一种激发飞机刹车阀故障的方法技术

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。本发明专利技术通过加大高温、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。本发明专利技术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。本发明专利技术具有试验时间短、能耗低、节约资源和降低人力成本的特点。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
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，本专利技术提出了一种飞机刹车阀的加速耐久性研制试验方法。本专利技术的具体过程是步骤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。本专利技术步骤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。本专利技术步骤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。本专利技术通过加大高温、低温环境考核力度，激发和低温本文档来自技高网...

【技术保护点】
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℃；具体是，不断重复的将飞机刹车阀置于?55℃低温试验箱内保持1h后，转移至70℃的高温试验箱内，当高温试验箱温度重新达到70℃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1～2min，直至所述的转移过程递减至1min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℃；测试中，在?55℃～?65℃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℃；测试中，在70℃～80℃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10Hz～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10Hz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℃，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10MPa，工作频率16次/min，工作次数：50min×16次/min=800次；第二步，低温温度为?55℃，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：25min×16次/min=400次；第三步，高温温度为70℃，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10MPa，工作频率16次/min，工作次数：50min×16次/min=800次；第四步，高温温度为70℃，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：25min×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10MPa，工作频率16次/min，工作次数：25min×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：13min×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...

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔建军，马建峰，刘劲松，
申请(专利权)人：西安航空制动科技有限公司，
类型：发明
国别省市：