专利名称：一种激发飞机刹车阀故障的方法
技术领域：
本发明涉及飞机刹车系统领域，具体是一种通过施加环境应力和工作应力激发飞机刹车阀故障的方法。
背景技术：
飞机刹车阀的长寿命研制就是消除耐久性薄弱环节，提高飞机刹车阀的寿命指标。长寿命验证是通过物理方法确定飞机刹车阀达到的寿命指标。目前耐久性研制试验目的有下列两点a)在型号研制中在规定时间内完成激发耗损故障的工作,通过改进耗损薄弱环节达到长寿命的目的。由于时间所限，试验条件允许加速，加速试验方法自研自用；b)当飞机刹车阀的耐久性设计、制造工艺质量水平高，寿命指标经分析达到10000小时时，耐久性研制试验的目标是在短时间内完成验证寿命指标的工作。现有技术中，飞机刹车阀的耐久性试验方法不加速，按现有耐久性试验方法进行试验。当飞机刹车阀的寿命指标为10000小时时，按照经验系数为1. 5的惯例，试验时间是10000起落X1. 5=15000小时，相当于1875工作日。试验时间太长，在研制中难以安排。这种传统的耐久性试验方法不能有效解决目前型号研制中的长寿命研制和验证问题。国外现有飞机刹车阀等液压产品的耐久性试验特点有a)试验中不加速，工作载荷按试验剖面施加，当刹车系统的工作载荷分为地面转弯、着陆刹车、起飞线刹车时，各种载荷不进行剪裁，按比例施加。使得试验时间和使用时间相同，消耗能源多，花费时间长，并且不能准确反映飞机刹车阀的故障隐患。b)试验目的是通过检验，不是激发影响耐久性的故障隐患；c)耐久性试验以常温为主，高温和低温仅进行性能测试，不能激发高温和低温状态飞机刹车阀的故障隐患。
发明内容
为克服现有技术中存在的不能激发影响飞机刹车阀的故障隐患和试验周期长的不足，本发明提出了一种飞机刹车阀的加速耐久性研制试验方法。本发明的具体过程是步骤1，测试飞机刹车阀的工作频率失稳值。采用步进法测试飞机刹车阀的工作频率失稳值，本步骤有三个测试参数。对飞机刹车阀工作频率失稳值的测试从10次/min开始，并以2次/min的步长递增，在每步长上的测试时间为40min，直至测试进行到出现故障的工作频率；当输出的刹车压力与输入的电流之间的比例不符合线性关系时判为故障；步骤2，测试飞机刹车阀对温度变化的反应。测试飞机刹车阀对温度变化的反应时，设定的温度范围是-55 70°C ;具体是，不断重复的将飞机刹车阀置于_55°C低温试验箱内保持Ih后，转移至70°C的高温试验箱内，当高温试验箱温度重新达到70°C温度时，测试输出的刹车压力与输入的电流之间应为线性关系，刹车阀在该温度变化条件下合格；反之，则所述刹车阀在该温度变化条件下不合格，测试结束；所述第一次将飞机刹车阀试验台从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程为15min，并且此后每次从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程递减I 2min，直至所述的转移过程递减至Imin时，测试结束；当将飞机刹车阀从低温试验箱内转移至高温试验箱内后，测试输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系，若输出的刹车压力与输入的电流之间的比例为线性关系，证明该飞机刹车阀满足温度变化的设计要求；反之则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行针对提高温度灵敏度的改进，测试结束；步骤3，确定飞机刹车阀的低温临界值飞机刹车阀的环境鉴定试验低温为-55°C ;测试中，在_55°C _65°C之间分别测试各温度点飞机刹车阀输出压力，当控制盒给刹车阀输入的电流与飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系时，该飞机刹车阀的输出压力合格，继续下一步测试；若控制盒给刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性时，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止。步骤4，确定飞机刹车阀的高温临界值飞机刹车阀的环境鉴定试验的起始温度为70°C ;测试中，在70°C 80°C之间分别测试各温度点飞机刹车阀的输出压力，当从控制盒输入到刹车阀的电流与飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，继续下一步测试；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止。步骤5，确定飞机刹车阀的谐振频率和谐振量值测试飞机刹车阀振动量值时，对飞机刹车阀进行IOHz 1000Hz的正弦扫频振动测试。具体是，分别在不同的振动量值下依次逐步进行正弦扫频振动测试；所述正弦扫频的频率为自IOHz开始，直至1000Hz时结束。测试中，若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为线性关系，则进行下一个振动量值的正弦扫频振动测试，重复所述过程，直至所述的振动量值达到实际振动量值1. 5倍；当飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为非线性关系时，证明该飞机刹车阀性能不合格，结束测试，对该飞机刹车阀进行改进。步骤6，确定试验过程中施加的工作载荷工作载荷包括控制盒给刹车阀的输入电流和刹车阀对应的输出压力飞机刹车阀在使用中承受的工作应力包括起飞线刹车压力、着陆防滑刹车压力和地面差动刹车压力。步骤7，确定加速试验条件确定加速试验条件时第一步，低温温度为-55°C，时长50min，控制盒给刹车阀的输入电流20mA，刹车阀输出刹车压力lOMPa，工作频率16次/min，工作次数50minX 16次/min=800次；第二步，低温温度为-55°C，时长25min，控制盒给刹车阀的输入电流40mA，输出刹车压力20MPa，工作频率16次/min，工作次数25minX 16次/min=400次；第三步，高温温度为70°C，时长50min，控制盒给刹车阀的输入电流20mA，刹车阀输出刹车压力lOMPa，工作频率16次/min，工作次数50minX 16次/min=800次；第四步，高温温度为70°C，时长25min，输入电应力40mA，输出刹车压力20MPa，工作频率16次/min,工作次数25minX 16次/min=400次；第五步，室温条件，时长25min，输入电应力20mA，输出刹车压力lOMPa，工作频率16 次 /min,工作次数25minX 16 次 /min=400 次；第六步，室温条件，时长13min，输入电应力40mA，输出刹车压力20MPa，工作频率16 次 /min,工作次数13minX 16 次 /min=208 次；步骤8，加速耐久性试验第一步确定试验时间。第二步进行试验。在第二个剖面B区间结束时对刹车阀进行温度冲击试验，向刹车阀输入40mA电流时飞机刹车阀出现无压力的故障，试验停止。对激发出故障的刹车阀进行滑阀配套间隙改进。步骤9，对改进后的刹车阀再次进行温度冲击激发故障测试；对改进后的刹车阀再次进行加速耐久性试验，以激发故障。所述再次进行温度冲击激发故障测试是循环步骤7和步骤8共15次，每一次循环完成一个试验剖面所规定的试验内容；步骤10，试验数据处理。本发明步骤6中所述起飞线刹车压力和着陆防滑刹车压力根据设计要求确定，其中输入电流为40mA时，起飞线刹车压力为20MPa ;输入电流为20mA时，着陆防滑刹车压力为 IOMPa。本发明步骤5中飞机刹车阀的最低振动量值为2. 5G。将刹车阀转移至低温试验箱内或高温试验箱内时，所述刹车阀安装在液压试验台上，将液压试验台与刹车阀一同转移至低温试验箱内或高温试验箱内。本发明通过加大高温、低温环境考核力度，激发和低温、高温相关的隐患，验证控制盒在高温、低温是否会出现故障；通过加快工作频率，激发和频率相关的隐患；通过加快温度变化速率，激发和温度变化相关的隐患。本发明形成加速耐久性研制试验方法，适于新产品研制中和批生产寿命试验中的应用。加速耐久性研制试验的目的是在短时间内完成激发故障的目的，并且在短时间内完成验证耐久性指标的目的。本发明公开了一种飞机刹车阀的加速耐久性研制试验方法，将实测飞机刹车阀在步进环境条件和工作条件综合作用下的性能临界值列入试验要求，作为确定加速耐久性研制试验条件的依据。从下列方面进行本发明与现有技术的比较a)测试技术性能的灵敏度、临界值的比较现有耐久性试验技术不要求确定环境条件变化时飞机刹车阀性能的灵敏度，但在使用过程中存在快温变等环境条件；b)环境试验条件的比较现有环境试验条件按GJB150《军用设备环境试验方法》进行，仅进行环境条件下的性能测试，不进行环境条件下的耐久性试验，本发明把在环境条件下耐久性试验列为主要内容，激发在环境条件下的耗损故障；c)工作载荷的比较现有技术的工作载荷包含地面转弯差动行程的试验内容，差动刹车的输出压力约3MPa，压力数值偏低，对弹性原件的耐久性考核效果不足，本发明剪裁了这部分试验内容；d)试验时间的比较现有技术IOOOOh的首翻期至少抽两套各试验15000h，试验时间累计30000h ;加速耐久性研制试验能够在IOOh内完成试验内容；e)试验目的的比较现有技术的寿命试验是为了验证工艺稳定性，每批抽一套进行寿命试验；而耐久性研制试验的目的是激发和纠正耗损故障，验证飞机刹车阀的寿命指标，这项技术在批寿命试验中应用时，可以起到节约时间和资源的绿色效果；f)试验难度的比较现有技术已经成为大家都知道的惯例；加速耐久性研制试验需要制定专门的试验剖面，试验剖面依据实测数据确定；g)试验设备的比较现有技术在进行高温、低温试验后要进行温度恢复的试验程序，这种做法对刹车阀没有温度冲击的考核作用；刹车阀的加速耐久性研制试验要求低温试验结束后立即进行高温试验，实现对刹车阀的温度冲击考核作用。加速耐久性研制试验是针对激发刹车阀的耗损故障隐患制定试验剖面的，具有在短时间内激发故障隐患的加速效果。刹车阀研制中提出了进行耐久性研制试验的要求，通过这项试验的结果提出改进建议，使产品达到长寿命、高可靠的技术要求，达到加速耐久性研制试验的目的。本发明采用试验的方法诊断刹车阀是否存在耗损故障隐患，并根据所激发出的故障隐患提出改进建议，以消除故障隐患，使刹车阀的寿命达到研制要求。由于本发明具有节能降耗的绿色效应，并将电子产品的加速寿命试验思想参照用在本发明中，从而使本发明具有缩短试验时间、节约能源、资源和人力的特点。
图1是本发明的试验剖面；图2是振动扫频试验的振动谱；图3是本发明的流程框图。
具体实施例方式本实施例是对某民用运输机刹车系统中的刹车阀进行加速耐久性研制试验，通过按试验剖面施加高温、低温、温度冲击、振动等环境应力和工作应力，激发飞机刹车阀的耗损故障，是在加速耐久性试验中测试飞机刹车阀性能是否合格的方法。所述耗损故障指由磨损、老化、腐蚀、疲劳等耗损原因内引起的故障，耗损故障是直接影响产品寿命的故障。所述飞机刹车阀性能包括a.输出起飞线刹车压力为20+1MPa ;b.输出着陆防滑刹车压力IO+1MPa ;c.输出地面转弯差动刹车压力3+1MPa。在测试上述性能的过程中，同时施加环境应力，起到在环境应力、工作应力共同作用下验证刹车阀寿命的目的，在本发明中，刹车阀寿命的单位是h，在规定的寿命试验时间内不发生耗损故障，按原国防科工委(1985) 1325号文规定就达到了寿命要求；若发生了耗损故障，就针对故障原因提出改进建议，对改进后的刹车阀再重新按照试验剖面进行试验，直至达到规定的寿命要求。该飞机刹车阀的寿命指标是10000h。耗损故障指磨损、老化、疲劳、腐蚀引起的故障。对刹车阀而言，耗损故障指a.阀芯在阀套内来回移动产生的磨损；b.阀芯反复压缩弹簧引起弹簧疲劳；c.在高温条件下非金属密封件的老化；在低温条件下非金属密封件的硬化；d.在温度变化条件下，由于阀芯、阀套的膨胀和收缩不同步产生的卡滞也属于验证范围。本实施例验证IOOOOh寿命指标的试验时间计划控制在IOOh以内，用不足IOOh的试验时间完成15000h的验证工作，两种试验方法所花时间之比为15000/100=150，从而起到节能降耗的作用。试验时间指试验设备的运行时间，就是试验设备运行IOOh完成刹车阀IOOOOh的寿命指标验证工作。本实施例中进行加速耐久性研制试验的飞机刹车阀须经过工作频率极限测试，在测试过程中输出压力为着陆刹车压力。本实施例采用的试验设备均为现有技术，包括最高温度为180°C的WG213步入式高温试验箱；最低温度为_70°C的WD713步入式低温试验箱；可进行正弦和随机振动的电动振动系统，推力为3吨；流量为40升/min，输出压力为21MPa的常温液压源；量程40MPa的高低温压力表。本实施例的具体步骤是步骤1，测试飞机刹车阀的工作频率失稳值。所述工作频率失稳值是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力和输出的地面转弯差动刹车压力的频率值。在测试飞机刹车阀的工作频率失稳值时，采用步进方法进行测试，测试在常温下进行。具体过程是第一步确定频率测试起始值，起始值为10次/min ；第二步确定频率步长的递增，步长递增为2次/min ；第三步确定在每步长上的试验时间为40min。试验结束后测试刹车阀的工作频率失稳值；在每步长上的时间=稳定时间+测试时间=30min+10min=40min。第四步确定故障判据。当输出的刹车压力与输入的电流之间的比例不符合线性关系时判为故障；故障判据是当输出的刹车压力与输入的电流之间不符合线性关系，且死区电流超出4±2mA时判为故障；如当该刹车阀的死区电流为4mA时，若输入电流小于4mA，则输出压力为零；若输入电流大于4mA，则输入电流和输出压力为比例关系，存在当输入电流为20mA时，输出压力为lOMPa，当输入电流为40mA时，输出压力为20MPa的比例关系O第五步测试对飞机刹车阀工作频率失稳值的测试从10次/min开始，并以2次/min的步长递增，即第二次测试为12次/min，第三次测试为14次/min，直至测试进行到出现故障的工作频率。本实施例中，当测试进行到40次/min时，出现明显波动，测试频率增加到50次/min时,输出压力与输入电流之间为非线性关系,故第50次/min是失稳工故障
作频率。步骤2，测试飞机刹车阀对温度变化的反应。所述飞机刹车阀对温度变化的反应是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力随温度的变化范围是否超差。测试飞机刹车阀对温度变化的反应时，根据飞机在高空温度低，在地面温度高，从高空到地面是一个升温过程，然后在地面进行防滑刹车，因此温度变化要求是快速升温要求。测试程序是第一步将安装有飞机刹车阀的试验台置于_55°C低温试验箱内保持Ih后，转移至70°C的高温试验箱内；当高温试验箱的温度重新达到70°C时，立即测试刹车阀输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系。若输出的刹车压力与输入的电流为线性关系，刹车阀在_55°C 70°C的温度测试中合格，继续下一步试验；反之则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行提高温度灵敏度的改进，测试结束。所述的飞机刹车阀试验台从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程为15min，转移到高温箱后该试验箱的温度会下降，当该试验箱升温重新达到70°C时，才能进行性能测试。第二步将安装有飞机刹车阀的试验台在_55°C低温试验箱内保持Ih后，转移至70°C的高温试验箱内，当低温试验箱的温度重新达到70°C时，测试输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系；若输出的刹车压力与输入的电流之间的比例为线性关系，进行下一步试验；反之则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行针对提高温度灵敏度的改进，测试结束。所述的飞机刹车阀试验台从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程为14min，转移到高温箱后该试验箱的温度会下降，当该试验箱升温重新达到70°C时，才能进行性能测试。以此类推，重复将飞机刹车阀试验台由-55°C低温试验箱内转移至70°C高温试验箱内，同时测试输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系，并且每次从_55°C低温箱到70°C高温箱的时间缩短I 2min。测试中，若输出的刹车压力与输入的电流之间的比例为非线性关系，则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行针对提高温度灵敏度的改进，测试结束。本实施例中，每次从_55°C低温箱到70°C高温箱的时间缩短lmin。当从_55°C低温箱到70°C高温箱的时间缩短至Imin时，测试结束。所述的_55°C低温箱与70°C高温箱之间的温度变化速率达到125°C /min。同时测试输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系，若输出的刹车压力与输入的电流之间的比例为线性关系，证明该飞机刹车阀满足温度变化的设计要求；反之则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行针对提高温度灵敏度的改进；步骤3，确定飞机刹车阀的低温临界值。所述飞机刹车阀的低温临界值是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力在低温下变化时是否在技术规范的范围内。飞机刹车阀的环境鉴定试验低温要求是_55°C，因此低温临界值的试验起点确定为_55°C，本实施例超越环境鉴定试验条件的方法来源于GMW8287标准，通过步进温度测试，发现刹车阀的低温故障隐患，提出改进建议；测试步骤为第一步在_55°C条件下测试飞机刹车阀的输出压力，当控制盒给刹车阀的输入电流和飞机刹车阀的输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，进行下一步测试。若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。第二步在_60°C条件下测试飞机刹车阀的输出压力，当控制盒给刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，进行下一步测试；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。第三步在_65°C条件下测试飞机刹车阀输出压力，此时，飞机刹车阀的低温临界值自-55 -65已有-10°C的安全余度，测试结束。当其输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，飞机刹车阀通过了低温考核，不需进行针对提高低温性能的设计改进；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。步骤4，确定飞机刹车阀的高温临界值。所述飞机刹车阀的高温临界值是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力在高温下变化时是否为线性关系。飞机刹车阀的环境鉴定试验高温要求是70°C，因此高温临界值的试验起点确定为70°C，测试步骤为第一步在70°C条件下测试飞机刹车阀输出压力，当其输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，进行下一步测试；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止，根据试验方案规定对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。第二步在75°C条件下测试，飞机刹车阀输出压力，当其输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，进行下一步测试；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMpa。第三步在80°C条件下测试飞机刹车阀输出压力，此时，飞机刹车阀的低温临界值自70 80已有10°C的安全余度，测试结束。当其输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，飞机刹车阀通过了低温考核，不需进行针对提高高温性能的设计改进；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。80°C是高温测试的温度终止点，比环境鉴定70°C高10°C。
步骤5，确定飞机刹车阀的谐振频率和谐振量值。所述飞机刹车阀的振动量值是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力和输出的地面转弯差动刹车压力在振动条件下的变化是否为线性关系。测试飞机刹车阀振动量值的过程包括第一步，测试飞机刹车阀的谐振频率。将飞机刹车阀安装在电动振动系统上进行测试，将振动传感器贴在飞机刹车阀上，开启振动台，进行IOHz到1000Hz的正弦扫频振动，在扫频振动过程中测试刹车阀的性能是否合格，寻找对刹车阀影响较大的谐振频率范围。本实施例中，电动振动系统的最大推力为12吨。首先在振动量值为2. 5G的条件下进行测试，正弦扫频为自IOHz开始，直至1000Hz时结束。测试中，若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为线性关系，则进行下一步测试；当飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为非线性关系时，证明该飞机刹车阀性能不合格，结束测试，对该飞机刹车阀进行改进。下一步测试中，振动量值为5G，正弦扫频为自IOHz开始，直至1000Hz时结束。测试中，若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为线性关系，则进行下一步测试；当飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为非线性关系时，证明该飞机刹车阀性能不合格，结束测试，对该飞机刹车阀进行改进。控制盒给刹车阀输出的最大电流为40mA时，对应刹车阀输出的静刹车压力为20MPa ;控制盒给刹车阀输出的最大电流为20mA时，对应刹车阀输出的防滑刹车压力为lOMPa。重复上述过程，将振动量值调整为8G，正弦扫频为自IOHz开始，直至1000Hz时结束。测试中，若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为线性关系，证明该飞机刹车阀性能合格，结束测试。若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为非线性关系，证明该飞机刹车阀性能不合格，结束测试，对该飞机刹车阀进行改进。本实施例中，当振动量值为8G，正弦扫频为150 160Hz时，飞机刹车阀性的输出压力与输入电流之间为非线性关系，出现故障。因此，该飞机刹车阀在低频区工作不稳定。当飞机刹车阀的安装部位谐振频率接近150 160Hz会出现液压冲击，当安装部位谐振频率为150 160Hz时，飞机刹车阀会出现弹簧、弹性支撑等零件的断裂损伤现象，即当振动量值加大到8G时，飞机刹车阀会出现谐振引起的损伤，其振动谱型见图1，须对该飞机刹车阀进行改进。为检测出现故障的飞机刹车阀在改进后是否满足设计要求，再次对该飞机刹车阀进行振动量值测试。所述振动量值的确定按工程经验须大于实际振动量值1. 5倍，本实施例中，振动量值为19G，正弦扫频为自IOHz开始，直至1000Hz时结束。测试中，当正弦扫频为180 190Hz时出现谐振，但由于实际使用中，飞机刹车阀的实际振动量值仅为10G左右，故所产生的谐振对飞机刹车阀无危害，但在安装该飞机刹车阀时须避开正弦扫频为180 190Hz的频率区。步骤6，确定试验过程中施加的工作载荷。工作载荷包括控制盒给刹车阀输入的电流和对应刹车阀输出的压力。所述工作压力是输出的起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力在振动和不同温度的条件下，所述起飞线刹车压力、输出的着陆防滑刹车压力变化是否为线性关系。飞机刹车阀在使用中承受的工作载荷包括起飞线刹车压力、着陆防滑刹车压力和地面差动刹车压力。所述起飞线刹车压力和着陆防滑刹车压力根据设计要求确定，其中
输入电流为40mA时，起飞线刹车压力为20MPa ；输入电流为20mA时，着陆防滑刹车压力为IOMPa ；输入电流为6.6mA时，地面差动刹车压力为3MPa;。测试得到的试验参数和依据所述参数确定的试验参数选取范围见表I。表I测试得到的一组参数和依据测试参数制定的试验参数选取范围汇总表
权利要求
1.一种激发飞机刹车阀故障的方法，其特征在于，具体过程是步骤1，测试飞机刹车阀的工作频率失稳值；采用步进法测试飞机刹车阀的工作频率失稳值，本步骤有三个测试参数；对飞机刹车阀工作频率失稳值的测试从10次/min开始， 并以2次/min的步长递增，在每步长上的测试时间为40min，直至测试进行到出现故障的工作频率；当输出的刹车压力与输入的电流之间的比例不符合线性关系时判为故障；步骤2，测试飞机刹车阀对温度变化的反应；测试飞机刹车阀对温度变化的反应时，设定的温度范围是-55 70°C ;具体是，不断重复的将飞机刹车阀置于_55°C低温试验箱内保持Ih后，转移至70°C的高温试验箱内，当高温试验箱温度重新达到70°C温度时，测试输出的刹车压力与输入的电流之间为线性关系， 刹车阀在该温度变化条件下合格；反之，则所述刹车阀在该温度变化条件下不合格，测试结束；所述第一次将飞机刹车阀试验台从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程为 15min，并且此后每次从低温试验箱内向高温试验箱内转移的过程递减I 2min，直至所述的转移过程递减至Imin时，测试结束；当将飞机刹车阀从低温试验箱内转移至高温试验箱内后，测试输出的刹车压力与输入的电流之间的比例是否为线性关系，若输出的刹车压力与输入的电流之间的比例为线性关系，证明该飞机刹车阀满足温度变化的设计要求；反之则证明该飞机刹车阀不满足温度变化的设计要求，需要进行针对提高温度灵敏度的改进，测试结束；步骤3，确定飞机刹车阀的低温临界值飞机刹车阀的环境鉴定试验低温为-55°C ;测试中，在_55°C -65°C之间分别测试各温度点飞机刹车阀输出压力，当控制盒给刹车阀输入的电流与飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系时，该飞机刹车阀的输出压力合格，继续下一步测试；若控制盒给刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性时，则证明该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止；步骤4，确定飞机刹车阀的高温临界值飞机刹车阀的环境鉴定试验的起始温度为70°C ;测试中，在70°C 80°C之间分别测试各温度点飞机刹车阀的输出压力，当从控制盒输入到刹车阀的电流与飞机刹车阀输出压力之间的关系为线性关系，该飞机刹车阀的输出压力合格，继续下一步测试；若输入电流和飞机刹车阀输出压力之间的关系为非线性关系，则该飞机刹车阀的输出压力不合格，测试终止;步骤5，确定飞机刹车阀的谐振频率和谐振量值测试飞机刹车阀振动量值时，对飞机刹车阀进行IOHz 1000Hz的正弦扫频振动测试； 具体是，分别在不同的振动量值下依次逐步进行正弦扫频振动测试；所述正弦扫频的频率为自IOHz开始，直至1000Hz时结束；测试中，若飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为线性关系，则进行下一个振动量值的正弦扫频振动测试，重复所述过程，直至所述的振动量值达到实际振动量值1. 5倍；当飞机刹车阀的输入电流和飞机刹车阀输出压力为非线性关系时，证明该飞机刹车阀性能不合格，结束测试，对该飞机刹车阀进行改进；步骤6，确定试验过程中施加的工作载荷工作载荷包括控制盒给刹车阀的输入电流和刹车阀对应的输出压力飞机刹车阀在使用中承受的工作应力包括起飞线刹车压力、着陆防滑刹车压力和地面差动刹车压力；步骤7,确定加速试验条件确定加速试验条件时第一步，低温温度为_55°C，时长50min，控制盒给刹车阀的输入电流20mA，刹车阀输出刹车压力lOMPa，工作频率16次/min，工作次数50minX 16次/min=800次；第二步，低温温度为_55°C，时长25min，控制盒给刹车阀的输入电流40mA，输出刹车压力20MPa,工作频率16次/min,工作次数25minX16次/min=400次；第三步，高温温度为70°C，时长50min，控制盒给刹车阀的输入电流20mA，刹车阀输出刹车压力lOMPa，工作频率16次/min，工作次数50minX 16次/min=800次；第四步，高温温度为70°C，时长25min，输入电应力40mA，输出刹车压力20MPa，工作频率 16 次 /min,工作次数25minX 16 次 /min=400 次；第五步，室温条件，时长25min，输入电应力20mA，输出刹车压力lOMPa，工作频率16次 /min,工作次数25minX 16 次/min=400 次；第六步，室温条件，时长13min，输入电应力40mA，输出刹车压力20MPa，工作频率16次 /min，工作次数13minX16 次 /min=208 次；步骤8，加速耐久性试验第一步确定试验时间；第二步进行试验；在第二个剖面B区间结束时对刹车阀进行温度冲击试验，向刹车阀输入40mA电流时飞机刹车阀出现无压力的故障，试验停止；对激发出故障的刹车阀进行滑阀配套间隙改进；步骤9，对改进后的刹车阀再次进行温度冲击激发故障测试；对改进后的刹车阀再次进行加速耐久性试验，以激发故障；所述再次进行温度冲击激发故障测试是循环步骤7和步骤8共15次，每一次循环完成一个试验剖面所规定的试验内容；步骤10，试验数据处理。
2.如权利要求1所述通过温度冲击激发飞机刹车阀故障的方法，其特征在于，步骤6中所述起飞线刹车压力和着陆防滑刹车压力根据设计要求确定，其中输入电流为40mA时，起飞线刹车压力为20MPa ；输入电流为20mA时，着陆防滑刹车压力为lOMPa。
3.如权利要求1所述通过温度冲击激发飞机刹车阀故障的方法，其特征在于，步骤5中飞机刹车阀的最低振动量值为2. 5G。
4.如权利要求1所述通过温度冲击激发飞机刹车阀故障的方法，其特征在于，将刹车阀转移至低温试验箱内或高温试验箱内时，所述刹车阀安装在液压试验台上，将液压试验台与刹车阀一同转移至低温试验箱内或高温试验箱内。
全文摘要
一种飞机刹车阀的加速耐久性研制试验方法，针对激发刹车阀的耗损故障隐患制定试验剖面的，具有在短时间内激发故障隐患的加速效果，将实测飞机刹车阀在步进环境条件和工作条件综合作用下的性能临界值列入试验要求，作为确定加速耐久性研制试验条件的依据。本发明通过加大高温、低温环境考核力度，激发和低温、高温相关的隐患；通过加快工作频率，激发和频率相关的隐患；通过加快温度变化速率，激发和温度变化相关的隐患。本发明通过试验的方法诊断刹车阀是否存在耗损故障隐患，并根据所激发出的故障隐患提出改进建议，以消除故障隐患，使刹车阀的寿命达到研制要求。本发明具有试验时间短、能耗低、节约资源和降低人力成本的特点。
文档编号G01M13/00GK103018027SQ201210521578
公开日2013年4月3日 申请日期2012年12月7日 优先权日2012年12月7日
发明者乔建军, 马建峰, 刘劲松 申请人:西安航空制动科技有限公司