CN114056599A - 一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法 - Google Patents

一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法 Download PDF

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CN114056599A CN202111587598.5A CN202111587598A CN114056599A CN 114056599 A CN114056599 A CN 114056599A CN 202111587598 A CN202111587598 A CN 202111587598A CN 114056599 A CN114056599 A CN 114056599A
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Abstract

本发明公开了一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，该方法包括以下步骤：一、飞机的进入固定及传感器布设；二、飞机的整机气候环境试验；三、飞机气候环境中温度隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度建模；四、隶属度值的归一化处理；五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 421618DEST_PATH_IMAGE001
架飞机相对第
Figure 458975DEST_PATH_IMAGE002
种试验环境因素的归一化值；六、基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价。本发明方法步骤简单，便于根据得到的飞机相对各种试验环境因素的关联度而评价飞机气候环境适应能力。

Description

一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法
技术领域
本发明属于飞机气候环境适应性评价技术领域，尤其是涉及一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法。
背景技术
飞机在其经历的寿命期剖面内，不可避免的要遭遇高温、低温、相对湿度、结冰等恶劣气候环境条件，需要确定飞机在恶劣气候环境条件下能否实现其指定功能和性能，这就需要对飞机进行气候环境试验，以实现飞机气候环境适应能力的评价。
这样在以试验室气候环境试验数据为基础，采用计算机对飞机的气候环境试验数据进行处理，构建评价不同飞机的气候环境适应性对比评价模型，评价出不同飞机的气候环境适应能力。从而及时改进飞机研制质量，提高飞机的气候环境适应，为定型（鉴定）提供决策依据，也为飞机系统的选型设计和部队列装的选型提供参考。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其方法步骤简单，设计合理，获取各架飞机的试验限值并进行隶属度和归一化处理，便于根据得到的飞机相对各种试验环境因素的关联度而评价飞机气候环境适应能力。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、飞机的进入固定及传感器布设：
步骤101、将第
Figure 486934DEST_PATH_IMAGE001
架飞机移入气候环境实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将第
Figure 660426DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 671107DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 950648DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 46780DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 758384DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 623572DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 762429DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器错位布设；
步骤二、飞机的整机气候环境试验：
步骤201、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐增加1℃，多个第
Figure 345857DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 657890DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 643163DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 952922DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 23646DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 77053DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 729882DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤202、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐降低1℃，多个第
Figure 210542DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 502983DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 360081DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 54367DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 705928DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 813562DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 208771DEST_PATH_IMAGE007
；
步骤203、调节气候环境实验室内的相对湿度从40%～50%逐渐增加1%，多个第
Figure 757564DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 845606DEST_PATH_IMAGE008
架飞机上表面的蒙皮的相对湿度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 112639DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 311539DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 26423DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 285366DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 39696DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤204、调节气候环境实验室内的温度和喷雾系统以使第
Figure 776707DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰且结冰厚度逐渐增加1mm，直至飞机发生故障，获取此时第
Figure 300093DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 792254DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 768300DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 309003DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 952474DEST_PATH_IMAGE015
；
步骤三、飞机气候环境中温度隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度建模：
步骤301、采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，并将第
Figure 287640DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 16562DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 908426DEST_PATH_IMAGE016
个架飞机试验低温限值
Figure 406403DEST_PATH_IMAGE018
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 912471DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的高温隶属度和第
Figure 128688DEST_PATH_IMAGE016
架飞机的低温隶属度；
步骤302、采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，并将第
Figure 11194DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验相对湿度限值
Figure 363678DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 368543DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的相对湿度隶属度；
步骤303、采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，并将第
Figure 806477DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 227094DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 699664DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的结冰厚度隶属度；
步骤四、隶属度值的归一化处理：
步骤401、采用计算机将第
Figure 547534DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 472765DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 8657DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 335734DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 620084DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 32611DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 795031DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 976613DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 494182DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 394005DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 960116DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 996205DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 622358DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 822527DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 926749DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 82924DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 879979DEST_PATH_IMAGE029
均为正整数，
Figure 488814DEST_PATH_IMAGE030
，且
Figure 662307DEST_PATH_IMAGE031
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 735305DEST_PATH_IMAGE032
，得到第
Figure 703261DEST_PATH_IMAGE033
架飞机相对第
Figure 799393DEST_PATH_IMAGE034
种试验环境因素的归一化值
Figure 245418DEST_PATH_IMAGE035
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 376185DEST_PATH_IMAGE036
架飞机相对第
Figure 515042DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值
Figure 427633DEST_PATH_IMAGE038
；其中，
Figure 677349DEST_PATH_IMAGE039
为正整数，且
Figure 662622DEST_PATH_IMAGE040
；
步骤六、基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价：
采用计算机利用灰色关联度算法，输入
Figure 972381DEST_PATH_IMAGE039
架飞机相对第
Figure 43105DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 158828DEST_PATH_IMAGE041
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，则关联度最大值对应的飞机的气候环境适应能力最好。
上述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤301中采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，如下：
Figure 998609DEST_PATH_IMAGE042
；其中，
Figure 479268DEST_PATH_IMAGE043
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 771710DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 628807DEST_PATH_IMAGE043
对应的温度隶属度值，
Figure 323094DEST_PATH_IMAGE045
和
Figure 787704DEST_PATH_IMAGE046
均为常数，且
Figure 833021DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 228230DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 777023DEST_PATH_IMAGE049
表示飞机设计最大温度，
Figure 865065DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最小温度；
步骤302中采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，如下：
Figure 132098DEST_PATH_IMAGE051
；其中，
Figure 127736DEST_PATH_IMAGE052
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 796614DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 55557DEST_PATH_IMAGE054
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 544308DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 546899DEST_PATH_IMAGE056
均为常数，
Figure 70284DEST_PATH_IMAGE057
，
Figure 546133DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 787759DEST_PATH_IMAGE059
表示飞机设计的最大相对湿度；
步骤303中采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，如下：
Figure 328462DEST_PATH_IMAGE060
；其中，
Figure 706353DEST_PATH_IMAGE061
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 307099DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 832758DEST_PATH_IMAGE063
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 177152DEST_PATH_IMAGE064
和
Figure 675129DEST_PATH_IMAGE065
均为常数，且
Figure 181197DEST_PATH_IMAGE066
，
Figure 397415DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 279920DEST_PATH_IMAGE068
表示飞机设计的最大结冰厚度。
上述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤六中采用计算机利用灰色关联度算法，并输入
Figure 445453DEST_PATH_IMAGE069
架飞机相对第
Figure 122422DEST_PATH_IMAGE070
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 560357DEST_PATH_IMAGE071
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，具体过程如下：
步骤601、采用计算机建立
Figure 246553DEST_PATH_IMAGE072
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 453544DEST_PATH_IMAGE073
，且
Figure 566993DEST_PATH_IMAGE074
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 554541DEST_PATH_IMAGE075
，得到第
Figure 778849DEST_PATH_IMAGE076
架飞机相对第
Figure 105925DEST_PATH_IMAGE077
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 390276DEST_PATH_IMAGE078
；其中，
Figure 537223DEST_PATH_IMAGE079
表示分辨系数，且
Figure 876806DEST_PATH_IMAGE080
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 58389DEST_PATH_IMAGE081
，得到第
Figure 513641DEST_PATH_IMAGE082
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 413464DEST_PATH_IMAGE083
；其中，
Figure 979575DEST_PATH_IMAGE084
表示第
Figure 77981DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值。
上述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤603中第
Figure 704134DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值
Figure 825674DEST_PATH_IMAGE084
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 195475DEST_PATH_IMAGE086
，得到第
Figure 351650DEST_PATH_IMAGE087
架飞机相对第
Figure 148705DEST_PATH_IMAGE088
种试验环境因素的权重
Figure 570590DEST_PATH_IMAGE089
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 478503DEST_PATH_IMAGE090
，得到第
Figure 489185DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的熵值
Figure 457141DEST_PATH_IMAGE091
;其中，
Figure 553273DEST_PATH_IMAGE092
表示常数，且
Figure 264877DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 457961DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 596818DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的冗余度
Figure 914667DEST_PATH_IMAGE095
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 429962DEST_PATH_IMAGE096
，得到第
Figure 415235DEST_PATH_IMAGE097
个试验环境因素的权值
Figure 36578DEST_PATH_IMAGE098
。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法步骤简单、实现方便且操作简便，根据得到飞机相对各种试验环境因素的关联度而评价飞机气候环境适应能力。
2、本发明基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法操作简便且使用效果好，首先是飞机的进入固定及传感器布设和飞机的整机气候环境试验，其次是飞机气候环境中温度隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度建模，并获取各个试验限值的隶属度值，接着是隶属度值的归一化处理，最后是基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价。
3、本发明通过飞机整机试验得到一架飞机在高温、低温、相对湿度、结冰环境条件下的限值，并输入隶属度模型值，再对多架飞机高温、低温、相对湿度、结冰环境限值的隶属度值进行综合比较，最后根据灰色关联度得出飞机的关联度，关联度越大，该架飞机的气候环境适应能力越强。
4、本发明通过将各架飞机的隶属度值进行归一化，从而获得试验环境因素的权值和辅助后续各架飞机的关联度获取，避免主观因素干扰，科学客观地获取飞机最优适应能力。
综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理，获取各架飞机的试验限值并进行隶属度和归一化处理，便于根据得到的飞机相对各种试验环境因素的关联度而评价飞机气候环境适应能力。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明的方法流程框图。
具体实施方式
如图1所示的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，该方法包括以下步骤：
步骤一、飞机的进入固定及传感器布设：
步骤101、将第
Figure 841723DEST_PATH_IMAGE001
架飞机移入气候环境实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将第
Figure 895130DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 734910DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 215570DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 773590DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 427425DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 387291DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 38852DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器错位布设；
步骤二、飞机的整机气候环境试验：
步骤201、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐增加1℃，多个第
Figure 818590DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 213799DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 841220DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 663683DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 930716DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 129616DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 798495DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤202、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐降低1℃，多个第
Figure 854176DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 608505DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 611096DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 134481DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 298746DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 857816DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 398519DEST_PATH_IMAGE007
；
步骤203、调节气候环境实验室内的相对湿度从40%～50%逐渐增加1%，多个第
Figure 776410DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 377156DEST_PATH_IMAGE008
架飞机上表面的蒙皮的相对湿度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 840498DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 184892DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 479607DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 251254DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 201892DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤204、调节气候环境实验室内的温度和喷雾系统以使第
Figure 84398DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰且结冰厚度逐渐增加1mm，直至飞机发生故障，获取此时第
Figure 436882DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 192479DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 630414DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 316610DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 523601DEST_PATH_IMAGE015
；
步骤三、飞机气候环境中温度隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度建模：
步骤301、采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，并将第
Figure 637050DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 562281DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 848906DEST_PATH_IMAGE016
个架飞机试验低温限值
Figure 175982DEST_PATH_IMAGE018
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 194753DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的高温隶属度和第
Figure 607280DEST_PATH_IMAGE016
架飞机的低温隶属度；
步骤302、采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，并将第
Figure 635279DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验相对湿度限值
Figure 816862DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 583698DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的相对湿度隶属度；
步骤303、采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，并将第
Figure 217942DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 784052DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 85721DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的结冰厚度隶属度；
步骤四、隶属度值的归一化处理：
步骤401、采用计算机将第
Figure 711874DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 895731DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 265532DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 421707DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 218762DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 827598DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 735511DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 559241DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 527197DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 623329DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 334934DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 200121DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 338979DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 984724DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 500019DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 219713DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 529472DEST_PATH_IMAGE029
均为正整数，
Figure 600196DEST_PATH_IMAGE030
，且
Figure 653602DEST_PATH_IMAGE031
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 804967DEST_PATH_IMAGE032
，得到第
Figure 285627DEST_PATH_IMAGE033
架飞机相对第
Figure 843647DEST_PATH_IMAGE034
种试验环境因素的归一化值
Figure 435165DEST_PATH_IMAGE035
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 129452DEST_PATH_IMAGE036
架飞机相对第
Figure 46592DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值
Figure 888646DEST_PATH_IMAGE038
；其中，
Figure 283856DEST_PATH_IMAGE039
为正整数，且
Figure 98228DEST_PATH_IMAGE040
；
步骤六、基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价：
采用计算机利用灰色关联度算法，输入
Figure 920690DEST_PATH_IMAGE039
架飞机相对第
Figure 187724DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 386624DEST_PATH_IMAGE041
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，则关联度最大值对应的飞机的气候环境适应能力最好。
本实施例中，步骤301中采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，如下：
Figure 868552DEST_PATH_IMAGE042
；其中，
Figure 861916DEST_PATH_IMAGE043
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 616245DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 353257DEST_PATH_IMAGE043
对应的温度隶属度值，
Figure 876642DEST_PATH_IMAGE045
和
Figure 368803DEST_PATH_IMAGE046
均为常数，且
Figure 610429DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure 885552DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 529023DEST_PATH_IMAGE049
表示飞机设计最大温度，
Figure 864190DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最小温度；
步骤302中采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，如下：
Figure 593111DEST_PATH_IMAGE051
；其中，
Figure 983510DEST_PATH_IMAGE052
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 481488DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 253135DEST_PATH_IMAGE054
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 203773DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 86278DEST_PATH_IMAGE056
均为常数，
Figure 501079DEST_PATH_IMAGE057
，
Figure 443627DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 881562DEST_PATH_IMAGE059
表示飞机设计的最大相对湿度；
步骤303中采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，如下：
Figure 302179DEST_PATH_IMAGE060
；其中，
Figure 774749DEST_PATH_IMAGE061
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 888198DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 626478DEST_PATH_IMAGE063
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 850786DEST_PATH_IMAGE064
和
Figure 912283DEST_PATH_IMAGE065
均为常数，且
Figure 196634DEST_PATH_IMAGE066
，
Figure 609161DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 637160DEST_PATH_IMAGE068
表示飞机设计的最大结冰厚度。
本实施例中，步骤六中采用计算机利用灰色关联度算法，并输入
Figure 881059DEST_PATH_IMAGE069
架飞机相对第
Figure 70732DEST_PATH_IMAGE070
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 970555DEST_PATH_IMAGE071
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，具体过程如下：
步骤601、采用计算机建立
Figure 536665DEST_PATH_IMAGE072
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 838334DEST_PATH_IMAGE073
，且
Figure 504633DEST_PATH_IMAGE074
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 891752DEST_PATH_IMAGE075
，得到第
Figure 261554DEST_PATH_IMAGE076
架飞机相对第
Figure 152149DEST_PATH_IMAGE077
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 949204DEST_PATH_IMAGE078
；其中，
Figure 558040DEST_PATH_IMAGE079
表示分辨系数，且
Figure 793849DEST_PATH_IMAGE080
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 804530DEST_PATH_IMAGE081
，得到第
Figure 772486DEST_PATH_IMAGE082
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 868618DEST_PATH_IMAGE083
；其中，
Figure 580222DEST_PATH_IMAGE084
表示第
Figure 258460DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值。
本实施例中，步骤603中第
Figure 397317DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值
Figure 980745DEST_PATH_IMAGE084
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 230461DEST_PATH_IMAGE086
，得到第
Figure 215734DEST_PATH_IMAGE087
架飞机相对第
Figure 525493DEST_PATH_IMAGE088
种试验环境因素的权重
Figure 658534DEST_PATH_IMAGE089
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 711941DEST_PATH_IMAGE090
，得到第
Figure 551721DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的熵值
Figure 32380DEST_PATH_IMAGE091
;其中，
Figure 324822DEST_PATH_IMAGE092
表示常数，且
Figure 493504DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 187790DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 839351DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的冗余度
Figure 884668DEST_PATH_IMAGE095
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 279877DEST_PATH_IMAGE096
，得到第
Figure 828670DEST_PATH_IMAGE097
个试验环境因素的权值
Figure 979029DEST_PATH_IMAGE098
。
本实施例中，飞机试验设计区域结冰厚度可参考基于超声回波的飞机结冰厚度测试方法。
本实施例中，具体使用时，
Figure 246062DEST_PATH_IMAGE099
的取值为70℃，
Figure 444962DEST_PATH_IMAGE100
的取值为-55℃；
Figure 848262DEST_PATH_IMAGE101
的取值为100%，
Figure 107205DEST_PATH_IMAGE102
的取值为13mm。
本实施例中，
Figure 674583DEST_PATH_IMAGE103
表示第1架飞机相对第1种试验环境因素的归一化值，
Figure 411595DEST_PATH_IMAGE104
表示第1架飞机相对第
Figure 934980DEST_PATH_IMAGE105
种试验环境因素的归一化值，
Figure 364825DEST_PATH_IMAGE106
表示第1架飞机相对第
Figure 340871DEST_PATH_IMAGE107
种试验环境因素的归一化值；
Figure 881574DEST_PATH_IMAGE108
表示第
Figure 587362DEST_PATH_IMAGE109
架飞机相对第1种试验环境因素的归一化值，
Figure 922528DEST_PATH_IMAGE110
表示第
Figure 651450DEST_PATH_IMAGE111
架飞机相对第
Figure 730264DEST_PATH_IMAGE105
种试验环境因素的归一化值，
Figure 228241DEST_PATH_IMAGE112
表示第
Figure 734309DEST_PATH_IMAGE111
架飞机相对第
Figure 262111DEST_PATH_IMAGE107
种试验环境因素的归一化值。
本实施例中，具体使用时，步骤301中是指令
Figure 144617DEST_PATH_IMAGE113
等于
Figure 497101DEST_PATH_IMAGE114
或者
Figure 439649DEST_PATH_IMAGE115
输入，步骤302中令
Figure 877583DEST_PATH_IMAGE116
等于
Figure 298200DEST_PATH_IMAGE117
输入，步骤303中指令
Figure 833087DEST_PATH_IMAGE118
等于
Figure 680957DEST_PATH_IMAGE119
输入得到高温隶属度、低温隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度。
本实施例中，具体使用时，飞机试验低温限值、飞机试验低温限值、飞机试验相对湿度限值和飞机试验结冰厚度限值分别小于飞机设计最大温度、飞机设计最小温度、飞机设计的最大相对湿度和飞机设计的最大结冰厚度。
综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理，获取各架飞机的试验限值并进行隶属度和归一化处理，便于根据得到的飞机相对各种试验环境因素的关联度而评价飞机气候环境适应能力。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (4)

1.一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：
步骤一、飞机的进入固定及传感器布设：
步骤101、将第
Figure 911308DEST_PATH_IMAGE001
架飞机移入气候环境实验室，并通过刹车、轮档或系留装置将第
Figure 1623DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 183206DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 638458DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 538281DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 104392DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 140481DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 579683DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器错位布设；
步骤二、飞机的整机气候环境试验：
步骤201、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐增加1℃，多个第
Figure 701223DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 71025DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 227199DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 24254DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 633090DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 603320DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 614001DEST_PATH_IMAGE004
；
步骤202、调节气候环境实验室内的温度从19℃～23℃逐渐降低1℃，多个第
Figure 581957DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 678089DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮的温度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 389693DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 832045DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 970902DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 288751DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 804046DEST_PATH_IMAGE007
；
步骤203、调节气候环境实验室内的相对湿度从40%～50%逐渐增加1%，多个第
Figure 789320DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 99078DEST_PATH_IMAGE008
架飞机上表面的蒙皮的相对湿度，直至飞机发生故障，获取此时各个第
Figure 966540DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 19947DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 859727DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 340387DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 898407DEST_PATH_IMAGE012
；
步骤204、调节气候环境实验室内的温度和喷雾系统以使第
Figure 489925DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰且结冰厚度逐渐增加1mm，直至飞机发生故障，获取此时第
Figure 262840DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 914402DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 694139DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 89348DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 903720DEST_PATH_IMAGE015
；
步骤三、飞机气候环境中温度隶属度、相对湿度隶属度和结冰厚度隶属度建模：
步骤301、采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，并将第
Figure 788500DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 55533DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 254433DEST_PATH_IMAGE018
个架飞机试验低温限值
Figure 923312DEST_PATH_IMAGE019
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 916676DEST_PATH_IMAGE016
架飞机的高温隶属度和第
Figure 671005DEST_PATH_IMAGE018
架飞机的低温隶属度；
步骤302、采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，并将第
Figure 991040DEST_PATH_IMAGE018
架飞机试验相对湿度限值
Figure 514425DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 678690DEST_PATH_IMAGE018
架飞机的相对湿度隶属度；
步骤303、采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，并将第
Figure 920316DEST_PATH_IMAGE018
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 461019DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 838910DEST_PATH_IMAGE018
架飞机的结冰厚度隶属度；
步骤四、隶属度值的归一化处理：
步骤401、采用计算机将第
Figure 501973DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 965315DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 309709DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 542107DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 313754DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 77442DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 959947DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 312431DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 254979DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 692914DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 379110DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 648417DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 761867DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 687098DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 911406DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 238482DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 568838DEST_PATH_IMAGE030
均为正整数，
Figure 981365DEST_PATH_IMAGE031
，且
Figure 9363DEST_PATH_IMAGE032
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 190946DEST_PATH_IMAGE033
，得到第
Figure 646198DEST_PATH_IMAGE034
架飞机相对第
Figure 280442DEST_PATH_IMAGE035
种试验环境因素的归一化值
Figure 908869DEST_PATH_IMAGE036
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 210538DEST_PATH_IMAGE037
架飞机相对第
Figure 836691DEST_PATH_IMAGE038
种试验环境因素的归一化值
Figure 958231DEST_PATH_IMAGE039
；其中，
Figure 328032DEST_PATH_IMAGE040
为正整数，且
Figure 297256DEST_PATH_IMAGE041
；
步骤六、基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价：
采用计算机利用灰色关联度算法，输入
Figure 94311DEST_PATH_IMAGE040
架飞机相对第
Figure 703147DEST_PATH_IMAGE038
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 611060DEST_PATH_IMAGE042
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，则关联度最大值对应的飞机的气候环境适应能力最好。
2.按照权利要求1所述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤301中采用计算机建立飞机气候环境中温度隶属度模型，如下：
Figure 621741DEST_PATH_IMAGE043
；其中，
Figure 589697DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 748146DEST_PATH_IMAGE045
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 459750DEST_PATH_IMAGE044
对应的温度隶属度值，
Figure 324938DEST_PATH_IMAGE046
和
Figure 463796DEST_PATH_IMAGE047
均为常数，且
Figure 47224DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 874103DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 593797DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最大温度，
Figure 903556DEST_PATH_IMAGE051
表示飞机设计最小温度；
步骤302中采用计算机建立飞机气候环境中相对湿度隶属度模型，如下：
Figure 974280DEST_PATH_IMAGE052
；其中，
Figure 27687DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 867467DEST_PATH_IMAGE054
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 410444DEST_PATH_IMAGE055
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 968464DEST_PATH_IMAGE056
和
Figure 559982DEST_PATH_IMAGE057
均为常数，
Figure 254269DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 171409DEST_PATH_IMAGE059
，
Figure 764196DEST_PATH_IMAGE060
表示飞机设计的最大相对湿度；
步骤303中采用计算机建立飞机气候环境中结冰厚度隶属度模型，如下：
Figure 159405DEST_PATH_IMAGE061
；其中，
Figure 973777DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 796240DEST_PATH_IMAGE063
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 63273DEST_PATH_IMAGE062
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 262173DEST_PATH_IMAGE064
和
Figure 993369DEST_PATH_IMAGE065
均为常数，且
Figure 986733DEST_PATH_IMAGE066
，
Figure 741062DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 478074DEST_PATH_IMAGE068
表示飞机设计的最大结冰厚度。
3.按照权利要求1所述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤六中采用计算机利用灰色关联度算法，并输入
Figure 1459DEST_PATH_IMAGE069
架飞机相对第
Figure 431303DEST_PATH_IMAGE070
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 984513DEST_PATH_IMAGE071
架飞机相对各种试验环境因素的关联度，具体过程如下：
步骤601、采用计算机建立
Figure 259637DEST_PATH_IMAGE072
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 903108DEST_PATH_IMAGE073
，且
Figure 238274DEST_PATH_IMAGE074
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 967196DEST_PATH_IMAGE075
，得到第
Figure 108327DEST_PATH_IMAGE076
架飞机相对第
Figure 606305DEST_PATH_IMAGE077
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 377952DEST_PATH_IMAGE078
；其中，
Figure 328590DEST_PATH_IMAGE079
表示分辨系数，且
Figure 211095DEST_PATH_IMAGE080
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 563579DEST_PATH_IMAGE081
，得到第
Figure 319177DEST_PATH_IMAGE082
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 757111DEST_PATH_IMAGE083
；其中，
Figure 177728DEST_PATH_IMAGE084
表示第
Figure 650298DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值。
4.按照权利要求3所述的一种基于灰色关联度的飞机气候环境适应能力评价方法，其特征在于：步骤603中第
Figure 763748DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值
Figure 688978DEST_PATH_IMAGE084
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 975603DEST_PATH_IMAGE086
，得到第
Figure 37100DEST_PATH_IMAGE087
架飞机相对第
Figure 321451DEST_PATH_IMAGE088
种试验环境因素的权重
Figure 733978DEST_PATH_IMAGE089
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 761976DEST_PATH_IMAGE090
，得到第
Figure 943559DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的熵值
Figure 438957DEST_PATH_IMAGE091
;其中，
Figure 338780DEST_PATH_IMAGE092
表示常数，且
Figure 904891DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 206559DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 567133DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的冗余度
Figure 16569DEST_PATH_IMAGE095
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 386370DEST_PATH_IMAGE096
，得到第
Figure 276966DEST_PATH_IMAGE097
个试验环境因素的权值
Figure 74021DEST_PATH_IMAGE098
。
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