13和单向阀12之间；集成刹车模块压力口Pm连接在液压泵5和节流旁通阀V-1之间的管路中，集成刹车模块回油口Tm连接在节流旁通阀V-1和旁通阀V-3之间的管路中，即压力口Pm和回油口Tm通过节流旁通阀V-1连通，集成刹车模块的出口A和出口B通过节流旁通阀二V-2连通，出口A和出口B分别接A口压力计14和B口压力计15；卸荷阀10一端管路连接在液压泵5和集成刹车模块压力口Pm之间，另一端管路连接在流量计11和单向阀12之间；管路I并联在液压泵5、卸荷阀10、流量计11、热交换器9和油箱3形成的管路中，管路I一端位于液压泵5和卸荷阀10之间，另一端位于热交换器9和油箱3之间，该管路上依次连接有出口球阀7、污染物注入腔18和注入口球阀17；出口压力计4连接在液压泵5和出口球阀7之间；液压泵5和出口压力计4之间的管路上连接一根取样管路，该管路上连接取样阀6；管路II与管路I并联，管路II一端位于液压泵5和取样管路之间，另一端与液压油入口连接，管路II上连接有安全阀8，液压油入口从顶部伸入油箱3中液面以下；驱动电机1与液压泵5连接；油箱3和液压泵5之间管路上连接有温度计2。

一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，步骤如下：

步骤一、准备N套待试验的集成刹车模块(N的数值可根据实际情况确定)，在性能测试条件下，进行初始性能检验，即测试集成刹车模块中伺服阀电流-压力特性曲线，根据集成刹车模块产品要求，确定系统安全阀的压力设置，内部泄漏，压力与流量特性和滞后。对每个试验单元应用唯一的试验标识，例如序列号。

步骤二、准备标准测试条件，在指定的条件下进行试验，以确保一般应用的可靠性。针对集成刹车模块，对应的试验条件为：环境温度为(25±10)℃；介质温度为(35±10)℃；相对湿度小于或等于85％；气压为试验场所的气压；产品供油压力为3000psi；电磁阀线圈通28V电压(0-28V可调)；伺服阀线圈通0-60-0mA电流；通、断电一次为工作一次，1分钟循环次数不超过30次。

步骤三、在标准测试条件下对集成刹车模块进行试验(运行设备)。采用零故障的实证性试验分析方法计算试验时间。环境温度为(25±10)℃；介质温度为(35±10)℃；相对湿度小于或等于85％；气压为试验场所的气压；产品供油压力为3000psi；电磁阀线圈通28V电压(0-28V可调)；伺服阀一和伺服阀二线圈通0-60-0mA电流；通、断电一次为工作一次，1分钟循环次数不超过30次。

如果需要更严格或更快速的试验，加速条件不应引入任何新的故障模式，威布尔斜率应保持与未加速试验条件下的大致相同。压力控制阀的耐久性试验载荷谱要涵盖其最大额定流量或最大额定压力。

步骤四、在性能测试条件下，间隔固定周期检测集成刹车模块性能(伺服阀电流-压力特性曲线)，最大间隔是被试集成刹车模块期望寿命的25％。记录性能下降并将其与规定的阈值水平进行比较。注意耐久性试验后性能试验中的任何功能丧失或异常，同时确定这些检测可能对试验数据产生的任何影响，确认数据的有效性。在可靠性试验期间测试电流-压力特性曲线，超出包络线即为故障，如图3所示。产品伺服阀元件两线圈流经一次0-60-0mA电流为一个循环。

步骤五、采用零故障的实证性试验分析方法对步骤四得到的电流-压力特性曲线进行分析，判断集成刹车模块是否出现故障。根据故障分析结果得到对应的威布尔分布数据，并绘制对应的威布尔图(图4)，计算待测集成刹车模块的最小寿命、特征寿命和威布尔斜率；利用威布尔方程计算得出待测元件的B₁₀寿命和平均故障周期。

本发明以集成刹车模块为例，对步骤三所述的零故障实证性试验时间计算和步骤五的零故障的实证性试验分析方法进行说明。

假设集成刹车模块寿命服从2参数威布尔分布，经过前期数据统计后，得到的相关参数如下：

形状参数：β＝3

要求置信度：90％

在t＝40000次循环寿命(对应2500飞行小时)期间，可靠度要求为R(40000)＝99.5％

可用试验样本数n＝2

根据公式(1)，计算试验时间t

循环

2个样本，每台试验所需的总时间循环次数为2.45×105循环。为了满足40000次循环(等效为2500FH)的MCTF的值，要求将两套集成刹车模块样本试验到245000次循环，而没有一套试件发生故障。

本案例对步骤五中的零故障的实证性试验分析方法进行说明：

假定在一次可靠性试验中，样本数为7个，在试验中测量五个参数(a，b，c，d，e)。随着试验的进行，在各种循环计数下收集来自每个参数的原始数据。在某些时刻，其中一个参数达到对应阈值水平，记录该点的循环计数，如表2所示。每个试验单元的终止循环计数(显示为阴影单元)是试验单元任何参数第一次达到阈值水平。当至少一半试验单元(本案例中为4个)达到其终止循环计数时，试验完成。

表2试验单元的参数阈值和数据

根据表3中的数据可绘制出对应的威布尔图；

表3威布尔图数据

根据现场收集数据，已知3参数威布尔分布的斜率、特征寿命和特征参数，绘制威布尔图如图4所示：最小寿命＝4.14×〖10〗^6次循环；特征寿命＝55.8×〖10〗^6次循环；威布尔斜率＝1.21。

利用三参数威布尔方程计算B₁₀寿命x，

其中F(x)＝0.1，可以得到50％置信度(中位秩)下的B₁₀寿命。

查询威布尔图，也可以得到在95％秩(置信度)下的B₁₀寿命。

使用威布尔数据的平均循环计算公式得出平均故障周期：

注：Gamma函数是许多数学描述中的一系列解。对于1≤β≤100的值，Gamma函数Γ(1+1/β)的值在0.88和1.00之间，见图5。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (4)

1.一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，所述方法步骤如下：

步骤一、准备N套集成刹车模块产品，在性能测试条件下，进行初始性能检测，对待测的每个试验单元应用唯一的试验标识；

步骤二、准备标准测试条件；

步骤三、在标准测试条件下对集成刹车模块进行试验，采用零故障的实证性试验分析方法计算试验时间；

步骤四、试验期间，在性能测试条件下，间隔固定周期检测集成刹车模块性能，获得性能参数即伺服阀电流-压力特性曲线，电流-压力特性曲线超出包络线即为故障，如果产品出现故障，需重新调试并从步骤一开始重新试验；

步骤五、采用零故障的实证性试验分析方法评价集成刹车模块的可靠性，即采用零故障的实证性试验分析方法对步骤四得到的电流-压力特性曲线进行分析，判断集成刹车模块是否出现故障，根据故障分析结果得到对应的威布尔分布数据，并绘制对应的威布尔图，计算待测集成刹车模块的最小寿命、特征寿命和威布尔斜率；利用威布尔方程计算得出待测元件的B₁₀寿命和平均故障周期；

步骤二和步骤三中所述的标准测试条件为：环境温度为（25±10）℃；介质温度为（35±10）℃；相对湿度小于或等于85%；气压为试验场所的气压；产品供油压力为3000psi；电磁阀线圈通（0-28）V可调电压；伺服阀一和伺服阀二线圈通0-60-0mA电流；通、断电一次为工作一次，1分钟循环次数不超过30次；

所述的飞机集成刹车模块可靠性试验方法采用如下系统进行试验：

驱动电机（1），温度计（2），油箱（3），出口压力计（4），液压泵（5），取样口球阀（6），出口球阀（7），安全阀（8），热交换器（9），卸荷阀（10），流量计（11），单向阀（12），油滤（13），A口压力计（14），B口压力计（15），油滤压差计（16），注入口球阀（17），污染物注入腔（18），节流旁通阀一（V-1），节流旁通阀二（V-2）和旁通阀（V-3）；

其连接关系为：油箱（3）底部、液压泵（5）、节流旁通阀（V-1）、旁通阀（V-3）依次管路连接；旁通阀（V-3）出口D、油滤（13）、单向阀（12）、流量计（11）、热交换器（9）、污染物入口依次管路连接，污染物入口伸入油箱（3）顶部，位于液面以上；旁通阀（V-3）出口C管路连接在流量计（11）和单向阀（12）之间；油滤压差计（16）与油滤（13）并联，油滤压差计（16）一端连接在旁通阀（V-3）出口D和油滤（13）之间，另一端连接在油滤（13）和单向阀（12）之间；集成刹车模块压力口Pm连接在液压泵（5）和节流旁通阀（V-1）之间的管路中，集成刹车模块回油口Tm连接在节流旁通阀（V-1）和旁通阀（V-3）之间的管路中，即压力口Pm和回油口Tm通过节流旁通阀（V-1）连通，集成刹车模块的出口A和出口B通过节流旁通阀二（V-2）连通，出口A和出口B分别接A口压力计（14）和B口压力计（15）；卸荷阀（10）一端管路连接在液压泵（5）集成刹车模块压力口Pm之间，另一端管路连接在流量计（11）和单向阀（12）之间；管路I并联在液压泵（5）、卸荷阀（10）、流量计（11）、热交换器（9）和油箱（3）形成的管路中，管路I一端位于液压泵（5）和卸荷阀（10）之间，另一端位于热交换器（9）和油箱（3）之间，该管路上依次连接有出口球阀（7）、污染物注入腔（18）和注入口球阀（17）；出口压力计（4）连接在液压泵（5）和出口球阀（7）之间；液压泵（5）和出口压力计（4）之间的管路上连接一根取样管路，该管路上连接取样口球阀（6）；管路II与管路I并联，管路II一端位于液压泵（5）和取样管路之间，另一端与液压油入口连接，管路II上连接有安全阀（8），液压油入口从顶部伸入油箱（3）中液面以下；驱动电机（1）与液压泵（5）连接；油箱（3）和液压泵（5）之间管路上连接有温度计（2）。

2.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，步骤一所述的性能检测为集成刹车模块性能检测，获得性能参数即集成刹车模块中伺服阀电流-压力特性曲线。

3.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，步骤一和步骤四中所述的性能测试条件为：集成刹车模块进油口P供压3000±60psi压力，调节回油压力为65psi，电磁阀输入28V工作电流，分别给伺服阀一和伺服阀二线圈输入（0～60～0）mA的控制电流，频率为0.02Hz的三角波信号。

4.如权利要求1所述的一种飞机集成刹车模块可靠性试验方法，其特征在于，所述介质为航空液压油。

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