军用直升机系统规范完整性要求的探讨

恽通世 陈晓东

（中航工业综合技术研究所，北京 100028）

GJB 6387-2008《武器装备研制项目专用规范编写规定》（简称GJB 6387）是军用直升机编写系统和产品型号规范的依据。GJB 6387适用于航天、航空、舰船、核、兵器等5类武器装备使用，主要规定5类武器装备研制项目专用规范的通用要求，但是其中无完整性要求。军用直升机系统“完整性”要求的目的是使系统在寿命期内始终保持需求的安全性、适用性和效能等性能要求。为达到此目的，需要将导致系统安全性、适用性和效能等性能退化至不可接受最低值的因素，通过“完整性”过程来识别、消除、控制。本文主要探讨完整性概念以及在军用直升机系统规范中应如何参考国内外相关标准规定完整性要求。

1 系统完整性概念

军用直升机系统完整性要求是将一组紧密影响系统使用性能（安全性、适用性和效能）的因素（设计、材料、使用环境、使用方法、维修计划等）完整地综合在一起，在寿命周期的使用过程中（使用用法和使用环境条件下）确保性能退化保持在一定的期望水平（需求性能的持续时间）（见图1, Tu1和Tu2）。完整性的目的很明确，要求系统考虑影响使用性能的诸多“完整”因素，通过研制过程的设计/试验和使用过程维修计划确保系统在使用条件下（使用环境、使用方法）达到规定的需求性能持续时间。因此，直升机系统完整性是存在于研制阶段和使用阶段的过程控制，综合协调影响使用性能的诸多因素，确保在使用寿命期内满足OSS&E（使用安全性、适用性和效能）的需求性能。

系统使用中由于设计、材料、使用用法、使用环境等因素的影响，性能特性随使用时间的增长而退化，当退化至不可接受时，需要通过维修才能恢复需求性能（见图1，Tu1）。因此，为了使需求性能满足规定的持续时间必须控制性能退化。“使用环境”和“使用方法”是影响性能退化的主要因素，而使用环境和使用方法是通过材料特性的改变或退化而影响系统性能退化，如结构材料承受“低频高温”和“高频振动”产生的疲劳应力损伤，导致电子设备可靠性及性能降低；又如结构材料承受重复工作产生的循环疲劳应力损伤，导致结构性能退化（损伤容限裂纹扩展、耐久性结构裂缝）使系统安全性降低。“材料特性退化”是导致系统性能退化的主要因素，也是性能退化的内在原因，对结构的材料特性应规定“退化”约束要求。因此从完整性概念出发控制结构材料特性退化提出结构完整性要求，如结构耐久性、损伤容限、抗腐蚀以及耐久性/经济寿命等。在完整性因素中“设计”是确定使用性能起点和退化速率的决定因素，设计应考虑“使用环境”、“使用方法”、“材料特性”对性能退化的影响（如设计裕度、选用耐磨/抗腐材料等），确保性能退化满足性能持续时间要求（见图1，设计点性能Pm以及Tu点最低可接受性能Pr）。完整性因素中“维修计划”是针对性能退化进行检查或监控、实施性能恢复，延长“需求性能持续时间”。当性能退化至最低可接受性能时（见图1，Pr），需要采取维修或更换措施使得性能恢复，从而延长“需求性能持续时间”（见图1，Tu2）。

以上说明，直升机系统完整性是在研制阶段和使用阶段综合协调使用条件（用法和环境）、材料特性、设计和维修计划诸多因素，确保直升机系统在寿命周期内需求性能（OSS&E）达到预期的持续时间。为此必须控制系统性能的退化，性能退化到不可接受时就是“需求性能”持续时间的终点：如功能/性能下降至难以完成任务的最低值；安全风险超出可接受水平；可靠性故障概率严重超标，影响飞行安全或任务完成；恢复系统性能的维修费用不经济等，这些都是性能退化到不可接受水平的度量。设计点性能为性能退化的起始点，设计中考虑性能退化需要留有设计余量，性能退化速率大要有大的余量，但成本高（如采用高磨损材料）；性能退化速率小的可留有小的余量，成本低。因此承制方必须了解控制性能退化对设计的要求，以及权衡成本对设计的影响。

图1 性能退化与时间的关系

2 军用直升机系统、军用直升机机体结构、发动机、航电分系统、子系统等规范“完整性”要求的探讨

2.1 军用直升机系统规范完整性

2.1.1 概述

早期飞机的安全事故主要由于飞机的结构破坏造成的，美国首先对飞机结构提出了飞机结构完整性大纲，在20世纪70年代发布了MIL-STD-1530《飞机结构完整性大纲》，主要内容为涉及承受结构应力的能力，如强度、刚度、损伤容限、耐久性、声耐久性、振动、气动弹性不稳定性等结构完整性要求。我国在1989年参照MIL-STD-1530A编制发布GJB 775.1-1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》。

GJB 775.1-1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》第5.1.2“结构设计准则”主要强调控制飞机机体结构损伤容限和耐久性，目的是使得结构裂纹扩展、疲劳开裂等材料特性的退化减至最小，确保机体结构在使用寿命期内具有良好的战备状态和低的使用维修费用。第5.1.5“设计使用寿命”也明确订购方在新机研制合同中应提出“设计使用寿命”，在寿命期间能够满足飞机机体结构损伤容限和耐久性要求。因此，军用直升机系统规范主要应规定使用寿命，由寿命期来约束材料特性退化，确保系统在使用寿命期内满足安全性、适用性和效能要求。至于军用直升机机体的结构完整性要求应由军用直升机结构完整性要求单独规定（见2.2）。

2.1.2 军用直升机系统规范完整性的典型要求

2.1.2.1 使用寿命

由具备操作资格的人员操作、保障资源满足直升机系统的要求时，军用直升机将提供不少于XX年的使用寿命。

● 使用寿命应包括运输、贮存、转场、基地、作战任务、训练、维修等占用的时间。

● 使用寿命指标——XX年。

● 使用寿命需要的保证条件——操作人员应经过资格确认、保障设备应满足技术要求、更换备件/修理零配件和消耗品应满足军用直升机系统要求、维护应按规定的操作程序进行。

2.1.2.2 损伤/故障容限

在使用寿命期内系统机械部件故障应提供失效显示，所有安全或任务关键机械部件都应满足损伤容限要求（规定定期检查周期和允许裂纹扩展量值）。

2.2 军用直升机结构规范完整性要求

2.2.1 概述

军用直升机结构规范完整性要求主要考虑机体结构在使用寿命期内能够承受载荷、抵抗损伤和降低结构材料特性退化对结构的影响，确保机体结构不影响完成任务。军用直升机的机体包括机身、机翼、尾翼、操纵系统的结构件、雷达罩、天线、外挂架等结构。参考GJB775.1-1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》、GJB2876-1997《飞机结构通用规范》，根据使用条件和维护需要规定直升机机体结构完整性要求。

2.2.2 军用直升机结构规范完整性的典型要求

2.2.2 军用直升机结构规范完整性的典型要求

2.2.2.1 结构受载——飞行载荷、地面载荷。

2.2.2.2 强度——承受限制载荷不应出现有害变形、承受极限载荷不应发生结构破裂或毁坏性破坏。

2.2.2.3 损伤容限——在规定使用寿命期内，机体应具有抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力，所有安全或任务关键结构部件都应规定定期检查周期和允许裂纹扩展量值。

2.2.2.4 耐久性——在规定使用寿命期内，机体应具有抵抗疲劳开裂、腐蚀、磨损、外来物等损伤的能力。

2.2.2.5 振动耐久性——机体应具有抵抗旋翼振动源导致的疲劳开裂或结构位移的能力。

2.2.2.6 气动弹性稳定性——应限制气动弹性引起机体结构“颤振”而导致功能的失效。

2.2.2.7 抗坠毁——机体结构应承受军用直升机撞毁着陆极限载荷而不应妨碍乘员从机体离机。

2.2.2.8 使用寿命——XX年。

使用寿命需要的保证条件——操作人员应经过资格确认；保障设备应满足技术要求；更换备件、修理零配件和消耗品应满足直升机系统要求；维护应按规定的操作程序进行。

2.2.3 关于结构完整性强度、损伤容限、耐久性、气动弹性稳定性、抗坠毁的说明

2.2.3.1 军用直升机机体“强度”包括“静强度”和“动强度”要求。强度主要考虑机体结构对限制载荷和极限载荷的承受能力，限制载荷是地面和飞行中最大的组合载荷（如外挂构型载荷、气动力载荷的组合），极限载荷是限制载荷乘以安全系数。

2.2.3.2 “损伤容限”要求是使得结构在使用中能保持足够的剩余强度（能承受预期的最大载荷而不损坏）。剩余强度应由承制方验证并在使用中检查结构允许的裂纹尺寸来保证。首先检查结构件切口或孔边存在的缺陷，给出初始缺陷假设—初始裂纹尺寸。然后定期检查裂纹扩展尺寸，控制在安全极限之内，从而保持结构件具有足够的剩余强度。

2.2.3.3 “耐久性”主要规定重复载荷结构疲劳导致的开裂、层裂损伤以及结构腐蚀导致的腐蚀坑、裂缝等造成的损伤等控制和防护要求。振动耐久性主要确保直升机机体在旋翼转动产生的振动环境中，不应有疲劳开裂或导致功能失效的结构位移。需要时，应采用阻尼或隔振等控制措施。

2.2.3.4 “气动弹性稳定性”要求是限制“颤振”使其不能降低直升机的使用功能。当军用直升机机体在飞行中部件（如旋翼、军用直升机外挂武器）气动力和部件的惯性/弹性组合后导致的自激振动即“颤振”，“颤振”会导致灾难性的结构破坏而影响飞行安全。

2.2.3.5 “抗坠毁”主要规定军用直升机在坠毁着陆时，机体结构应具有抗撞毁着陆极限载荷的能力，应能够使得乘员安全撤离直升机。

2.2.3.6 机体“使用寿命”和军用直升机使用用法（飞行次数、飞行小时数、基地装载、基地维护等，有不同的重复载荷源）有密切关系，也和修理经济性有关（当出现广泛的结构损伤，不修理会引起功能失效，修理又不经济，则“使用寿命”结束）。机体使用寿命和使用用法决定了耐久性和损伤容限应承受的载荷谱和结构损伤要求，机体的耐久性和损伤容限应确保机体结构在使用用法条件下满足使用寿命的要求。

2.3 军用直升机发动机规范

2.3.1 概述

随MIL-STD-1530《飞机结构完整性大纲》发布后，由于发动机结构不完善造成飞机事故增多，于是将飞机结构完整性要求移植到发动机结构上，在1984年发布了MIL-STD-1783《发动机完整性大纲》（我国在1997年参照MIL-STD-1783编制发布GJB/Z101《航空发动机结构完整性指南》），主要内容也是涉及承受结构应力的能力，如耐久性/经济寿命、强度、损伤容限、蠕变、振动、噪声、包容性等结构完整性要求。

2.3.2 军用直升机发动机规范典型结构完整性要求2.3.2.1 结构完整性

结构完整性包括：设计使用寿命；强度—安全系数、包容性、转子完整性、轮盘破裂转速；损伤容限—剩余强度、裂纹尺寸、裂纹扩展和检查间隔；耐久性—高循环疲劳寿命、低循环疲劳寿命、蠕变；振动响应—振动限制、临界转速；外来物损伤。

2.3.2.2 机械设备完整性——强度、损伤容限（可参考MIL-HBDK-1798《机械设备和分系统完整性大纲》）。

2.3.2.3 电子设备完整性——耐久性/经济寿命（可参考GJB/Z133-2002《航空电子设备完整性手册》）。

2.3.2.4 软件完整性——可参见RTCA/DO178B《机载系统和设备合格审定中的软件考虑》相应要求。

2.4 军用直升机航空电子分系统规范

2.4.1 概述

美国将行之有效的飞机/发动机结构完整性的概念移植到电子设备，于1986年发布MIL-A-87244《航空电子设备完整性大纲要求》（我国在2002年参照MIL-A-87244编制GJB/Z133《航空电子设备完整性手册》），主要内容为耐久性/经济寿命、确定寿命指标的使用条件（使用用法、使用环境）以及判断寿命结束的性能、可靠性和保障性等最低可接受的基本特性要求。因此，电子设备的完整性基本定量要求要求是耐久性/经济寿命，要求电子设备在寿命期内保持性能、可靠性、保障性等基本特性在可接受范围内。基本特性在使用条件下随时间增长而退化，退化的主要因素是材料特性退化。电子设备材料特性退化是造成故障的主要因素，并且受到电子设备的使用用法以及使用环境直接的影响，如低频热疲劳和高频振动疲劳导致的机械故障以及电介质老化或腐蚀导致的电气故障。电子设备基本特性中可靠性主要指标为平均故障间隔时间（其中故障指功能失效或性能下降至不可接受），当平均故障间隔时间或故障维修不可接受时，耐久性/经济寿命将结束。电子设备为了满足耐久性/经济寿命指标要求，就需要控制材料特性的退化，对电子元器件进行环境应力筛选、电子设备所采用的材料应进行裕度设计、安全关键或任务关键设备应采用预防性维修、寿命管理，对性能下降应采取监控以及定期检查等措施。

2.4.2 军用直升机航空电子分系统规范典型结构完整性要求

参考GJB/Z133《航空电子设备完整性手册》，军用直升机航空电子分系统典型完整性要求为：“在规定的工作条件下（使用环境和使用用法）系统电子设备具有规定的性能、可靠性和保障性基本特性的耐久性/经济寿命期应大于X年”。

2.4.2.1 系统耐久性/经济寿命指标： X年。

2.4.2.2 使用环境——典型的环境条件包括：“温度、高温（工作和不工作）、低温（工作和不工作）、温度冲击、振动、加速度、冲击、炮振、听觉噪声、湿度、低气压（高度）、太阳辐射、淋雨、霉菌、盐雾、砂尘、爆炸性大气、泄漏、结冰/冻雨、化学、污染、核、后勤环境。”

2.4.2.3 使用用法——典型参数包括：“挂载剖面/飞行包络、任务剖面、任务混合、气候剖面、任务/出动架次、工作循环总数以及工作总小时数。”

2.4.2.4 寿命结束准则

● 性能特性——性能下降至不可接受水平。

● 任务可靠性——平均严重故障间隔时间低于最低可接受指标。

● 固有可用度——低于最低可接受指标。（固有可用度表示可执行任务状态的概率）注： Ai＝MTBF/MTBF＋MTTR ；

式中：Ai—固有可用度，MTBF—平均故障间隔时间，MTTR——平均修复时间。

● 寿命管理——安全关键设备应进行监控、定期检查、计划更换。

电子系统/设备完整性的“耐久性/经济寿命”也适用于其他可修复、可更换的机电设备、机械设备。因为直升机分系统、子系统的电子/机电/机械设备都存在维修或更换事件。“耐久性/经济寿命”的“耐久性”，是要求这些设备在规定工作条件下具有承受即时应力或积累应力的能力，是耐用的，而“经济”要求能够进行经济维修。“耐久性/经济寿命”的寿命指标，要求承制方进行“耐久性”分析、设计上采取控制措施和确保安全关键、任务关键的设备在使用条件下具有足够的“耐久性”裕度。

2.5 军用直升机子系统规范“完整性”要求

2.5.1 概述

军用直升机子系统包括燃油子系统、液压子系统、供电子系统、机械子系统等，不同的子系统可以由不同的机械设备、电子、电气设备组成。子系统中电子/电气设备完整性要求可参考GJB/Z133-2002《航空电子设备完整性手册》要求。子系统中机械设备目前我国尚未编制相应完整性标准。美国将飞机结构完整性的概念应用在机械设备上，2001年发布了MIL-HDBK-1798A《机械设备和分系统完整性大纲》，其中设计和研制阶段工作包括强度、耐久性和损伤容限等分析和试验要求。因此军用直升机子系统机械设备完整性要求可参考MILHDBK-1798A《机械设备和分系统完整性大纲》以及GJB/Z133-2002《航空电子设备完整性手册》。

2.5.2 军用直升机子系统规范典型完整性要求

可根据具体类型子系统特殊性要求进行剪裁。

2.5.2.1 强度——子系统内任何组件结构强度应确保在飞行和地面载荷条件下不应发生导致功能下降的永久变形；遭受极端载荷时不应导致灾难性事件。

2.5.2.2 损伤容限——对安全或任务起到关键作用的子系统机械组件，应规定损伤容限要求。为此安全或任务关键机械组件应规定如下要求。

● 通过损伤容限设计确保子系统机械组件在出现损伤时能够继续发挥功能。

● 子系统安全和任务关键功能应采取余度设计，组件应给予标识，组件的位置应可以检测到损伤容限。

● 对预计可能出现的最大缺陷（如材料退化、操作损伤）应在使用寿命期间进行定期检验，以维持合适的损伤容限水平。

2.5.2.3 耐久性——子系统应是耐久的，为此子系统应满足如下要求。

● 腐蚀—腐蚀不应降低子系统的工作状态或任务性能。应采取防腐蚀措施，不同类金属应避免电偶腐蚀。

● 高频疲劳——承受地面、飞行诱发高频振动应力时，子系统不应发生故障。

● 低频疲劳——承受低频重复循环热、机械启动/停止或载荷等周期应力时，子系统不应发生故障。

● 绝缘材料——对承受高压电的绝缘材料，不应导致子系统发生故障。

● 蠕变——零件蠕变不应影响拆卸、重新装配或子系统的功能。

2.5.2.4 耐久性/经济寿命——子系统电子/机电/机械设备应具有耐久性，在使用寿命期间具有经济的可维修性。使用寿命期内的工作条件为使用用法和使用环境；寿命的结束准则为子系统电子/机电/机械设工作状态或任务性能降低至不可接受水平或维修不经济。确定寿命指标的典型耐久性应考虑以下要求。

● 安全关键、任务关键和耐久性关键的子系统具有足够的耐久性裕度，足以保证寿命期内不会发生结构故障。

● 机械组件工作和维修使用期间的疲劳损伤（裂纹和脱层）、磨损和腐蚀不会降低耐久性/经济寿命指标。

● 电气组件工作和维修使用期间的高频振动疲劳、低频热疲劳、电气额定值降低、绝缘材料故障以及腐蚀不会降低耐久性/经济寿命指标。

● 组件、元器件、密封件和主要支承面的磨损不会降低耐久性/经济寿命指标。

3 结束语

“军用直升机系统完整性”目的是：“通过完整性过程使军用直升机系统在其寿命期内始终保持需求的系统使用性能（安全性、适用性和效能）。”军用直升机系统规范完整性要求就是将使用环境、使用用法、材料特性、设计和维修计划综合在一起，达到采购方“需求性能持续时间”的总体期望值。材料特性退化是性能退化的主要因素，GJB775.1-1989《军用飞机结构完整性大纲 飞机要求》、GJB/Z101-1997《航空发动机结构完整性指南》、GJB/Z133-2002《航空电子设备完整性手册》以及MIL-HBDK-1798《机械设备和分系统完整性大纲》的完整性要求，均是对材料特性退化规定控制要求。