本發(fā)明公開了一種飛機集成剎車模塊可靠性試驗方法,屬于可靠性工程技術領域。所述方法步驟為:步驟一、準備N套集成剎車模塊產品,進行初始性能檢測,對待測的每個試驗單元應用唯一的試驗標識;步驟二、準備標準測試條件;步驟三、在標準測試條件下對集成剎車模塊進行試驗,采用零故障的實證性試驗分析方法計算試驗時間。步驟四、試驗期間,在性能測試條件下,間隔固定周期檢測集成剎車模塊性能;步驟五、采用零故障的實證性試驗分析方法評價集成剎車模塊的可靠性。采用本發(fā)明所述方法能夠解決長時間間隔預測偏差過大和耗時過長的問題,可應用于飛機集成剎車模塊、壓力和流量伺服閥和電磁換向閥等。
聲明:
“一種飛機集成剎車模塊可靠性試驗方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術所有人。
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