專利名稱：一種激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)剎車(chē)系統(tǒng)領(lǐng)域，具體是一種通過(guò)施加環(huán)境應(yīng)力和工作應(yīng)力激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)剎車(chē)閥的長(zhǎng)壽命研制就是消除耐久性薄弱環(huán)節(jié)，提高飛機(jī)剎車(chē)閥的壽命指標(biāo)。長(zhǎng)壽命驗(yàn)證是通過(guò)物理方法確定飛機(jī)剎車(chē)閥達(dá)到的壽命指標(biāo)。目前耐久性研制試驗(yàn)?zāi)康挠邢铝袃牲c(diǎn)a)在型號(hào)研制中在規(guī)定時(shí)間內(nèi)完成激發(fā)耗損故障的工作,通過(guò)改進(jìn)耗損薄弱環(huán)節(jié)達(dá)到長(zhǎng)壽命的目的。由于時(shí)間所限，試驗(yàn)條件允許加速，加速試驗(yàn)方法自研自用；b)當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的耐久性設(shè)計(jì)、制造工藝質(zhì)量水平高，壽命指標(biāo)經(jīng)分析達(dá)到10000小時(shí)時(shí)，耐久性研制試驗(yàn)的目標(biāo)是在短時(shí)間內(nèi)完成驗(yàn)證壽命指標(biāo)的工作?，F(xiàn)有技術(shù)中，飛機(jī)剎車(chē)閥的耐久性試驗(yàn)方法不加速，按現(xiàn)有耐久性試驗(yàn)方法進(jìn)行試驗(yàn)。當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的壽命指標(biāo)為10000小時(shí)時(shí)，按照經(jīng)驗(yàn)系數(shù)為1. 5的慣例，試驗(yàn)時(shí)間是10000起落X1. 5=15000小時(shí)，相當(dāng)于1875工作日。試驗(yàn)時(shí)間太長(zhǎng)，在研制中難以安排。這種傳統(tǒng)的耐久性試驗(yàn)方法不能有效解決目前型號(hào)研制中的長(zhǎng)壽命研制和驗(yàn)證問(wèn)題。國(guó)外現(xiàn)有飛機(jī)剎車(chē)閥等液壓產(chǎn)品的耐久性試驗(yàn)特點(diǎn)有a)試驗(yàn)中不加速，工作載荷按試驗(yàn)剖面施加，當(dāng)剎車(chē)系統(tǒng)的工作載荷分為地面轉(zhuǎn)彎、著陸剎車(chē)、起飛線剎車(chē)時(shí)，各種載荷不進(jìn)行剪裁，按比例施加。使得試驗(yàn)時(shí)間和使用時(shí)間相同，消耗能源多，花費(fèi)時(shí)間長(zhǎng)，并且不能準(zhǔn)確反映飛機(jī)剎車(chē)閥的故障隱患。b)試驗(yàn)?zāi)康氖峭ㄟ^(guò)檢驗(yàn)，不是激發(fā)影響耐久性的故障隱患；c)耐久性試驗(yàn)以常溫為主，高溫和低溫僅進(jìn)行性能測(cè)試，不能激發(fā)高溫和低溫狀態(tài)飛機(jī)剎車(chē)閥的故障隱患。

發(fā)明內(nèi)容
為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不能激發(fā)影響飛機(jī)剎車(chē)閥的故障隱患和試驗(yàn)周期長(zhǎng)的不足，本發(fā)明提出了一種飛機(jī)剎車(chē)閥的加速耐久性研制試驗(yàn)方法。本發(fā)明的具體過(guò)程是步驟1，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值。采用步進(jìn)法測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值，本步驟有三個(gè)測(cè)試參數(shù)。對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥工作頻率失穩(wěn)值的測(cè)試從10次/min開(kāi)始，并以2次/min的步長(zhǎng)遞增，在每步長(zhǎng)上的測(cè)試時(shí)間為40min，直至測(cè)試進(jìn)行到出現(xiàn)故障的工作頻率；當(dāng)輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例不符合線性關(guān)系時(shí)判為故障；步驟2，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)。測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)時(shí)，設(shè)定的溫度范圍是-55 70°C ;具體是，不斷重復(fù)的將飛機(jī)剎車(chē)閥置于_55°C低溫試驗(yàn)箱內(nèi)保持Ih后，轉(zhuǎn)移至70°C的高溫試驗(yàn)箱內(nèi)，當(dāng)高溫試驗(yàn)箱溫度重新達(dá)到70°C溫度時(shí)，測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間應(yīng)為線性關(guān)系，剎車(chē)閥在該溫度變化條件下合格；反之，則所述剎車(chē)閥在該溫度變化條件下不合格，測(cè)試結(jié)束；所述第一次將飛機(jī)剎車(chē)閥試驗(yàn)臺(tái)從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程為15min，并且此后每次從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程遞減I 2min，直至所述的轉(zhuǎn)移過(guò)程遞減至Imin時(shí)，測(cè)試結(jié)束；當(dāng)將飛機(jī)剎車(chē)閥從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移至高溫試驗(yàn)箱內(nèi)后，測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系，若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例為線性關(guān)系，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求；反之則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行針對(duì)提高溫度靈敏度的改進(jìn)，測(cè)試結(jié)束；步驟3，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)低溫為-55°C ;測(cè)試中，在_55°C _65°C之間分別測(cè)試各溫度點(diǎn)飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，當(dāng)控制盒給剎車(chē)閥輸入的電流與飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系時(shí)，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，繼續(xù)下一步測(cè)試；若控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性時(shí)，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止。步驟4，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的高溫臨界值飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)的起始溫度為70°C ;測(cè)試中，在70°C 80°C之間分別測(cè)試各溫度點(diǎn)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力，當(dāng)從控制盒輸入到剎車(chē)閥的電流與飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，繼續(xù)下一步測(cè)試；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止。步驟5，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的諧振頻率和諧振量值測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥振動(dòng)量值時(shí)，對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行IOHz 1000Hz的正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試。具體是，分別在不同的振動(dòng)量值下依次逐步進(jìn)行正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試；所述正弦掃頻的頻率為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束。測(cè)試中，若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為線性關(guān)系，則進(jìn)行下一個(gè)振動(dòng)量值的正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試，重復(fù)所述過(guò)程，直至所述的振動(dòng)量值達(dá)到實(shí)際振動(dòng)量值1. 5倍；當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為非線性關(guān)系時(shí)，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能不合格，結(jié)束測(cè)試，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。步驟6，確定試驗(yàn)過(guò)程中施加的工作載荷工作載荷包括控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和剎車(chē)閥對(duì)應(yīng)的輸出壓力飛機(jī)剎車(chē)閥在使用中承受的工作應(yīng)力包括起飛線剎車(chē)壓力、著陸防滑剎車(chē)壓力和地面差動(dòng)剎車(chē)壓力。步驟7，確定加速試驗(yàn)條件確定加速試驗(yàn)條件時(shí)第一步，低溫溫度為-55°C，時(shí)長(zhǎng)50min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流20mA，剎車(chē)閥輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16次/min，工作次數(shù)50minX 16次/min=800次；第二步，低溫溫度為-55°C，時(shí)長(zhǎng)25min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa，工作頻率16次/min，工作次數(shù)25minX 16次/min=400次；第三步，高溫溫度為70°C，時(shí)長(zhǎng)50min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流20mA，剎車(chē)閥輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16次/min，工作次數(shù)50minX 16次/min=800次；第四步，高溫溫度為70°C，時(shí)長(zhǎng)25min，輸入電應(yīng)力40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa，工作頻率16次/min,工作次數(shù)25minX 16次/min=400次；第五步，室溫條件，時(shí)長(zhǎng)25min，輸入電應(yīng)力20mA，輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16 次 /min,工作次數(shù)25minX 16 次 /min=400 次；第六步，室溫條件，時(shí)長(zhǎng)13min，輸入電應(yīng)力40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa，工作頻率16 次 /min,工作次數(shù)13minX 16 次 /min=208 次；步驟8，加速耐久性試驗(yàn)第一步確定試驗(yàn)時(shí)間。第二步進(jìn)行試驗(yàn)。在第二個(gè)剖面B區(qū)間結(jié)束時(shí)對(duì)剎車(chē)閥進(jìn)行溫度沖擊試驗(yàn)，向剎車(chē)閥輸入40mA電流時(shí)飛機(jī)剎車(chē)閥出現(xiàn)無(wú)壓力的故障，試驗(yàn)停止。對(duì)激發(fā)出故障的剎車(chē)閥進(jìn)行滑閥配套間隙改進(jìn)。步驟9，對(duì)改進(jìn)后的剎車(chē)閥再次進(jìn)行溫度沖擊激發(fā)故障測(cè)試；對(duì)改進(jìn)后的剎車(chē)閥再次進(jìn)行加速耐久性試驗(yàn)，以激發(fā)故障。所述再次進(jìn)行溫度沖擊激發(fā)故障測(cè)試是循環(huán)步驟7和步驟8共15次，每一次循環(huán)完成一個(gè)試驗(yàn)剖面所規(guī)定的試驗(yàn)內(nèi)容；步驟10，試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理。本發(fā)明步驟6中所述起飛線剎車(chē)壓力和著陸防滑剎車(chē)壓力根據(jù)設(shè)計(jì)要求確定，其中輸入電流為40mA時(shí)，起飛線剎車(chē)壓力為20MPa ;輸入電流為20mA時(shí)，著陸防滑剎車(chē)壓力為 IOMPa。本發(fā)明步驟5中飛機(jī)剎車(chē)閥的最低振動(dòng)量值為2. 5G。將剎車(chē)閥轉(zhuǎn)移至低溫試驗(yàn)箱內(nèi)或高溫試驗(yàn)箱內(nèi)時(shí)，所述剎車(chē)閥安裝在液壓試驗(yàn)臺(tái)上，將液壓試驗(yàn)臺(tái)與剎車(chē)閥一同轉(zhuǎn)移至低溫試驗(yàn)箱內(nèi)或高溫試驗(yàn)箱內(nèi)。本發(fā)明通過(guò)加大高溫、低溫環(huán)境考核力度，激發(fā)和低溫、高溫相關(guān)的隱患，驗(yàn)證控制盒在高溫、低溫是否會(huì)出現(xiàn)故障；通過(guò)加快工作頻率，激發(fā)和頻率相關(guān)的隱患；通過(guò)加快溫度變化速率，激發(fā)和溫度變化相關(guān)的隱患。本發(fā)明形成加速耐久性研制試驗(yàn)方法，適于新產(chǎn)品研制中和批生產(chǎn)壽命試驗(yàn)中的應(yīng)用。加速耐久性研制試驗(yàn)的目的是在短時(shí)間內(nèi)完成激發(fā)故障的目的，并且在短時(shí)間內(nèi)完成驗(yàn)證耐久性指標(biāo)的目的。本發(fā)明公開(kāi)了一種飛機(jī)剎車(chē)閥的加速耐久性研制試驗(yàn)方法，將實(shí)測(cè)飛機(jī)剎車(chē)閥在步進(jìn)環(huán)境條件和工作條件綜合作用下的性能臨界值列入試驗(yàn)要求，作為確定加速耐久性研制試驗(yàn)條件的依據(jù)。從下列方面進(jìn)行本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)的比較a)測(cè)試技術(shù)性能的靈敏度、臨界值的比較現(xiàn)有耐久性試驗(yàn)技術(shù)不要求確定環(huán)境條件變化時(shí)飛機(jī)剎車(chē)閥性能的靈敏度，但在使用過(guò)程中存在快溫變等環(huán)境條件；b)環(huán)境試驗(yàn)條件的比較現(xiàn)有環(huán)境試驗(yàn)條件按GJB150《軍用設(shè)備環(huán)境試驗(yàn)方法》進(jìn)行，僅進(jìn)行環(huán)境條件下的性能測(cè)試，不進(jìn)行環(huán)境條件下的耐久性試驗(yàn)，本發(fā)明把在環(huán)境條件下耐久性試驗(yàn)列為主要內(nèi)容，激發(fā)在環(huán)境條件下的耗損故障；c)工作載荷的比較現(xiàn)有技術(shù)的工作載荷包含地面轉(zhuǎn)彎差動(dòng)行程的試驗(yàn)內(nèi)容，差動(dòng)剎車(chē)的輸出壓力約3MPa，壓力數(shù)值偏低，對(duì)彈性原件的耐久性考核效果不足，本發(fā)明剪裁了這部分試驗(yàn)內(nèi)容；d)試驗(yàn)時(shí)間的比較現(xiàn)有技術(shù)IOOOOh的首翻期至少抽兩套各試驗(yàn)15000h，試驗(yàn)時(shí)間累計(jì)30000h ;加速耐久性研制試驗(yàn)?zāi)軌蛟贗OOh內(nèi)完成試驗(yàn)內(nèi)容；e)試驗(yàn)?zāi)康牡谋容^現(xiàn)有技術(shù)的壽命試驗(yàn)是為了驗(yàn)證工藝穩(wěn)定性，每批抽一套進(jìn)行壽命試驗(yàn)；而耐久性研制試驗(yàn)的目的是激發(fā)和糾正耗損故障，驗(yàn)證飛機(jī)剎車(chē)閥的壽命指標(biāo)，這項(xiàng)技術(shù)在批壽命試驗(yàn)中應(yīng)用時(shí)，可以起到節(jié)約時(shí)間和資源的綠色效果；f)試驗(yàn)難度的比較現(xiàn)有技術(shù)已經(jīng)成為大家都知道的慣例；加速耐久性研制試驗(yàn)需要制定專門(mén)的試驗(yàn)剖面，試驗(yàn)剖面依據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)確定；g)試驗(yàn)設(shè)備的比較現(xiàn)有技術(shù)在進(jìn)行高溫、低溫試驗(yàn)后要進(jìn)行溫度恢復(fù)的試驗(yàn)程序，這種做法對(duì)剎車(chē)閥沒(méi)有溫度沖擊的考核作用；剎車(chē)閥的加速耐久性研制試驗(yàn)要求低溫試驗(yàn)結(jié)束后立即進(jìn)行高溫試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)剎車(chē)閥的溫度沖擊考核作用。加速耐久性研制試驗(yàn)是針對(duì)激發(fā)剎車(chē)閥的耗損故障隱患制定試驗(yàn)剖面的，具有在短時(shí)間內(nèi)激發(fā)故障隱患的加速效果。剎車(chē)閥研制中提出了進(jìn)行耐久性研制試驗(yàn)的要求，通過(guò)這項(xiàng)試驗(yàn)的結(jié)果提出改進(jìn)建議，使產(chǎn)品達(dá)到長(zhǎng)壽命、高可靠的技術(shù)要求，達(dá)到加速耐久性研制試驗(yàn)的目的。本發(fā)明采用試驗(yàn)的方法診斷剎車(chē)閥是否存在耗損故障隱患，并根據(jù)所激發(fā)出的故障隱患提出改進(jìn)建議，以消除故障隱患，使剎車(chē)閥的壽命達(dá)到研制要求。由于本發(fā)明具有節(jié)能降耗的綠色效應(yīng)，并將電子產(chǎn)品的加速壽命試驗(yàn)思想?yún)⒄沼迷诒景l(fā)明中，從而使本發(fā)明具有縮短試驗(yàn)時(shí)間、節(jié)約能源、資源和人力的特點(diǎn)。


圖1是本發(fā)明的試驗(yàn)剖面；圖2是振動(dòng)掃頻試驗(yàn)的振動(dòng)譜；圖3是本發(fā)明的流程框圖。
具體實(shí)施例方式本實(shí)施例是對(duì)某民用運(yùn)輸機(jī)剎車(chē)系統(tǒng)中的剎車(chē)閥進(jìn)行加速耐久性研制試驗(yàn)，通過(guò)按試驗(yàn)剖面施加高溫、低溫、溫度沖擊、振動(dòng)等環(huán)境應(yīng)力和工作應(yīng)力，激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥的耗損故障，是在加速耐久性試驗(yàn)中測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥性能是否合格的方法。所述耗損故障指由磨損、老化、腐蝕、疲勞等耗損原因內(nèi)引起的故障，耗損故障是直接影響產(chǎn)品壽命的故障。所述飛機(jī)剎車(chē)閥性能包括a.輸出起飛線剎車(chē)壓力為20+1MPa ;b.輸出著陸防滑剎車(chē)壓力IO+1MPa ;c.輸出地面轉(zhuǎn)彎差動(dòng)剎車(chē)壓力3+1MPa。在測(cè)試上述性能的過(guò)程中，同時(shí)施加環(huán)境應(yīng)力，起到在環(huán)境應(yīng)力、工作應(yīng)力共同作用下驗(yàn)證剎車(chē)閥壽命的目的，在本發(fā)明中，剎車(chē)閥壽命的單位是h，在規(guī)定的壽命試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)不發(fā)生耗損故障，按原國(guó)防科工委(1985) 1325號(hào)文規(guī)定就達(dá)到了壽命要求；若發(fā)生了耗損故障，就針對(duì)故障原因提出改進(jìn)建議，對(duì)改進(jìn)后的剎車(chē)閥再重新按照試驗(yàn)剖面進(jìn)行試驗(yàn)，直至達(dá)到規(guī)定的壽命要求。該飛機(jī)剎車(chē)閥的壽命指標(biāo)是10000h。耗損故障指磨損、老化、疲勞、腐蝕引起的故障。對(duì)剎車(chē)閥而言，耗損故障指a.閥芯在閥套內(nèi)來(lái)回移動(dòng)產(chǎn)生的磨損；b.閥芯反復(fù)壓縮彈簧引起彈簧疲勞；c.在高溫條件下非金屬密封件的老化；在低溫條件下非金屬密封件的硬化；d.在溫度變化條件下，由于閥芯、閥套的膨脹和收縮不同步產(chǎn)生的卡滯也屬于驗(yàn)證范圍。本實(shí)施例驗(yàn)證IOOOOh壽命指標(biāo)的試驗(yàn)時(shí)間計(jì)劃控制在IOOh以內(nèi)，用不足IOOh的試驗(yàn)時(shí)間完成15000h的驗(yàn)證工作，兩種試驗(yàn)方法所花時(shí)間之比為15000/100=150，從而起到節(jié)能降耗的作用。試驗(yàn)時(shí)間指試驗(yàn)設(shè)備的運(yùn)行時(shí)間，就是試驗(yàn)設(shè)備運(yùn)行IOOh完成剎車(chē)閥IOOOOh的壽命指標(biāo)驗(yàn)證工作。本實(shí)施例中進(jìn)行加速耐久性研制試驗(yàn)的飛機(jī)剎車(chē)閥須經(jīng)過(guò)工作頻率極限測(cè)試，在測(cè)試過(guò)程中輸出壓力為著陸剎車(chē)壓力。本實(shí)施例采用的試驗(yàn)設(shè)備均為現(xiàn)有技術(shù)，包括最高溫度為180°C的WG213步入式高溫試驗(yàn)箱；最低溫度為_(kāi)70°C的WD713步入式低溫試驗(yàn)箱；可進(jìn)行正弦和隨機(jī)振動(dòng)的電動(dòng)振動(dòng)系統(tǒng)，推力為3噸；流量為40升/min，輸出壓力為21MPa的常溫液壓源；量程40MPa的高低溫壓力表。本實(shí)施例的具體步驟是步驟1，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值。所述工作頻率失穩(wěn)值是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力和輸出的地面轉(zhuǎn)彎差動(dòng)剎車(chē)壓力的頻率值。在測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值時(shí)，采用步進(jìn)方法進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試在常溫下進(jìn)行。具體過(guò)程是第一步確定頻率測(cè)試起始值，起始值為10次/min ；第二步確定頻率步長(zhǎng)的遞增，步長(zhǎng)遞增為2次/min ；第三步確定在每步長(zhǎng)上的試驗(yàn)時(shí)間為40min。試驗(yàn)結(jié)束后測(cè)試剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值；在每步長(zhǎng)上的時(shí)間=穩(wěn)定時(shí)間+測(cè)試時(shí)間=30min+10min=40min。第四步確定故障判據(jù)。當(dāng)輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例不符合線性關(guān)系時(shí)判為故障；故障判據(jù)是當(dāng)輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間不符合線性關(guān)系，且死區(qū)電流超出4±2mA時(shí)判為故障；如當(dāng)該剎車(chē)閥的死區(qū)電流為4mA時(shí)，若輸入電流小于4mA，則輸出壓力為零；若輸入電流大于4mA，則輸入電流和輸出壓力為比例關(guān)系，存在當(dāng)輸入電流為20mA時(shí)，輸出壓力為lOMPa，當(dāng)輸入電流為40mA時(shí)，輸出壓力為20MPa的比例關(guān)系O第五步測(cè)試對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥工作頻率失穩(wěn)值的測(cè)試從10次/min開(kāi)始，并以2次/min的步長(zhǎng)遞增，即第二次測(cè)試為12次/min，第三次測(cè)試為14次/min，直至測(cè)試進(jìn)行到出現(xiàn)故障的工作頻率。本實(shí)施例中，當(dāng)測(cè)試進(jìn)行到40次/min時(shí)，出現(xiàn)明顯波動(dòng)，測(cè)試頻率增加到50次/min時(shí),輸出壓力與輸入電流之間為非線性關(guān)系,故第50次/min是失穩(wěn)工故障
作頻率。步驟2，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)。所述飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力隨溫度的變化范圍是否超差。測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)時(shí)，根據(jù)飛機(jī)在高空溫度低，在地面溫度高，從高空到地面是一個(gè)升溫過(guò)程，然后在地面進(jìn)行防滑剎車(chē)，因此溫度變化要求是快速升溫要求。測(cè)試程序是第一步將安裝有飛機(jī)剎車(chē)閥的試驗(yàn)臺(tái)置于_55°C低溫試驗(yàn)箱內(nèi)保持Ih后，轉(zhuǎn)移至70°C的高溫試驗(yàn)箱內(nèi)；當(dāng)高溫試驗(yàn)箱的溫度重新達(dá)到70°C時(shí)，立即測(cè)試剎車(chē)閥輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系。若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流為線性關(guān)系，剎車(chē)閥在_55°C 70°C的溫度測(cè)試中合格，繼續(xù)下一步試驗(yàn)；反之則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行提高溫度靈敏度的改進(jìn)，測(cè)試結(jié)束。所述的飛機(jī)剎車(chē)閥試驗(yàn)臺(tái)從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程為15min，轉(zhuǎn)移到高溫箱后該試驗(yàn)箱的溫度會(huì)下降，當(dāng)該試驗(yàn)箱升溫重新達(dá)到70°C時(shí)，才能進(jìn)行性能測(cè)試。第二步將安裝有飛機(jī)剎車(chē)閥的試驗(yàn)臺(tái)在_55°C低溫試驗(yàn)箱內(nèi)保持Ih后，轉(zhuǎn)移至70°C的高溫試驗(yàn)箱內(nèi)，當(dāng)?shù)蜏卦囼?yàn)箱的溫度重新達(dá)到70°C時(shí)，測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系；若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例為線性關(guān)系，進(jìn)行下一步試驗(yàn)；反之則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行針對(duì)提高溫度靈敏度的改進(jìn)，測(cè)試結(jié)束。所述的飛機(jī)剎車(chē)閥試驗(yàn)臺(tái)從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程為14min，轉(zhuǎn)移到高溫箱后該試驗(yàn)箱的溫度會(huì)下降，當(dāng)該試驗(yàn)箱升溫重新達(dá)到70°C時(shí)，才能進(jìn)行性能測(cè)試。以此類推，重復(fù)將飛機(jī)剎車(chē)閥試驗(yàn)臺(tái)由-55°C低溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移至70°C高溫試驗(yàn)箱內(nèi)，同時(shí)測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系，并且每次從_55°C低溫箱到70°C高溫箱的時(shí)間縮短I 2min。測(cè)試中，若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行針對(duì)提高溫度靈敏度的改進(jìn)，測(cè)試結(jié)束。本實(shí)施例中，每次從_55°C低溫箱到70°C高溫箱的時(shí)間縮短lmin。當(dāng)從_55°C低溫箱到70°C高溫箱的時(shí)間縮短至Imin時(shí)，測(cè)試結(jié)束。所述的_55°C低溫箱與70°C高溫箱之間的溫度變化速率達(dá)到125°C /min。同時(shí)測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系，若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例為線性關(guān)系，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求；反之則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行針對(duì)提高溫度靈敏度的改進(jìn)；步驟3，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值。所述飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力在低溫下變化時(shí)是否在技術(shù)規(guī)范的范圍內(nèi)。飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)低溫要求是_55°C，因此低溫臨界值的試驗(yàn)起點(diǎn)確定為_(kāi)55°C，本實(shí)施例超越環(huán)境鑒定試驗(yàn)條件的方法來(lái)源于GMW8287標(biāo)準(zhǔn)，通過(guò)步進(jìn)溫度測(cè)試，發(fā)現(xiàn)剎車(chē)閥的低溫故障隱患，提出改進(jìn)建議；測(cè)試步驟為第一步在_55°C條件下測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力，當(dāng)控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，進(jìn)行下一步測(cè)試。若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)?？刂坪薪o剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。第二步在_60°C條件下測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力，當(dāng)控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，進(jìn)行下一步測(cè)試；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)?？刂坪薪o剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。第三步在_65°C條件下測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，此時(shí)，飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值自-55 -65已有-10°C的安全余度，測(cè)試結(jié)束。當(dāng)其輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，飛機(jī)剎車(chē)閥通過(guò)了低溫考核，不需進(jìn)行針對(duì)提高低溫性能的設(shè)計(jì)改進(jìn)；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。步驟4，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的高溫臨界值。所述飛機(jī)剎車(chē)閥的高溫臨界值是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力在高溫下變化時(shí)是否為線性關(guān)系。飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)高溫要求是70°C，因此高溫臨界值的試驗(yàn)起點(diǎn)確定為70°C，測(cè)試步驟為第一步在70°C條件下測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，當(dāng)其輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，進(jìn)行下一步測(cè)試；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止，根據(jù)試驗(yàn)方案規(guī)定對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)?？刂坪薪o剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。第二步在75°C條件下測(cè)試，飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，當(dāng)其輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，進(jìn)行下一步測(cè)試；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)?？刂坪薪o剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMpa。第三步在80°C條件下測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，此時(shí)，飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值自70 80已有10°C的安全余度，測(cè)試結(jié)束。當(dāng)其輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，飛機(jī)剎車(chē)閥通過(guò)了低溫考核，不需進(jìn)行針對(duì)提高高溫性能的設(shè)計(jì)改進(jìn)；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。80°C是高溫測(cè)試的溫度終止點(diǎn)，比環(huán)境鑒定70°C高10°C。
步驟5，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的諧振頻率和諧振量值。所述飛機(jī)剎車(chē)閥的振動(dòng)量值是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力和輸出的地面轉(zhuǎn)彎差動(dòng)剎車(chē)壓力在振動(dòng)條件下的變化是否為線性關(guān)系。測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥振動(dòng)量值的過(guò)程包括第一步，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的諧振頻率。將飛機(jī)剎車(chē)閥安裝在電動(dòng)振動(dòng)系統(tǒng)上進(jìn)行測(cè)試，將振動(dòng)傳感器貼在飛機(jī)剎車(chē)閥上，開(kāi)啟振動(dòng)臺(tái)，進(jìn)行IOHz到1000Hz的正弦掃頻振動(dòng)，在掃頻振動(dòng)過(guò)程中測(cè)試剎車(chē)閥的性能是否合格，尋找對(duì)剎車(chē)閥影響較大的諧振頻率范圍。本實(shí)施例中，電動(dòng)振動(dòng)系統(tǒng)的最大推力為12噸。首先在振動(dòng)量值為2. 5G的條件下進(jìn)行測(cè)試，正弦掃頻為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束。測(cè)試中，若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為線性關(guān)系，則進(jìn)行下一步測(cè)試；當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為非線性關(guān)系時(shí)，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能不合格，結(jié)束測(cè)試，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。下一步測(cè)試中，振動(dòng)量值為5G，正弦掃頻為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束。測(cè)試中，若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為線性關(guān)系，則進(jìn)行下一步測(cè)試；當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為非線性關(guān)系時(shí)，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能不合格，結(jié)束測(cè)試，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)?？刂坪薪o剎車(chē)閥輸出的最大電流為40mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的靜剎車(chē)壓力為20MPa ;控制盒給剎車(chē)閥輸出的最大電流為20mA時(shí)，對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。重復(fù)上述過(guò)程，將振動(dòng)量值調(diào)整為8G，正弦掃頻為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束。測(cè)試中，若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為線性關(guān)系，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能合格，結(jié)束測(cè)試。若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為非線性關(guān)系，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能不合格，結(jié)束測(cè)試，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。本實(shí)施例中，當(dāng)振動(dòng)量值為8G，正弦掃頻為150 160Hz時(shí)，飛機(jī)剎車(chē)閥性的輸出壓力與輸入電流之間為非線性關(guān)系，出現(xiàn)故障。因此，該飛機(jī)剎車(chē)閥在低頻區(qū)工作不穩(wěn)定。當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的安裝部位諧振頻率接近150 160Hz會(huì)出現(xiàn)液壓沖擊，當(dāng)安裝部位諧振頻率為150 160Hz時(shí)，飛機(jī)剎車(chē)閥會(huì)出現(xiàn)彈簧、彈性支撐等零件的斷裂損傷現(xiàn)象，即當(dāng)振動(dòng)量值加大到8G時(shí)，飛機(jī)剎車(chē)閥會(huì)出現(xiàn)諧振引起的損傷，其振動(dòng)譜型見(jiàn)圖1，須對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)。為檢測(cè)出現(xiàn)故障的飛機(jī)剎車(chē)閥在改進(jìn)后是否滿足設(shè)計(jì)要求，再次對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行振動(dòng)量值測(cè)試。所述振動(dòng)量值的確定按工程經(jīng)驗(yàn)須大于實(shí)際振動(dòng)量值1. 5倍，本實(shí)施例中，振動(dòng)量值為19G，正弦掃頻為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束。測(cè)試中，當(dāng)正弦掃頻為180 190Hz時(shí)出現(xiàn)諧振，但由于實(shí)際使用中，飛機(jī)剎車(chē)閥的實(shí)際振動(dòng)量值僅為10G左右，故所產(chǎn)生的諧振對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥無(wú)危害，但在安裝該飛機(jī)剎車(chē)閥時(shí)須避開(kāi)正弦掃頻為180 190Hz的頻率區(qū)。步驟6，確定試驗(yàn)過(guò)程中施加的工作載荷。工作載荷包括控制盒給剎車(chē)閥輸入的電流和對(duì)應(yīng)剎車(chē)閥輸出的壓力。所述工作壓力是輸出的起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力在振動(dòng)和不同溫度的條件下，所述起飛線剎車(chē)壓力、輸出的著陸防滑剎車(chē)壓力變化是否為線性關(guān)系。飛機(jī)剎車(chē)閥在使用中承受的工作載荷包括起飛線剎車(chē)壓力、著陸防滑剎車(chē)壓力和地面差動(dòng)剎車(chē)壓力。所述起飛線剎車(chē)壓力和著陸防滑剎車(chē)壓力根據(jù)設(shè)計(jì)要求確定，其中
輸入電流為40mA時(shí)，起飛線剎車(chē)壓力為20MPa ；輸入電流為20mA時(shí)，著陸防滑剎車(chē)壓力為IOMPa ；輸入電流為6.6mA時(shí)，地面差動(dòng)剎車(chē)壓力為3MPa;。測(cè)試得到的試驗(yàn)參數(shù)和依據(jù)所述參數(shù)確定的試驗(yàn)參數(shù)選取范圍見(jiàn)表I。表I測(cè)試得到的一組參數(shù)和依據(jù)測(cè)試參數(shù)制定的試驗(yàn)參數(shù)選取范圍匯總表
權(quán)利要求
1.一種激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法，其特征在于，具體過(guò)程是步驟1，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值；采用步進(jìn)法測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥的工作頻率失穩(wěn)值，本步驟有三個(gè)測(cè)試參數(shù)；對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥工作頻率失穩(wěn)值的測(cè)試從10次/min開(kāi)始， 并以2次/min的步長(zhǎng)遞增，在每步長(zhǎng)上的測(cè)試時(shí)間為40min，直至測(cè)試進(jìn)行到出現(xiàn)故障的工作頻率；當(dāng)輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例不符合線性關(guān)系時(shí)判為故障；步驟2，測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)；測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥對(duì)溫度變化的反應(yīng)時(shí)，設(shè)定的溫度范圍是-55 70°C ;具體是，不斷重復(fù)的將飛機(jī)剎車(chē)閥置于_55°C低溫試驗(yàn)箱內(nèi)保持Ih后，轉(zhuǎn)移至70°C的高溫試驗(yàn)箱內(nèi)，當(dāng)高溫試驗(yàn)箱溫度重新達(dá)到70°C溫度時(shí)，測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間為線性關(guān)系， 剎車(chē)閥在該溫度變化條件下合格；反之，則所述剎車(chē)閥在該溫度變化條件下不合格，測(cè)試結(jié)束；所述第一次將飛機(jī)剎車(chē)閥試驗(yàn)臺(tái)從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程為 15min，并且此后每次從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)向高溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移的過(guò)程遞減I 2min，直至所述的轉(zhuǎn)移過(guò)程遞減至Imin時(shí)，測(cè)試結(jié)束；當(dāng)將飛機(jī)剎車(chē)閥從低溫試驗(yàn)箱內(nèi)轉(zhuǎn)移至高溫試驗(yàn)箱內(nèi)后，測(cè)試輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例是否為線性關(guān)系，若輸出的剎車(chē)壓力與輸入的電流之間的比例為線性關(guān)系，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求；反之則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥不滿足溫度變化的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行針對(duì)提高溫度靈敏度的改進(jìn)，測(cè)試結(jié)束；步驟3，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的低溫臨界值飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)低溫為-55°C ;測(cè)試中，在_55°C -65°C之間分別測(cè)試各溫度點(diǎn)飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力，當(dāng)控制盒給剎車(chē)閥輸入的電流與飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系時(shí)，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，繼續(xù)下一步測(cè)試；若控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性時(shí)，則證明該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止；步驟4，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的高溫臨界值飛機(jī)剎車(chē)閥的環(huán)境鑒定試驗(yàn)的起始溫度為70°C ;測(cè)試中，在70°C 80°C之間分別測(cè)試各溫度點(diǎn)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力，當(dāng)從控制盒輸入到剎車(chē)閥的電流與飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為線性關(guān)系，該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力合格，繼續(xù)下一步測(cè)試；若輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力之間的關(guān)系為非線性關(guān)系，則該飛機(jī)剎車(chē)閥的輸出壓力不合格，測(cè)試終止;步驟5，確定飛機(jī)剎車(chē)閥的諧振頻率和諧振量值測(cè)試飛機(jī)剎車(chē)閥振動(dòng)量值時(shí)，對(duì)飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行IOHz 1000Hz的正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試； 具體是，分別在不同的振動(dòng)量值下依次逐步進(jìn)行正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試；所述正弦掃頻的頻率為自IOHz開(kāi)始，直至1000Hz時(shí)結(jié)束；測(cè)試中，若飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為線性關(guān)系，則進(jìn)行下一個(gè)振動(dòng)量值的正弦掃頻振動(dòng)測(cè)試，重復(fù)所述過(guò)程，直至所述的振動(dòng)量值達(dá)到實(shí)際振動(dòng)量值1. 5倍；當(dāng)飛機(jī)剎車(chē)閥的輸入電流和飛機(jī)剎車(chē)閥輸出壓力為非線性關(guān)系時(shí)，證明該飛機(jī)剎車(chē)閥性能不合格，結(jié)束測(cè)試，對(duì)該飛機(jī)剎車(chē)閥進(jìn)行改進(jìn)；步驟6，確定試驗(yàn)過(guò)程中施加的工作載荷工作載荷包括控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流和剎車(chē)閥對(duì)應(yīng)的輸出壓力飛機(jī)剎車(chē)閥在使用中承受的工作應(yīng)力包括起飛線剎車(chē)壓力、著陸防滑剎車(chē)壓力和地面差動(dòng)剎車(chē)壓力；步驟7,確定加速試驗(yàn)條件確定加速試驗(yàn)條件時(shí)第一步，低溫溫度為_(kāi)55°C，時(shí)長(zhǎng)50min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流20mA，剎車(chē)閥輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16次/min，工作次數(shù)50minX 16次/min=800次；第二步，低溫溫度為_(kāi)55°C，時(shí)長(zhǎng)25min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa,工作頻率16次/min,工作次數(shù)25minX16次/min=400次；第三步，高溫溫度為70°C，時(shí)長(zhǎng)50min，控制盒給剎車(chē)閥的輸入電流20mA，剎車(chē)閥輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16次/min，工作次數(shù)50minX 16次/min=800次；第四步，高溫溫度為70°C，時(shí)長(zhǎng)25min，輸入電應(yīng)力40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa，工作頻率 16 次 /min,工作次數(shù)25minX 16 次 /min=400 次；第五步，室溫條件，時(shí)長(zhǎng)25min，輸入電應(yīng)力20mA，輸出剎車(chē)壓力lOMPa，工作頻率16次 /min,工作次數(shù)25minX 16 次/min=400 次；第六步，室溫條件，時(shí)長(zhǎng)13min，輸入電應(yīng)力40mA，輸出剎車(chē)壓力20MPa，工作頻率16次 /min，工作次數(shù)13minX16 次 /min=208 次；步驟8，加速耐久性試驗(yàn)第一步確定試驗(yàn)時(shí)間；第二步進(jìn)行試驗(yàn)；在第二個(gè)剖面B區(qū)間結(jié)束時(shí)對(duì)剎車(chē)閥進(jìn)行溫度沖擊試驗(yàn)，向剎車(chē)閥輸入40mA電流時(shí)飛機(jī)剎車(chē)閥出現(xiàn)無(wú)壓力的故障，試驗(yàn)停止；對(duì)激發(fā)出故障的剎車(chē)閥進(jìn)行滑閥配套間隙改進(jìn)；步驟9，對(duì)改進(jìn)后的剎車(chē)閥再次進(jìn)行溫度沖擊激發(fā)故障測(cè)試；對(duì)改進(jìn)后的剎車(chē)閥再次進(jìn)行加速耐久性試驗(yàn)，以激發(fā)故障；所述再次進(jìn)行溫度沖擊激發(fā)故障測(cè)試是循環(huán)步驟7和步驟8共15次，每一次循環(huán)完成一個(gè)試驗(yàn)剖面所規(guī)定的試驗(yàn)內(nèi)容；步驟10，試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理。
2.如權(quán)利要求1所述通過(guò)溫度沖擊激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法，其特征在于，步驟6中所述起飛線剎車(chē)壓力和著陸防滑剎車(chē)壓力根據(jù)設(shè)計(jì)要求確定，其中輸入電流為40mA時(shí)，起飛線剎車(chē)壓力為20MPa ；輸入電流為20mA時(shí)，著陸防滑剎車(chē)壓力為lOMPa。
3.如權(quán)利要求1所述通過(guò)溫度沖擊激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法，其特征在于，步驟5中飛機(jī)剎車(chē)閥的最低振動(dòng)量值為2. 5G。
4.如權(quán)利要求1所述通過(guò)溫度沖擊激發(fā)飛機(jī)剎車(chē)閥故障的方法，其特征在于，將剎車(chē)閥轉(zhuǎn)移至低溫試驗(yàn)箱內(nèi)或高溫試驗(yàn)箱內(nèi)時(shí)，所述剎車(chē)閥安裝在液壓試驗(yàn)臺(tái)上，將液壓試驗(yàn)臺(tái)與剎車(chē)閥一同轉(zhuǎn)移至低溫試驗(yàn)箱內(nèi)或高溫試驗(yàn)箱內(nèi)。
全文摘要
一種飛機(jī)剎車(chē)閥的加速耐久性研制試驗(yàn)方法，針對(duì)激發(fā)剎車(chē)閥的耗損故障隱患制定試驗(yàn)剖面的，具有在短時(shí)間內(nèi)激發(fā)故障隱患的加速效果，將實(shí)測(cè)飛機(jī)剎車(chē)閥在步進(jìn)環(huán)境條件和工作條件綜合作用下的性能臨界值列入試驗(yàn)要求，作為確定加速耐久性研制試驗(yàn)條件的依據(jù)。本發(fā)明通過(guò)加大高溫、低溫環(huán)境考核力度，激發(fā)和低溫、高溫相關(guān)的隱患；通過(guò)加快工作頻率，激發(fā)和頻率相關(guān)的隱患；通過(guò)加快溫度變化速率，激發(fā)和溫度變化相關(guān)的隱患。本發(fā)明通過(guò)試驗(yàn)的方法診斷剎車(chē)閥是否存在耗損故障隱患，并根據(jù)所激發(fā)出的故障隱患提出改進(jìn)建議，以消除故障隱患，使剎車(chē)閥的壽命達(dá)到研制要求。本發(fā)明具有試驗(yàn)時(shí)間短、能耗低、節(jié)約資源和降低人力成本的特點(diǎn)。
文檔編號(hào)G01M13/00GK103018027SQ201210521578
公開(kāi)日2013年4月3日 申請(qǐng)日期2012年12月7日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月7日
發(fā)明者喬建軍, 馬建峰, 劉勁松 申請(qǐng)人:西安航空制動(dòng)科技有限公司