CN105701293A - 一种航空电子设备多阶段任务系统故障物理仿真剖面生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，该方法包括以下步骤：步骤一、确定所述航空电子设备所在飞机在一个飞行任务周期内的多个任务阶段以及各任务阶段的持续时间；步骤二、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的环境温度，生成环境温度剖面；步骤三、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的振动，生成振动剖面；步骤四、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的湿度，生成湿度剖面；步骤五、将所述温度剖面、所述振动剖面和所述湿度剖面的每个任务阶段的时间点对应起来，生成所述航空电子设备的故障物理综合仿真剖面。本发明针对可靠性仿真结果，可以确定电子设备的薄弱环节，为产品的设计改进提供依据。

Description

一种航空电子设备多阶段任务系统故障物理仿真剖面生成方法

技术领域

本发明提供一种航空电子设备可靠性仿真剖面生成方法，特别是涉及一种考虑航空电子设备在寿命周期内，多阶段任务系统下的可靠性仿真剖面生成方法，属于电子设备可靠性仿真领域。

背景技术

故障物理学认为电子产品的故障是与其承受的外界环境、载荷直接相关的，不同的环境、载荷量值，甚至不同的环境载荷变化顺序所引发的故障机理类型以及故障时间都可能不同。现有的可靠性仿真剖面生成方法是参考电子设备可靠性鉴定试验剖面生成方法获得典型任务下的环境剖面，且航空电子设备在其寿命周期中往往要执行多个不同的任务，例如：飞机的飞行根据其飞行任务、系统配置的变化等可划分为这样几个任务阶段：起飞、爬升、水平飞行、降落和着陆等。这样的系统被称为多阶段任务系统(Phased-MissionSystem，PMS)。由于多阶段任务系统在每一个阶段里需要完成的任务不同，所经受的应力和环境条件不同，如果不能确切描述这种剖面，可靠性仿真研究结果就不准确。

利用故障物理的方法评估系统在规定条件下的可靠性，需要首先对规定的条件进行定义。基于故障物理方法进行可靠性建模和评估要求可靠性剖面尽可能的反映产品实际承受的环境与载荷条件。而目前，多阶段任务航空产品可靠性仿真剖面往往是由多种情况下的合成剖面，不能真实反映实际的环境条件。那么对于多阶段任务系统故障物理仿真剖面生成方法就不能简单沿用剖面合成的方法。考虑全寿命周期内多阶段任务情况的可靠性仿真剖面才能真实反映电子设备所经历的环境条件和载荷状况，利用这种剖面经计算得到的可靠性指标也更加科学合理，同时能够为航空电子设备的可靠性设计提供依据。通过对现有技术的查新和检索，国内外针对航空电子设备还没有从故障物理角度出发，提出一种航空电子设备多阶段任务系统故障物理仿真剖面生成方法。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种航空电子产品多阶段任务系统的可靠性仿真剖面生成方法，它克服了现有的可靠性仿真研究中只考虑典型任务环境载荷变化的不足，使得可靠性仿真研究条件更接近于产品的真实使用情况，所进行的可靠性计算更加科学、合理，可靠性预计结果更接近产品的真实可靠性水平。

本发明提供一种航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，该方法包括以下步骤：步骤一、确定所述航空电子设备所在飞机在一个飞行任务周期内的多个任务阶段以及各任务阶段的持续时间；步骤二、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的环境温度，生成环境温度剖面；步骤三、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的振动，生成振动剖面；步骤四、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的湿度，生成湿度剖面；步骤五、将所述温度剖面、所述振动剖面和所述湿度剖面的每个任务阶段的时间点对应起来，生成所述航空电子设备的故障物理综合仿真剖面。

可优选地，所述多个任务阶段包括起飞前的停机阶段、地面慢车阶段、地面待起飞阶段、起飞阶段、爬升阶段、巡航阶段、下降阶段、着陆阶段、减速滑跑阶段、着陆后的停机阶段。

可优选地，所述步骤二包括：a.确定飞机在起飞前的停机阶段时所述航空电子设备的所述环境温度，为起飞地机场的外部环境温度；b.确定飞机在地面慢车阶段、地面待起飞阶段、起飞阶段和爬升阶段时所述航空电子设备的所述环境温度，为起飞地机场的外部环境温度加上设备温升；c.确定飞机在巡航阶段时所述航空电子设备的所述环境温度；当所述航空电子设备为有环控装置的舱段航空电子设备时，所述环境温度为舱段环控温度；当所述航空电子设备为无环控装置的舱段航空电子设备时，所述环境温度为巡航高度处的飞机外部大气温度加上设备温升；d.确定飞机在下降阶段、着陆阶段和减速滑跑阶段时所述航空电子设备的所述环境温度，为降落地机场的外部环境温度加上设备温升；e.确定飞机在着陆后的停机阶段时所述航空电子设备的所述环境温度，为降落地机场的外部环境温度；f.确定飞机在所述各个任务阶段时所述航空电子设备的温度变化率；温度变化率＝相邻两个稳定温度的差值/相应温度变化的时间；其中，所述稳定温度为温度稳定后的平均温度；若任务阶段的时间太短，温度未能稳定下来，则所述稳定温度为该任务阶段的最终温度的70％；g.利用以上所述各个任务阶段的所述环境温度和所述温度变化率，生成在所述飞行任务周期内的所述航空电子设备的环境温度剖面。

可优选地，所述步骤三包括：a.根据起飞地机场的路面状况，确定所述航空电子设备在起飞前的停机阶段和地面慢车阶段的随机振动剖面；b.根据飞机实际测量结果和设计要求，确定所述航空电子设备在地面待起飞阶段、起飞阶段、爬升阶段、巡航阶段、下降阶段、着陆阶段和减速滑跑阶段的随机振动剖面；c.根据降落地机场的路面状况，确定所述航空电子设备在着陆后的停机阶段的随机振动剖面。

可优选地，所述航空电子设备在所述各任务阶段的湿度取决于外部环境的相对湿度，随着高度的增加，所述外部环境的相对湿度减小，且受到地域和季节的影响。

可优选地，所述方法还包括：步骤六、进行可靠性仿真；其中，将步骤五得到的所述综合仿真剖面输入可靠性仿真模块中，获得故障前时间和可靠度等可靠性指标，从而得到一些相应的可靠性指标，更好地进行可靠性仿真。

本发明提供的仿真剖面生成方法，具有以下优点：

a.针对多阶段任务系统的特点，制定故障物理的剖面，为评估其可靠性真实水平提供输入条件。

b.针对季节差别，春天或秋天、夏天、冬天分开来制定剖面，避免了将冷天和热天相结合的非真实剖面。

c.针对可靠性仿真结果，可以确定电子设备的薄弱环节，为产品的设计改进提供依据。

附图说明

图1为本发明的工作流程示意图；

图2a为春季五个区域相对湿度随高度的分布图；

图2b为夏季五个区域相对湿度随高度的分布图；

图2c为秋季五个区域相对湿度随高度的分布图；

图2d为冬季五个区域相对湿度随高度的分布图；

图3为春秋季惯导系统的综合剖面；

图4为夏季惯导系统的综合剖面；以及

图5为冬季惯导系统的综合剖面。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。

以下以某飞机惯导系统为例，来说明其基于故障物理的可靠性剖面生成过程。

本发明提供一种基于故障物理的航空电子设备可靠性仿真剖面生成方法，图1示出了本发明的工作流程示意图。在本实施例中，该方法具体步骤如下：

步骤一：确定惯导系统所在飞机在不同阶段的任务。

飞机一天执行两次飞行任务，即出站和回程。根据飞行任务的工况表，每次飞行任务如表1所示，包括以下过程：停机(即所有设备都处于关闭状态)、地面慢车、地面待起飞、起飞、上升、巡航、下降、着陆、减速滑跑、停机十个阶段，并且确定各阶段的持续时间、巡航的高度信息。

表1惯导系统的多阶段任务

步骤二：确定惯导系统的环境温度剖面。

飞机在全寿命周期内要经历春夏秋冬四个季节，其中，春秋两季温度相近，可以合并同一个季节。分别从春秋、夏和冬确定航空电子设备的环境温度剖面。

a.确定飞机在春秋、夏、冬季节停机阶段时，惯导系统的温度。停机阶段，机载电子设备的环境温度即为起飞地机场环境的温度，可以根据飞行任务执行的月份，由统计数据得到该机场所在城市最近15年该月份的平均温度来确定。由统计得到的起飞地城市西安，在2001年至2015年，春秋季节机场环境的平均温度为15℃，夏季机场环境的平均温度为70℃，冬季机场环境的平均温度为-55℃。

b.确定飞机在慢车、地面待起飞、起飞、爬升阶段时，惯导系统的温度。由于设备启动后发热对周围环境的影响，在地面慢车阶段的5分钟内计算机热耗散在装备产生一个30℃温升，在地面待起飞和起飞阶段温度保持不变。则春秋季节的机载电子设备平均温度为45℃，夏季机载电子设备平均温度为100℃，冬季机载电子设备的平均温度为-25℃。在爬升阶段，外界环境温度随着高度的增加而降低，直至在一万米巡航阶段趋于稳定。

c.确定飞机在巡航阶段时，惯导系统的的温度。巡航高度处的飞机外部大气温度可通过以下途径获得：根据统计得到各个城市上空不同高度的年平均温度统计值确定；或参考公开发表的论文中的数据；或利用飞行过程中实测数据。飞机在陕西省至北京市一万米巡航时，发动机造成的温升为63℃，在春秋季节飞机外部环境温度为-46℃，则惯导系统所在位置的环境温度为17℃；在夏季飞机外部环境温度为-35℃，则惯导系统所在位置的环境温度为28℃；在冬季飞机外部环境温度为-58℃，则惯导系统所在位置的环境温度为5℃。

d.确定飞机下降、着陆、减速滑跑阶段，惯导系统的温度。该阶段与在地面待起飞、起飞、爬升阶段温度变化成对称关系，即春秋季节的平均温度为45℃，夏季平均温度为100℃，冬季平均温度为-25℃。

e.确定飞机在着陆后的停机阶段时，惯导系统的温度。飞机在北京市着陆，着陆后停机阶段，在刚开始5分钟内，由于计算机全部关闭，在装备产生一个30℃温降。此后，惯导系统的温度为降落地机场地面环境温度，根据该任务执行的月份，由统计数据得到该机场所在城市最近15年该月份的平均温度来确定。由统计得到的降落地城市2001年至2015年，春秋季节的平均温度为15℃，夏季平均温度为70℃，冬季平均温度为-55℃。

f.确定飞机各个阶段机载电子设备的温度变化率。

春秋季节飞机在地面慢车阶段和着陆后停机阶段温度变化率为6℃/min；在起飞、爬升阶段和下降、着落阶段温度变化率为1.4℃/min。夏季节飞机在地面慢车阶段和着陆后停机阶段温度变化率为6℃/min；在起飞、爬升阶段和下降、着落阶段温度变化率为3.6℃/min冬季节飞机在地面慢车阶段和着陆后停机阶段温度变化率为6℃/min；在起飞、爬升阶段和下降、着落阶段温度变化率为1.5℃/min

g.利用以上各个阶段的温度、温度变化率，结合飞机的任务剖面，生成该飞行任务下的惯导系统温度剖面。

步骤三：确定惯导系统的振动剖面。

对惯导系统不同工况条件下的振动进行实际测量，得到不同阶段最大振动结果，如表2所示。

表2各任务阶段最大振动量值W0

最后绘制成惯导系统的振动剖面。

步骤四：确定惯导系统的湿度剖面。

根据参考文献《我国不同区域高空温度和相对湿度的分布特征》，春、夏、秋、冬四个季节，第一区域东北和华北、第二区域华东和华中、第三区域华南、第四区域西北、第五区域西南五个区域相对湿度随高度的分布图如附图2a-图2d所示，其中，方形点连线表示东北和华北相对湿度随高度的分布图，圆形点连线表示华东和华中相对湿度随高度的分布图，上三角点连线表示华南相对湿度随高度的分布图，下三角点连线表示西北相对湿度随高度的分布图，左三角点连线表示西南相对湿度随高度的分布图。该飞机飞行区域为东北地区，根据此图，确定飞机在各个区域高度下的相对湿度，进而得到湿度剖面。在春季地面的相对湿度为45％，一万米高空的相对湿度32％；夏季地面的相对湿度为52％，一万米高空的相对湿度25％；秋季地面的相对湿度为43％，一万米高空的相对湿度32％；冬季地面的相对湿度为45％，一万米高空的相对湿度22％；分别绘制春夏秋冬的湿度剖面。由此可见，春季和秋季，在该区域的地面和一万米高空相对湿度相近，可以将春季和秋季合并成一个季节进行考虑，相对湿度取平均值。

步骤五：确定惯导系统的综合剖面。

将步骤二、步骤三和步骤四得到的春秋、夏和冬季节下的惯导系统的温度，振动和湿度剖面每个阶段的时间点对应起来，生成多阶段任务系统综合剖面如图3-5所示，各图中从上至下依次为环境温度剖面、振动剖面和湿度剖面，横坐标为时间。

步骤六：进行可靠性仿真

将步骤五中得到的综合剖面输入CALCESARA可靠性仿真模块中，得到惯导系统的故障前时间。

基于该方法生成的可靠性仿真研究剖面真实的反映了产品在全寿命周期内执行任务时外界环境应力的变化，基于此进行的可靠性计算更加科学、合理，可靠性预计结果更接近产品的真实可靠性水平。

最后应说明的是：以上所述的各实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或全部技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、确定所述航空电子设备所在飞机在一个飞行任务周期内的多个任务阶段以及各任务阶段的持续时间；

步骤二、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的环境温度，生成环境温度剖面；

步骤三、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的振动，生成振动剖面；

步骤四、确定所述航空电子设备在所述各任务阶段的湿度，生成湿度剖面；以及

步骤五、将所述温度剖面、所述振动剖面和所述湿度剖面的每个任务阶段的时间点对应起来，生成所述航空电子设备的故障物理综合仿真剖面。

2.根据权利要求1所述的航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，所述多个任务阶段包括起飞前的停机阶段、地面慢车阶段、地面待起飞阶段、起飞阶段、爬升阶段、巡航阶段、下降阶段、着陆阶段、减速滑跑阶段以及着陆后的停机阶段。

3.根据权利要求2所述的航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，所述步骤二包括：

a.确定飞机在起飞前的停机阶段时所述航空电子设备的所述环境温度为起飞地机场的外部环境温度；

b.确定飞机在地面慢车阶段、地面待起飞阶段、起飞阶段和爬升阶段时所述航空电子设备的所述环境温度为起飞地机场的外部环境温度加上设备温升；

c.确定飞机在巡航阶段时所述航空电子设备的所述环境温度：

当所述航空电子设备为有环控装置的舱段航空电子设备时，所述环境温度为舱段环控温度；

当所述航空电子设备为无环控装置的舱段航空电子设备时，所述环境温度为巡航高度处的飞机外部大气温度加上设备温升；

d.确定飞机在下降阶段、着陆阶段和减速滑跑阶段时所述航空电子设备的所述环境温度为降落地机场的外部环境温度加上设备温升；

e.确定飞机在着陆后的停机阶段时所述航空电子设备的所述环境温度为降落地机场的外部环境温度；

f.确定飞机在所述各个任务阶段时所述航空电子设备的温度变化率：

温度变化率＝相邻两个稳定温度的差值/相应温度变化的时间；

其中，所述稳定温度为温度稳定后的平均温度；若任务阶段的时间太短，温度未能稳定下来，则所述稳定温度为该任务阶段的最终温度的70％；

g.利用以上所述各个任务阶段的所述环境温度和所述温度变化率，生成在所述飞行任务周期内的所述航空电子设备的环境温度剖面。

4.根据权利要求2或3所述的航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，所述步骤三包括：

a.根据起飞地机场的路面状况，确定所述航空电子设备在起飞前的停机阶段和地面慢车阶段的随机振动剖面；

b.根据飞机实际测量结果和设计要求，确定所述航空电子设备在地面待起飞阶段、起飞阶段、爬升阶段、巡航阶段、下降阶段、着陆阶段和减速滑跑阶段的随机振动剖面；

c.根据降落地机场的路面状况，确定所述航空电子设备在着陆后的停机阶段的随机振动剖面。

5.根据权利要求1-3任一所述的航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，所述航空电子设备在所述各任务阶段的湿度取决于外部环境的相对湿度，随着高度的增加，所述外部环境的相对湿度减小，且受到地域和季节的影响。

6.根据权利要求1所述的航空电子设备多任务阶段系统故障物理仿真剖面生成方法，其特征在于，所述方法还包括：

步骤六、进行可靠性仿真；其中，将步骤五得到的所述故障物理综合仿真剖面输入可靠性仿真模块中，获得故障前时间和可靠度指标。得到相应的可靠性指标，完成可靠性仿真。