胡 磊，陳圣斌，沈亞斌，曾曼成

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

目前直升機(jī)按以可靠性為中心的維修(MSG-2)的要求廣泛采用定時(shí)維修、視情維修和事后維修(狀態(tài)監(jiān)控)三種維修方式，其中航空電子系統(tǒng)及其部件/設(shè)備，基于其隨機(jī)故障的特點(diǎn)和系統(tǒng)組成，都采用狀態(tài)監(jiān)控或事后維修方式。從基于狀態(tài)維修的角度看，這種維修方式，使產(chǎn)品使用壽命達(dá)到了極致，但是也存在如下缺陷：

1)飛行中出現(xiàn)故障之后，未能及時(shí)采取措施，設(shè)備中某一電路故障，將危及與其相連接的其它電路。例如，直流電源系統(tǒng)中的電壓調(diào)節(jié)控制保護(hù)裝置，如電源電路短路，有可能使與其相連的調(diào)壓電路板，過(guò)壓保護(hù)和過(guò)流保護(hù)電路板等造成功能破壞，甚至引起著火或冒煙危險(xiǎn)。

2)當(dāng)余度系統(tǒng)相同結(jié)構(gòu)的設(shè)備發(fā)生共模故障時(shí)，系統(tǒng)中相同設(shè)備都會(huì)失效，造成飛行事故， 不能執(zhí)行飛行任務(wù)，甚至影響飛行安全。如機(jī)上多功能顯示器都失效，直升機(jī)有可能失去所有飛行信息，從而無(wú)法進(jìn)行飛行控制。

3)特別是由于這種維修方式是基于MTBF值來(lái)計(jì)劃備件供應(yīng)，在許多情況下(嚴(yán)酷的海上或深海飛行中)會(huì)由于備件供應(yīng)不足造成停機(jī)飛行。

4)雖然這種維修方式借助機(jī)載的BIT功能使外場(chǎng)維修的平均修復(fù)時(shí)間(MTTR)較短，但在中繼級(jí)仍有大量維護(hù)檢查工作，它們的預(yù)防性維修時(shí)間(MPMT)較高。另外由于BIT的虛警率較高，也會(huì)產(chǎn)生誤拆卸。

航空電子系統(tǒng)諸如上述的問(wèn)題，使得這種維修方式對(duì)航電系統(tǒng)造成了較重的維修負(fù)擔(dān)。

隨著航空技術(shù)和航空電子技術(shù)的發(fā)展，目前美國(guó)正在開發(fā)一種包括動(dòng)力、傳動(dòng)、結(jié)構(gòu)、旋翼、電氣和液壓-飛行操縱等旋翼航空器6個(gè)主要系統(tǒng)的故障診斷、預(yù)測(cè)和健康管理系統(tǒng)，以便使這6個(gè)系統(tǒng)的故障實(shí)現(xiàn)綜合管理，使6個(gè)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)基于狀態(tài)維修(CBM)，以降低維修負(fù)擔(dān)，提高安全性和使用可用度。

本文認(rèn)為航空電子系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)控也可以融入到這一診斷、預(yù)測(cè)和健康管理系統(tǒng)中，從而將航空電子系統(tǒng)由事后維修或狀態(tài)監(jiān)控轉(zhuǎn)化為基于狀態(tài)維修，消除事后維修存在的問(wèn)題，降低維修負(fù)擔(dān)，提高安全性。

本文根據(jù)上面的思路，首先應(yīng)用故障物理的科學(xué)方法，論述了現(xiàn)代航空電子系統(tǒng)的開路/短路、導(dǎo)電不良等主要故障模式不是傳統(tǒng)可靠性認(rèn)為的隨機(jī)故障，而是像結(jié)構(gòu)部件、動(dòng)部件那樣，是一種隨使用時(shí)間累積而發(fā)生的耗損性故障，它們也適用診斷、預(yù)測(cè)和健康管理技術(shù)進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)控；然后在COST-A的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理技術(shù)的基礎(chǔ)上,討論了將航空電子系統(tǒng)融入到COST-A系統(tǒng)中，實(shí)現(xiàn)航電系統(tǒng)診斷、預(yù)測(cè)和健康管理；最后提出這種診斷、預(yù)測(cè)和健康管理技術(shù)的獲益和未來(lái)的發(fā)展方向。

1 航空電子系統(tǒng)/設(shè)備的主要故障模式

1.1 航空電子系統(tǒng)/設(shè)備故障機(jī)理的重新認(rèn)識(shí)

所謂故障物理方法，是使用科學(xué)的方法，如后面所說(shuō)的工程設(shè)計(jì)分析方法[1-2]，識(shí)別元器件、部件和系統(tǒng)的故障根因機(jī)理及故障發(fā)生過(guò)程，并形成知識(shí)庫(kù)，以便今后必要時(shí)應(yīng)用。下面基于這種方法詳細(xì)地分析現(xiàn)代航空電子設(shè)備的故障發(fā)生過(guò)程及失效機(jī)理，以確定航空電子系統(tǒng)和設(shè)備的主要故障模式。

現(xiàn)代航空電子設(shè)備基本上是由半導(dǎo)體器件和集成電路組成的復(fù)雜的組合結(jié)構(gòu)，典型的印制電路板是多層玻璃纖維環(huán)氧樹脂片的疊合結(jié)構(gòu)。板上穿有許多孔體鍍銅孔，并焊有元器件、引線和一些集成電路的扁平封裝器件。在這種結(jié)構(gòu)中，幾種材料的熱膨脹系數(shù)和剛度都有相當(dāng)大的差別，因而它們之間存在著一系列的熱失配和剛度失配。而電子設(shè)備在使用中因開和關(guān)以及使用模態(tài)的變換和環(huán)境應(yīng)力的作用，會(huì)產(chǎn)生低周熱循環(huán)和高周振動(dòng)循環(huán)，其部、組件因存在熱和剛度失配而經(jīng)受較大的應(yīng)力(交變/熱應(yīng)力)。根據(jù)斷裂力學(xué)的觀點(diǎn)，在電子元器件中不存在制造缺陷是不現(xiàn)實(shí)的。微觀裂紋會(huì)在交變應(yīng)力下擴(kuò)展，最后形成疲勞破壞。因此電子設(shè)備的一類主要故障是機(jī)械的，疲勞破壞造成電路板的焊點(diǎn)連線等斷裂，形成開路故障；另一類是化學(xué)性的，由于潮濕或其它化學(xué)、生物因素引起電介質(zhì)退化形成電解質(zhì)短路及腐蝕，這種腐蝕在接觸點(diǎn)生成高電阻薄膜，使電路導(dǎo)電不良。這些說(shuō)明電子設(shè)備的主要故障是機(jī)械性的和化學(xué)性的，其發(fā)展造成的故障(短路/斷路)是非隨機(jī)的。

導(dǎo)致電子設(shè)備發(fā)生故障的因素是很多的，其中影響最大的是溫度、振動(dòng)、濕度和噪音(顯然，這種影響因素與可靠性試驗(yàn)剖面中施加的應(yīng)力是一致的)。美國(guó)空軍從外場(chǎng)拆卸下來(lái)的故障件表明，有約50%的元器件或連接點(diǎn)有疲勞裂紋，常見的破壞部位是引線接合處、孔的鍍銅層、焊點(diǎn)和玻璃封裝；另有約45%～50%左右為腐蝕問(wèn)題，在觸點(diǎn)或其它部位形成高阻薄膜。極少故障是因電應(yīng)力過(guò)高而造成的。

由上述電子設(shè)備故障過(guò)程和故障機(jī)理分析可以得出，現(xiàn)代航空電子設(shè)備的主要故障模式(開路、短路、導(dǎo)電不良)是隨使用過(guò)程的累積損傷發(fā)展的，而不是隨機(jī)產(chǎn)生的。因此，根據(jù)可靠性物理理論，這種航空電子設(shè)備也可應(yīng)用結(jié)構(gòu)、動(dòng)部件的應(yīng)力-強(qiáng)度干涉法及腐蝕損傷的評(píng)估法，確定產(chǎn)品壽命[2]。

無(wú)疑，COST-A系統(tǒng)的診斷、預(yù)測(cè)和監(jiān)控管理技術(shù)也適用于航空電子系統(tǒng)/設(shè)備。

1.2 電子系統(tǒng)/設(shè)備故障模式及其發(fā)生位置的確定

一個(gè)具體的電子設(shè)備必須確定其主要的故障模式(短路故障或開路故障還是導(dǎo)電不良)，以便為其檢測(cè)方法(電流法、電壓法或其它方法)及故障檢測(cè)傳感器的設(shè)置提供輸入。

1.2.1 電子設(shè)備具體故障模式的確定

通常采用如下方法確定系統(tǒng)/設(shè)備的主要故障模式：

1)基于數(shù)據(jù)的生成法

這是根據(jù)以往的直升機(jī)外場(chǎng)使用收集的信息，如基地級(jí)、中繼級(jí)及機(jī)載設(shè)備制造商修理的相關(guān)數(shù)據(jù)，來(lái)確定設(shè)備的主要故障模式。

例如：前面所說(shuō)的COST-A系統(tǒng)的研發(fā)過(guò)程中，對(duì)液壓-飛行操縱系統(tǒng)，通過(guò)相應(yīng)數(shù)據(jù)的挖掘確定其主要故障模式。

① 利用2410數(shù)據(jù)表(即可靠性外場(chǎng)信息表)及AMRDEC(航空和導(dǎo)彈研發(fā)及工程中心)的SME的輸入?yún)R編成液壓-飛行操縱系統(tǒng)數(shù)據(jù)庫(kù)；

② 利用pareto圖(排序圖)給出系統(tǒng)外場(chǎng)可更換單元拆卸率及非計(jì)劃維修活動(dòng)主宰因素排序集；

③ 利用pareto圖確定液壓泵MTBR參數(shù)指標(biāo)最具影響的重要部件。

經(jīng)上述信息分析，確定液壓泵的外漏及內(nèi)部故障為主要故障模式。

由此可見，利用分析模型、流量、泄漏檢測(cè)傳感器，能評(píng)估狀態(tài)診斷、預(yù)測(cè)和健康狀態(tài)。

2)工程設(shè)計(jì)分析方法

工程設(shè)計(jì)分析方法是現(xiàn)代航空電子系統(tǒng)/設(shè)備常用的故障分析方法[2]。它利用CAD/CAE建模技術(shù)(如應(yīng)用美國(guó)普及型軟件CAE APPS)將航空電子設(shè)備的物理模型轉(zhuǎn)化為數(shù)字模型，然后使之在計(jì)算機(jī)的應(yīng)力環(huán)境下(溫度、濕度、振動(dòng)、電應(yīng)力)按試驗(yàn)要求運(yùn)行/試驗(yàn)，使受試產(chǎn)品發(fā)生各種故障(如開路、短路、斷續(xù)接通、性能退化等)，然后從試驗(yàn)結(jié)果(自動(dòng)生成)獲得表征該產(chǎn)品的主要故障模式。

當(dāng)然，應(yīng)用傳統(tǒng)的可靠性試驗(yàn)方法，也能確定產(chǎn)品的主要故障模式。

1.2.2 故障發(fā)生位置的確定

對(duì)于較簡(jiǎn)單的系統(tǒng)或部件器故障模式，故障發(fā)生的位置和檢測(cè)方法在確定故障模式時(shí)利用基于數(shù)據(jù)的方法都能得到，但是對(duì)于復(fù)雜的航空電子設(shè)備，則需要利用工程分析方法，分析故障發(fā)生的位置。

其分析程序如下(以示例說(shuō)明)：

1)建立CCA模型

某電路板(CCA)物理模型或布置圖見文獻(xiàn)[2]之圖4。利用CALCE PWA軟件建立電路板的帶有約束條件的CALCE PWA模型見文獻(xiàn)[2]之圖5。

2)隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析

對(duì)每一電路板進(jìn)行隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析，以確定在分析所規(guī)定的隨機(jī)振動(dòng)載荷作用下的前3個(gè)振動(dòng)頻率和發(fā)生的位移，這一分析結(jié)果用于沖擊和振動(dòng)疲勞壽命評(píng)估的輸入。其分析結(jié)果見表2[2]，其隨機(jī)位移見文獻(xiàn)[2]之圖7。

3)沖擊響應(yīng)和生存力分析

此分析確定沖擊脈動(dòng)造成的位移和最大應(yīng)力，而生存力分析評(píng)估用于與實(shí)際最大所允許斷板(sut-of plane)的位移和可接受的電路板應(yīng)力相比較，其結(jié)果以故障概率給出。這一沖擊分析的結(jié)果見文獻(xiàn)[2]之表3。

4)振動(dòng)疲勞壽命評(píng)估

根據(jù)振動(dòng)分析輸入和運(yùn)輸使用剖面評(píng)估CCA部件焊點(diǎn)和部件引線的疲勞壽命。其結(jié)果以損傷比給出。損傷比(DR)是壽命時(shí)間內(nèi)的實(shí)際循環(huán)數(shù)除以引起故障的循環(huán)數(shù)的比值，損傷比大于1，表示故障，其結(jié)果見文獻(xiàn)[2]之圖9。

5)熱疲勞壽命評(píng)估

焊點(diǎn)的熱疲勞壽命評(píng)估模型為CCA部件連接(如焊點(diǎn))提供了疲勞壽命評(píng)估，其故障是因PWB和部件之間熱膨脹系數(shù)(CTE)失配造成的。熱疲勞壽命評(píng)估結(jié)果見文獻(xiàn)[2]之圖10。

6)組合疲勞壽命評(píng)估

組合疲勞壽命評(píng)估模型提供CCA部件相連接(如焊點(diǎn)和部件引線)在振動(dòng)和熱載的共同作用下的疲勞壽命評(píng)估。此模型使用累積損傷Miner定律，即累積損傷為振動(dòng)損傷和熱循環(huán)損傷之和。給出了組合疲勞壽命評(píng)估結(jié)果見文獻(xiàn)[2]之圖11。

通過(guò)上述分析就能在設(shè)計(jì)的早期知道航空電子系統(tǒng)/設(shè)備最可能發(fā)生的故障和故障發(fā)生的位置，這為航空電子系統(tǒng)外場(chǎng)可更換單元(LRU)故障監(jiān)控提供輸入，如檢測(cè)方法、健康和非健康(故障)判別準(zhǔn)則，以及運(yùn)算律模型等。

2 實(shí)現(xiàn)診斷、預(yù)測(cè)和健康管理的技術(shù)途徑

2.1 基于能力的使用和支撐技術(shù)—航空計(jì)劃(COST-A)

美國(guó)陸軍航空開發(fā)管理局—航空應(yīng)用技術(shù)管理中心(ADD-AATD)和西科斯基飛機(jī)公司根據(jù)美國(guó)國(guó)防部提出的后勤轉(zhuǎn)變的戰(zhàn)略要求和陸軍司令部陸軍航空之基于狀態(tài)維修(CBMT)的行動(dòng)計(jì)劃[3，4],于2012-2014年聯(lián)合負(fù)責(zé)完成了“基于能力的使用和支撐技術(shù)-航空(COST-A)計(jì)劃”，為旋翼航空器6個(gè)主要系統(tǒng)(動(dòng)力、傳動(dòng)、結(jié)構(gòu)、旋翼、電氣和液壓-飛行操縱系統(tǒng))開發(fā)和演示/驗(yàn)證了一套高價(jià)值的診斷、預(yù)測(cè)和健康管理技術(shù)[5]。該項(xiàng)計(jì)劃的主要目標(biāo)是減少計(jì)劃?rùn)z查和預(yù)防性維修工作，降低使用維修費(fèi)用，提高直升機(jī)的安全性和使用可用度，使6個(gè)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)基于狀態(tài)維修(CBM)。

該項(xiàng)計(jì)劃是與UH-60型機(jī)2005年的維修性基值相比較得到的維修性目標(biāo)值，是：

每飛行小時(shí)檢查減少50%；

每飛行小時(shí)維修人時(shí)(MMH/FH)減少12%；

部件平均拆卸間隔時(shí)間提高15%；

誤拆卸率小于5%；

無(wú)故障工作時(shí)間：最少為10飛行小時(shí)。

2.2 COST-A的診斷和健康管理系統(tǒng)(COST-A系統(tǒng))

COST-A系統(tǒng)由機(jī)載系統(tǒng)(OBS)和地面系統(tǒng)(GBS)兩部分組成。其中OBS實(shí)現(xiàn)6個(gè)系統(tǒng)的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理，而GBS完成機(jī)載系統(tǒng)未能實(shí)現(xiàn)的故障診斷工作(因模糊性)和進(jìn)行維修規(guī)劃。COST-A系統(tǒng)組成如圖1、圖2所示。

2.2.1 機(jī)載系統(tǒng)

機(jī)載系統(tǒng)組成如下(見圖1)：

1)IVHMU(綜合健康管理裝置)：這是UH-60直升機(jī)IVHMS/HUMS的裝置，COST-A的機(jī)載系統(tǒng)就是在IVHMU的基礎(chǔ)上構(gòu)建的；

2)PHMU(預(yù)測(cè)和健康管理裝置)：該裝置(電路板)插接到IVHMU機(jī)架上，其功能是在機(jī)上進(jìn)行6個(gè)系統(tǒng)的故障檢測(cè)和隔離，以減少維修排故工作，提高使用可用度；

3)OBN(光電主網(wǎng)絡(luò))：它使各類裝置(數(shù)字的、模擬的)信號(hào)連接，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)、穩(wěn)定和可靠的通信；

圖1 COST-A系統(tǒng)的主要組成部件

4)NAIU(網(wǎng)絡(luò)采集和接口裝置)：這是PHMU電路板、OBN和脫機(jī)部件(地面系統(tǒng))之間的主要接口；

5)SSI(傳感器系統(tǒng)接口)：PHMU經(jīng)SSI傳感器接口連接到OBN上，這是一多物理接口模塊，它接納數(shù)字和模擬信號(hào)、協(xié)議等，該接口實(shí)現(xiàn)光電信號(hào)的轉(zhuǎn)換。

6)機(jī)載軟件：機(jī)上軟件對(duì)6個(gè)系統(tǒng)提供了先進(jìn)的機(jī)上狀態(tài)監(jiān)控診斷和推理運(yùn)算律，以便提供早期和精確的故障檢測(cè)和隔離。

2.2.2 地面系統(tǒng)

地面系統(tǒng)組成如圖2所示[6]。

1)飛機(jī)筆記本：它和機(jī)載系統(tǒng)及其軟件擴(kuò)展了IVHMS在機(jī)上(UH-60型)陸軍平臺(tái)維修(PMA)軟件的功能，增加了6個(gè)系統(tǒng)的健康和維修顯示。

2)部隊(duì)(大隊(duì)或營(yíng)級(jí))服務(wù)器(BAT)：應(yīng)用地面診斷、預(yù)測(cè)和健康管理工具進(jìn)一步降低模糊性，預(yù)測(cè)部件今后的健康趨勢(shì)，并利用機(jī)群的歷史數(shù)據(jù)作出維修規(guī)劃。

2.3 COST-A診斷、預(yù)測(cè)和健康管理系統(tǒng)(COST-A系統(tǒng))運(yùn)行

COST-A系統(tǒng)的運(yùn)行或工作原理如圖3所示。

1)診斷程序：該程序根據(jù)傳感器的信息，經(jīng)處理和規(guī)格化后，識(shí)別系統(tǒng)中的非正常狀態(tài)并生成相應(yīng)的故障模式，使特定部件超限的狀態(tài)指示(CI)或健康指示(HI)信息傳輸?shù)骄S修集生成程序。

2)維修集生成程序：如診斷程序特定部件有兩個(gè)故障模式“A”和“B”的超限狀態(tài)指示，則分別生成了維修活動(dòng)“1”和“2”，即有一個(gè)維修活動(dòng)，這便存在模糊性；

3)故障模式推理程序：該程序接到模糊性信息后，對(duì)“A”和“B”兩個(gè)故障模式的發(fā)生概率排序，確定A故障為可能發(fā)生的故障；

4)機(jī)載維修推理程序：該程序根據(jù)“A”故障映射維修集，并生成維修建議；

5)健康累積評(píng)估程序：該程序根據(jù)“A”故障健康指示的累積評(píng)估，形成對(duì)高層次的健康指示，并以矩陣方式給出對(duì)上層次任務(wù)的安全和功能的影響，從而根據(jù)GYOR(綠黃橙紅)顏色指示，提供著陸時(shí)采取的維修措施，即時(shí)進(jìn)行，還是繼續(xù)觀察(這一措施將顯示在飛機(jī)筆記本顯示器上)；

6)飛機(jī)筆記本程序：該程序一方面給出飛機(jī)著陸后采取的維修措施，另一方面對(duì)機(jī)載系統(tǒng)因模糊性而不能確定的故障繼續(xù)診斷，從而將故障根因找出，并予以隔離，其維修改進(jìn)建議在維修顯示器上給出；

7)部隊(duì)服務(wù)器：該程序?qū)C(jī)載系統(tǒng)健康進(jìn)行數(shù)據(jù)累積，利用歷史數(shù)據(jù)(機(jī)群)進(jìn)行維修規(guī)劃，根據(jù)剩余壽命給出部件下一次維修干預(yù)的時(shí)間，以便進(jìn)行維修保障規(guī)劃(備件供應(yīng))。

上面的工作原理或系統(tǒng)運(yùn)行見文獻(xiàn)[7]。

2.4 航空電子系統(tǒng)的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理技術(shù)

1)通過(guò)前面航空電子系統(tǒng)設(shè)備基于故障物理的分析，確認(rèn)了航空電子系統(tǒng)/設(shè)備的主要故障是因耗損性的疲勞損傷和化學(xué)腐蝕造成的斷路、短路及導(dǎo)電不良的斷續(xù)故障，因此航空電子系統(tǒng)也能融入到COST-A系統(tǒng)之中，如同結(jié)構(gòu)、動(dòng)部件、機(jī)電產(chǎn)品(如帶液壓泵的油箱)那樣實(shí)現(xiàn)診斷、預(yù)測(cè)及系統(tǒng)健康管理，使航空電子系統(tǒng)/設(shè)備從傳統(tǒng)的事后維修(狀態(tài)監(jiān)控維修)轉(zhuǎn)換為基于狀態(tài)維修。

2)由于航空電子系統(tǒng)是由通信、導(dǎo)航、顯示、飛行控制、武器/火控等多個(gè)分系統(tǒng)組成，因此在美國(guó)COST-A系統(tǒng)的IVHMU裝置中增加航空電子系統(tǒng)的預(yù)測(cè)和健康管理裝置(電路板)(AVIONIC-PHM電路板)(裝置中含軟件)，實(shí)施對(duì)航電系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)控。

3)由于航空電子系統(tǒng)都有機(jī)載自檢測(cè)功能，因此采用BIT傳感器作為AVIONIC-PHM系統(tǒng)的故障檢測(cè)裝置，但是應(yīng)提供航電設(shè)備(LRU)的故障/失效的狀態(tài)指示或健康指示門限值。

4)這樣航電系統(tǒng)的數(shù)據(jù)和信息也通過(guò)COST-A系統(tǒng)中的OBN、NAIU、SSI與COST-A的IVHMU和航電-PHM相互交聯(lián)實(shí)現(xiàn)信息共享(如航電PHM系統(tǒng)從IVHMU中獲取飛行記錄數(shù)據(jù)等進(jìn)行故障檢測(cè)等)，航電PHMS的數(shù)據(jù)和信息也可傳輸?shù)降孛嫦到y(tǒng)(地面系統(tǒng)加入航電PHM系統(tǒng)相關(guān)要求，如航電設(shè)備的故障歷史數(shù)據(jù))以實(shí)現(xiàn)地面系統(tǒng)診斷預(yù)測(cè)、健康管理功能。

5)航電PHM系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)其診斷、預(yù)測(cè)和管理技術(shù)的挑戰(zhàn)/問(wèn)題是：

①確定航空電子設(shè)備的主要故障模式，通過(guò)各種方法，如基于數(shù)據(jù)生成法、工程設(shè)計(jì)分析法或傳統(tǒng)可靠性(三綜合條件)試驗(yàn)獲取其故障模式、故障發(fā)生的位置，并建立歷史數(shù)據(jù)庫(kù)，以獲取設(shè)備的故障數(shù)據(jù)，建立CI、HI門限值；

②建立表征電子設(shè)備故障的模型，可采用數(shù)據(jù)生成法、物理模型法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型法等。根據(jù)故障模型形成診斷、預(yù)測(cè)和健康管理軟件，實(shí)現(xiàn)診斷、預(yù)測(cè)和管理功能。

③采用先進(jìn)的傳感器技術(shù)。對(duì)原機(jī)上BIT的傳感器重新檢討，以選用先進(jìn)的傳感器，如壓電傳感器、霍爾效應(yīng)傳感器，這些傳感器應(yīng)選擇合理的方法(易于實(shí)現(xiàn)且不會(huì)增大費(fèi)用等)，或嵌入在要檢測(cè)的電路中，或設(shè)置在設(shè)備外面的電纜中(如電纜故障通過(guò)擴(kuò)譜時(shí)域發(fā)射器(SSTPR)來(lái)檢測(cè)與電纜相連接的電子設(shè)備電子模塊的斷路故障)。

④根據(jù)現(xiàn)有資料認(rèn)真學(xué)習(xí)COST-A系統(tǒng)的診斷技術(shù)、推理技術(shù)、模型構(gòu)建技術(shù)、系統(tǒng)集成或綜合技術(shù)，形成航空電子系統(tǒng)的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理技術(shù)。

⑤長(zhǎng)遠(yuǎn)設(shè)想，建立全機(jī)各個(gè)系統(tǒng)重要設(shè)備的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理體系，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)從目前的三種維修轉(zhuǎn)化為基于狀態(tài)維修，最終實(shí)現(xiàn)二級(jí)維修體制，消除目前以檢查為主的中繼級(jí)維修。

⑥通過(guò)無(wú)線電傳輸，將機(jī)載系統(tǒng)信息實(shí)時(shí)下載到地面系統(tǒng)進(jìn)行同步處理，實(shí)現(xiàn)空-地一體化，使飛機(jī)使用維修保障無(wú)間隙銜接，進(jìn)一步減少維修負(fù)擔(dān)，提高直升機(jī)使用可用度。

⑦本文僅是系統(tǒng)方案設(shè)想，真正的工作還包括參數(shù)指標(biāo)體系、各參數(shù)的改進(jìn)要求，系統(tǒng)/分系統(tǒng)部件及其軟件各自研制驗(yàn)證及系統(tǒng)綜合的驗(yàn)證確認(rèn)等大量工作。美國(guó)COST-A系統(tǒng)經(jīng)過(guò)2012-2014年累積40多個(gè)月的研發(fā)，整個(gè)系統(tǒng)形成了30多項(xiàng)新的和改進(jìn)技術(shù)，經(jīng)系統(tǒng)綜合試驗(yàn)臺(tái)驗(yàn)證達(dá)到技術(shù)成熟度6級(jí)(PHL-6)的水平，因此工作是大量的，任務(wù)是繁重的。

3 結(jié)論

通過(guò)上面的論述可以得出：

1)基于故障物理分析，航空電子系統(tǒng)/設(shè)備的主要故障模式為短路、斷裂、斷續(xù)通斷等，極少為隨機(jī)故障；

2)航空電子系統(tǒng)/設(shè)備故障能應(yīng)用與結(jié)構(gòu)系統(tǒng)相似的應(yīng)力-強(qiáng)度干涉法，確定主要故障的發(fā)生、擴(kuò)展和最終影響；

3)基于上面的結(jié)論，本文認(rèn)為，航空電子系統(tǒng)/設(shè)備也能采用美國(guó)COST-A系統(tǒng)的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)建立航空電子系統(tǒng)的診斷、預(yù)測(cè)和系統(tǒng)健康管理系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)基于狀態(tài)維修，減少維修負(fù)擔(dān)，提高使用可用度和飛行安全。