CN114056599B - 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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CN114056599B CN202111587598.5A CN202111587598A CN114056599B CN 114056599 B CN114056599 B CN 114056599B CN 202111587598 A CN202111587598 A CN 202111587598A CN 114056599 B CN114056599 B CN 114056599B
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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 388285DEST_PATH_IMAGE001
架飞机相对第
Figure 672636DEST_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 567897DEST_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 535853DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 631985DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 530540DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 395728DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 534585DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 118013DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 367729DEST_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 353002DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 600444DEST_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 671168DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 724575DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 564355DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 45015DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 337456DEST_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 194553DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 75791DEST_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 727352DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 772668DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 167877DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 716670DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 804712DEST_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 71745DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 208329DEST_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 611628DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 870571DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 624901DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 361912DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 885298DEST_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 502093DEST_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 478139DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 18842DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 662313DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 997479DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 726401DEST_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 742898DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 240876DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 746943DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验低温限值
Figure 963161DEST_PATH_IMAGE018
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 845666DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的高温隶属度和第
Figure 198150DEST_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 140699DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验相对湿度限值
Figure 765584DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 186201DEST_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 658771DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 506641DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 431871DEST_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 656179DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 983256DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 205289DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 617816DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 380236DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 561819DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 17071DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 916894DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 483004DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 706044DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 332197DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 719316DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 823539DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 979713DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 776768DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 323287DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 496779DEST_PATH_IMAGE029
均为正整数，
Figure 507461DEST_PATH_IMAGE030
，且
Figure 475417DEST_PATH_IMAGE031
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 571549DEST_PATH_IMAGE032
，得到第
Figure 17574DEST_PATH_IMAGE033
架飞机相对第
Figure 148341DEST_PATH_IMAGE034
种试验环境因素的归一化值
Figure 474149DEST_PATH_IMAGE035
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 57577DEST_PATH_IMAGE036
架飞机相对第
Figure 307292DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值
Figure 292566DEST_PATH_IMAGE038
；其中，
Figure 602325DEST_PATH_IMAGE039
为正整数，且
Figure 673049DEST_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 664139DEST_PATH_IMAGE041
架飞机相对第
Figure 503919DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 984578DEST_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。
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 277020DEST_PATH_IMAGE043
；其中，
Figure 134117DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 828404DEST_PATH_IMAGE045
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 479965DEST_PATH_IMAGE044
对应的温度隶属度值，
Figure 712232DEST_PATH_IMAGE046
和
Figure 107441DEST_PATH_IMAGE047
均为常数，且
Figure 656234DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 744276DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 11309DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最大温度，
Figure 944630DEST_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 551192DEST_PATH_IMAGE052
；其中，
Figure 810135DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 298885DEST_PATH_IMAGE054
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 301476DEST_PATH_IMAGE055
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 824861DEST_PATH_IMAGE056
和
Figure 989127DEST_PATH_IMAGE057
均为常数，
Figure 230752DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 958405DEST_PATH_IMAGE059
，
Figure 336297DEST_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 937043DEST_PATH_IMAGE061
；其中，
Figure 400385DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 744779DEST_PATH_IMAGE063
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 242756DEST_PATH_IMAGE064
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 686507DEST_PATH_IMAGE065
和
Figure 902725DEST_PATH_IMAGE066
均为常数，且
Figure 785230DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 137714DEST_PATH_IMAGE068
，
Figure 814683DEST_PATH_IMAGE069
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 252618DEST_PATH_IMAGE070
架飞机相对第
Figure 125765DEST_PATH_IMAGE071
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 332755DEST_PATH_IMAGE070
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 446205DEST_PATH_IMAGE072
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 371435DEST_PATH_IMAGE073
，且
Figure 595743DEST_PATH_IMAGE074
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 922819DEST_PATH_IMAGE075
，得到第
Figure 207170DEST_PATH_IMAGE076
架飞机相对第
Figure 291801DEST_PATH_IMAGE077
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 319800DEST_PATH_IMAGE078
；其中，
Figure 501382DEST_PATH_IMAGE079
表示分辨系数，且
Figure 956634DEST_PATH_IMAGE080
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 856457DEST_PATH_IMAGE081
，得到第
Figure 422568DEST_PATH_IMAGE082
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 458657DEST_PATH_IMAGE083
；其中，
Figure 271761DEST_PATH_IMAGE084
表示第
Figure 393301DEST_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 763102DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值
Figure 919277DEST_PATH_IMAGE084
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 716332DEST_PATH_IMAGE086
，得到第
Figure 325168DEST_PATH_IMAGE087
架飞机相对第
Figure 170764DEST_PATH_IMAGE088
种试验环境因素的权重
Figure 181445DEST_PATH_IMAGE089
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 149401DEST_PATH_IMAGE090
，得到第
Figure 245533DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的熵值
Figure 957137DEST_PATH_IMAGE091
;其中，
Figure 87904DEST_PATH_IMAGE092
表示常数，且
Figure 226762DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 754999DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 270294DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的冗余度
Figure 255567DEST_PATH_IMAGE095
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 565326DEST_PATH_IMAGE096
，得到第
Figure 370471DEST_PATH_IMAGE097
个试验环境因素的权值
Figure 423877DEST_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 201341DEST_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 682001DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 240021DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 831539DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 791405DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 442966DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 222703DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 804863DEST_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 619235DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 441698DEST_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 708731DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 907631DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 576510DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 507557DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 261886DEST_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 264477DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 787863DEST_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 952128DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 193753DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 734456DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 299298DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 900044DEST_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 363386DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 707780DEST_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 940178DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 711825DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 600147DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 482652DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 835136DEST_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 777684DEST_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 215619DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 901815DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 108806DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 409206DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 334436DEST_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 558744DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 885821DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 904592DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验低温限值
Figure 317119DEST_PATH_IMAGE018
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 282801DEST_PATH_IMAGE019
架飞机的高温隶属度和第
Figure 464384DEST_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 919636DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验相对湿度限值
Figure 553879DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 119990DEST_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 421658DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 47812DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 356302DEST_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 726104DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 882278DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 679333DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 288169DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 196082DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 144447DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 112403DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 208535DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 920139DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 785326DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 924184DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 507612DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 209857DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 929552DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 239310DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 310035DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 363441DEST_PATH_IMAGE029
均为正整数，
Figure 203221DEST_PATH_IMAGE030
，且
Figure 621564DEST_PATH_IMAGE031
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 179585DEST_PATH_IMAGE032
，得到第
Figure 771103DEST_PATH_IMAGE033
架飞机相对第
Figure 465389DEST_PATH_IMAGE034
种试验环境因素的归一化值
Figure 382530DEST_PATH_IMAGE035
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 162267DEST_PATH_IMAGE036
架飞机相对第
Figure 557476DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值
Figure 558799DEST_PATH_IMAGE038
；其中，
Figure 381262DEST_PATH_IMAGE039
为正整数，且
Figure 648295DEST_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 847195DEST_PATH_IMAGE041
架飞机相对第
Figure 516074DEST_PATH_IMAGE037
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 509438DEST_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。
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 201450DEST_PATH_IMAGE043
；其中，
Figure 938462DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 461847DEST_PATH_IMAGE045
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 891692DEST_PATH_IMAGE044
对应的温度隶属度值，
Figure 133317DEST_PATH_IMAGE046
和
Figure 408441DEST_PATH_IMAGE047
均为常数，且
Figure 51912DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 574029DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 302950DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最大温度，
Figure 381765DEST_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 879742DEST_PATH_IMAGE052
；其中，
Figure 651389DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 602027DEST_PATH_IMAGE054
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 422216DEST_PATH_IMAGE055
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 774700DEST_PATH_IMAGE056
和
Figure 717248DEST_PATH_IMAGE057
均为常数，
Figure 155183DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 575800DEST_PATH_IMAGE059
，
Figure 48369DEST_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 161819DEST_PATH_IMAGE061
；其中，
Figure 274000DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 498308DEST_PATH_IMAGE063
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 559805DEST_PATH_IMAGE064
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 844156DEST_PATH_IMAGE065
和
Figure 256683DEST_PATH_IMAGE066
均为常数，且
Figure 284682DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 403947DEST_PATH_IMAGE068
，
Figure 593620DEST_PATH_IMAGE069
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 493443DEST_PATH_IMAGE070
架飞机相对第
Figure 59554DEST_PATH_IMAGE071
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 361222DEST_PATH_IMAGE070
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 721796DEST_PATH_IMAGE072
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 295866DEST_PATH_IMAGE073
，且
Figure 665667DEST_PATH_IMAGE074
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 556263DEST_PATH_IMAGE075
，得到第
Figure 353318DEST_PATH_IMAGE076
架飞机相对第
Figure 962153DEST_PATH_IMAGE077
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 135646DEST_PATH_IMAGE078
；其中，
Figure 146327DEST_PATH_IMAGE079
表示分辨系数，且
Figure 51966DEST_PATH_IMAGE080
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 148098DEST_PATH_IMAGE081
，得到第
Figure 859702DEST_PATH_IMAGE082
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 724890DEST_PATH_IMAGE083
；其中，
Figure 863747DEST_PATH_IMAGE084
表示第
Figure 447176DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值。
本实施例中，步骤603中第
Figure 696891DEST_PATH_IMAGE085
个试验环境因素的权值
Figure 869116DEST_PATH_IMAGE084
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 178874DEST_PATH_IMAGE086
，得到第
Figure 249598DEST_PATH_IMAGE087
架飞机相对第
Figure 303005DEST_PATH_IMAGE088
种试验环境因素的权重
Figure 142785DEST_PATH_IMAGE089
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 623445DEST_PATH_IMAGE090
，得到第
Figure 853569DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的熵值
Figure 710667DEST_PATH_IMAGE091
;其中，
Figure 404953DEST_PATH_IMAGE092
表示常数，且
Figure 56514DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 101831DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 497040DEST_PATH_IMAGE088
个试验环境因素的冗余度
Figure 232784DEST_PATH_IMAGE095
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 320825DEST_PATH_IMAGE096
，得到第
Figure 587859DEST_PATH_IMAGE097
个试验环境因素的权值
Figure 786759DEST_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 190058DEST_PATH_IMAGE099
的取值为70℃，
Figure 449001DEST_PATH_IMAGE100
的取值为-55℃；
Figure 141014DEST_PATH_IMAGE101
的取值为100%，
Figure 878026DEST_PATH_IMAGE102
的取值为13mm。
本实施例中，
Figure 401411DEST_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 831255DEST_PATH_IMAGE104
表示第1架飞机相对第
Figure 807302DEST_PATH_IMAGE105
种试验环境因素的归一化值，
Figure 348004DEST_PATH_IMAGE106
表示第1架飞机相对第
Figure 178426DEST_PATH_IMAGE107
种试验环境因素的归一化值；
Figure 513592DEST_PATH_IMAGE108
表示第
Figure 242514DEST_PATH_IMAGE109
架飞机相对第1种试验环境因素的归一化值，
Figure 321328DEST_PATH_IMAGE110
表示第
Figure 819306DEST_PATH_IMAGE111
架飞机相对第
Figure 325374DEST_PATH_IMAGE105
种试验环境因素的归一化值，
Figure 479274DEST_PATH_IMAGE112
表示第
Figure 361780DEST_PATH_IMAGE111
架飞机相对第
Figure 714264DEST_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 656812DEST_PATH_IMAGE113
等于
Figure 94746DEST_PATH_IMAGE114
或者
Figure 515363DEST_PATH_IMAGE115
输入，步骤302中令
Figure 987933DEST_PATH_IMAGE116
等于
Figure 22754DEST_PATH_IMAGE117
输入，步骤303中指令
Figure 947985DEST_PATH_IMAGE118
等于
Figure 172293DEST_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 717264DEST_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 172516DEST_PATH_IMAGE001
架飞机固定在气候环境实验室飞机设计位置；其中，
Figure 72339DEST_PATH_IMAGE001
为正整数；
步骤102、在第
Figure 638449DEST_PATH_IMAGE001
架飞机上表面的蒙皮上布设多个第
Figure 674538DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 238375DEST_PATH_IMAGE001
个湿度传感器；其中，第
Figure 359915DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器和第
Figure 729716DEST_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 885891DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 682946DEST_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 291781DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 199695DEST_PATH_IMAGE002
，并将
Figure 397327DEST_PATH_IMAGE003
记作第
Figure 365283DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验高温限值
Figure 461415DEST_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 173019DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器实时检测第
Figure 303786DEST_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 442643DEST_PATH_IMAGE001
个温度传感器检测的温度值的平均值
Figure 698175DEST_PATH_IMAGE005
，并将
Figure 213470DEST_PATH_IMAGE006
记作第
Figure 198744DEST_PATH_IMAGE001
架飞机试验低温限值
Figure 508502DEST_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 313647DEST_PATH_IMAGE008
个湿度传感器实时检测第
Figure 367054DEST_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 206834DEST_PATH_IMAGE009
个湿度传感器检测的相对湿度值的平均值
Figure 874444DEST_PATH_IMAGE010
，并将
Figure 432465DEST_PATH_IMAGE011
记作第
Figure 23983DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验相对湿度限值
Figure 983849DEST_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 635410DEST_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 415147DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验设计区域结冰厚度的平均值
Figure 810356DEST_PATH_IMAGE013
，并将
Figure 562412DEST_PATH_IMAGE014
记作第
Figure 384874DEST_PATH_IMAGE009
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 651908DEST_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 850808DEST_PATH_IMAGE016
架飞机试验高温限值
Figure 519686DEST_PATH_IMAGE017
和第
Figure 513050DEST_PATH_IMAGE018
架飞机试验低温限值
Figure 454330DEST_PATH_IMAGE019
输入温度隶属度模型中，得到第
Figure 456921DEST_PATH_IMAGE016
架飞机的高温隶属度和第
Figure 980307DEST_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 144572DEST_PATH_IMAGE018
架飞机试验相对湿度限值
Figure 386197DEST_PATH_IMAGE020
输入相对湿度隶属度模型，得到第
Figure 926900DEST_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 304792DEST_PATH_IMAGE018
架飞机试验结冰厚度限值
Figure 843220DEST_PATH_IMAGE021
输入结冰厚度隶属度模型，得到第
Figure 306563DEST_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 650956DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的高温隶属度、第
Figure 883355DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的低温隶属度、第
Figure 655002DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的相对湿度隶属度、第
Figure 605640DEST_PATH_IMAGE022
架飞机的结冰厚度隶属度分别记作第
Figure 675096DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第1种试验环境因素的隶属度
Figure 27580DEST_PATH_IMAGE023
，第
Figure 970128DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第2种试验环境因素的隶属度
Figure 408063DEST_PATH_IMAGE024
，第
Figure 94259DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第3种试验环境因素的隶属度
Figure 301249DEST_PATH_IMAGE025
，第
Figure 414699DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第4种试验环境因素的隶属度
Figure 277613DEST_PATH_IMAGE026
；其中，第
Figure 501921DEST_PATH_IMAGE022
架飞机相对第
Figure 828997DEST_PATH_IMAGE027
种试验环境因素的隶属度记作
Figure 847768DEST_PATH_IMAGE028
，
Figure 260295DEST_PATH_IMAGE029
和
Figure 288294DEST_PATH_IMAGE030
均为正整数，
Figure 656827DEST_PATH_IMAGE031
，且
Figure 112080DEST_PATH_IMAGE032
；
步骤402、采用计算机根据公式
Figure 746323DEST_PATH_IMAGE033
，得到第
Figure 312434DEST_PATH_IMAGE034
架飞机相对第
Figure 614102DEST_PATH_IMAGE035
种试验环境因素的归一化值
Figure 240255DEST_PATH_IMAGE036
；
步骤五、多次重复步骤一和步骤四，得到第
Figure 361795DEST_PATH_IMAGE037
架飞机相对第
Figure 669280DEST_PATH_IMAGE038
种试验环境因素的归一化值
Figure 825455DEST_PATH_IMAGE039
；其中，
Figure 622509DEST_PATH_IMAGE040
为正整数，且
Figure 231345DEST_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 139258DEST_PATH_IMAGE042
架飞机相对第
Figure 149940DEST_PATH_IMAGE038
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 304846DEST_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 400978DEST_PATH_IMAGE043
；其中，
Figure 112582DEST_PATH_IMAGE044
表示气候环境中飞机的试验限温值，
Figure 977770DEST_PATH_IMAGE045
表示气候环境中飞机的试验限温值为
Figure 116628DEST_PATH_IMAGE044
对应的温度隶属度值，
Figure 700056DEST_PATH_IMAGE046
和
Figure 215351DEST_PATH_IMAGE047
均为常数，且
Figure 872728DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 182487DEST_PATH_IMAGE049
，
Figure 253211DEST_PATH_IMAGE050
表示飞机设计最大温度，
Figure 306617DEST_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 146398DEST_PATH_IMAGE052
；其中，
Figure 627057DEST_PATH_IMAGE053
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值，
Figure 185078DEST_PATH_IMAGE054
表示气候环境中飞机的试验相对湿度限值为
Figure 963547DEST_PATH_IMAGE055
对应的相对湿度隶属度值，
Figure 657833DEST_PATH_IMAGE056
和
Figure 574974DEST_PATH_IMAGE057
均为常数，
Figure 354711DEST_PATH_IMAGE058
，
Figure 749920DEST_PATH_IMAGE059
，
Figure 564292DEST_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 324438DEST_PATH_IMAGE061
；其中，
Figure 591471DEST_PATH_IMAGE062
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值，
Figure 790371DEST_PATH_IMAGE063
表示气候环境中飞机的试验结冰厚度限值为
Figure 459250DEST_PATH_IMAGE062
对应的结冰厚度隶属度值，
Figure 452614DEST_PATH_IMAGE064
和
Figure 206943DEST_PATH_IMAGE065
均为常数，且
Figure 943955DEST_PATH_IMAGE066
，
Figure 654291DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 84135DEST_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 325761DEST_PATH_IMAGE042
架飞机相对第
Figure 600884DEST_PATH_IMAGE069
种试验环境因素的归一化值，得到第
Figure 244355DEST_PATH_IMAGE070
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 579522DEST_PATH_IMAGE042
架飞机的环境因素归一化矩阵
Figure 308443DEST_PATH_IMAGE071
，且
Figure 324941DEST_PATH_IMAGE072
；
步骤602、采用计算机根据公式
Figure 822918DEST_PATH_IMAGE073
，得到第
Figure 594565DEST_PATH_IMAGE074
架飞机相对第
Figure 545204DEST_PATH_IMAGE075
种试验环境因素的最优值的关联系数
Figure 427709DEST_PATH_IMAGE076
；其中，
Figure 780193DEST_PATH_IMAGE077
表示分辨系数，且
Figure 909692DEST_PATH_IMAGE078
；
步骤603、采用计算机根据公式
Figure 347627DEST_PATH_IMAGE079
，得到第
Figure 768244DEST_PATH_IMAGE080
架飞机相对各种试验环境因素的关联度
Figure 240813DEST_PATH_IMAGE081
；其中，
Figure 354263DEST_PATH_IMAGE082
表示第
Figure 279493DEST_PATH_IMAGE083
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 503801DEST_PATH_IMAGE083
个试验环境因素的权值
Figure 502981DEST_PATH_IMAGE082
的获取，具体过程如下：
步骤A、采用计算机根据公式
Figure 787332DEST_PATH_IMAGE084
，得到第
Figure 199859DEST_PATH_IMAGE085
架飞机相对第
Figure 227858DEST_PATH_IMAGE086
种试验环境因素的权重
Figure 409440DEST_PATH_IMAGE087
；
步骤B、采用计算机根据公式
Figure 599113DEST_PATH_IMAGE088
，得到第
Figure 685887DEST_PATH_IMAGE086
个试验环境因素的熵值
Figure 251997DEST_PATH_IMAGE089
;其中，
Figure 553666DEST_PATH_IMAGE090
表示常数，且
Figure 914240DEST_PATH_IMAGE091
；
步骤C、采用计算机根据公式
Figure 301359DEST_PATH_IMAGE092
，得到第
Figure 671160DEST_PATH_IMAGE086
个试验环境因素的冗余度
Figure 561756DEST_PATH_IMAGE093
；
步骤D、采用计算机根据公式
Figure 296494DEST_PATH_IMAGE094
，得到第
Figure 905330DEST_PATH_IMAGE095
个试验环境因素的权值
Figure 78822DEST_PATH_IMAGE096
。
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