一种飞机制动阀内漏故障的验证方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞机刹车产品磨损寿命的验证领域，具体是一种飞机制动阀内漏故障 的验证方法。
【背景技术】
[0002] 内漏是飞机制动阀的常见故障，内漏指液压油从高压腔通过阀芯与阀套之间的间 隙，漏到回油腔，引起刹车压力降低的故障。国内外针对制动阀内漏故障引起的压力降低， 采用大型蓄压器补充压力的方法，并在飞机的停机位上给机轮加轮挡，防止飞机在地面上 滑动。
[0003] 飞机刹车系统均设计有起飞线制动功能、着陆防滑刹车功能、地面转弯差刹车动 功能、地面停机刹车功能，任何一种功能不符合设计要求均为发生故障。制动阀是刹车系统 中输出刹车压力的液压附件，其功能是将液压源输入的额定压力，经过减压，输出研制要求 的刹车压力。制动阀内的滑阀组件在使用过程中发生磨损，磨损加大阀芯与阀套之间的间 隙，发生内漏的故障模式，影响刹车系统的刹车功能。
[0004] 国外现状
[0005] 国外制动阀中阀芯与阀套的配套间隙采用0. 0003~0. 0005cm的范围。由于采用 常规的配套间隙，因此制造工艺性好的优点，但具有内漏量大的缺点，内漏量大使这种制动 阀的保压功能不好。因此飞机在停机坪上处于停机状态时，必须采用轮挡防止飞机在停机 评上滑动，或者采用大型蓄压器补充停机刹车压力。以美国波音飞机的制动阀和前从苏联 引进的制动阀为例，现有内漏验证技术具有下列特点：
[0006] 1、由于国外阀芯与阀套的表面粗糙度加工能力强，加工成本低，表面粗糙度加工 到RaO. 1容易，表面硬度热处理到HRC60也容易，阀芯与阀套配套间隙大，阀芯与阀套配合 表面之间的磨损量小，由于使用中磨损发生的内漏量小，且飞机上又有蓄压器补充压力，停 机条件下使用轮挡，因此内漏验证采用常温寿命试验为主，仅在高温和低温条件下检查制 动阀的技术性能；
[0007] 2、由于阀芯与阀套的配合间隙大，在温度变化条件下不会发生体积变化引起的阀 芯与阀套之间的卡滞，因此内漏验证中没有温度变化的试验内容。
[0008] 国内现状
[0009] 国内的制动阀研制技术来源于国外，主要技术来源有：
[0010] 1、从前苏联引进的制动阀制造技术，包括设计图纸和制造工艺；
[0011] 2、测绘制造波音等国外飞机的制动阀。
[0012] 国内现有技术也具有国外制动阀的特点，因此飞机上带有蓄压器，且在停机条件 下使用轮挡时，这部分制动阀对内漏的验证方法与国外相同。
[0013] 为了减轻重量，国内飞机上有不给制动阀提供蓄压器补充压力的情况，飞机停在 停机坪上也不使用轮挡，在这种条件下，对制动阀提出了内漏控制要求。国内的加工能力比 国外弱，既要降低制造成本，还要保证在规定的寿命期限内不发生内漏故障，就提出了特殊 的内漏验证方法。
[0014] 西安航空制动科技有限公司在申请号为2015101525887的发明中提出了一种确 定飞机制动阀阀芯与阀套配合间隙的方法，在申请号为201510197839. 3的发明中提出了 一种确定飞机制动阀阀芯与阀套配合表面硬度和粗糙度的方法。通过上述两个发明中公开 的技术方案，对制动阀阀芯与阀套的配合从设计的角度进行了改进，但需要对改进后的使 用寿命进行验证。
【发明内容】
[0015] 为克服现有技术中存在的不在高温条件和低温条件下进行寿命试验的不足，本发 明提出了一种飞机制动阀内漏故障的验证方法。
[0016] 本发明的具体过程是：
[0017] 步骤1，确定制动阀的寿命验证方案：
[0018] 所述的确定制动阀的寿命验证方案包括：
[0019] 第一步，阀芯与阀套配合表面的硬度与粗糙度组合：
[0020] 所述阀芯与阀套二者配合表面的硬度与粗糙度组合是将不同硬度的阀芯与阀套 配合表面分别与不同粗糙度的阀芯与阀套配合表面组合，得到多个组合组，并且每个组合 组中包括一个阀芯与阀套配合表面的硬度和与之配合的多个粗糙度。
[0021] 第二步，确定寿命试验方案中的各种工况和所述各种工况的试验起落数
[0022] 每一组寿命试验的时间均为：设计要求的起落数X1. 5,所述的1. 5是寿命试验的 安全系数。
[0023]每一组寿命试验中，高温试验时间和低温试验时间各为总试验时间的40%，常温 为总试验时间的20%。
[0024] 第三步，确定各阶段的试验时长
[0025] 所述各阶段的试验时长包括2个高温试验阶段、2个低温试验阶段和1个常温试验 阶段；通过公式（1)确定各阶段的试验时长：
[0026]
【主权项】
1. 一种飞机制动阀内漏故障的验证方法，其特征在于，具体过程是： 步骤1，确定制动阀的寿命验证方案： 所述的确定制动阀的寿命验证方案包括： 第一步，阀芯与阀套配合表面的硬度与粗糙度组合： 所述阀芯与阀套二者配合表面的硬度与粗糙度组合是将不同硬度的阀芯与阀套配合 表面分别与不同粗糙度的阀芯与阀套配合表面组合，得到多个组合组，并且每个组合组中 包括一个阀芯与阀套配合表面的硬度和与之配合的多个粗糙度； 第二步，确定寿命试验方案中的各种工况和所述各种工况的试验起落数每一组寿命试 验的时间均为：设计要求的起落数X 1. 5,所述的1. 5是寿命试验的安全系数； 每一组寿命试验中，高温试验时间和低温试验时间各为总试验时间的40%，常温为总 试验时间的20% ; 第三步，确定各阶段的试验时长 所述各阶段的试验时长包括2个高温试验阶段、2个低温试验阶段和1个常温试验阶 段；通过公式（1)确定各阶段的试验时长：
其中：所述的本阶段起落次数指某个试验阶段飞机制动阀随飞机的起落次数；所述每 个起落的工作次数是指飞机制动阀的工作次数；所述的工作频率是指飞机制动阀在试验台 上的工作频率； 第四步，制定寿命试验剖面 所述寿命试验剖面包括高温试验、低温试验、常温试验要求；高温温度按照HB5830. 8 确定，低温温度按照HB5830. 9确定，常温为实验室气温； 将第三步确定的高温、低温、常温试验时长分配到寿命试验剖面的各阶段； 将高温试验和低温试验交叉进行，试验剖面中的时间轴为横轴，单位为min ; 步骤2,进行制动阀的寿命试验 所述寿命试验分组进行，具体过程为： I第1组合组~第3组合组的寿命试验过程 所述第1组合组~第3组合组的寿命试验过程是： 第一步：高温试验：将高温试验箱内的温度升至70°C ;将安装有制动阀的液压试验台 推入高温试验箱内，按照制定的试验剖面进行高温条件下制动阀的寿命试验；制动阀的工 作频率为24次/min ;高温试验结束后记录试验数据； 第二步：低温试验：将低温试验箱的温度降至一 55°C ;将安装有制动阀的液压试验台 推入低温试验箱内，按照制定的试验剖面进行低温条件下制动阀的寿命试验；制动阀的工 作频率通过计数器控制为24次/min ;低温试验结束后记录试验数据； 第三步：重复高温试验和低温试验：依次重复第一步的高温试验过程和第二步的低温 试验过程各一次；将安装有制动阀的液压试验台推入室温试验间，在室温条件下放置2h， 使制动阀和液压试验台的温度达到与大气温度平衡后进行常温试验； 第四步：常温试验：所述常温试验是在室温条件下进行，具体是：在室温下控制制动阀 的工作频率为24次/min，按照制定的试验剖面进行常温条件下制动阀的寿命试验；常温试 验结束后，得到第1组合组~第3组合组阀芯与阀套的寿命试验数据；在所述的高温试验、 低温试验和常温试验任一过程中，若由于阀芯与阀套二者配合表面磨损使配合间隙变大， 使制动阀出现内漏超差，试验结束，记录不合格数据；若在上述试验过程中未出现内漏超 差，制动阀的刹车压力符合规定，试验结束，记录合格数据； II根据所选择的阀芯与阀套二者配合表面的硬度依次进行其余各组合组的寿命试 验； 所述其余各组合组包括阀芯与阀套二者配合表面的硬度为HRC59的第4组合组~第 6组合组、阀芯与阀套二者配合表面的硬度为HRC60的第7组~第9组、阀芯与阀套二者配 合表面的硬度为HRC61的第10组~第12组、阀芯与阀套二者配合表面的硬度为HRC62的 第13组~第15组、阀芯与阀套二者配合表面的硬度为HRC63的16组~第18组、阀芯与阀 套二者配合表面的硬度为HRC64的第19组~第21组、阀芯与阀套二者配合表面的硬度为 HRC65的第22组~第24组和阀芯与阀套二者配合表面的硬度为HRC66的第25组~第27 组； 所述各组寿命试验的过程均与第1组合组~第3组合组的寿命试验过程相同； 至此，各组合组的寿命试验全部完成。
2. 如权利要求1所述一种飞机制动阀内漏故障的验证方法，其特征在于，在制定寿命 试验剖面时，所述高温、低温、常温试验时长分配到寿命试验剖面的各阶段时： I将确定的高温试验总时长等分为二个高温阶段； II将确定的低温试验总时长等分为二个低温阶段； III将确定的常温试验的总时长分为地面转弯差动刹车和着落防滑刹车两个试验阶段， 并且地面转弯差动刹车试验的时长：着落防滑刹车试验的时长=1 :3。
3. 如权利要求1所述一种飞机制动阀内漏故障的验证方法，其特征在于，在所述制动 阀的寿命试验的各阶段中，所施加的刹车压力包括30kg/Cm 2和140kg/Cm2两种；30kg/Cm2刹 车压力试验的时长：140kg/Cm 2刹车压力试验的时长=1 :3。
【专利摘要】一种飞机制动阀内漏故障的验证方法，根据使用工况确定制动阀的寿命验证方案，按照寿命试验方案进行寿命试验，根据寿命试验数据确定阀芯与阀套二者配合表面的粗糙度、阀芯与阀套二者配合表面的硬度具体范围，将费用最低的制造参数纳入设计图纸。采用本发明能够延长滑阀在使用过程中的磨损寿命，从而消除制动阀的内漏故障，就能使制动阀达到规定的使用寿命要求，且在不加轮挡、不使用大型蓄压器的条件下，具有停机刹车功能。即对制动阀提出漏控制要求，通过控制内漏使控制阀在不使用轮挡和大型蓄压器的条件下，具有停机刹车功能。内漏控制的具体要求在制动阀的研制合同中规定。
【IPC分类】G01M13-00, G01M3-00
【公开号】CN104819836
【申请号】CN201510226580
【发明人】乔建军
【申请人】西安航空制动科技有限公司
【公开日】2015年8月5日
【申请日】2015年5月6日