軍機無維修待命時間試飛驗證方法研究

馬　濤

(中國飛行試驗研究院 可靠性研究中心, 陜西 西安 710089)

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軍機無維修待命時間試飛驗證方法研究

馬濤

(中國飛行試驗研究院 可靠性研究中心, 陜西 西安 710089)

摘要:以工程應(yīng)用為出發(fā)點,提出了試驗機技術(shù)狀態(tài)確定的依據(jù)、單次無維修待命時間驗證成敗判據(jù)、特殊氣象條件下試驗數(shù)據(jù)處理方法、無維修待命時間驗證評估模型。在此基礎(chǔ)上,以某型殲擊機為例給出了試飛階段無維修待命時間驗證方案設(shè)計方法。該方法工程應(yīng)用性強,可作為試飛階段外場開展無維修待命時間驗證的依據(jù)。

關(guān)鍵詞:無維修待命時間; 試驗機; 技術(shù)狀態(tài); 試驗方案設(shè)計

0引言

無維修待命時間(Maintenance-Free Alert Time)是指在規(guī)定的使用、存放條件下(包括飛機使用的自然環(huán)境、飛機停放條件等),飛機作好準備,能保持良好并處于待命狀態(tài)而無需進行任何維修的持續(xù)時間。因此,“飛機始終處于良好的待命狀態(tài)”以及“在待命期間不能有任何維修活動”是開展無維修待命時間驗證的先決條件。

無維修待命時間是飛機可用性的核心參數(shù)[1],也是航空裝備保障能力評估的重要指標[2-4],反映了整機在不進行任何維修情況下保持“良好待命狀態(tài)”的可靠性水平,是飛機戰(zhàn)備完好性的體現(xiàn),直接影響部隊的戰(zhàn)斗力。國內(nèi)外關(guān)于無維修待命時間驗證方法的研究文獻較少,邱振漢[5]分析了相關(guān)故障模式,從設(shè)計的各個階段說明了開展“無維修待命時間”驗證需要注意的問題;彭海鑫等[6]從設(shè)計的角度研究了如何提高無維修待命時間的措施和計算方法,從“可靠壽命”的角度闡釋了其概念本質(zhì),并給出整機無維修待命時間的計算方法和一般步驟。這些研究大都偏于理論,與工程實際有一定的差距。

本文從工程試驗的角度提出了技術(shù)狀態(tài)要求確定、試驗成敗判據(jù)及特殊氣象數(shù)據(jù)處理方法,同時為解決經(jīng)典抽樣方案所帶來的樣本量大的問題,提出了基于Bayes的抽樣方案,建立了完善的試飛階段無維修待命時間驗證方法。

1無維修待命時間試驗方法

在試飛階段開展無維修待命時間驗證要解決如下關(guān)鍵問題:

(1)試驗機技術(shù)狀態(tài)要求確定;

(2)單次無維修待命時間驗證成敗判據(jù);

(3)特殊氣象條件下試驗數(shù)據(jù)處理方法;

(4)無維修待命時間驗證抽樣方案。

1.1試驗機技術(shù)狀態(tài)要求確定

要確定試驗機技術(shù)狀態(tài),首先應(yīng)確定影響飛機技術(shù)狀態(tài)的因素。主要包括:裝備結(jié)構(gòu)完整性;物理特性完整性(即系統(tǒng)完整性、連接與固定關(guān)系、干涉性、密封性、損傷);功能特性(包括壽命、功能);飛機重量(即加油方案及掛載方案)等。在此基礎(chǔ)上,根據(jù)層次分析法原理,結(jié)合飛機系統(tǒng)劃分,同時參考相關(guān)軍用標準,遵循指標體系構(gòu)建的目標和原則,最終確定試驗機技術(shù)狀態(tài)指標體系。

技術(shù)狀態(tài)要求確定時,首先應(yīng)確保試驗機初始狀態(tài)處于或高于標準技術(shù)狀態(tài);其次,要充分考慮試飛階段的特點(試飛任務(wù)性質(zhì)的差異及改裝等原因),能夠體現(xiàn)“安全”和“任務(wù)”對無維修待命時間驗證的牽引性作用,為試驗判據(jù)制定提供依據(jù);最后,技術(shù)狀態(tài)要求應(yīng)將分系統(tǒng)的完整性作為重點因素,同時兼顧各機種、分系統(tǒng)、設(shè)備的差異對試驗要素的影響。

1.2無維修待命時間試驗成敗判據(jù)確定

成敗判據(jù)是判斷無維修待命時間驗證試驗是否成功的依據(jù)。如果成敗判據(jù)設(shè)定不準確,則會在試驗中造成誤判,最終影響做出正確的決策以及試驗結(jié)果的可信程度。成敗判據(jù)制定應(yīng)充分考慮試驗機的技術(shù)狀態(tài)要求,既要做到量化準確,又要兼顧實際情況,便于檢測。

本文從工程實際出發(fā),按照機械專業(yè)、軍械專業(yè)、航電專業(yè)、特設(shè)專業(yè)設(shè)置規(guī)定的檢查點,對應(yīng)各檢查點明確其“失敗事件”清單。如機械專業(yè)可設(shè)置機頭、前起落架和前起落架艙、右側(cè)前機身等24個檢查點;對應(yīng)機頭檢查點的檢查位置包括:錐體、雷達、空速管、雷達罩,其對應(yīng)的“失敗事件”清單為:“蒙皮和雷達罩漆層破損、標線未對正;雷達罩上鎖標線與飛機蒙皮的上鎖標線未對齊;機頭空速管發(fā)生變形”等。

試驗結(jié)束后,試驗人員應(yīng)對照各檢查點和檢查位置對技術(shù)狀態(tài)的變化情況進行檢查,并與“失敗事件”清單進行對照,確定本次無維修待命時間驗證試驗成功與否。

1.3特殊氣象條件下試驗數(shù)據(jù)處理方法

特殊氣象條件是指在試驗過程中遇到了惡劣的氣象狀況,且該氣象狀況超過了一定的界限,會大大加快零部件壽命的衰減,導(dǎo)致故障提前發(fā)生。因此,特殊氣象條件下的試驗就相當于“加速試驗”。特殊氣象在不同的地域、不同的季節(jié)又呈現(xiàn)不同的特點,而不同強度的特殊氣象狀況對壽命的影響程度也不同。

本文通過對無維修待命時間驗證期間主要故障模式(包括液油滲漏、漏氣、接觸不良、短路等)及其影響因素(如氣候環(huán)境、地理環(huán)境、化學環(huán)境)、執(zhí)行戰(zhàn)備值班待命的飛機停放條件(機庫)等進行分析,最終確定溫度和濕度為導(dǎo)致飛機無維修待命試驗失敗的主要因素。

特殊氣象條件下數(shù)據(jù)處理步驟如下:

(1)確定試驗機預(yù)計的使用環(huán)境,并通過國家環(huán)境保護網(wǎng)站查閱該地區(qū)月平均溫度、濕度數(shù)據(jù),計算出月平均溫度、濕度的均值μ和方差σ2,以此作為數(shù)據(jù)折算的基準;

(2)篩選特殊氣象數(shù)據(jù):記錄試驗機無維修待命試驗期間的溫度、濕度等數(shù)據(jù),并與標準環(huán)境相比較,若一個或多個測量點超出μ±Kσ范圍,則該時間段內(nèi)氣象狀況屬于特殊氣象;

(3)特殊氣象條件與標準環(huán)境下試驗數(shù)據(jù)折合:本文采用專家打分系統(tǒng),根據(jù)工程實踐經(jīng)驗,確定不同氣象狀況對試驗成敗的影響程度。影響程度越大打分值越高,其對應(yīng)時間段折算成標準環(huán)境的時間也就越長;反之則打分值越小,折算后的時間越短。最后,根據(jù)專家打分結(jié)果,動態(tài)確定無維修待命時間驗證試驗結(jié)束點。

2基于Bayes的無維修待命時間試驗

抽樣方案

無維修待命時間驗證試驗為成敗型試驗,服從二項分布。假設(shè)某型試驗機在無維修待命時間驗證試驗中,試驗次數(shù)為n(按要求停放次數(shù)),c為合格判定數(shù),當試驗進行到出現(xiàn)事先規(guī)定的失敗次數(shù)r時停止。若r≤c,則試驗合格,接收;若r>c,則試驗不合格,拒收。

為解決典型基于二項分布的抽樣方案周期長、花費多、所需樣機數(shù)量多的問題,本文提出序貫驗后加權(quán)檢驗的計數(shù)抽樣檢驗方案。

2.1確定先驗分布

異總體下數(shù)據(jù)處理的基本思路:將采集到的試驗數(shù)據(jù)按照不同的狀態(tài)劃分為不同階段,每個狀態(tài)分為N個階段,每一個階段分為春、夏、秋、冬4個不同的層次。首先通過異環(huán)境下試驗數(shù)據(jù)折算方法,以現(xiàn)場氣象條件為依據(jù),分別將不同階段試驗數(shù)據(jù)進行折算;然后通過異狀態(tài)下的試驗數(shù)據(jù)處理方法,以現(xiàn)場試驗的飛機的技術(shù)狀態(tài)為參考,將折算的不同試驗信息進行重新融合,得到先驗分布。

2.1.1 異環(huán)境下試驗數(shù)據(jù)折算

氣候環(huán)境對無維修待命時間的影響是由多種因素耦合作用的,因而具有不確定性和多元性,導(dǎo)致基于環(huán)境因素的數(shù)據(jù)折算異常復(fù)雜。

層析分析法是一種定性與定量分析相結(jié)合的多目標決策分析方法,它根據(jù)問題的層次結(jié)構(gòu),構(gòu)建評價判斷矩陣,確定每一層因素影響程度的權(quán)重,直至計算出頂層因素的相對權(quán)重?；疑P(guān)聯(lián)分析方法是一種多因素統(tǒng)計分析方法,以各因素的樣本數(shù)據(jù)為依據(jù),用灰色關(guān)聯(lián)度來描述因素間關(guān)系的強弱、大小和次序,在獲得因素間關(guān)聯(lián)度基礎(chǔ)上通過層間遞推可得到評價指標體系之間的優(yōu)劣。本文將灰色關(guān)聯(lián)法與層次分析法相結(jié)合構(gòu)建春、秋兩個季節(jié)氣象環(huán)境評價指標體系。

(1)指標規(guī)范化處理:氣候環(huán)境指標評價體系季節(jié)代號m=1表示春,m=2表示秋,影響因素個數(shù)為n,矩陣A=(aij)n×m表示評價指標體系矩陣,其值可以通過專家打分的方法確定。

(2)關(guān)聯(lián)系數(shù)確定:取各待評方案中同一指標的最大值組成的向量x0=[x01,x02]作為理想方案,各時間段的指標向量xi=[xi1,xi2,xi3,…,xim]作為待考察的集合。則第i個時間段的第j個評價指標與理想情況的關(guān)聯(lián)系數(shù)δij為:

式中:ρ為分辨率,一般取值范圍為0～1;相應(yīng)的關(guān)聯(lián)系數(shù)矩陣為E=(δij)n×m。

在多層次分析中,首先求解評價體系底層的關(guān)聯(lián)度,然后作為上一層的初始評價指標,再重復(fù)以上計算步驟計算上一層的關(guān)聯(lián)度。

2.1.2異狀態(tài)下試驗數(shù)據(jù)處理

針對參試飛機技術(shù)狀態(tài)的不同(主要分為增加新系統(tǒng)、對原有系統(tǒng)修復(fù)和更新),將先驗信息劃分成不同階段,根據(jù)不同階段的先驗信息確定先驗分布,然后進行融合。

假設(shè)某航空裝備由m個分系統(tǒng)組成,其中系統(tǒng)j(1≤j≤m)在整個研制階段一直存在并沒有進行過改進,那么在先驗信息處理中不用考慮系統(tǒng)j的影響。系統(tǒng)j為研制階段i中新增系統(tǒng),根據(jù)系統(tǒng)j的故障情況分別討論。

2.2異狀態(tài)數(shù)據(jù)處理方法

2.2.1 先驗分布超參數(shù)的確定方法

式中:ai,bi為第i階段分布的超參數(shù)。采用驗前矩擬合法與隨機加權(quán)法確定超參數(shù)μ和σ2如下:

假設(shè)第i階段有mi(mi≥1)個批次的試驗數(shù)據(jù),且無專家經(jīng)驗等其他驗前信息,則可取:ai=fi和bi=li-fi。

2.2.2不同階段先驗信息融合

確定各階段驗前分布Be(ai,bi)后,應(yīng)研究不同階段先驗分布的融合。為了既有效利用驗前信息,又能描述驗前信息與現(xiàn)場信息的異總體性,本文提出了混合Beta先驗分布法。在獲得各階段驗前分布的前提下,構(gòu)造混合分布如下:

式中:0≤R≤1;0≤ρi≤1;0≤ρ≤1;ρ和ρi為繼承因子,(1-ρi)為更新因子,ρi反映了研制階段i的試驗信息與現(xiàn)場試驗信息繼承度,ρ反映了當前產(chǎn)品對研制階段先驗信息的繼承程度,(1-ρ)反映了當前裝備可靠性的不確定性。

在信息融合時,對于新增分系統(tǒng)的可靠性水平應(yīng)進行折算。如果該系統(tǒng)的可靠性水平無法評估,可以通過專家打分的方法確定,即由相關(guān)專家根據(jù)工作經(jīng)驗和相關(guān)數(shù)據(jù),對系統(tǒng)的無維修待命成功水平進行估計,成功率越高分值越大。

2.3決策

每一次試驗之后,可以利用基于Bayes理論的抽樣方案進行決策,主要流程如圖1所示。

圖1　決策流程Fig.1　Decision-making process

3某型機無維修待命時間試驗方法

某型殲擊機共4架,已進入試飛中后期,飛機系統(tǒng)、設(shè)備狀態(tài)基本穩(wěn)定,已達到規(guī)定的最低可接受值,滿足開展無維修待命時間試驗的條件。其中，01架和02架技術(shù)狀態(tài)相同,03架和04架技術(shù)狀態(tài)相同。該型機無維修待命時間要求為4天。

試驗要求:

(1)飛機停放在機庫,由機務(wù)人員進行飛行前檢查,確認飛機處于完好可放飛狀態(tài),試驗開始;

(2)試驗期間不允許進行任何維護活動,并詳細記錄溫度、濕度等數(shù)據(jù);

(3)根據(jù)試驗期間環(huán)境條件及其他要求確定試驗結(jié)束時間;

(4)達到預(yù)計停放時間后,對飛機進行飛行前檢查,并對照殲擊機無維修待命時間試驗判據(jù),對本次試驗是否成功進行判定。

根據(jù)該型殲擊機設(shè)計初期合同中規(guī)定的可靠度指標、鑒別比,取生產(chǎn)方和使用方風險分別為α0=0.25和β0=0.15。根據(jù)本文提出的優(yōu)化算法,確定抽樣方案為(35,3)。

以該系列飛機歷史試驗數(shù)據(jù)及專家分析結(jié)果作為先驗信息,采用序貫加權(quán)檢驗法,該型機無維修待命時間試驗共進行8次,且全部成功。此時,根據(jù)Bayes的抽樣方案理論進行決策,判定該型機無維修待命時間符合要求。試驗結(jié)果如表1所示。

表1　某型殲擊機無維修待命時間驗證試驗結(jié)果

4結(jié)束語

本文以工程應(yīng)用為出發(fā)點,提出試驗機技術(shù)狀態(tài)確定方法、試驗成敗判據(jù)制定要求、特殊氣象條件下數(shù)據(jù)處理方法以及驗證抽樣方案制定方法等，解決了試飛階段飛機無維修待命時間驗證中亟需解決的關(guān)鍵問題,并以某型殲擊機無維修待命時間驗證試驗為例,給出了試飛階段無維修待命時間試驗方法,對今后的工程應(yīng)用具有指導(dǎo)意義。

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(編輯：方春玲)

Maintenance-free alert time verification method for military aircraft

MA Tao

(Reliability Research Center, CFTE, Xi’an 710089, China)

Abstract:Focusing on engineering application, the determination method of configuration requirements, failure criteria of test, data processing method under extreme environment and evaluation model for maintenance-free alert time were proposed. Then, verification scheme design method of maintenance-free alert time for fighter plane during flight test was given as an example based on this theory. The result shows strong engineering applicability and the verification of maintenance-free alert time during flight test can be conducted based on it.

Key words:maintenance-free alert time; testing aircraft; configuration; test scheme design

中圖分類號：V217.39

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0081-05

作者簡介:馬濤(1975-)，男，安徽泗縣人，高級工程師，碩士，主要從事可靠性、維修性、測試性、保障性和安全性評估驗證工作。

基金項目:“十二五”國防技術(shù)基礎(chǔ)科研項目(Z052013B004)

收稿日期:2015-08-07;

修訂日期:2015-12-07; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2016-01-10 14:09