军机无维修待命时间试飞验证方法研究

马　涛

(中国飞行试验研究院 可靠性研究中心, 陕西 西安 710089)



军机无维修待命时间试飞验证方法研究

马涛

(中国飞行试验研究院 可靠性研究中心, 陕西 西安 710089)

摘要:以工程应用为出发点,提出了试验机技术状态确定的依据、单次无维修待命时间验证成败判据、特殊气象条件下试验数据处理方法、无维修待命时间验证评估模型。在此基础上,以某型歼击机为例给出了试飞阶段无维修待命时间验证方案设计方法。该方法工程应用性强,可作为试飞阶段外场开展无维修待命时间验证的依据。

关键词:无维修待命时间; 试验机; 技术状态; 试验方案设计

0引言

无维修待命时间(Maintenance-Free Alert Time)是指在规定的使用、存放条件下(包括飞机使用的自然环境、飞机停放条件等),飞机作好准备,能保持良好并处于待命状态而无需进行任何维修的持续时间。因此,“飞机始终处于良好的待命状态”以及“在待命期间不能有任何维修活动”是开展无维修待命时间验证的先决条件。

无维修待命时间是飞机可用性的核心参数[1],也是航空装备保障能力评估的重要指标[2-4],反映了整机在不进行任何维修情况下保持“良好待命状态”的可靠性水平,是飞机战备完好性的体现,直接影响部队的战斗力。国内外关于无维修待命时间验证方法的研究文献较少,邱振汉[5]分析了相关故障模式,从设计的各个阶段说明了开展“无维修待命时间”验证需要注意的问题;彭海鑫等[6]从设计的角度研究了如何提高无维修待命时间的措施和计算方法,从“可靠寿命”的角度阐释了其概念本质,并给出整机无维修待命时间的计算方法和一般步骤。这些研究大都偏于理论,与工程实际有一定的差距。

本文从工程试验的角度提出了技术状态要求确定、试验成败判据及特殊气象数据处理方法,同时为解决经典抽样方案所带来的样本量大的问题,提出了基于Bayes的抽样方案,建立了完善的试飞阶段无维修待命时间验证方法。

1无维修待命时间试验方法

在试飞阶段开展无维修待命时间验证要解决如下关键问题:

(1)试验机技术状态要求确定;

(2)单次无维修待命时间验证成败判据;

(3)特殊气象条件下试验数据处理方法;

(4)无维修待命时间验证抽样方案。

1.1试验机技术状态要求确定

要确定试验机技术状态,首先应确定影响飞机技术状态的因素。主要包括:装备结构完整性;物理特性完整性(即系统完整性、连接与固定关系、干涉性、密封性、损伤);功能特性(包括寿命、功能);飞机重量(即加油方案及挂载方案)等。在此基础上,根据层次分析法原理,结合飞机系统划分,同时参考相关军用标准,遵循指标体系构建的目标和原则,最终确定试验机技术状态指标体系。

技术状态要求确定时,首先应确保试验机初始状态处于或高于标准技术状态;其次,要充分考虑试飞阶段的特点(试飞任务性质的差异及改装等原因),能够体现“安全”和“任务”对无维修待命时间验证的牵引性作用,为试验判据制定提供依据;最后,技术状态要求应将分系统的完整性作为重点因素,同时兼顾各机种、分系统、设备的差异对试验要素的影响。

1.2无维修待命时间试验成败判据确定

成败判据是判断无维修待命时间验证试验是否成功的依据。如果成败判据设定不准确,则会在试验中造成误判,最终影响做出正确的决策以及试验结果的可信程度。成败判据制定应充分考虑试验机的技术状态要求,既要做到量化准确,又要兼顾实际情况,便于检测。

本文从工程实际出发,按照机械专业、军械专业、航电专业、特设专业设置规定的检查点,对应各检查点明确其“失败事件”清单。如机械专业可设置机头、前起落架和前起落架舱、右侧前机身等24个检查点;对应机头检查点的检查位置包括:锥体、雷达、空速管、雷达罩,其对应的“失败事件”清单为:“蒙皮和雷达罩漆层破损、标线未对正;雷达罩上锁标线与飞机蒙皮的上锁标线未对齐;机头空速管发生变形”等。

试验结束后,试验人员应对照各检查点和检查位置对技术状态的变化情况进行检查,并与“失败事件”清单进行对照,确定本次无维修待命时间验证试验成功与否。

1.3特殊气象条件下试验数据处理方法

特殊气象条件是指在试验过程中遇到了恶劣的气象状况,且该气象状况超过了一定的界限,会大大加快零部件寿命的衰减,导致故障提前发生。因此,特殊气象条件下的试验就相当于“加速试验”。特殊气象在不同的地域、不同的季节又呈现不同的特点,而不同强度的特殊气象状况对寿命的影响程度也不同。

本文通过对无维修待命时间验证期间主要故障模式(包括液油渗漏、漏气、接触不良、短路等)及其影响因素(如气候环境、地理环境、化学环境)、执行战备值班待命的飞机停放条件(机库)等进行分析,最终确定温度和湿度为导致飞机无维修待命试验失败的主要因素。

特殊气象条件下数据处理步骤如下:

(1)确定试验机预计的使用环境,并通过国家环境保护网站查阅该地区月平均温度、湿度数据,计算出月平均温度、湿度的均值μ和方差σ2,以此作为数据折算的基准;

(2)筛选特殊气象数据:记录试验机无维修待命试验期间的温度、湿度等数据,并与标准环境相比较,若一个或多个测量点超出μ±Kσ范围,则该时间段内气象状况属于特殊气象;

(3)特殊气象条件与标准环境下试验数据折合:本文采用专家打分系统,根据工程实践经验,确定不同气象状况对试验成败的影响程度。影响程度越大打分值越高,其对应时间段折算成标准环境的时间也就越长;反之则打分值越小,折算后的时间越短。最后,根据专家打分结果,动态确定无维修待命时间验证试验结束点。

2基于Bayes的无维修待命时间试验

抽样方案

无维修待命时间验证试验为成败型试验,服从二项分布。假设某型试验机在无维修待命时间验证试验中,试验次数为n(按要求停放次数),c为合格判定数,当试验进行到出现事先规定的失败次数r时停止。若r≤c,则试验合格,接收;若r>c,则试验不合格,拒收。

为解决典型基于二项分布的抽样方案周期长、花费多、所需样机数量多的问题,本文提出序贯验后加权检验的计数抽样检验方案。

2.1确定先验分布

异总体下数据处理的基本思路:将采集到的试验数据按照不同的状态划分为不同阶段,每个状态分为N个阶段,每一个阶段分为春、夏、秋、冬4个不同的层次。首先通过异环境下试验数据折算方法,以现场气象条件为依据,分别将不同阶段试验数据进行折算;然后通过异状态下的试验数据处理方法,以现场试验的飞机的技术状态为参考,将折算的不同试验信息进行重新融合,得到先验分布。

2.1.1 异环境下试验数据折算

气候环境对无维修待命时间的影响是由多种因素耦合作用的,因而具有不确定性和多元性,导致基于环境因素的数据折算异常复杂。

层析分析法是一种定性与定量分析相结合的多目标决策分析方法,它根据问题的层次结构,构建评价判断矩阵,确定每一层因素影响程度的权重,直至计算出顶层因素的相对权重。灰色关联分析方法是一种多因素统计分析方法,以各因素的样本数据为依据,用灰色关联度来描述因素间关系的强弱、大小和次序,在获得因素间关联度基础上通过层间递推可得到评价指标体系之间的优劣。本文将灰色关联法与层次分析法相结合构建春、秋两个季节气象环境评价指标体系。

(1)指标规范化处理:气候环境指标评价体系季节代号m=1表示春,m=2表示秋,影响因素个数为n,矩阵A=(aij)n×m表示评价指标体系矩阵,其值可以通过专家打分的方法确定。

(2)关联系数确定:取各待评方案中同一指标的最大值组成的向量x0=[x01,x02]作为理想方案,各时间段的指标向量xi=[xi1,xi2,xi3,…,xim]作为待考察的集合。则第i个时间段的第j个评价指标与理想情况的关联系数δij为:

式中:ρ为分辨率,一般取值范围为0～1;相应的关联系数矩阵为E=(δij)n×m。

在多层次分析中,首先求解评价体系底层的关联度,然后作为上一层的初始评价指标,再重复以上计算步骤计算上一层的关联度。

2.1.2异状态下试验数据处理

针对参试飞机技术状态的不同(主要分为增加新系统、对原有系统修复和更新),将先验信息划分成不同阶段,根据不同阶段的先验信息确定先验分布,然后进行融合。

假设某航空装备由m个分系统组成,其中系统j(1≤j≤m)在整个研制阶段一直存在并没有进行过改进,那么在先验信息处理中不用考虑系统j的影响。系统j为研制阶段i中新增系统,根据系统j的故障情况分别讨论。

2.2异状态数据处理方法

2.2.1 先验分布超参数的确定方法

式中:ai,bi为第i阶段分布的超参数。采用验前矩拟合法与随机加权法确定超参数μ和σ2如下:

假设第i阶段有mi(mi≥1)个批次的试验数据,且无专家经验等其他验前信息,则可取:ai=fi和bi=li-fi。

2.2.2不同阶段先验信息融合

确定各阶段验前分布Be(ai,bi)后,应研究不同阶段先验分布的融合。为了既有效利用验前信息,又能描述验前信息与现场信息的异总体性,本文提出了混合Beta先验分布法。在获得各阶段验前分布的前提下,构造混合分布如下:

式中:0≤R≤1;0≤ρi≤1;0≤ρ≤1;ρ和ρi为继承因子,(1-ρi)为更新因子,ρi反映了研制阶段i的试验信息与现场试验信息继承度,ρ反映了当前产品对研制阶段先验信息的继承程度,(1-ρ)反映了当前装备可靠性的不确定性。

在信息融合时,对于新增分系统的可靠性水平应进行折算。如果该系统的可靠性水平无法评估,可以通过专家打分的方法确定,即由相关专家根据工作经验和相关数据,对系统的无维修待命成功水平进行估计,成功率越高分值越大。

2.3决策

每一次试验之后,可以利用基于Bayes理论的抽样方案进行决策,主要流程如图1所示。

图1　决策流程Fig.1　Decision-making process

3某型机无维修待命时间试验方法

某型歼击机共4架,已进入试飞中后期,飞机系统、设备状态基本稳定,已达到规定的最低可接受值,满足开展无维修待命时间试验的条件。其中，01架和02架技术状态相同,03架和04架技术状态相同。该型机无维修待命时间要求为4天。

试验要求:

(1)飞机停放在机库,由机务人员进行飞行前检查,确认飞机处于完好可放飞状态,试验开始;

(2)试验期间不允许进行任何维护活动,并详细记录温度、湿度等数据;

(3)根据试验期间环境条件及其他要求确定试验结束时间;

(4)达到预计停放时间后,对飞机进行飞行前检查,并对照歼击机无维修待命时间试验判据,对本次试验是否成功进行判定。

根据该型歼击机设计初期合同中规定的可靠度指标、鉴别比,取生产方和使用方风险分别为α0=0.25和β0=0.15。根据本文提出的优化算法,确定抽样方案为(35,3)。

以该系列飞机历史试验数据及专家分析结果作为先验信息,采用序贯加权检验法,该型机无维修待命时间试验共进行8次,且全部成功。此时,根据Bayes的抽样方案理论进行决策,判定该型机无维修待命时间符合要求。试验结果如表1所示。

表1　某型歼击机无维修待命时间验证试验结果

4结束语

本文以工程应用为出发点,提出试验机技术状态确定方法、试验成败判据制定要求、特殊气象条件下数据处理方法以及验证抽样方案制定方法等，解决了试飞阶段飞机无维修待命时间验证中亟需解决的关键问题,并以某型歼击机无维修待命时间验证试验为例,给出了试飞阶段无维修待命时间试验方法,对今后的工程应用具有指导意义。

参考文献：

[1]宋太亮,何成铭.装备可靠性维修性保障性要求论证GJB1909A-2009[S].北京:总装电子信息基础部,2010.

[2]周宏亮, 戴明强. 远海航空保障能力评估的指标研究[J].中国西部科技,2014,13(5):15-17.

[3]张涛,张建军,郭波,等.装备使用阶段维修保障能力评估指标体现研究[J].装甲兵工程学报,2005,19(1):7-10.

[4]刘大伟.武装直升机总体方案评估方法研究[D].南京:南京航空航天大学,2010.

[5]邱振汉.浅析直升机无维修待命时间[J].航空科学技术,1995,7(2):25-28.

[6]彭海鑫,周巨元.直升机无维修待命时间的理论研究[J].航空学报,1991,12(10):514-517.

(编辑：方春玲)

Maintenance-free alert time verification method for military aircraft

MA Tao

(Reliability Research Center, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:Focusing on engineering application, the determination method of configuration requirements, failure criteria of test, data processing method under extreme environment and evaluation model for maintenance-free alert time were proposed. Then, verification scheme design method of maintenance-free alert time for fighter plane during flight test was given as an example based on this theory. The result shows strong engineering applicability and the verification of maintenance-free alert time during flight test can be conducted based on it.

Key words:maintenance-free alert time; testing aircraft; configuration; test scheme design

中图分类号：V217.39

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)02-0081-05

作者简介:马涛(1975-)，男，安徽泗县人，高级工程师，硕士，主要从事可靠性、维修性、测试性、保障性和安全性评估验证工作。

基金项目:“十二五”国防技术基础科研项目(Z052013B004)

收稿日期:2015-08-07;

修订日期:2015-12-07; 网络出版时间:2016-01-10 14:09