馬　濤

(中國飛行試驗(yàn)研究院 可靠性研究中心, 陜西 西安 710089)

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軍機(jī)無維修待命時(shí)間試飛驗(yàn)證方法研究

馬濤

(中國飛行試驗(yàn)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(diǎn),提出了試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)確定的依據(jù)、單次無維修待命時(shí)間驗(yàn)證成敗判據(jù)、特殊氣象條件下試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法、無維修待命時(shí)間驗(yàn)證評(píng)估模型。在此基礎(chǔ)上,以某型殲擊機(jī)為例給出了試飛階段無維修待命時(shí)間驗(yàn)證方案設(shè)計(jì)方法。該方法工程應(yīng)用性強(qiáng),可作為試飛階段外場開展無維修待命時(shí)間驗(yàn)證的依據(jù)。

關(guān)鍵詞:無維修待命時(shí)間; 試驗(yàn)機(jī); 技術(shù)狀態(tài); 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

0引言

無維修待命時(shí)間(Maintenance-Free Alert Time)是指在規(guī)定的使用、存放條件下(包括飛機(jī)使用的自然環(huán)境、飛機(jī)停放條件等),飛機(jī)作好準(zhǔn)備,能保持良好并處于待命狀態(tài)而無需進(jìn)行任何維修的持續(xù)時(shí)間。因此,“飛機(jī)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(dòng)”是開展無維修待命時(shí)間驗(yàn)證的先決條件。

無維修待命時(shí)間是飛機(jī)可用性的核心參數(shù)[1],也是航空裝備保障能力評(píng)估的重要指標(biāo)[2-4],反映了整機(jī)在不進(jìn)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(jī)戰(zhàn)備完好性的體現(xiàn),直接影響部隊(duì)的戰(zhàn)斗力。國內(nèi)外關(guān)于無維修待命時(shí)間驗(yàn)證方法的研究文獻(xiàn)較少,邱振漢[5]分析了相關(guān)故障模式,從設(shè)計(jì)的各個(gè)階段說明了開展“無維修待命時(shí)間”驗(yàn)證需要注意的問題;彭海鑫等[6]從設(shè)計(jì)的角度研究了如何提高無維修待命時(shí)間的措施和計(jì)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(jī)無維修待命時(shí)間的計(jì)算方法和一般步驟。這些研究大都偏于理論,與工程實(shí)際有一定的差距。

本文從工程試驗(yàn)的角度提出了技術(shù)狀態(tài)要求確定、試驗(yàn)成敗判據(jù)及特殊氣象數(shù)據(jù)處理方法,同時(shí)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(shí)間驗(yàn)證方法。

1無維修待命時(shí)間試驗(yàn)方法

在試飛階段開展無維修待命時(shí)間驗(yàn)證要解決如下關(guān)鍵問題:

(1)試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)要求確定;

(2)單次無維修待命時(shí)間驗(yàn)證成敗判據(jù);

(3)特殊氣象條件下試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法;

(4)無維修待命時(shí)間驗(yàn)證抽樣方案。

1.1試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)要求確定

要確定試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài),首先應(yīng)確定影響飛機(jī)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(jī)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(jī)系統(tǒng)劃分,同時(shí)參考相關(guān)軍用標(biāo)準(zhǔn),遵循指標(biāo)體系構(gòu)建的目標(biāo)和原則,最終確定試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)指標(biāo)體系。

技術(shù)狀態(tài)要求確定時(shí),首先應(yīng)確保試驗(yàn)機(jī)初始狀態(tài)處于或高于標(biāo)準(zhǔn)技術(shù)狀態(tài);其次,要充分考慮試飛階段的特點(diǎn)(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(duì)無維修待命時(shí)間驗(yàn)證的牽引性作用,為試驗(yàn)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(diǎn)因素,同時(shí)兼顧各機(jī)種、分系統(tǒng)、設(shè)備的差異對(duì)試驗(yàn)要素的影響。

1.2無維修待命時(shí)間試驗(yàn)成敗判據(jù)確定

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

本文從工程實(shí)際出發(fā),按照機(jī)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(diǎn),對(duì)應(yīng)各檢查點(diǎn)明確其“失敗事件”清單。如機(jī)械專業(yè)可設(shè)置機(jī)頭、前起落架和前起落架艙、右側(cè)前機(jī)身等24個(gè)檢查點(diǎn);對(duì)應(yīng)機(jī)頭檢查點(diǎn)的檢查位置包括:錐體、雷達(dá)、空速管、雷達(dá)罩,其對(duì)應(yīng)的“失敗事件”清單為:“蒙皮和雷達(dá)罩漆層破損、標(biāo)線未對(duì)正;雷達(dá)罩上鎖標(biāo)線與飛機(jī)蒙皮的上鎖標(biāo)線未對(duì)齊;機(jī)頭空速管發(fā)生變形”等。

試驗(yàn)結(jié)束后,試驗(yàn)人員應(yīng)對(duì)照各檢查點(diǎn)和檢查位置對(duì)技術(shù)狀態(tài)的變化情況進(jìn)行檢查,并與“失敗事件”清單進(jìn)行對(duì)照,確定本次無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)成功與否。

1.3特殊氣象條件下試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

特殊氣象條件是指在試驗(yàn)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(huì)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(yàn)就相當(dāng)于“加速試驗(yàn)”。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(diǎn),而不同強(qiáng)度的特殊氣象狀況對(duì)壽命的影響程度也不同。

本文通過對(duì)無維修待命時(shí)間驗(yàn)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(xué)環(huán)境)、執(zhí)行戰(zhàn)備值班待命的飛機(jī)停放條件(機(jī)庫)等進(jìn)行分析,最終確定溫度和濕度為導(dǎo)致飛機(jī)無維修待命試驗(yàn)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(yàn)機(jī)預(yù)計(jì)的使用環(huán)境,并通過國家環(huán)境保護(hù)網(wǎng)站查閱該地區(qū)月平均溫度、濕度數(shù)據(jù),計(jì)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(zhǔn);

(2)篩選特殊氣象數(shù)據(jù):記錄試驗(yàn)機(jī)無維修待命試驗(yàn)期間的溫度、濕度等數(shù)據(jù),并與標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境相比較,若一個(gè)或多個(gè)測量點(diǎn)超出μ±Kσ范圍,則該時(shí)間段內(nèi)氣象狀況屬于特殊氣象;

(3)特殊氣象條件與標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境下試驗(yàn)數(shù)據(jù)折合:本文采用專家打分系統(tǒng),根據(jù)工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn),確定不同氣象狀況對(duì)試驗(yàn)成敗的影響程度。影響程度越大打分值越高,其對(duì)應(yīng)時(shí)間段折算成標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境的時(shí)間也就越長;反之則打分值越小,折算后的時(shí)間越短。最后,根據(jù)專家打分結(jié)果,動(dòng)態(tài)確定無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)束點(diǎn)。

2基于Bayes的無維修待命時(shí)間試驗(yàn)

抽樣方案

無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)為成敗型試驗(yàn),服從二項(xiàng)分布。假設(shè)某型試驗(yàn)機(jī)在無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)中,試驗(yàn)次數(shù)為n(按要求停放次數(shù)),c為合格判定數(shù),當(dāng)試驗(yàn)進(jìn)行到出現(xiàn)事先規(guī)定的失敗次數(shù)r時(shí)停止。若r≤c,則試驗(yàn)合格,接收;若r>c,則試驗(yàn)不合格,拒收。

為解決典型基于二項(xiàng)分布的抽樣方案周期長、花費(fèi)多、所需樣機(jī)數(shù)量多的問題,本文提出序貫驗(yàn)后加權(quán)檢驗(yàn)的計(jì)數(shù)抽樣檢驗(yàn)方案。

2.1確定先驗(yàn)分布

異總體下數(shù)據(jù)處理的基本思路:將采集到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)按照不同的狀態(tài)劃分為不同階段,每個(gè)狀態(tài)分為N個(gè)階段,每一個(gè)階段分為春、夏、秋、冬4個(gè)不同的層次。首先通過異環(huán)境下試驗(yàn)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(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行折算;然后通過異狀態(tài)下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法,以現(xiàn)場試驗(yàn)的飛機(jī)的技術(shù)狀態(tài)為參考,將折算的不同試驗(yàn)信息進(jìn)行重新融合,得到先驗(yàn)分布。

2.1.1 異環(huán)境下試驗(yàn)數(shù)據(jù)折算

氣候環(huán)境對(duì)無維修待命時(shí)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(biāo)決策分析方法,它根據(jù)問題的層次結(jié)構(gòu),構(gòu)建評(píng)價(jià)判斷矩陣,確定每一層因素影響程度的權(quán)重,直至計(jì)算出頂層因素的相對(duì)權(quán)重?；疑P(guān)聯(lián)分析方法是一種多因素統(tǒng)計(jì)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(qiáng)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(píng)價(jià)指標(biāo)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(gè)季節(jié)氣象環(huán)境評(píng)價(jià)指標(biāo)體系。

(1)指標(biāo)規(guī)范化處理:氣候環(huán)境指標(biāo)評(píng)價(jià)體系季節(jié)代號(hào)m=1表示春,m=2表示秋,影響因素個(gè)數(shù)為n,矩陣A=(aij)n×m表示評(píng)價(jià)指標(biāo)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(píng)方案中同一指標(biāo)的最大值組成的向量x0=[x01,x02]作為理想方案,各時(shí)間段的指標(biāo)向量xi=[xi1,xi2,xi3,…,xim]作為待考察的集合。則第i個(gè)時(shí)間段的第j個(gè)評(píng)價(jià)指標(biāo)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(píng)價(jià)體系底層的關(guān)聯(lián)度,然后作為上一層的初始評(píng)價(jià)指標(biāo),再重復(fù)以上計(jì)算步驟計(jì)算上一層的關(guān)聯(lián)度。

2.1.2異狀態(tài)下試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

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

假設(shè)某航空裝備由m個(gè)分系統(tǒng)組成,其中系統(tǒng)j(1≤j≤m)在整個(gè)研制階段一直存在并沒有進(jìn)行過改進(jìn),那么在先驗(yàn)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(yàn)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(yàn)前矩?cái)M合法與隨機(jī)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(gè)批次的試驗(yàn)數(shù)據(jù),且無專家經(jīng)驗(yàn)等其他驗(yàn)前信息,則可取:ai=fi和bi=li-fi。

2.2.2不同階段先驗(yàn)信息融合

確定各階段驗(yàn)前分布Be(ai,bi)后,應(yīng)研究不同階段先驗(yàn)分布的融合。為了既有效利用驗(yàn)前信息,又能描述驗(yàn)前信息與現(xiàn)場信息的異總體性,本文提出了混合Beta先驗(yàn)分布法。在獲得各階段驗(yàn)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(yàn)信息與現(xiàn)場試驗(yàn)信息繼承度,ρ反映了當(dāng)前產(chǎn)品對(duì)研制階段先驗(yàn)信息的繼承程度,(1-ρ)反映了當(dāng)前裝備可靠性的不確定性。

在信息融合時(shí),對(duì)于新增分系統(tǒng)的可靠性水平應(yīng)進(jìn)行折算。如果該系統(tǒng)的可靠性水平無法評(píng)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(yàn)和相關(guān)數(shù)據(jù),對(duì)系統(tǒng)的無維修待命成功水平進(jìn)行估計(jì),成功率越高分值越大。

2.3決策

每一次試驗(yàn)之后,可以利用基于Bayes理論的抽樣方案進(jìn)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(jī)無維修待命時(shí)間試驗(yàn)方法

某型殲擊機(jī)共4架,已進(jìn)入試飛中后期,飛機(jī)系統(tǒng)、設(shè)備狀態(tài)基本穩(wěn)定,已達(dá)到規(guī)定的最低可接受值,滿足開展無維修待命時(shí)間試驗(yàn)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(jī)無維修待命時(shí)間要求為4天。

試驗(yàn)要求:

(1)飛機(jī)停放在機(jī)庫,由機(jī)務(wù)人員進(jìn)行飛行前檢查,確認(rèn)飛機(jī)處于完好可放飛狀態(tài),試驗(yàn)開始;

(2)試驗(yàn)期間不允許進(jìn)行任何維護(hù)活動(dòng),并詳細(xì)記錄溫度、濕度等數(shù)據(jù);

(3)根據(jù)試驗(yàn)期間環(huán)境條件及其他要求確定試驗(yàn)結(jié)束時(shí)間;

(4)達(dá)到預(yù)計(jì)停放時(shí)間后,對(duì)飛機(jī)進(jìn)行飛行前檢查,并對(duì)照殲擊機(jī)無維修待命時(shí)間試驗(yàn)判據(jù),對(duì)本次試驗(yàn)是否成功進(jìn)行判定。

根據(jù)該型殲擊機(jī)設(shè)計(jì)初期合同中規(guī)定的可靠度指標(biāo)、鑒別比,取生產(chǎn)方和使用方風(fēng)險(xiǎn)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(jī)歷史試驗(yàn)數(shù)據(jù)及專家分析結(jié)果作為先驗(yàn)信息,采用序貫加權(quán)檢驗(yàn)法,該型機(jī)無維修待命時(shí)間試驗(yàn)共進(jìn)行8次,且全部成功。此時(shí),根據(jù)Bayes的抽樣方案理論進(jìn)行決策,判定該型機(jī)無維修待命時(shí)間符合要求。試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。

表1　某型殲擊機(jī)無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果

4結(jié)束語

本文以工程應(yīng)用為出發(fā)點(diǎn),提出試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)確定方法、試驗(yàn)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(yàn)證抽樣方案制定方法等，解決了試飛階段飛機(jī)無維修待命時(shí)間驗(yàn)證中亟需解決的關(guān)鍵問題,并以某型殲擊機(jī)無維修待命時(shí)間驗(yàn)證試驗(yàn)為例,給出了試飛階段無維修待命時(shí)間試驗(yàn)方法,對(duì)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(hào)：V217.39

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)02-0081-05

作者簡介:馬濤(1975-)，男，安徽泗縣人，高級(jí)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(píng)估驗(yàn)證工作。

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

收稿日期:2015-08-07;

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