专利名称：飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法
技术领域：
本发明涉及民用飞机防滑刹车控制盒，具体是一种用于在试验过程中测试飞机防滑刹车控制盒性能的加速可靠性试验方法。
背景技术：
现行的飞机防滑刹车控制盒可靠性试验方法有两种，一种是按GJB899《可靠性鉴定和验收试验》进行，另一种是按GJB1407《可靠性增长试验》进行。按现有标准进行可靠性试验的方法，使用时间和试验时间具有1 1的对应关系。 由于遵守真实环境时序，根据用途，控制盒的可靠性指标MTBF(平均故障间隔时间)介于 IOOOh 8000h之间时，按照GJB899标准型试验方案中最短试验时间是方案17，方案17进行可靠性试验的时间是(IOOOh 8000h) X4. 3 = (4300h ;34400h) = (538 4300)工作日，试验资金是4300hX500 元/h 34400hX500 元/h = 215 万 1720 万。按 GJB1407 进行可靠性增长试验时，最短试验时间是(IOOOh 8000h) X5倍=(5000h 40000h)= (625 5000)工作日，试验资金是5000h X 500元/h 40000h X 500元/h = 250万 2000 万。试验时间越长，试验资金越多。上述标准中的试验方法在振动、温度、湿度三种环境的综合以及通电条件下进行， 不施加工作应力。三综合环境应力由三综合环境试验设备施加，属于通用试验设备。实践证明，按这种标准方法进行过可靠性试验的产品，在使用中依然出现故障，激发和消除故障、提高可靠性的效果不明显。其原因是在试验过程中没有施加工作应力，而故障不仅和环境条件有关，和工作应力也有关，在不施加工作应力的条件下，和工作应力相关的故障激发不出来。现有可靠性试验方法存在试验时间长，试验费用高，只能在一部分产品上应用，达不到普及试验和消除故障的目的。
发明内容
为克服现有技术中存在的试验周期长、试验成本高、激发故障效果不好的缺点，本发明提出了一种飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法。本发明的具体过程是步骤1，确定试验环境条件所述的环境条件包括温度要求、温度变化速率、湿度要求和振动要求；所述的温度要求最高是70°C，最低是_55°C ；所述的升温速率最大为10°C /min，所述的降温速率最大为-10°C /min ；所述的湿度为露点温度T彡31°C ；振动频率是IOHz 2000Hz，振动功率谱密度是 0. 0002g2/Hz 0. 02g2/Hz ；步骤2，确定在试验中采用的工作状态确定解除深打滑工作状态作为试验中的工作状态，解除深打滑时循环施加OmA 40mA的脉动电流；
步骤3，将控制盒每起落解除刹车系统深打滑的工作次数对应转换成控制盒每分钟的工作频率；步骤4，确定加速试验的工作频率通过测试的方法确定控制盒的最大工作频率；确定加速试验工作频率时，根据试验剖面的要求，将控制盒每小时或每起落的工作频率提高到< 12次/min的工作频率；步骤5，确定加速可靠性试验时间可靠性试验时间依据要求的MTBF制定，按照GJB1407的标准，确定可靠性试验时间是5倍 25倍的MTBF ；将标准中的试验时间转换为加速的试验时间；在转换中，依据确定的深打滑工作状态、确定的控制盒的工作频率和确定的加速试验的工作频率，将试验时间折算为试验剖面的循环数并取整；依据式(1)计算试验过程中应完成的工作次数N N =大于5倍MTBF的时间(h) X使用中的工作次数/h(1)依据式O)计算1个试验剖面的工作次数N。N0 = 1个试验剖面的工作时间(min) X加速试验的工作次数/min (2)将N和Ntl带入式( 计算按试验剖面进行试验的循环次数η N
η = —Co；
N0上式中η为计算的试验剖面循环数取整；试验时间T =按试验剖面循环1次的总时间Xn(4)得到工作次数的施加方法和施加时长。步骤6，试验前的准备工作用振动夹具将控制盒安装在电动振动台上，电动振动台位于综合环境试验箱箱体的下方，综合环境试验箱的动圈位于环境试验箱内，受试产品通过夹具安装在该动圈上；控制盒的电缆与外界电源和工装相连；步骤7，试验试验过程包括温度加载过程、振动加载过程、湿度加载过程和脉动电流加载过程；试验的温度加载过程是先进行低温试验，将控制盒的温度以要求升温速率的方式升至最高温度，将控制盒的温度以要求降温速率的方式将至低温；在所述升温或降温过程中，在各温度点按规定的时间保温；所述的升温速率、降温速率、最低温度、最高温度、保温时间及各梯度的温度均由试验剖面确定；试验的振动加载过程是在控制盒开始升温时，增加该控制盒的振动功率谱密度至最高并保持控制盒温度升温结束；当控制盒开始降温时，增加该控制盒的振动功率谱密度至最高并保持控制盒温度降温结束；在试验剖面的其它温度段，振动功率谱密度相同并处于低幅值状态；所述的振动功率谱密度幅值的变化范围由试验剖面确定；试验的湿度加载过程是在开始对控制盒升温至最高温度时，开始对控制盒加湿； 所加湿度为露点温度T ^ 31°C ；当控制盒开始降温时，停止对该控制盒加湿，并保持至试验剖面结束；脉动电流的加载过程是除了加湿试验时间之外，均施加OmA 40mA的脉动电流；步骤8，试验结束当在2. 3倍的MTBF试验时间内未发生关联故障，就符合GJB1407提前结束试验的条件；步骤9，可靠性指标评估根据试验结束的条件，试验过程中未出现故障，试验时间大于GJB1407提前结束试验的条件，以置信度为90%通过了可靠性增长试验。本发明公布了一种控制盒的加速可靠性试验方法，采用综合施加温度应力、振动应力、湿度应力，并在试验过程中选择施加能够激发故障的通电工作条件，提高控制盒的工作频率，激发控制盒的故障隐患，缩短试验时间。在试验过程中按试验剖面循环进行，直至达到要求的可靠性指标。这种方法的效果有三点其一是激发故障充分；其二是试验时间短；其三是可以验证经过高加速寿命/高加速应力筛选控制盒的可靠性指标。具有在工程中推广的价值。本发明将使用中的通电工作条件、工作频率折算到试验时间内，试验采用的工作频率大于使用中实际的工作频率，但未超过控制盒的响应频率，试验结束后按GJB1407中的方法、推荐的置信度评估达到的可靠性指标，评估可靠性指标采用的置信度按标准是 90%。将本发明取得的效果与现有技术比较试验时间比较按现有标准进行可靠性试验的方法，在试验过程中不施加工作条件，仅仅是在通电条件下进行综合环境应力的试验，使用时间和试验时间具有1 1的对应关系。由于遵守真实环境时序，当MTBF要求IOOOh时，按GJB899标准型可靠性鉴定试验方案17的试验时间是IOOOhX4. 3 = 4300h ；按GJB1407初始的可靠性增长试验时间是IOOOhX 5倍=5000h。 本发明实施例1用40h完成MOOh的可靠性试验，实施例2用21 完成32000h的可靠性试验。激发故障效果比较按标准可靠性试验是在空载状态下进行，有一部分和工作应力相关的故障激发不出来。采用加速方法进行控制盒的可靠性试验，在工作条件下故障能够将故障隐患激发出来。试验设备比较按标准进行可靠性试验和采用加速方法进行可靠性试验所用的设备相同，均使用三综合环境试验设备。试验过程中施加的载荷比较按标准进行控制盒可靠性试验的过程中仅通电，不工作。加速可靠性试验方法给控制盒施加工作电流，工作电流大小为10倍的通电电流，采用OmA 40mA的脉动电流循环加载方式，而且工作频率大于实际的工作频率。由于本发明施加OmA 40mA的脉动电流，且这种工作状态是使用中最严酷的工作状态，施加时机选择在振动和温度综合环境条件下，并且提高了 OmA 40mA脉动电流的工作频率，起到了验证在环境条件和施加OmA 40mA的脉动电流工作状态下是否存在故障隐患的作用，从而缩短了试验时间，达到了对控制盒进行加速可靠性试验的目的，试验数据可以用于评估可靠性指标。本发明在试验前必须针对可能的故障完成纠正措施，具备改进后的技术状态的控制盒先进行低温工作应力极限试验、高温工作应力极限试验、振动工作应力极限试验和高加速应力筛选，通过上述试验的最终状态进行加速可靠性试验，验证达到的可靠性指标。
图1是实施例1的试验剖面，图2是实施例1试验剖面中的振动要求，图3是实施例2的试验剖面，图4是实施例2试验剖面中的振动要求，图5是本发明的流程框图。
具体实施例方式实施例1本实施例是一种飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验。本实施例涉及的产品是一种已经投入使用的控制盒，针对使用中出现的失效速度不合格故障，要求通过可靠性试验，使控制盒的MTBF从原来的270h提高到1000h。IOOOh 的MTBF按常规试验时间为5000h，为了节约试验时间，本实施例采用加速方法对该控制盒进行可靠性试验。本实施例采用的控制盒已完成了针对故障的纠正措施，并通过了低温工作应力极限试验、高温工作应力极限试验、振动工作应力极限试验和高加速应力筛选，通过这些措施后对达到的可靠性指标进行验证。本实施例所使用的试验设备为三综合环境试验设备，所述的三综合环境试验设备包括综合环境试验箱和电动振动系统，均为通用设备。本实施例的具体过程是步骤1，确定试验环境条件所述的环境条件包括温度要求、温度变化速率、湿度要求和振动要求。所述的温度要求最高是70°C，最低是_55°C ；所述的升温速率最大为10°C /min，所述的降温速率最大为-10°C /min ；所述的湿度为露点温度T彡31°C ；振动频率是15Hz 2000Hz，振动功率谱密度是 0. 001g2/Hz 0. 003g2/Hzo步骤2，确定在试验中采用的工作状态所述的工作状态，是将标准中的通电状态改为对故障隐患激发作用最大的工作状态。可选择的该控制盒工作状态包括以下几种第一种是正常防滑刹车工作状态，正常防滑刹车工作状态的最大电流为40mA，对应最大刹车压力，电流的大小与机轮轮胎相对跑道的打滑程度相关，每次刹车工作1次；
第二种是起落架收上止转刹车工作状态，止转刹车的电流约为15mA，对应输出 3. 5MPa的刹车压力，使收回在起落架舱的机轮停止转动；第三种是接地保护工作状态，对正增益伺服阀，在飞机接地前输出电流小于死区电流4mA，使飞机在接地前处于松刹车状态；第四种是轮间保护工作状态，在防滑刹车过程中释放打滑程度深的机轮的刹车压力，从而起到纠正航向的作用，释放压力时减小从控制盒输入伺服阀的电流；第五种是解除深打滑工作状态，解除深打滑的电流在OmA 40mA之间变化，每起落的工作次数为2次。在控制盒的各种工作状态中，解除深打滑的工作状态电流变化幅度最大，工作次数最多，对控制盒的故障隐患激发作用最大。综上所述，本发明确定解除刹车系统深打滑工作状态作为试验中的工作状态。步骤3，将控制盒每起落解除刹车系统深打滑的工作次数对应转换成控制盒每分钟的工作频使用中，控制盒深打滑的工作频率为2次/起落/h。该飞机飞行1起落时间为 lh。1次起落的防滑刹车过程在Imin内完成，因此2次/起落/h的工作次数可转化为2次 /min的工作频率。步骤4，确定加速试验的工作频率首先采用测试的方法确定控制盒的最大工作频率，经实测该控制盒的最大响应工作频率是12次/min。确定加速试验工作频率时，将在使用中2次/min的工作频率提高到试验中8次/min的工作频率。步骤5，确定加速可靠性试验时间可靠性试验时间依据要求的MTBF制定，按照GJB1407的标准，确定可靠性试验时间是5倍 25倍的MTBF。本实施例采用加速技术后，将标准中的试验时间转换为加速的试验时间。在转换中，依据本发明步骤2确定的深打滑工作状态、步骤3确定的控制盒的工作频率和步骤4确定的加速试验的工作频率，将试验时间折算为试验剖面的循环数并取整。首先，依据式(1)计算试验过程中应完成的工作次数N N =大于5倍MTBF的时间(h) X使用中的工作次数/h (1)= 5 X 1080 X 2 次工作 /h= 10800 次工作5X1080是大于5倍MTBF的数；N的量纲为工作次数。依据式⑵计算1个试验剖面的工作次数Ntl N0 = 1个试验剖面的工作时间(min) X加速试验的工作次数/min (2)= 270min X 8 次工作 /min=2160 次工作式O)中Ntl的量纲为工作次数。将N和Ntl带入式(3)计算试验剖面的循环次数η
N 10800 cn = Y0=^ = 5⑶
上式中η为计算的试验剖面循环数取整。最后，依据式G)，用试验剖面的循环次数η和按试验剖面循环1次的工作时间计算试验时间Ttl 试验时间Ttl =按试验剖面循环1次的总时间Xn (4)= 480minX5= 2400min = 40h得到了工作应力的施加方法和试验时间，施加方法是工作频率为8次/min，试验总时间是40h。确定用40h工作状态下的加速可靠性试验替代完成5400h非工作状态下的
可靠性试验。步骤6，试验前的准备工作用振动夹具将控制盒安装在电动振动台上，电动振动台位于综合环境试验箱箱体的下方，电动振动台的动圈位于环境试验箱内，受试产品通过夹具安装在该动圈上。控制盒的电缆与外界电源和工装相连。步骤7，试验试验从试验剖面确定的控制盒低温和振动要求开始。所述的低温温度为_55°C， 所述的振动功率谱密度是0.001g2/HZ，振动频率为15Hz 2000Hz。本阶段试验时长为 172min。试验的温度加载过程是以10°C /min的升温速率将控制盒升温至70°C，并在 70°C保持温度；然后以-10°C /min的降温速率将控制盒的温度降至15°C。上述升温过程、保温过程和降温过程共计228min。在控制盒15°C的温度点保温20min。然后以7°C/ min的升温速率对控制盒升温至50°C并保温；本次对控制盒升温和保温的过程共计30min。 以-10°C /min的降温速率对控制盒降温至-10°C并保温；再以-10°C /min的降温速率对控制盒降温至_55°C ；本次对控制盒降温、保温和再次降温的过程为30min。试验的振动加载过程是在开始对控制盒升温时，将该控制盒的振动功率谱密度上升至0. 002g2/Hz。当控制盒的温度升至70°C时，再次将该控制盒的振动功率谱密度降至 0. 001g2/Hzo将该控制盒在振动功率谱密度为0. OOlgVHz的状态保持至该控制盒15°C温度点保温结束。当控制盒的温度开始由15°C温度以rC/min升温至50°C时，将该控制盒的振动功率谱密度升至0. 003g2/Hz，并将0. 003g2/Hz的振动功率谱密度保持至控制盒的温度由15°C升温至50°C结束；然后将该控制盒的振动功率谱密度降至0. 001g2/Hz，并保持至试验剖面结束。在整个试验过程中，振动台的振动频率在15 2000Hz之间循环。试验的湿度加载过程是在开始对控制盒升温至70°C时，开始对控制盒加湿。所加湿度为露点温度T>31°C。当开始从70°C对控制盒降温时，停止对该控制盒加湿，并保持至试验剖面结束。在整个试验过程中，通过计数器使控制盒的工作频率为8次/min，解除深打滑的电流在OmA 40mA之间变化。根据试验剖面，上述试验过程循环5次，共40h。步骤8，试验结束在40h的试验过程中未发生关联故障，相当于完成了 MOOh的可靠性增长试验；符合结束试验的条件。所述关联故障，指在试验过程中由于控制盒自身原因出现技术性能不符合设计要求的故障，均为关联故障。步骤9，可靠性指标评估根据试验结束的条件，在本实施例MOOh的试验过程中未出现故障，5400h大于 GJB1407提前结束试验的条件2. 3倍XlOOOh = 2300h,以置信度为90%通过了 MTBF为 IOOOh的可靠性增长试验。本实施例用40h的加速可靠性试验完成了标准MOOh的可靠性试验实施例2本实施例针对控制盒在使用中出现的防滑性能不合格故障，进行可靠性增长工作，通过加速可靠性增长试验，使控制盒的MTBF从1050h提高到6400h。6400h的MTBF按常规试验时间约为5X6400h = 32000h。本实施例采用加速可靠性试验方法。在试验前针对已发现的故障模式进行了分析和改进；并通过了低温工作应力极限试验、高温工作应力极限试验、振动工作应力极限试验和高加速应力筛选，通过这些措施后对达到的可靠性指标进行验证。按采取的这些措施综合评估MTBF达到了 8000h，大于要求的6400h，具备开始试验的条件。本实施例所使用的试验设备为三综合环境试验设备，所述的三综合环境试验设备包括三综合环境试验箱和电动振动系统。本实施例的具体过程是步骤1，确定试验环境条件所述的环境条件包括温度要求、温度变化速率、湿度要求和振动要求。所述的温度要求最高是70°C，最低是_55°C ；所述的湿度为露点温度T > 31°C ；振动频率是IOHz 2000Hz，振动功率谱密度是 0. 0002g2/Hz 0. 02g2/Hz。步骤2，确定在试验中采用的工作状态所述的工作状态，是将标准中的通电状态改为对故障隐患激发作用最大的工作状态。可选择的控制盒工作状态包括以下几种第一种是正常防滑刹车工作状态，正常防滑刹车工作状态的最大电流为40mA，对应最大刹车压力，电流的大小与机轮轮胎相对跑道的打滑程度相关，每次刹车工作1次；第二种是起落架收上止转刹车工作状态，止转刹车的电流约为20mA，对应输出 4MPa的刹车压力，使收回在起落架舱的机轮停止转动；第三种是接地保护工作状态，对正增益伺服阀，在飞机接地前输出电流小于死区电流4mA，使飞机在接地前处于松刹车状态；第四种是轮间保护工作状态，在防滑刹车过程中释放打滑程度深的机轮的刹车压力，从而起到纠正航向的作用，释放压力时减小当时从控制盒输入伺服阀的电流；第五种是解除深打滑工作状态，深打滑的电流在OmA 40mA之间变化，每起落的工作次数为4次。在控制盒的各种工作状态中，解除深打滑的工作状态电流变化幅度最大，工作次数最多，对控制盒的故障隐患激发作用最大。
综上所述，本发明确定解除深打滑工作状态作为试验中的工作状态。步骤3，将控制盒每起落解除刹车系统深打滑的工作次数对应转换成控制盒每分钟的工作频率本步骤的目的是将工作条件量化后纳入试验过程中。使用中控制盒的工作频率为4次/起落/h，该飞机飞行1个起落需Ih的时间。1次起落的防滑刹车过程在Imin内完成，因此4次/起落/h的工作次数可转化为 4次/min的工作频率。步骤4，确定加速试验的工作频率首先采用测试的方法确定控制盒的最大响应工作频率，经实测该控制盒的最大响应工作频率是12次/min。确定加速试验工作频率将在使用中4次/min的工作频率提高到12次/min。步骤5，确定加速可靠性试验时间加速可靠性试验时间依据要求的MTBF制定，按照标准试验时间是5倍 25倍的 MTBF0本实施例采用加速技术后，将标准中的试验时间转换为加速的试验时间。依据本发明步骤2确定的深打滑工作状态、步骤3确定的控制盒的工作频率和步骤4确定的加速试验的工作频率，将试验时间折算为试验剖面的循环数并取整。首先，依据式(1)计算试验过程中应完成的工作次数N:N =大于或等于5倍MTBF的时间(h) X使用中的工作次数/h (1)= 5 X 6400h X 4 次工作 /h= 128000 次工作128000次工作是5倍MTBF的工作次数；N的量纲为工作次数。依据式⑵计算1个试验剖面的工作次数Ntl N0 = 1个试验剖面的工作时间(min) X加速试验的工作次数/min (2)= 400minX 12 次工作 /min= 4800 次工作式O)中Ntl的量纲为工作次数。将N和Ntl带入式(3)计算试验剖面的循环次数η
N 128000 …/0、η = — =-= 26.6{ )
L 」 N0 4800上式中η为计算的试验剖面循环数取整，η取27次循环。依据式0)，用试验剖面的循环次数η和1个试验剖面的工作时间计算试验时间
T0 =试验时间Ttl =按试验剖面循环1次的总时间Xn (4)= 480minX27= 12960min = 216h得到了工作应力的施加方法和试验时间，共按试验剖面进行27次循环，施加时长为216h，工作频率为12次工作/min。确定用21 施加脉动电应力条件下的试验来替代完成32000h非工作状态下的试验。步骤6，试验前的准备工作
用振动夹具将控制盒安装在电动振动台上，电动振动台位于综合环境试验箱箱体的下方，电动振动台的动圈位于环境试验箱内，受试产品通过夹具安装在该动圈上。控制盒的电缆与外界电源和工装相连。步骤7，试验试验的温度加载过程是试验从低温度开始，所述的低温温度为_55°C，试验的初始阶段也不加湿度。试验时长为188min。以5°C/min的升温速率将控制盒进行升温至70°C， 并保持70°C的温度。以-5°C/min降温至35°C。上述升温过程、保温过程和降温过程共计 300min。在控制盒35°C的温度点保持170min，然后以_3°C /min的降温速率对控制盒降温， 降温至32°C。试验剖面温度施加时间为480min。试验的振动加载过程是从_55°C开始试验时，将该控制盒的振动功率谱密度变化范围调至0. 0002g2/Hz 0. 0006g2/Hz ；当控制盒开始升温时，将该至控制盒的振动功率谱密度调至0. 006g2/Hz 0. 02g2/Hz,当升温达到70°C时，停止振动，停止振动时间持续到开始降温，在开始降温时将该控制盒在振动功率谱密度调至0. 006g2/Hz 0. 02g2/Hz的状态保持至该控制盒降温至35°C。在35°C保持温度时间、_3°C /min降温时间、32°C保持时间内，振动功率谱密度变化范围调至0. 0002g2/Hz 0. 0006g2/Hzo当振动功率谱密度在0. 0002g2/HZ 0. 02g2/Hz之间变化时，振动台的振动频率在 IOHz 2000Hz之间循环。在试验中用计数器使控制盒的工作频率为12次/min。试验的湿度加载过程是在开始对控制盒升温至70°C时，开始对控制盒加湿。所加湿度为露点温度T > 31°C。当开始对控制盒从70°C降温时，停止对该控制盒加湿，并保持至试验结束。在试验过程中，通过计数器使控制盒的工作频率为12次/min，解除深打滑的电流在OmA 40mA之间变化。上述按试验剖面循环27次，累计试验21^1。步骤8，试验结束在21 的试验过程中未发生关联故障，相当于完成了 32000h的可靠性增长试验。所述的关联故障，指在进行试验的过程中由于控制盒自身原因出现技术性能不符合设计要求的故障，均为关联故障。步骤9，可靠性指标评估根据试验结束的条件，本实施例在32000h的试验过程中未出现关联故障。32000h 大于GJB1407提前结束试验的条件2. 3倍X 6400 = 14720h，本实施例以置信度为90%通过了 MTBF为6400h的可靠性试验。本实施例用21 的加速可靠性试验完成了标准32000h的可靠性试验。
权利要求
1. 一种飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法，其特征在于，具体过程是 步骤1，确定试验环境条件所述的环境条件包括温度要求、温度变化速率、湿度要求和振动要求；所述的温度要求最高是70°c，最低是-55°c ；所述的升温速率最大为10°C /min，所述的降温速率最大为-10°C /min ；所述的湿度为露点温度T彡31°C ；振动频率是IOHz 2000Hz，振动功率谱密度是 0. 0002g2/Hz 0. 02g2/Hz ；步骤2，确定在试验中采用的工作状态确定解除深打滑工作状态作为试验中的工作状态，解除深打滑时循环施加OmA 40mA 的脉动电流；步骤3，将控制盒每起落解除刹车系统深打滑的工作次数对应转换成控制盒每分钟的工作频率；步骤4，确定加速试验的工作频率通过测试的方法确定控制盒的最大工作频率；确定加速试验工作频率时，根据试验剖面的要求，将控制盒每小时或每起落的工作频率提高到< 12次/min的工作频率； 步骤5，确定加速可靠性试验时间可靠性试验时间依据要求的MTBF制定，按照GJB1407的标准，确定可靠性试验时间是 5倍 25倍的MTBF ；将标准中的试验时间转换为加速的试验时间；在转换中，依据确定的深打滑工作状态、 确定的控制盒的工作频率和确定的加速试验的工作频率，将试验时间折算为试验剖面的循环数并取整；依据式(1)计算试验过程中应完成的工作次数N:N =大于5倍MTBF的时间(h) X使用中的工作次数/h(1)依据式( 计算1个试验剖面的工作次数Ntl N0 = 1个试验剖面的工作时间(min) X加速试验的工作次数/min (2)将N和Ntl带入式( 计算按试验剖面进行试验的循环次数η Nη = —Co；N0上式中η为计算的试验剖面循环数取整； 试验时间T =按试验剖面循环1次的总时间Xn(4)得到工作次数的施加方法和施加时长； 步骤6，试验前的准备工作用振动夹具将控制盒安装在电动振动台上，电动振动台位于综合环境试验箱箱体的下方，综合环境试验箱的动圈位于环境试验箱内，受试产品通过夹具安装在该动圈上；控制盒的电缆与外界电源和工装相连； 步骤7，试验试验过程包括温度加载过程、振动加载过程、湿度加载过程和脉动电流加载过程； 试验的温度加载过程是先进行低温试验，将控制盒的温度以要求升温速率的方式升至最高温度，将控制盒的温度以要求降温速率的方式将至低温；在所述升温或降温过程中， 在各温度点按规定的时间保温；所述的升温速率、降温速率、最低温度、最高温度、保温时间及各梯度的温度均由试验剖面确定；试验的振动加载过程是在控制盒开始升温时，增加该控制盒的振动功率谱密度至最高并保持控制盒温度升温结束；当控制盒开始降温时，增加该控制盒的振动功率谱密度至最高并保持控制盒温度降温结束；在试验剖面的其它温度段，振动功率谱密度相同并处于低幅值状态；所述的振动功率谱密度幅值的变化范围由试验剖面确定；试验的湿度加载过程是在开始对控制盒升温至最高温度时，开始对控制盒加湿； 所加湿度为露点温度T ^ 31°C ；当控制盒开始降温时，停止对该控制盒加湿，并保持至试验剖面结束；脉动电流的加载过程是除了加湿试验时间之外，均施加OmA 40mA的脉动电流； 步骤8，试验结束当在2. 3倍的MTBF试验时间内未发生关联故障，就符合GJB1407提前结束试验的条件；步骤9，可靠性指标评估。
全文摘要
一种飞机防滑刹车控制盒的加速可靠性试验方法，采用综合施加温度应力、振动应力、湿度应力，并在试验过程中选择施加能够激发故障的通电工作条件，提高控制盒的工作频率，激发控制盒的故障隐患，缩短试验时间。在试验过程中按试验剖面循环进行，直至达到要求的可靠性指标。本发明将使用中的通电工作条件、工作频率折算到试验时间内，试验采用的工作频率大于使用中实际的工作频率。试验结束后按GJB1407中的方法、推荐的置信度评估达到的可靠性指标，评估可靠性指标的置信度为90％。本发明通过施加0mA～40mA的脉动电流，验证各种工作状态下控制盒的故障隐患，实现了控制盒的加速可靠性试验，试验数据能够用于评估控制盒的可靠性指标。
文档编号G05B23/02GK102426451SQ20111044356
公开日2012年4月25日 申请日期2011年12月21日 优先权日2011年12月21日
发明者乔建军, 刘忠平, 张谦, 柯少昌, 田广来, 郭育秦, 黄智 申请人:西安航空制动科技有限公司