CN115130049B - 飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法 - Google Patents

飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法 Download PDF

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CN115130049B CN202211068317.XA CN202211068317A CN115130049B CN 115130049 B CN115130049 B CN 115130049B CN 202211068317 A CN202211068317 A CN 202211068317A CN 115130049 B CN115130049 B CN 115130049B
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Abstract

本发明提供了飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法，属于飞机测试技术领域。风险控制体系包括：意外事件发生前的准备模块，意外事件发生时的分类模块和意外事件发生后的应对模块；体系构建方法包括以下步骤：S1、飞机整机级高温测试试验意外事件类型分析；S2、飞机整机级高温测试试验意外事件三元组构建；S3、飞机整机级高温测试试验意外事件关键参数优选及函数判据模型构建；S4、确立飞机整机级高温测试试验意外事件的应对方法；S5、飞机整机级高温测试试验意外事件的风险控制体系构建。本发明解决了飞机整机级高温测试试验中意外事件导致结果失真和不可采信的问题，具有针对性强、易操作的优点。

Description

飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法
技术领域
本发明涉及飞机测试领域，具体是涉及飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法。
背景技术
近年来，对于飞机环境适应性试验的要求越来越高。而大型飞机气候实验室进行的飞机整机高温环境试验具有试验周期长、检测科目多、试验部署实施工作繁琐等特点，因此试验过程中可能出现导致试验无法按计划进行的各种意外事件。
这些意外事件可能导致试验条件不符合大纲要求，也可能导致整机技术状态发生改变，亦可能导致试验结果失真和不可采信，这些情况的出现对飞行器研制单位、试验承试单位将带来不可预估的资源与经济损失。
因此，需要根据高温试验的试验条件、试验流程、检测项目，民用飞机自身的技术状态和功能性能参数指标考核要求，结合实验室现场实际工作开展情况，在试验前研究分析试预估试验验中可能出现的意外事件，以及针对特定情况做出继续开展后续试验的应对方法。
发明内容
本发明的目的是预测导致飞机整机实验室高温环境试验意外事件的关键因素，建立试验意外事件影响参数的有限集合及函数关系，飞机整机级高温测试试验的风险控制体系及其构建方法，以便快速准确地分析导致飞机整机实验室高温试验意外事件的关键因素，使规模庞大的整机高温试验能够有效可靠实施，为试验过程的合理控制提供技术支撑，为试验方案的优化提供参考。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，
风险控制体系包括意外事件发生前的准备模块，意外事件发生时的分类模块和意外事件发生后的应对模块；
意外事件发生前的准备模块包括参考数据及监测设备，参考数据包括：高温试验剖面和试验条件控制，监测设备包括：受试飞机结构/系统/机构、试验所需仪器、仪表及地面维护设施，
意外事件发生时的分类模块将飞机整机级高温测试试验意外事件分为三类：
根据高温试验剖面和试验条件控制获取大型飞机气候实验室室内温度、湿度、微正压及函数模型判断意外事件类型的试验条件控制参数超允差偏移意外事件，试验条件控制参数超允差偏移意外事件包括：超过允差上限的过试验事件，低于允差下限的欠试验事件，
根据受试飞机结构/系统/机构获取大型飞机气候实验室室内飞机的热变形参数、油温、油粘度、油压、空气温度、降温时间参数，并通过函数模型对飞机功能/性能进行故障判据的非责任故障事件，
根据试验所需仪器、仪表及地面维护设施获取大型飞机气候实验室室内飞机整机级高温测试试验所需的温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施状态，并对设备非正常工作/故障进行故障判据的责任故障事件，
意外事件发生后的应对模块包括：用于对过试验事件提供应对流程的过试验事件应对方法流程，用于对欠试验事件提供应对流程的欠试验事件应对方法流程，用于对非责任故障提供应对流程的非责任故障处理应对方法流程，用于对责任故障提供应对流程的责任故障处理应对方法流程。
过试验事件一般是试验条件控制参数（如温度、湿度和压力）超过了允差范围而造成的，当意外事件导致受试飞机或系统处于一个更严酷的高温环境时，在停止施加高温试验应力后，首先应对飞机主要外观材料、机械结构和相应系统功能性能进行大致的检查，按照受试飞机或系统的状态来进行相应的应对措施。
欠试验事件一般是由于试验条件控制参数（如温度和湿度）达不到要求的试验应力数值而产生的，意外事件时整机和各系统未经历相当量级的环境应力作用，整个试验均应被判定为无效的。在停止施加高温试验应力后，首先应对飞机主要外观材料、机械结构和相应系统功能性能进行大致的检查，根据检查结果进行相应的应对措施。
飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，基于上述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，包括以下步骤：
S1、飞机整机级高温测试试验意外事件类型分析
将飞机整机级高温测试试验意外事件分为：试验条件控制参数超允差偏移意外事件、非责任故障事件、责任故障事件三类，并将试验条件控制参数超允差偏移意外事件分为过试验事件及欠试验事件；
S2、飞机整机级高温测试试验意外事件三元组构建
S3、飞机整机级高温测试试验意外事件关键参数优选及函数判据模型构建
按照步骤S1划分飞机整机级高温测试试验意外事件的三种类型分别对影响因素进行分析，具体包括以下步骤：
S3-1、对试验条件控制参数超允差偏移意外事件及其影响因素进行分析，飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
内参数包括：实验室室内温度、实验室室内湿度、实验室室内压力；
S3-2、对非责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数集合
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
包括：飞机的机体外观结构参数、燃油系统功能性能参数、液压系统功能性能参数、环控系统参数，
S3-3、对责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验设备关键参数的非空有限集
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
主要包括：温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施，判定责任故障事件的故障类型及故障原因；
S4、确立飞机整机级高温测试试验意外事件的应对方法
按照飞机整机级高温测试试验意外事件类型分别进行应对，具体包括以下步骤：
S4-1、对于过试验事件的应对方法，如图3所示，具体包括以下步骤：
S4-1-1、若受试飞机或系统检测无异常状况，应确定前期试验有效，由于该部分试验时间是在严酷的试验状态下进行，所以应当被归纳为有效试验时间，当试验条件控制参数即温度、湿度恢复到试验基线值后，再进行后续试验的计时，并依照试验大纲完成后续系统各科目的测试，
S4-1-2、若受试飞机或系统检测当前无异常状况，但后续继续进行试验时暴露出由于过试验导致的故障现象，则上一段已经被归纳为有效试验时间将做无效处理，并对相关部位进行故障定位分析并终止试验，在上报试验组成员后，对故障进行修复，排除故障后，在试验组允许后重新进行飞机整机级高温测试试验直至完成，
S4-1-3、若受试飞机或系统检测当前出现故障现象，在对相关工作组进行情况说明后开展故障定位与分析工作，并立即停止试验，对故障进行修复并排除故障后，重新进行整机级的高温试验直至完成，
S4-2、对于欠试验事件的应对方法，具体包括以下步骤：
S4-2-1、若受试飞机或系统在欠试验的环境下检测出故障现象，则说明相应的功能性能并未达到被试品自身技术协议规定要求，停止试验并开展故障定位与分析工作，并经过归零流程后再择机重新开展试验，
S4-2-2、若受试飞机或系统的检测未出现任何异常情况，将试验环境恢复到应有的高温环境，并观察试验设备的温度、湿度应力监测数值记录图表，找到偏离允差值进入欠试验状态的时间点，该时间点之前的试验时间均可判为有效时间，当试验环境满足高温试验环境要求后，从新的时间点开始继续高温试验直至总试验时间达到要求，
S4-3、当飞机整机级高温测试试验中检测科目未合格时，判定为非责任故障事件，对非责任故障发生时的相关信息进行记录，随后将高温试验环境恢复至常温并保持稳定，对受试飞机或系统进行故障定位与原因分析，对排故现场进行记录并上报故障情况，
S4-4、对于责任故障事件的应对方法，具体包括以下步骤：
S4-4-1、若受试飞机或系统出现异常，明确故障来源，断开已故障设备与被试品之间的交联，将实验室高温环境恢复到常温并保持稳定，并对故障试验设备或仪器仪表进行维修或直接更换；
S4-4-2、若受试飞机或系统自身未出现异常，将意外事件时间点之间的高温试验时间算作有效试验时间，再将未完成试验部分进行补全；
S5、飞机整机级高温测试试验的风险控制体系构建。
进一步地，步骤S2具体包括以下内容：
建立飞机整机级高温测试试验意外事件三元组
Figure DEST_PATH_IMAGE008
：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE009
式中：
Figure 949688DEST_PATH_IMAGE002
为飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为飞机整机级高温测试试验中飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数的非空有限集，
Figure DEST_PATH_IMAGE013
为对飞机整机级高温测试试验设备关键参数的非空有限集。
进一步地，步骤S3-1中，对试验条件控制参数超允差偏移意外事件进行分析的方法为：
采用如下公式判断飞机整机级高温测试试验过程中测量点
Figure DEST_PATH_IMAGE015
在
Figure DEST_PATH_IMAGE017
时刻的参数偏移向量值
Figure DEST_PATH_IMAGE019
：
Figure DEST_PATH_IMAGE021
（1）
Figure DEST_PATH_IMAGE023
（2）
Figure DEST_PATH_IMAGE025
（3）
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE027
为温度允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE029
为压力允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为湿度允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为高温试验设定温度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为高温试验设定压力值，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为高温试验设定湿度值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
表示空间参数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE039
表示时刻，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
为飞机整机级高温测试试验过程中空间参数
Figure 647255DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 692571DEST_PATH_IMAGE039
时刻的参数偏移向量值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE041
为空间参数
Figure 291043DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 370994DEST_PATH_IMAGE039
时刻的参数测量值集合，
当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
满足式（1）时，判断此刻实验室内发生试验条件超偏差意外事件，停止高温试验进行整改，当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE043
满足式（2）时，判断此刻实验室内发生过试验事件，停止高温试验进行整改，当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
满足式（3）时，判断此刻实验室内发生欠试验事件，停止高温试验进行整改。
通过以上三个公式能够统一高温试验中过试验事件及欠试验事件的判断标志，
Figure 629675DEST_PATH_IMAGE027
为±2℃，
Figure 99970DEST_PATH_IMAGE031
为±5%RH，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE045
为+80Pa。
更进一步地，步骤S3-2中，
飞机的机体外观结构参数包括：热变形参数，燃油系统功能性能参数包括：油温、油粘度、油压，液压系统功能性能参数包括：油温、油压，环控系统参数包括：舱内温度、降温时间，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE047
表示受试飞机
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 33291DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 905432DEST_PATH_IMAGE039
时刻的响应值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE051
为响应参数偏移向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE053
为受试飞机
Figure 367638DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 387546DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 327821DEST_PATH_IMAGE039
时刻的响应值偏移向量值，
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE055
为飞机机体结构热变形参数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE057
为燃油系统和液压系统的油温度，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE059
为燃油和液压油的油粘度系数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE061
为环控系统降温时间，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE063
为燃油系统和液压系统的油压，
当
Figure 553003DEST_PATH_IMAGE053
的测试结果超出飞机典型系统响应设计阈值时，判断此刻实验室内发生非责任故障事件。
以上内容能够确立非责任故障事件的相关参数及判断标准。
优选地，步骤S3-3中，
责任故障事件分为以下四类：测试仪器仪表的测试功能失效或计量精度超差、地面加油装置燃油泄漏、地面液压泵注系统液压油泄漏、其他地面维护检测设备出现无法满足其检测功能的失效情况，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE065
表示试验中
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE073
为测试结果偏移向量，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE075
为试验中
Figure 389372DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure 630998DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure 109384DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值偏移向量值，
其中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE077
为温度类测试仪输出参数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE079
为时间类测试设备输出参数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE081
为载荷类设备输出参数，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE083
为油流量类测试设施输出参数，
当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE085
的测试输出结果超出仪器设备精度要求或输出信息错误，判断此刻实验室内发生责任故障事件，
以上四类责任故障事件分别对应的故障原因包括：仪器仪表自身发生老化损坏或因长时间未进行计量导致精度降低、在燃油系统APU工作状态检测时地面设备出现油管失去密封、在液压系统功能性能检测时地面设备出现液压传输管路漏油、地面维护检测设备发生功能丧失及参数偏移。
优选地，S4-3还包括：上报结束后，对于能够现场定位解决的故障，应在试验工作组各方人员在场情况下进行故障分析与修复工作，对于现场无法解决的故障，转场后完成故障分析与修复工作，在完成故障分析与修复工作后，按照故障归零流程开展故障归零工作，并上报试验工作组择时重新开展整机高温试验，以上内容明确了责任故障事件的处理流程。
优选地，步骤S4-3中，相关信息包括故障发生时间、实时的环境应力数值、受试飞机或系统的工作状态、电应力大小、相关流体流量大小。
进一步优选地，步骤S5包括以下内容：
按照步骤S3整理的飞机整机级高温测试试验意外事件情况及影响分析，结合实验室操作规程，以意外事件发生的前、中、后三个阶段作为主线构建飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，突出步骤S4整理的每个阶段对于各种种类意外事件情况的应对方法。
本发明的有益效果是：
（1）本发明针对飞机整机级高温测试试验中可能发生的意外事件，构建三元组模型，使得意外事件的分类判定简单明了；
（2）本发明把飞机整机级高温测试试验意外事件的影响分析参数化，使得相应的应对方法针对性强、易操作；
（3）本发明针对飞机整机级高温测试试验意外事件类型，形成了相应的应对方法流程，使得试验过程控制可操作性强；
（4）本发明基于飞机整机级高温测试试验意外事件应对方法及事件发生前、中、后三阶段情况分析，构建意外事件应对方法体系，使试验过程管理程序化、规范化，提高试验效率。
附图说明
图1是实施例1中飞机整机级高温测试试验的风险控制体系结构图；
图2是实施例2的风险控制体系的构建方法流程图；
图3是实施例2中过试验事件应对方法流程图；
图4是实施例2中欠试验事件应对方法流程图；
图5是实施例2中非责任故障事件应对方法流程图；
图6是实施例2中责任故障事件应对方法流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1
本实施例为飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，如图1所示，
风险控制体系包括意外事件发生前的准备模块，意外事件发生时的分类模块和意外事件发生后的应对模块；
意外事件发生前的准备模块包括参考数据及监测设备，参考数据包括：高温试验剖面和试验条件控制，监测设备包括：受试飞机结构/系统/机构、试验所需仪器、仪表及地面维护设施，
意外事件发生时的分类模块将飞机整机级高温测试试验意外事件分为三类：
根据高温试验剖面和试验条件控制获取大型飞机气候实验室室内温度、湿度、微正压及函数模型判断意外事件类型的试验条件控制参数超允差偏移意外事件，试验条件控制参数超允差偏移意外事件包括：超过允差上限的过试验事件，低于允差下限的欠试验事件，
根据受试飞机结构/系统/机构获取大型飞机气候实验室室内飞机的热变形参数、油温、油粘度、油压、空气温度、降温时间参数，并通过函数模型对飞机功能/性能进行故障判据的非责任故障事件，
根据试验所需仪器、仪表及地面维护设施获取大型飞机气候实验室室内飞机整机级高温测试试验所需的温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施状态，并对设备非正常工作/故障进行故障判据的责任故障事件，
意外事件发生后的应对模块包括：用于对过试验事件提供应对流程的过试验事件应对方法流程，用于对欠试验事件提供应对流程的欠试验事件应对方法流程，用于对非责任故障提供应对流程的非责任故障处理应对方法流程，用于对责任故障提供应对流程的责任故障处理应对方法流程。
实施例2
本实施例为基于实施例1的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，如图2所示，包括以下步骤：
S1、飞机整机级高温测试试验意外事件类型分析
将飞机整机级高温测试试验意外事件分为：试验条件控制参数超允差偏移意外事件、非责任故障事件、责任故障事件三类，并将所述试验条件控制参数超允差偏移意外事件分为过试验事件及欠试验事件；
S2、飞机整机级高温测试试验意外事件三元组构建
建立飞机整机级高温测试试验意外事件三元组
Figure 956117DEST_PATH_IMAGE008
：
Figure 494546DEST_PATH_IMAGE009
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE086
为飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集，
Figure DEST_PATH_IMAGE087
为飞机整机级高温测试试验中飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数的非空有限集，
Figure 474001DEST_PATH_IMAGE013
为对飞机整机级高温测试试验设备关键参数的非空有限集；
S3、飞机整机级高温测试试验意外事件关键参数优选及函数判据模型构建
按照步骤S1划分飞机整机级高温测试试验意外事件的三种类型分别对影响因素进行分析，具体包括以下步骤：
S3-1、对试验条件控制参数超允差偏移意外事件及其影响因素进行分析，飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集
Figure 756078DEST_PATH_IMAGE002
内参数包括：实验室室内温度、实验室室内湿度、实验室室内压力，
其中，对试验条件控制参数超允差偏移意外事件进行分析的方法为：
采用如下公式判断飞机整机级高温测试试验过程中测量点
Figure 519635DEST_PATH_IMAGE015
在
Figure 291282DEST_PATH_IMAGE039
时刻的参数偏移向量值
Figure 445182DEST_PATH_IMAGE042
：
Figure 593267DEST_PATH_IMAGE021
（1）
Figure 149013DEST_PATH_IMAGE023
（2）
Figure DEST_PATH_IMAGE088
（3）
式中：
Figure 357141DEST_PATH_IMAGE027
为温度允差值，
Figure 998338DEST_PATH_IMAGE045
为压力允差值，
Figure 684534DEST_PATH_IMAGE031
为湿度允差值，
Figure 360366DEST_PATH_IMAGE033
为高温试验设定温度值，
Figure 473815DEST_PATH_IMAGE035
为高温试验设定压力值，
Figure 867888DEST_PATH_IMAGE037
为高温试验设定湿度值，
Figure 92196DEST_PATH_IMAGE038
表示空间参数，
Figure 419272DEST_PATH_IMAGE039
表示时刻，
Figure 906885DEST_PATH_IMAGE040
为飞机整机级高温测试试验过程中空间参数
Figure 584991DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 314787DEST_PATH_IMAGE039
时刻的参数偏移向量值，
Figure DEST_PATH_IMAGE089
为空间参数
Figure 761949DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 154884DEST_PATH_IMAGE039
时刻的参数测量值集合，
当
Figure 320286DEST_PATH_IMAGE042
满足式（1）时，判断此刻实验室内发生试验条件超偏差意外事件，停止高温试验进行整改，当
Figure 89659DEST_PATH_IMAGE043
满足式（2）时，判断此刻实验室内发生过试验事件，停止高温试验进行整改，当
Figure 391328DEST_PATH_IMAGE044
满足式（3）时，判断此刻实验室内发生欠试验事件，停止高温试验进行整改；
S3-2、对非责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数集合
Figure 17481DEST_PATH_IMAGE004
包括：飞机的机体外观结构参数、燃油系统功能性能参数、液压系统功能性能参数、环控系统参数，其中，飞机的机体外观结构参数包括：热变形参数，燃油系统功能性能参数包括：油温、油粘度、油压，液压系统功能性能参数包括：油温、油压，环控系统参数包括：舱内温度、降温时间，
Figure 607862DEST_PATH_IMAGE047
表示受试飞机
Figure 243243DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 337101DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 399735DEST_PATH_IMAGE039
时刻的响应值用表示，
Figure 8571DEST_PATH_IMAGE051
为响应参数偏移向量，
Figure 385325DEST_PATH_IMAGE053
为受试飞机
Figure 661586DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 832804DEST_PATH_IMAGE038
在
Figure 194516DEST_PATH_IMAGE039
时刻的响应值偏移向量值，
其中，
Figure 906120DEST_PATH_IMAGE055
为飞机机体结构热变形参数，
Figure 974570DEST_PATH_IMAGE057
为燃油系统和液压系统的油温度，
Figure 379006DEST_PATH_IMAGE059
为燃油和液压油的油粘度系数，
Figure 664232DEST_PATH_IMAGE061
为环控系统降温时间，
Figure 179527DEST_PATH_IMAGE063
为燃油系统和液压系统的油压，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE090
的测试结果超出飞机典型系统响应设计阈值时，判断此刻实验室内发生非责任故障事件；
S3-3、对责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验设备关键参数的非空有限集
Figure DEST_PATH_IMAGE091
主要包括：温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施，判定责任故障事件的故障类型及故障原因，
责任故障事件分为以下四类：测试仪器仪表的测试功能失效或计量精度超差、地面加油装置燃油泄漏、地面液压泵注系统液压油泄漏、其他地面维护检测设备出现无法满足其检测功能的失效情况，
Figure 633642DEST_PATH_IMAGE065
表示试验中
Figure 146663DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure 482966DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure 739635DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值，
Figure 579415DEST_PATH_IMAGE073
为测试结果偏移向量，
Figure 325654DEST_PATH_IMAGE075
为试验中
Figure 821358DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure 944035DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure 638321DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值偏移向量值，
其中，
Figure 493145DEST_PATH_IMAGE077
为温度类测试仪输出参数，
Figure 804040DEST_PATH_IMAGE079
为时间类测试设备输出参数，
Figure 402512DEST_PATH_IMAGE081
为载荷类设备输出参数，
Figure 216884DEST_PATH_IMAGE083
为油流量类测试设施输出参数，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE092
的测试输出结果超出仪器设备精度要求或输出信息错误，判断此刻实验室内发生责任故障事件，
以上四类责任故障事件分别对应的故障原因包括：仪器仪表自身发生老化损坏或因长时间未进行计量导致精度降低、在燃油系统APU工作状态检测时地面设备出现油管失去密封、在液压系统功能性能检测时地面设备出现液压传输管路漏油、地面维护检测设备发生功能丧失及参数偏移；
S4、确立飞机整机级高温测试试验意外事件的应对方法
按照飞机整机级高温测试试验意外事件类型分别进行应对，具体包括以下步骤：
S4-1、对于过试验事件的应对方法，如图3所示，具体包括以下步骤：
S4-1-1、若受试飞机或系统检测无异常状况，应确定前期试验有效，由于该部分试验时间是在严酷的试验状态下进行，所以应当被归纳为有效试验时间，当试验条件控制参数即温度、湿度恢复到试验基线值后，再进行后续试验的计时，并依照试验大纲完成后续系统各科目的测试，
S4-1-2、若受试飞机或系统检测当前无异常状况，但后续继续进行试验时暴露出由于过试验导致的故障现象，则上一段已经被归纳为有效试验时间将做无效处理，并对相关部位进行故障定位分析并终止试验，在上报试验组成员后，对故障进行修复，排除故障后，在试验组允许后重新进行飞机整机级高温测试试验直至完成，
S4-1-3、若受试飞机或系统检测当前出现故障现象，在对相关工作组进行情况说明后开展故障定位与分析工作，并立即停止试验，对故障进行修复并排除故障后，重新进行整机级的高温试验直至完成，
S4-2、对于欠试验事件的应对方法，如图4所示，具体包括以下步骤：
S4-2-1、若受试飞机或系统在欠试验的环境下检测出故障现象，则说明相应的功能性能并未达到被试品自身技术协议规定要求，此时应停止试验并开展故障定位与分析工作，并经过归零流程后再择机重新开展试验，
S4-2-2、若受试飞机或系统的检测未出现任何异常情况，将试验环境恢复到应有的高温环境，并观察试验设备的温度、湿度应力监测数值记录图表，找到偏离允差值进入欠试验状态的时间点，该时间点之前的试验时间均可判为有效时间，当试验环境满足高温试验环境要求后，从新的时间点开始继续高温试验直至总试验时间达到要求，
S4-3、当飞机整机级高温测试试验中检测科目未合格时，判定为非责任故障事件，如图5所示，对非责任故障发生时的相关信息进行记录，所述相关信息包括故障发生时间、实时的环境应力数值、受试飞机或系统的工作状态、电应力大小、相关流体流量大小，随后将高温试验环境恢复至常温并保持稳定，对受试飞机或系统进行故障定位与原因分析，对排故现场进行记录并上报故障情况，
上报结束后，对于能够现场定位解决的故障，应在试验工作组各方人员在场情况下进行故障分析与修复工作，对于现场无法解决的故障，转场后完成故障分析与修复工作，在完成故障分析与修复工作后，按照故障归零流程开展故障归零工作，并上报试验工作组择时重新开展整机高温试验，
S4-4、对于责任故障事件的应对方法，如图6所示，具体包括以下步骤：
S4-4-1、若受试飞机或系统出现异常，明确故障来源，断开已故障设备与被试品之间的交联，将实验室高温环境恢复到常温并保持稳定，并对故障试验设备或仪器仪表进行维修或直接更换；
S4-4-2、若受试飞机或系统自身未出现异常，将意外事件时间点之间的高温试验时间算作有效试验时间，再将未完成试验部分进行补全；
S5、飞机整机级高温测试试验的风险控制体系构建
按照步骤S3整理的飞机整机级高温测试试验意外事件情况及影响分析，结合实验室操作规程，以意外事件发生的前、中、后三个阶段作为主线构建飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，突出步骤S4整理的每个阶段对于各种种类意外事件情况的应对方法。

Claims (9)

1.飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，其特征在于，
所述风险控制体系包括意外事件发生前的准备模块，意外事件发生时的分类模块和意外事件发生后的应对模块；
所述意外事件发生前的准备模块包括参考数据及监测设备，所述参考数据包括：高温试验剖面和试验条件控制，所述监测设备包括：受试飞机结构/系统/机构、试验所需仪器、仪表及地面维护设施，
所述意外事件发生时的分类模块将飞机整机级高温测试试验意外事件分为三类：
根据所述高温试验剖面和试验条件控制获取大型飞机气候实验室室内温度、湿度、微正压及函数模型判断意外事件类型的试验条件控制参数超允差偏移意外事件，所述试验条件控制参数超允差偏移意外事件包括：超过允差上限的过试验事件，低于允差下限的欠试验事件，
根据所述受试飞机结构/系统/机构获取大型飞机气候实验室室内飞机的热变形参数、油温、油粘度、油压、空气温度、降温时间参数，并通过函数模型对飞机功能/性能进行故障判据的非责任故障事件，
根据试验所需仪器、仪表及地面维护设施获取大型飞机气候实验室室内飞机整机级高温测试试验所需的温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施状态，并对设备非正常工作/故障进行故障判据的责任故障事件，
所述意外事件发生后的应对模块包括：用于对所述过试验事件提供应对流程的过试验事件应对方法流程，用于对所述欠试验事件提供应对流程的欠试验事件应对方法流程，用于对非责任故障提供应对流程的非责任故障处理应对方法流程，用于对责任故障提供应对流程的责任故障处理应对方法流程，
划分飞机整机级高温测试试验意外事件的三种类型分别对影响因素进行分析，具体包括以下步骤：
S3-1、对试验条件控制参数超允差偏移意外事件及其影响因素进行分析，飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集
Figure DEST_PATH_IMAGE002
内参数包括：实验室室内温度、实验室室内湿度、实验室室内压力；
S3-2、对非责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数集合
Figure DEST_PATH_IMAGE004
包括：飞机的机体外观结构参数、燃油系统功能性能参数、液压系统功能性能参数、环控系统参数，
S3-3、对责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验设备关键参数的非空有限集
Figure DEST_PATH_IMAGE006
主要包括：温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施，判定责任故障事件的故障类型及故障原因。
2.飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，基于权利要求1所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，包括以下步骤：
S1、飞机整机级高温测试试验意外事件类型分析
将飞机整机级高温测试试验意外事件分为：试验条件控制参数超允差偏移意外事件、非责任故障事件、责任故障事件三类，并将所述试验条件控制参数超允差偏移意外事件分为过试验事件及欠试验事件；
S2、飞机整机级高温测试试验意外事件三元组构建
S3、飞机整机级高温测试试验意外事件关键参数优选及函数判据模型构建
按照步骤S1划分飞机整机级高温测试试验意外事件的三种类型分别对影响因素进行分析，具体包括以下步骤：
S3-1、对试验条件控制参数超允差偏移意外事件及其影响因素进行分析，飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集
Figure 926953DEST_PATH_IMAGE002
内参数包括：实验室室内温度、实验室室内湿度、实验室室内压力；
S3-2、对非责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数集合
Figure 578514DEST_PATH_IMAGE004
包括：飞机的机体外观结构参数、燃油系统功能性能参数、液压系统功能性能参数、环控系统参数，
S3-3、对责任故障事件及其影响因素进行分析，高温试验设备关键参数的非空有限集
Figure DEST_PATH_IMAGE007
主要包括：温湿度传感器、秒表、测力计、扭力扳手、防火设施，判定责任故障事件的故障类型及故障原因；
S4、确立飞机整机级高温测试试验意外事件的应对方法
按照飞机整机级高温测试试验意外事件类型分别进行应对，具体包括以下步骤：
S4-1、对于过试验事件的应对方法，具体包括以下步骤：
S4-1-1、若受试飞机或系统检测无异常状况，应确定前期试验有效，由于前期试验时间是在严酷的试验状态下进行，所以应当被归纳为有效试验时间，当试验条件控制参数即温度、湿度恢复到试验基线值后，再进行后续试验的计时，并依照试验大纲完成后续系统各科目的测试，
S4-1-2、若受试飞机或系统检测当前无异常状况，但后续继续进行试验时暴露出由于过试验导致的故障现象，则上一段已经被归纳为有效试验时间将做无效处理，并对相关部位进行故障定位分析并终止试验，在上报试验组成员后，对故障进行修复，排除故障后，在试验组允许后重新进行飞机整机级高温测试试验直至完成，
S4-1-3、若受试飞机或系统检测当前出现故障现象，在对相关工作组进行情况说明后开展故障定位与分析工作，并立即停止试验，对故障进行修复并排除故障后，重新进行整机级的高温试验直至完成，
S4-2、对于欠试验事件的应对方法，具体包括以下步骤：
S4-2-1、若受试飞机或系统在欠试验的环境下检测出故障现象，则说明相应的功能性能并未达到被试品自身技术协议规定要求，停止试验并开展故障定位与分析工作，并经过归零流程后再择机重新开展试验，
S4-2-2、若受试飞机或系统的检测未出现任何异常情况，将试验环境恢复到应有的高温环境，并观察试验设备的温度、湿度应力监测数值记录图表，找到偏离允差值进入欠试验状态的时间点，该时间点之前的试验时间均可判为有效时间，当试验环境满足高温试验环境要求后，从新的时间点开始继续高温试验直至总试验时间达到要求，
S4-3、当飞机整机级高温测试试验中检测科目未合格时，判定为非责任故障事件，并对非责任故障发生时的相关信息进行记录，随后将高温试验环境恢复至常温并保持稳定，对受试飞机或系统进行故障定位与原因分析，对排故现场进行记录并上报故障情况，
S4-4、对于责任故障事件的应对方法，具体包括以下步骤：
S4-4-1、若受试飞机或系统出现异常，明确故障来源，断开已故障设备与被试品之间的交联，将实验室高温环境恢复到常温并保持稳定，并对故障试验设备或仪器仪表进行维修或直接更换；
S4-4-2、若受试飞机或系统自身未出现异常，将意外事件时间点之间的高温试验时间算作有效试验时间，再将未完成试验部分进行补全；
S5、飞机整机级高温测试试验的风险控制体系构建。
3.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括以下内容：
建立飞机整机级高温测试试验意外事件三元组
Figure DEST_PATH_IMAGE009
：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
式中：
Figure 200994DEST_PATH_IMAGE002
为飞机整机级高温测试试验条件控制参数的非空有限集，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为飞机整机级高温测试试验中飞机结构/系统/机构检测功能指标及性能参数的非空有限集，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为对飞机整机级高温测试试验设备关键参数的非空有限集。
4.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S3-1中，对试验条件控制参数超允差偏移意外事件进行分析的方法为：
采用如下公式判断飞机整机级高温测试试验过程中测量点
Figure DEST_PATH_IMAGE016
在
Figure DEST_PATH_IMAGE018
时刻的参数偏移向量值
Figure DEST_PATH_IMAGE020
：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
（1）
Figure DEST_PATH_IMAGE024
（2）
Figure DEST_PATH_IMAGE026
（3）
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为温度允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
为压力允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为湿度允差值，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为高温试验设定温度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为高温试验设定压力值，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为高温试验设定湿度值，
Figure DEST_PATH_IMAGE039
表示空间参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
表示时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为飞机整机级高温测试试验过程中空间参数
Figure 412182DEST_PATH_IMAGE039
在
Figure 695396DEST_PATH_IMAGE040
时刻的参数偏移向量值，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为空间参数
Figure 924383DEST_PATH_IMAGE039
在
Figure 863520DEST_PATH_IMAGE040
时刻的参数测量值集合，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE043
满足式（1）时，判断此刻实验室内发生试验条件超偏差意外事件，停止高温试验进行整改，当
Figure DEST_PATH_IMAGE044
满足式（2）时，判断此刻实验室内发生过试验事件，停止高温试验进行整改，当
Figure DEST_PATH_IMAGE045
满足式（3）时，判断此刻实验室内发生欠试验事件，停止高温试验进行整改。
5.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S3-2中，
所述飞机的机体外观结构参数包括：热变形参数，所述燃油系统功能性能参数包括：油温、油粘度、油压，所述液压系统功能性能参数包括：油温、油压，所述环控系统参数包括：舱内温度、降温时间，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
表示受试飞机
Figure DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 842846DEST_PATH_IMAGE039
在
Figure 980567DEST_PATH_IMAGE040
时刻的响应值，
Figure DEST_PATH_IMAGE051
为响应参数偏移向量，
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为受试飞机
Figure 159218DEST_PATH_IMAGE049
部位或空间参数
Figure 585651DEST_PATH_IMAGE039
在
Figure 791505DEST_PATH_IMAGE018
时刻的响应值偏移向量值，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE055
为飞机机体结构热变形参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE057
为燃油系统和液压系统的油温度，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为燃油和液压油的油粘度系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE061
为环控系统降温时间，
Figure DEST_PATH_IMAGE063
为燃油系统和液压系统的油压，
当
Figure 95316DEST_PATH_IMAGE053
的测试结果超出飞机典型系统响应设计阈值时，判断此刻实验室内发生非责任故障事件。
6.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S3-3中，
所述责任故障事件分为以下四类：测试仪器仪表的测试功能失效或计量精度超差、地面加油装置燃油泄漏、地面液压泵注系统液压油泄漏、其他地面维护检测设备出现无法满足其检测功能的失效情况，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
表示试验中
Figure DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值，
Figure DEST_PATH_IMAGE073
为测试结果偏移向量，
Figure DEST_PATH_IMAGE075
为试验中
Figure 777357DEST_PATH_IMAGE067
类测试设备仪器或辅助设施
Figure 487824DEST_PATH_IMAGE069
在
Figure 231790DEST_PATH_IMAGE071
时刻的测试结果值偏移向量值，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE077
为温度类测试仪输出参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE079
为时间类测试设备输出参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE081
为载荷类设备输出参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE083
为油流量类测试设施输出参数，
当
Figure DEST_PATH_IMAGE085
的测试输出结果超出仪器设备精度要求或输出信息错误，判断此刻实验室内发生责任故障事件，
以上四类责任故障事件分别对应的故障原因包括：仪器仪表自身发生老化损坏或因长时间未进行计量导致精度降低、在燃油系统APU工作状态检测时地面设备出现油管失去密封、在液压系统功能性能检测时地面设备出现液压传输管路漏油、地面维护检测设备发生功能丧失及参数偏移。
7.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述S4-3还包括：上报结束后，对于能够现场定位解决的故障，应在试验工作组各方人员在场情况下进行故障分析与修复工作，对于现场无法解决的故障，转场后完成故障分析与修复工作，在完成故障分析与修复工作后，按照故障归零流程开展故障归零工作，并上报试验工作组择时重新开展整机高温试验。
8.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S4-3中，所述相关信息包括故障发生时间、实时的环境应力数值、受试飞机或系统的工作状态、电应力大小、相关流体流量大小。
9.如权利要求2所述的飞机整机级高温测试试验的风险控制体系的构建方法，其特征在于，所述步骤S5包括以下内容：
按照所述步骤S3整理的飞机整机级高温测试试验意外事件情况及影响分析，结合实验室操作规程，以意外事件发生的前、中、后三个阶段作为主线构建飞机整机级高温测试试验的风险控制体系，突出所述步骤S4整理的每个阶段对于各种种类意外事件情况的应对方法。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2963859A1 (fr) * 2010-08-11 2012-02-17 Airbus Procede et systeme de transmission des donnees d'enregistreurs de vol en cas d'urgence
CN113917854A (zh) * 2021-10-18 2022-01-11 北京航空航天大学 一种面向大中型无人机的飞行控制系统半物理仿真平台
CN114379821A (zh) * 2022-03-25 2022-04-22 中国飞机强度研究所 基于BowTie的飞机恶劣气候环境故障测试分析方法及系统
CN114782658A (zh) * 2022-04-19 2022-07-22 哈尔滨工业大学 基于数字孪生与增强现实的结构试验监测预警系统及方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050007257A1 (en) * 2000-05-11 2005-01-13 Rast Rodger H. System and method of preventing aircraft wingtip ground incursion
US8335601B2 (en) * 2009-06-09 2012-12-18 Honeywell International Inc. System and method of automated fault analysis and diagnostic testing of an aircraft
CN114493055B (zh) * 2022-04-18 2022-07-15 中国飞机强度研究所 一种基于fta的飞机恶劣气候环境故障测试分析方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2963859A1 (fr) * 2010-08-11 2012-02-17 Airbus Procede et systeme de transmission des donnees d'enregistreurs de vol en cas d'urgence
CN113917854A (zh) * 2021-10-18 2022-01-11 北京航空航天大学 一种面向大中型无人机的飞行控制系统半物理仿真平台
CN114379821A (zh) * 2022-03-25 2022-04-22 中国飞机强度研究所 基于BowTie的飞机恶劣气候环境故障测试分析方法及系统
CN114782658A (zh) * 2022-04-19 2022-07-22 哈尔滨工业大学 基于数字孪生与增强现实的结构试验监测预警系统及方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于贝叶斯网络的飞行不安全事件风险评估研究;赵宁宁等;《数学的实践与认识》;20200323(第06期);276-284 *
某型飞机实验室高温试验条件剪裁方法研究;张亚娟等;《装备环境工程》;20200525(第05期);79-84 *
飞机实验室低温试验方法研究;马建军;《装备环境工程》;20200425(第04期);61-67 *

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