CN114048633A - 一种飞机高寒试验矩阵设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机高寒试验矩阵设计方法；针对民机适航取证的高寒试验需求，以及飞机系统复杂且交联运行，存在系统参数重叠的情况，导致重复试验和试验缺项的问题，结合飞机所遇到的高寒环境参数和试验谱，从验证性和研发性两方面来设计飞机高寒适应性工况，融合飞机验证性工况和研发性工况，得到飞机系统多维高寒适应性工况矩阵，形成了大型飞机高寒适应性工况设计方案，基于本发明试验矩阵的试验可减少实验室温度大幅度调整次数，节约试验资源。

Description

一种飞机高寒试验矩阵设计方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机高寒试验矩阵设计方法。
背景技术
在民用航空全球化的今天，大型飞机在全球范围内广泛使用，在其经历的多种任务剖面内，极可能遭遇世界各地的地表气候条件，需在极端气候环境下具备适用性。由于实验室气候试验具有气候环境条件精确可控、极值可达、环境可复现、试验周期短、试验易于组织协调等优势，实验室气候试验较早便得到国外航空大国的青睐，国外大型飞机极端气候试验也已实现了极端气候地面试验项目由外场至实验室内的发展转变。然而此前，全状态大型飞机实验室气候试验在我国由于试验平台尚不具备，大型飞机全状态实验室气候试验相关研究工作几近空白，我国自主研发的民用飞机气候研发试验和适航符合性验证试验均只能以“守株待兔、追云逐日”的方式在外场开展，试验的矩阵设计主要考虑外场天气因素，延误了大型飞机的研制与适航取证进程。
大型飞机是我国按照最新国际适航标准自主研制的首款150座级以上飞机，按照国际国内适航标准要求，大型飞机在研制和适航取证阶段需采用分析和试验的方法表明在极端气候条件下功能和性能的符合性。实验室高寒环境适应性试验能够最大程度地暴露大型飞机高寒环境适应性问题，极大地缩短高寒试验周期，同时保障外场高寒地面试验和飞行试验顺利进行。因此大型飞机高寒环境适应性试验要求，全状态多系统耦合的全面考核需求，全状态多系统试验响应测试多样性诉求均亟待满足。
依托于气候环境实验室的建成，全状态大型飞机实验室气候试验成为可能，但是大型飞机高寒环境适航符合性要求考核的系统多达十四个，多系统之间高度集成、强耦合，且相关环境试验标准不能直接应用，而且试验周期短，给多系统多工况考核验证矩阵设计带来了巨大困难，需要探究民机多工况实验室气候试验矩阵设计方法，提高民机实验室高寒试验效率。
发明内容
为了实现以上目的，本发明提供了一种飞机高寒试验矩阵设计方法，解决民机实验室气候试验多系统多工况深度耦合的问题，实现民机系统高寒实验室验证性工况和研发性工况融合设计，提高民机实验室高寒试验效率，节约试验资源，具体包括以下步骤：
S1、设计高寒环境下飞机系统的验证性工况
S1-1、基于民机运营的适航条款对飞机系统的约束条件，确定高寒环境下需要考核的飞机系统的类型；
S1-2、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以全状态整机为研究对象，确定飞机系统的运行机理和外场运营环境参数；
根据所述运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数；
S1-3、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以飞机在气候实验室中的试验为研究对象，确定在所述气候实验室内测得的内场试验环境参数，得到试验谱并剪裁所述试验谱；
根据所述内场试验环境参数和试验谱，确定飞机系统高寒试验所需的多环境温度参数及对应误差；
S2、设计高寒环境下飞机系统的研发性工况
S2-1、基于高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，确定故障频发的飞机系统的类型；
S2-2、基于故障传播机理，以数学模型和/或参数分析为主要手段，确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数；
S3、设计高寒环境下多飞机系统的试验工况
S3-1、经步骤S1、步骤S2，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，得到单飞机系统的试验工况；
S3-2、在步骤S3-1得到单飞机系统的试验工况后，分析飞机系统间的交联关系，剔除冗余试验，并补充试验空集，融合工况得到飞机系统各试验科目交联关系表；
S3-3、根据步骤S3-2得到的飞机系统各试验科目交联关系表，结合步骤S1-3中得到的多环境温度参数及裁剪后的试验谱，设计多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵。
进一步地，在步骤S1中，对于每一条所述适航条款的解读，不仅需要在设计阶段保证各飞机系统的相关性能参数满足适航条款的要求，还需要在每一步设计阶段同步采取试验验证的方式来确保飞机系统的相关性能参数满足对应的功能性指标。
进一步地，所述步骤S2-2中，以数学模型为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-1-1、确定故障频发的飞机系统的类型的核心部件；
S2-2-1-2、确定所述核心部件相对应的数学模型；
S2-2-1-3、基于所述数学模型，通过参数分析，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
进一步地，所述步骤S2-2中，以参数分析为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-2-1、分析故障频发的飞机系统的类型的工作原理；
S2-2-2-2、基于所述工作原理引入适配的分析方法诊断故障；
S2-2-2-3、将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合构造案例库，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
进一步地，所述步骤S2-2-2-2中，所述适配的分析方法为故障分析、FTA、FMEA、CBR中的任意一种或至少两种的组合。
进一步地，所述步骤S2-2-2-3中，所述案例库中的案例包括作为飞机系统试验对象的目标案例，以及引入的参考度达标的新案例；
所述新案例的参考度定义为：描述信息的相似度和动态失效比的加权值，其数学表达式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为案例参考度；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为案例X与案例Y描述信息的相似度；
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为动态失 效率；
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为描述信息相似度的权值；
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为动态失效率的权值。
进一步地，所述步骤S2-1中，故障频发的飞机系统包括空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统。
进一步地，本发明还设计了一种飞机高寒试验矩阵，所述试验矩阵的设计方法如上文所述。
与现有的飞机系统的试验工况相比，本发明的有益效果是：
（1）本发明设计的试验矩阵实现了民机高寒适航符合验证性工况与研发性工况的融合。
（2）基于本发明设计的试验矩阵的试验实施可减少实验室温度大幅度调整次数，节约试验资源。
（3）本发明设计的试验矩阵可缩短民机高寒实验室气候试验周期。
附图说明
图1是本发明飞机高寒试验矩阵设计流程图；
图2是本发明实施例4中气源系统运行原理图；
图3是本发明实施例4中气源系统故障树图；
图4是本发明实施例4中气源系统案例库结构图。
图3中：T1为左发PRV自动关闭失效；M1为断路器（3HA1）关闭故障；M2为PRV（4001HA1）自动关闭故障；M3为CTS（10HA1）引脚A/1直流电压故障；T2为TASKNUMBER为810-803的故障树；M4为BMC1的引脚AA/8A电压信号故障；M5为CTS（10HA1）引脚A/2接地故障；M6为左发引气按键（4HA1）引脚A/D2电压故障；M7为引气按键引脚A/D1与BMC1的AA/A7间线路故障；X1为BMC1（1HA1）故障；X2为AA/8A和3HA1的引脚2间线路故障；X3为引脚A/2与接地间导线故障；X4为CTS（10HA1）故障；X5为左发引气按键（4HA1）故障；X6为断路器（3HA1）故障；X7为A/D1与AA/7A间线路故障。
具体实施方式
为更进一步阐述本发明所采取的方式和取得的效果，下面将结合附图清楚和完整地描述本发明的技术方案。
实施例1
实施例1主要目的是完整阐述本发明设计的一种飞机高寒试验矩阵设计方法（参见图1），具体内容如下：
S1、设计高寒环境下飞机系统的验证性工况
S1-1、基于民机运营的适航条款对飞机系统的约束条件，确定高寒环境下需要考核的飞机系统的类型；
S1-2、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以全状态整机为研究对象，确定飞机系统的运行机理和外场运营环境参数；
根据所述运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数；
S1-3、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以飞机在气候实验室中的试验为研究对象，确定在所述气候实验室内测得的内场试验环境参数，得到试验谱并剪裁所述试验谱；
根据所述内场试验环境参数和试验谱，确定飞机系统高寒试验所需的多环境温度参数及对应误差；
对于每一条所述适航条款的解读，不仅需要在设计阶段保证各飞机系统的相关性能参数满足适航条款的要求，还需要在每一步设计阶段同步采取试验验证的方式来确保飞机系统的相关性能参数满足对应的功能性指标；
S2、设计高寒环境下飞机系统的研发性工况
S2-1、基于高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，确定故障频发的飞机系统的类型，所述故障频发的飞机系统包括空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统；
S2-2、基于故障传播机理，以数学模型和/或参数分析为主要手段，确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数；
S2-2-1、以数学模型为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-1-1、确定故障频发的飞机系统的类型的核心部件；
S2-2-1-2、确定所述核心部件相对应的数学模型；
S2-2-1-3、基于所述数学模型，通过参数分析，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
S2-2-2、以参数分析为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-2-1、分析故障频发的飞机系统的类型的工作原理；
S2-2-2-2、基于所述工作原理引入适配的分析方法诊断故障，所述适配的分析方法为故障分析、FTA、FMEA、CBR中的任意一种或至少两种的组合；
S2-2-2-3、将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合构造案例库，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解；
所述案例库中的案例包括作为飞机系统试验对象的目标案例，以及引入的参考度达标的新案例；
所述新案例的参考度定义为：描述信息的相似度和动态失效比的加权值，其数学表达式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
为案例参考度；
Figure 794583DEST_PATH_IMAGE006
为案例X与案例Y描述信息的相似度；
Figure 608955DEST_PATH_IMAGE008
为动态失 效率；
Figure 431417DEST_PATH_IMAGE010
为描述信息相似度的权值；
Figure 26347DEST_PATH_IMAGE012
为动态失效率的权值；
S3、设计高寒环境下多飞机系统的试验工况
S3-1、经步骤S1、步骤S2，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，得到单飞机系统的试验工况；
S3-2、在步骤S3-1得到单飞机系统的试验工况后，分析飞机系统间的交联关系，剔除冗余试验，并补充试验空集，融合工况得到飞机系统各试验科目交联关系表；
S3-3、根据步骤S3-2得到的飞机系统各试验科目交联关系表，结合步骤S1-3中得到的多环境温度参数及裁剪后的试验谱，设计多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵。
实施例2
实施例2的叙述基础为实施例1中记载的方案，旨在阐明步骤S1高寒环境下飞机系统的验证性工况设计。
1、基于适航条款的高寒环境下飞机系统适应性分析
结合飞机高寒环境参数和高寒试验谱，从民机运营的适航条款出发（适航条款见表1），解读出需进行高寒试验的飞机系统的类型，为后续确定试验科目提供依据。根据适航条款对飞机系统的约束条件，得到了需经考核的飞机系统的类型，进一步得到高寒环境下飞机系统试验科目表（见表2）。
以发动机开车的适航条款解读为例，梳理高寒环境下飞机系统的验证性工况的基本设计流程。
1.1、针对CCAR25部25.101（a），应采取设计说明的方式来保证飞机系统的各性能可以在标准大气和非标准大气条件下被满足。由于该条款为本条款的总起内容，因此还需采取试验验证的方式考核飞机系统的各分系统及整机特定区域能否满足特定温度及大气条件下的功能性能指标。
1.2、针对CCAR25部25.101（b），应通过发动机区域热仿真分析和试验验证的方式来考核温度与湿度的对应关系，并拟合出符合要求的变化曲线。尤其还需要通过地面试车或飞行考核试验来关注在低温环境条件下受发动机推力（功率）影响的相关飞行功能性能参数能否满足通过适航条款的最低基本要求。
通过发动机开车的适航条款确定出高寒试验过程中的发动机系统特征参数类型。CCAR33.7含有发动机的额定值和使用限制要求，针对33.7（c）款，第（5）条要求“申请者关注滑油温度、发动机进气口温度、液压油温度、燃油温度和发动机外表面温度”。因此实验室低温气候试验需求为“通过发动机运行环境实测的方法，在冷天环境下起动发动机，可在地面模拟发动机各飞行工况，也可实际通过飞行来验证”。
Figure DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE016
2、民用飞机系统的性能参数的提取
根据适航条款要求来确定出高寒环境下所考核的飞机系统的类型，再结合飞机系统的运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数。以发动机冷天地面启动时动力系统特征参数为例（见表3）。
Figure DEST_PATH_IMAGE018
实施例3
实施例3的叙述基础为实施例1中记载的方案，旨在阐明步骤S2中高寒环境下飞机系统的研发性工况设计。
根据高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，飞机故障集中在空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统等。本实施例以空调系统高寒研发性工况设计为例，说明以数学模型为主要工具的工况设计方法。
1、确定故障频发的飞机系统的类型的核心部件
空调系统的正常运行是保证飞行人员和乘客的正常工作条件和生活环境、设备的正常工作及货物安全的基本条件，而在高寒环境下，空调系统的左右侧组件和导管温度会发生变化，进而影响客货舱的供气流量和压力。空调系统的核心部件包括主级换热器、压气机和风扇。
2、确定所述核心部件相对应的数学模型
2.1、主级热交换器数学模型为：
Figure DEST_PATH_IMAGE020
Figure DEST_PATH_IMAGE022
Figure DEST_PATH_IMAGE024
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为外界进入热交换器的空气流量，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为外界冷空气在主级热交换器出口处温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure DEST_PATH_IMAGE032
分别为组件中热空气在主级热交换器入口和出口的温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为主级热交换器冷、热流间的平均温差，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为主级热交换器单位时间内的传热量，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为导热系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为主级热交换器的传热系数和传热面积，即为主级热交换器的数学模型。
2.2、压气机数学模型为：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
Figure DEST_PATH_IMAGE046
Figure DEST_PATH_IMAGE048
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
为风扇压气机功率，
Figure DEST_PATH_IMAGE052
为风扇功率，
Figure DEST_PATH_IMAGE054
和
Figure DEST_PATH_IMAGE056
分别为风扇一级涡轮功率和 二级涡轮功率，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为风扇的机械效率。
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为空气的定压比热，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
、
Figure DEST_PATH_IMAGE064
分别为风扇压气机 出口和进口的空气总温，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
、
Figure DEST_PATH_IMAGE068
分别为风扇压气机出口和进口的空气静温，
Figure DEST_PATH_IMAGE070
、
Figure DEST_PATH_IMAGE072
分别为 风扇压气机出口和进口的空气流速。
2.3、风扇数学模型为：
Figure DEST_PATH_IMAGE074
Figure DEST_PATH_IMAGE076
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
、
Figure DEST_PATH_IMAGE080
分别为风扇出口和进口的空气总温，
Figure DEST_PATH_IMAGE082
、
Figure DEST_PATH_IMAGE084
分别为风扇出口 和进口的空气静温，
Figure DEST_PATH_IMAGE086
、
Figure DEST_PATH_IMAGE088
分别为风扇出口和进口的空气流速。
基于上述数学模型，通过参数分析诊断故障，得到高寒下空调系统适应性特征参数表（见表4），进一步确定故障参数及其对应的确认解。
Figure DEST_PATH_IMAGE090
实施例4
实施例4的叙述基础为实施例1中记载的方案，旨在阐明步骤S2中高寒环境下飞机系统的研发性工况设计。
根据高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，飞机故障集中在空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统等。本实施例以飞机气源系统高寒研发工况设计为例，说明以参数分析为主要工具的工况设计方法。
气源系统运行原理图（参见图2），为快速准确排除飞机气源系统故障，引入FTA方法进行故障诊断（参见图3），将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合而构造案例库（参见图4）。
所述案例库中的案例包括作为飞机系统试验对象的目标案例，以及引入的参考度达标的新案例；
所述新案例的参考度定义为：描述信息的相似度和动态失效比的加权值，其数学表达式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002AA
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE004AA
为案例参考度；
Figure 911999DEST_PATH_IMAGE006
为案例X与案例Y描述信息的相似度；
Figure 580878DEST_PATH_IMAGE008
为动态失 效率；
Figure 574242DEST_PATH_IMAGE010
为描述信息相似度的权值；
Figure 328571DEST_PATH_IMAGE012
为动态失效率的权值。
对目标案例的分析判断流程为：
检索目标案例，若存在源案例，则以该源案例作为参照，否则，查询资料案例库；
对作为源案例的目标案例判断是否复用，若复用，则作为确认解，否则作为建议解；所述建议解经修正后得到修正解，将所述修正解作为确认解；
对查询资料案例库的目标案例而言，基于资料案例库中的规则，通过推理给出确认解；
将目标案例的修正解与引入的参考度达标的新案例一同录入经验案例库；
所述资料案例库和经验案例库共同构成完整的案例库。
通过上述以参数分析为主要手段的设计分析方法，得到高寒下气源系统适应性特征参数表（见表5），进一步确定故障参数及其对应的确认解。
Figure DEST_PATH_IMAGE092
实施例5
实施例5的叙述基础为实施例1、2、3、4中记载的方案，旨在阐明步骤S3高寒环境下多飞机系统的试验工况设计。
根据上述实施例1、2、3、4中记载的方案，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，形成了单系统的高寒环境试验工况设计方法，得到了单飞机系统的试验工况。针对飞机系统具有高度集成和深度耦合的特点，分析系统间的交联关系，得到飞机系统各试验科目交联关系表（见表6），先进行单系统的高寒环境试验工况设计，再进行工况融合，剔除冗余试验，根据相关系统参数来补充试验空集，结合多环境温度参数，最终得到多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵（见表7）。
Figure DEST_PATH_IMAGE094
Figure DEST_PATH_IMAGE096

Claims (8)

1.一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述试验矩阵设计方法是一种高度融合飞机系统的验证性工况和研发性工况的试验工况设计方法，具体包括以下步骤：
S1、设计高寒环境下飞机系统的验证性工况
S1-1、基于民机运营的适航条款对飞机系统的约束条件，确定高寒环境下需要考核的飞机系统的类型；
S1-2、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以全状态整机为研究对象，确定飞机系统的运行机理和外场运营环境参数；
根据所述运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数；
S1-3、在步骤S1-1确定需要考核的飞机系统的类型后，以飞机在气候实验室中的试验为研究对象，确定在所述气候实验室内测得的内场试验环境参数，得到试验谱并剪裁所述试验谱；
根据所述内场试验环境参数和试验谱，确定飞机系统高寒试验所需的多环境温度参数及对应误差；
S2、设计高寒环境下飞机系统的研发性工况
S2-1、基于高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，确定故障频发的飞机系统的类型；
S2-2、基于故障传播机理，以数学模型和/或参数分析为主要手段，确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数；
S3、设计高寒环境下多飞机系统的试验工况
S3-1、经步骤S1、步骤S2，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，得到单飞机系统的试验工况；
S3-2、在步骤S3-1得到单飞机系统的试验工况后，分析飞机系统间的交联关系，剔除冗余试验，并补充试验空集，融合工况得到飞机系统各试验科目交联关系表；
S3-3、根据步骤S3-2得到的飞机系统各试验科目交联关系表，结合步骤S1-3中得到的多环境温度参数及裁剪后的试验谱，设计多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵。
2.如权利要求1所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，在所述步骤S1中，对于每一条适航条款的解读，不仅需要在设计阶段保证各飞机系统的相关性能参数满足适航条款的要求，还需要在每一步设计阶段同步采取试验验证的方式来确保飞机系统的相关性能参数满足对应的功能性指标。
3.如权利要求1所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述步骤S2-2中，以数学模型为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-1-1、确定故障频发的飞机系统的类型的核心部件；
S2-2-1-2、确定所述核心部件相对应的数学模型；
S2-2-1-3、基于所述数学模型，通过参数分析，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
4.如权利要求1所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述步骤S2-2中，以参数分析为主要手段确定步骤S2-1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：
S2-2-2-1、分析故障频发的飞机系统的类型的工作原理；
S2-2-2-2、基于所述工作原理引入适配的分析方法诊断故障；
S2-2-2-3、将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合构造案例库，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
5.如权利要求4所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述步骤S2-2-2-2中，适配的分析方法为故障分析、FTA、FMEA、CBR中的任意一种或至少两种的组合。
6.如权利要求4所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述步骤S2-2-2-3中，案例库中的案例包括作为飞机系统试验对象的目标案例，以及引入的参考度达标的新案例；
所述新案例的参考度定义为：描述信息的相似度和动态失效比的加权值，其数学表达式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中：
Figure 579830DEST_PATH_IMAGE002
为案例参考度；
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为案例X与案例Y描述信息的相似度；
Figure 496971DEST_PATH_IMAGE004
为动态失效 率；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为描述信息相似度的权值；
Figure 358266DEST_PATH_IMAGE006
为动态失效率的权值。
7.如权利要求1所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述步骤S2-1中，故障频发的飞机系统包括空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统。
8.一种飞机高寒试验矩阵，其特征在于，所述试验矩阵的设计方法采用如权利要求1~7任一所述的方法。
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