馬建軍

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065）

飛機(jī)氣候環(huán)境適應(yīng)性是指飛機(jī)在其壽命期內(nèi)預(yù)計(jì)可能遇到的各種氣候環(huán)境作用下，能實(shí)現(xiàn)其所有預(yù)定功能、性能和不破壞的能力，是飛機(jī)的重要質(zhì)量特性指標(biāo)之一[1]。飛機(jī)氣候試驗(yàn)是確保飛機(jī)滿足氣候環(huán)境適應(yīng)性要求的重要手段。氣候試驗(yàn)項(xiàng)目包括高溫、低溫、濕熱、淋雨、降霧、降雪、凍雨/積冰和太陽輻照等，其中低溫試驗(yàn)是最重要的試驗(yàn)項(xiàng)目之一[2]。飛機(jī)低溫試驗(yàn)主要分為實(shí)驗(yàn)室模擬低溫環(huán)境試驗(yàn)和外場自然高寒試驗(yàn)，我國之前由于缺乏大型氣候試驗(yàn)設(shè)施和整機(jī)級實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，低溫試驗(yàn)都在外場自然低溫環(huán)境下進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)屬于空白。文中通過分析相關(guān)低溫試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范和國外飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，從試驗(yàn)?zāi)康摹⒃囼?yàn)特點(diǎn)、試驗(yàn)條件、試驗(yàn)科目、試驗(yàn)控制、試驗(yàn)步驟、試驗(yàn)中斷處理等方面對飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)方法進(jìn)行了研究，為我國展開飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)提供指導(dǎo)。

1 飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)概述

1.1 試驗(yàn)?zāi)康?/h3>

飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)是指在氣候?qū)嶒?yàn)室內(nèi)，對飛機(jī)施加低溫環(huán)境，考核其在低溫環(huán)境下的安全性、完整性和功能性，是鑒定和驗(yàn)證飛機(jī)低溫環(huán)境適應(yīng)性的重要手段。同時(shí)考核低溫環(huán)境下飛機(jī)配套的地面保障設(shè)備的功能和性能、地面維護(hù)程序的有效性以及人機(jī)功效。通過實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，可達(dá)到以下目的：檢驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)、部件和地面保障設(shè)備在實(shí)驗(yàn)室模擬低溫環(huán)境下貯存和工作的適應(yīng)性，包括功能、性能、完整性和安全性等；暴露設(shè)計(jì)和工藝缺陷，為改進(jìn)設(shè)計(jì)提供依據(jù)；檢驗(yàn)為補(bǔ)救已知缺陷所采取的改進(jìn)措施效果；采集飛機(jī)典型或故障部位的環(huán)境數(shù)據(jù)，為飛機(jī)低溫環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)積累和支持。

1.2 試驗(yàn)特點(diǎn)

相對于外場試驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)具有以下特點(diǎn)。

1）試驗(yàn)條件高度可控，擺脫季節(jié)和地域的限制，不必像外場試驗(yàn)?zāi)菢涌刺鞖庑袆樱踔廉?dāng)年還捕捉不到合適的試驗(yàn)條件，只能等到下一年。如我國某型飛機(jī)外場高寒試驗(yàn)遇不到-40 ℃及以下的環(huán)境，批準(zhǔn)運(yùn)行的溫度只能在-40 ℃以上。

2）由于試驗(yàn)條件可控，原本外場幾年的試驗(yàn)在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)只需幾個(gè)月即可完成，試驗(yàn)周期短。如空客A350飛機(jī)適航取證過程中，在麥金利實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了低溫和高溫試驗(yàn)，從而取證時(shí)間只有短短的15個(gè)月。

3）實(shí)驗(yàn)室靠近城市，易于組織試驗(yàn)人員，協(xié)調(diào)試驗(yàn)資源，且后勤易于保障，試驗(yàn)花費(fèi)少。

4）由于實(shí)驗(yàn)室本身的限制，飛機(jī)不能像外場試驗(yàn)?zāi)菢訄?zhí)行滑跑、起飛、巡航、降落等任務(wù)，實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)與外場試驗(yàn)是相輔相成的，互相不可代替。

1.3 缺乏試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)

目前國內(nèi)外針對軍用裝備的實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)均有通用標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范要求，但尚未見到針對飛機(jī)整機(jī)的實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。美國自1947年建立麥金利實(shí)驗(yàn)室以來，幾乎所有的軍用飛機(jī)都在此經(jīng)歷過極端低溫的考驗(yàn)。這些試驗(yàn)通常都在執(zhí)行外場自然低溫試飛前進(jìn)行，以提早暴露問題，解決問題，并形成了飛機(jī)氣候試驗(yàn)的指導(dǎo)性文件[3]。我國從沒進(jìn)行過實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，缺乏相應(yīng)的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)或指導(dǎo)性文件。

國內(nèi)外氣候試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)可分為兩類：一類是自然氣候條件，另外一類是氣候試驗(yàn)方法。前者如 MILHDBK-310《武器裝備研發(fā)全球氣候數(shù)據(jù)》、AECTP 200《氣候條件》、DEF STAN 0035 第4部分《自然氣候環(huán)境》及 GJB 1172《軍用設(shè)備氣候極值》等，為氣候試驗(yàn)條件剪裁提供參考。后者如 MIL-STD-810G-502.5《環(huán)境工程考慮和實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)-低溫試驗(yàn)》、AECTP 300-303《環(huán)境試驗(yàn)-低溫試驗(yàn)》、DEF STAN 00-35第 3部分CL4和 CL5《環(huán)境試驗(yàn)-恒定低溫和低溫試驗(yàn)》及 GJB 150.4A《軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法-低溫試驗(yàn)》等，為具體的低溫試驗(yàn)方法。上述這些標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范中規(guī)定的試驗(yàn)條件和試驗(yàn)方法都不是固定不變的，而是強(qiáng)調(diào)要根據(jù)裝備的壽命期環(huán)境進(jìn)行剪裁[4-7]，對于整機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)具有一定的參考價(jià)值。

2 試驗(yàn)條件

飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)通常為恒定低溫試驗(yàn)，因此試驗(yàn)條件主要包括試驗(yàn)溫度和低溫浸泡的時(shí)間。

2.1 試驗(yàn)溫度

對于試驗(yàn)溫度，主要依據(jù)是飛機(jī)的環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)指標(biāo)。在沒有具體指標(biāo)規(guī)定的情況下，應(yīng)根據(jù)飛機(jī)將來可能服役的國家或地區(qū)，編制飛機(jī)的壽命期環(huán)境剖面，確定具體的試驗(yàn)溫度。

MIL-HDBK-310[8]根據(jù)最極端月份的溫度特征，將全球劃分為5個(gè)氣候區(qū)，其中4個(gè)為陸地氣候區(qū)，分別是基本氣候區(qū)、熱氣候區(qū)、冷氣候區(qū)、極冷氣候區(qū)。AECTP-200[9]和DEF STAN 00-35[10]的氣候劃分方式一致，將世界陸地氣候在 MIL-HDBK-310的基礎(chǔ)上進(jìn)行了細(xì)分，其中以溫度為基礎(chǔ)，分為 A類高溫氣候區(qū)和C類低溫氣候區(qū)，又以高濕為特征，增加了B類高濕氣候區(qū)，每個(gè)氣候類都給出了溫濕度日循環(huán)曲線，更具操作性。三個(gè)標(biāo)準(zhǔn)中的陸地氣候分區(qū)對比見表1。GJB 1172[11]中統(tǒng)計(jì)了中國范圍內(nèi)氣候要素極值及分布情況，不包含國外氣候要素?cái)?shù)據(jù)，且未像國外標(biāo)準(zhǔn)那樣對中國或全球進(jìn)行氣候分區(qū)，也缺乏低溫日循環(huán)數(shù)據(jù)。

對于恒定低溫試驗(yàn)，MIL-STD-810G[12]、AECTP 300[13]、DEF STAN 00-35[14]和 GJB15.04A[15]對于試驗(yàn)溫度規(guī)定基本一致：特定地區(qū)使用時(shí)，試驗(yàn)溫度應(yīng)包括表1中C類溫度日循環(huán)的最低值；世界范圍使用時(shí)，MIL-STD-810G、AECTP300、GJB150.04A規(guī)定還要考慮極端低溫出現(xiàn)的頻率（見表 2），否則易造成過試驗(yàn)，大多數(shù)情況下采用20%的出現(xiàn)概率。

麥金利實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行的飛機(jī)低溫試驗(yàn)[16-17]，其試驗(yàn)溫度并不是嚴(yán)格按照C類條件確定的，而是以10℉（6 ℃）的梯度降低，并穩(wěn)定在幾個(gè)典型的溫度值。如 0、-10、-20、-30、-40、-50、-60、-65 ℉（-17.8、-23.3、-28.9、-34.4、-40.0、-45.6、-51.1、-53.9 ℃）MIL-HDBK-310 AECTP-200、DEF STAN 00-35 part4等，覆蓋了C類條件。幾乎所有飛機(jī)低溫工作試驗(yàn)溫度都達(dá)到了-40 ℃，個(gè)別飛機(jī)甚至低至-54 ℃，見表3。

表1 氣候分區(qū)對比Tab.1 Climatic zoning comparison

表2 世界和中國低溫極值Tab.2 Extreme low temperature in China and over the word

表3 國外飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)條件Tab.3 Foreign laboratory test conditions for aircraft at low temperature

我國氣候?qū)嶒?yàn)室的溫度范圍可覆蓋表 1中的 C類低溫條件，試驗(yàn)溫度可參照美國麥金利實(shí)驗(yàn)室的思路，階梯降溫，逐個(gè)溫度點(diǎn)進(jìn)行試驗(yàn)。最低試驗(yàn)溫度應(yīng)根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)指標(biāo)和將來可能的服役地區(qū)，結(jié)合表1和表2確定。

2.2 低溫浸泡時(shí)間

MIL-STD-810G和AECTP 300等標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定低溫暴露持續(xù)時(shí)間是從試件溫度穩(wěn)定之后開始計(jì)算，不同類型試件的暴露持續(xù)時(shí)間為4~72 h不等。AECTP 300還強(qiáng)調(diào)某一極端低溫暴露總時(shí)間不能超過裝備在壽命期中遇到該溫度的總時(shí)間。

對于整機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，由于飛機(jī)質(zhì)量較大，溫度達(dá)到穩(wěn)定的耗時(shí)較長，同時(shí)飛機(jī)系統(tǒng)復(fù)雜、試驗(yàn)內(nèi)容較多，試驗(yàn)周期也相對較長。通常維持實(shí)驗(yàn)室溫度在某一溫度下，將該溫度點(diǎn)下的試驗(yàn)全部做完之后，再進(jìn)行下一溫度點(diǎn)的試驗(yàn)。某一試驗(yàn)溫度持續(xù)時(shí)間短則1~3天，長則數(shù)周。為方便試驗(yàn)過程控制，監(jiān)測飛機(jī)實(shí)際遭受極端低溫的時(shí)間，采用浸泡時(shí)間的概念：實(shí)驗(yàn)室溫度到達(dá)試驗(yàn)溫度后，保溫的持續(xù)時(shí)間。浸泡時(shí)間至少要使飛機(jī)的溫度達(dá)到穩(wěn)定，飛機(jī)溫度穩(wěn)定后即可進(jìn)行試驗(yàn)，不再要求飛機(jī)溫度穩(wěn)定后計(jì)算暴露時(shí)間，因?yàn)闇囟鹊拈L期效應(yīng)不是整機(jī)級實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)的考核范圍。同時(shí)，為避免過試驗(yàn)，要求浸泡時(shí)間不能超過飛機(jī)在壽命期內(nèi)遇到該溫度的總時(shí)間。

飛機(jī)溫度穩(wěn)定關(guān)系到試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和試驗(yàn)的可重復(fù)性，飛機(jī)溫度的穩(wěn)定可通過監(jiān)測燃油、機(jī)油、液壓油和機(jī)身結(jié)構(gòu)等的溫度來確定。飛機(jī)進(jìn)場之前，應(yīng)在這些部位安裝好不依賴于飛機(jī)自身供電的溫度傳感器，使得可在飛機(jī)斷電的情況下持續(xù)監(jiān)測飛機(jī)溫度。在不具備飛機(jī)溫度監(jiān)測的情況下，應(yīng)浸泡 10 h以上[18]。飛機(jī)溫度穩(wěn)定的判斷可參考MIL-STD-810G和AECTP 300等標(biāo)準(zhǔn)中的規(guī)定。

1）飛機(jī)不工作時(shí)：當(dāng)飛機(jī)中具有最大溫度滯后效應(yīng)的功能部件的溫度（如燃油、液壓油等）達(dá)到試驗(yàn)溫度允差范圍內(nèi)時(shí)，則認(rèn)為飛機(jī)達(dá)到了不工作時(shí)的溫度穩(wěn)定。

2）飛機(jī)工作時(shí)：當(dāng)飛機(jī)中具有最大溫度滯后效應(yīng)的功能部件的溫度變化率不大于2.0 ℃/h時(shí)，則認(rèn)為飛機(jī)達(dá)到了工作時(shí)的溫度穩(wěn)定。

對于某些試驗(yàn)，飛機(jī)整體溫度不一定要達(dá)到穩(wěn)定，如低溫下的發(fā)動機(jī)短艙風(fēng)扇罩和反推罩開關(guān)試驗(yàn)，只需要發(fā)動機(jī)溫度達(dá)到穩(wěn)定即可，所需的浸泡時(shí)間將遠(yuǎn)遠(yuǎn)短于飛機(jī)整體溫度達(dá)到穩(wěn)定所需的時(shí)間。為縮短飛機(jī)溫度穩(wěn)定所需要的浸泡時(shí)間，實(shí)驗(yàn)室溫度可以超出試驗(yàn)允差范圍，但要對試驗(yàn)飛機(jī)溫度進(jìn)行嚴(yán)密監(jiān)測。當(dāng)接近目的試驗(yàn)溫度時(shí)，將實(shí)驗(yàn)室溫度調(diào)節(jié)至原定目標(biāo)試驗(yàn)溫度，如圖1所示。應(yīng)謹(jǐn)慎采用這種方法，因?yàn)榭赡茉斐娠w機(jī)局部過試驗(yàn)，除非已經(jīng)證明短時(shí)間內(nèi)溫度超過試驗(yàn)溫度對飛機(jī)和試驗(yàn)結(jié)果無影響。

圖1 飛機(jī)溫度穩(wěn)定過程Fig.1 Aircraft temperature stabilization process

3 試驗(yàn)控制

影響低溫試驗(yàn)有效性的因素包括試驗(yàn)溫度允差、溫變速率、試驗(yàn)風(fēng)速和室內(nèi)壓力等。

3.1 試驗(yàn)溫度允差

相關(guān)低溫試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)中都對試驗(yàn)溫度允差提出了要求，其中MIL-STD-810G規(guī)定得最為細(xì)致。它要求在試件周圍特征點(diǎn)布置經(jīng)過校正且不受試件溫度影響的溫度傳感器，并盡量靠近試驗(yàn)件，監(jiān)測試件實(shí)際遭受的溫度條件，且對溫度梯度也作了要求，見表4。

表4 試驗(yàn)溫度允差Tab.4 Test temperature tolerance

對于飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，飛機(jī)的體積遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過5 m3，但氣候?qū)嶒?yàn)室體積超過100 000 m3，其良好的氣流組織設(shè)計(jì)可以使得在有效試驗(yàn)區(qū)域內(nèi)，滿足810G中規(guī)定的±2 ℃溫度允差要求和溫度梯度要求。為確保飛機(jī)暴露在所要求的空氣溫度上，在飛機(jī)周圍，至少在機(jī)頭、機(jī)尾、垂尾頂部、翼尖、起落架艙等附近區(qū)域（距機(jī)體表面約1 m）布置校正過的溫度傳感器，并且不應(yīng)受到飛機(jī)溫度（如溫度傳感器應(yīng)避開 APU/發(fā)動機(jī)尾氣、空調(diào)系統(tǒng)廢氣排放等區(qū)域）的影響，監(jiān)測并控制飛機(jī)實(shí)際遭受的低溫環(huán)境，試驗(yàn)溫度是這些溫度測量點(diǎn)的平均值。

3.2 溫變速率

相關(guān)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)中對于溫度變化率要求均是不超過3 ℃/min，這是對于試件所處的環(huán)境為平臺環(huán)境而言的。對于飛機(jī)整機(jī)和氣候?qū)嶒?yàn)室結(jié)構(gòu)來說，3 ℃/min的溫度變化速率過快，不僅會對飛機(jī)造成溫度沖擊，還易造成實(shí)驗(yàn)室結(jié)構(gòu)變形甚至損壞。如無特別規(guī)定，溫度變化率不超過6 ℃/h[3]。

3.3 試驗(yàn)風(fēng)速

MIL-HDBK-310對低溫發(fā)生的條件一般包括長時(shí)間無日照、凈空、地面覆雪和靜止空氣，因此低溫試驗(yàn)的最理想狀態(tài)是在無風(fēng)速的自由空氣中進(jìn)行，并且試件各部位應(yīng)當(dāng)經(jīng)受同一溫度的作用，才能真實(shí)地模擬實(shí)際溫度環(huán)境作用。用實(shí)驗(yàn)箱/室來創(chuàng)造低溫條件時(shí)，為加快熱交換，且保證溫度場的均勻性，必須使用風(fēng)機(jī)加空氣流動。風(fēng)速太大時(shí)，會使試件（特別是工作時(shí)發(fā)熱的試件）散熱過快，其熱交換狀態(tài)與實(shí)際使用大不相同，因而試驗(yàn)結(jié)果不真實(shí)，因此低溫試驗(yàn)對風(fēng)速有限制。

MIL-STD-810G低溫試驗(yàn)方法中對試驗(yàn)件周圍的風(fēng)速進(jìn)行了要求：除裝備的平臺環(huán)境已證明使用其他速率是合理的，并且要防止在試件中產(chǎn)生與實(shí)際不符合的熱傳遞外，試件附近的風(fēng)速不應(yīng)超過1.7 m/s。對于“試件附近”未給出定義。

AECTP 300低溫試驗(yàn)方法中，未有明確的風(fēng)速要求，但在通用部分對實(shí)驗(yàn)室提出了建議性要求。

1）實(shí)驗(yàn)箱體積：試件體積≥5 m3，保證實(shí)驗(yàn)箱壁面和試件表面之間有足夠的距離，允許氣流合理流動。

2）減弱輻射效應(yīng)：實(shí)驗(yàn)箱內(nèi)表面溫度與空氣溫度之差小于試驗(yàn)值3%（絕對溫度），且實(shí)驗(yàn)箱內(nèi)壁面的輻射率應(yīng)盡可能小。

3）熱傳導(dǎo)：支撐夾具表面的溫度應(yīng)與裝備在壽命期環(huán)境中遇到的一致。

4）限制對流傳熱：氣流流動不應(yīng)改變試件在靜止空氣中的表面溫度5 ℃以上（對于有熱耗散的試件而言）。

DEF STAN 00-35低溫試驗(yàn)方法中沒有明確要求風(fēng)速，但在通用要求中規(guī)定試驗(yàn)件周圍風(fēng)速不能大于1 m/s，尤其是對于熱耗散的試件。

從避免不合理傳熱的角度看，AECTP 300中的要求更為合理，但未提出具體的風(fēng)速要求，可操作性較差，MIL-STD-810G和DEF STAN 00-35的要求更具可操作性。對于飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，應(yīng)在飛機(jī)周圍典型位置（參考溫度測點(diǎn)）布置風(fēng)速傳感器，通過調(diào)節(jié)送風(fēng)角度或送風(fēng)量，使得飛機(jī)周圍的風(fēng)速不大于1.7 m/s。除此之外，實(shí)驗(yàn)室內(nèi)壁面為SUS304拋光不銹鋼，輻射率低至0.16，地面為混凝土結(jié)構(gòu)，導(dǎo)熱性良好，短時(shí)間低溫浸泡即可使實(shí)驗(yàn)室壁面和地面溫度與試驗(yàn)溫度的差值在 10 ℃以內(nèi)，減弱試驗(yàn)機(jī)與實(shí)驗(yàn)室內(nèi)表面之間的輻射換熱。

3.4 室內(nèi)壓力

相關(guān)低溫試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)沒有規(guī)定試驗(yàn)時(shí)實(shí)驗(yàn)室內(nèi)的壓力，但由于APU或發(fā)動機(jī)排氣管道在實(shí)驗(yàn)室壁面上有開口，實(shí)驗(yàn)室大門等處也存在泄漏情況。為防止外界濕空氣通過排氣管道侵入飛機(jī)，造成飛機(jī)結(jié)冰，必須保證實(shí)驗(yàn)室內(nèi)相對外界保持正壓。氣候?qū)嶒?yàn)室配置了新風(fēng)系統(tǒng)，可以保證實(shí)驗(yàn)室內(nèi)處處保持25 Pa以上的正壓。

3.5 試驗(yàn)濕度

低溫試驗(yàn)通常不對濕度作出要求，但為了防止實(shí)驗(yàn)室內(nèi)濕度過大，甚至過飽和，導(dǎo)致飛機(jī)表面或結(jié)構(gòu)結(jié)冰，造成額外影響，在氣候?qū)嶒?yàn)室低溫試驗(yàn)過程中，通過新風(fēng)系統(tǒng)持續(xù)向室內(nèi)補(bǔ)充露點(diǎn)溫度達(dá)-40 ℃的低溫干燥新風(fēng)。在保持室內(nèi)微正壓的同時(shí)，還可控制室內(nèi)空氣露點(diǎn)溫度低于飛機(jī)溫度，保證飛機(jī)安全。

4 試驗(yàn)科目

MIL-STD-810G中，低溫試驗(yàn)方法中包括三個(gè)低溫試驗(yàn)程序：分別是程序1低溫存儲、程序2低溫工作和程序3低溫拆裝。這三個(gè)試驗(yàn)程序都是恒溫試驗(yàn)方法，程序1和程序2針對的是試件是否在低溫下工作，考核的是試件的功能和性能，程序3則針對的是人機(jī)功效，考核的并非試件本身的功能或性能。程序2和程序3將每次試驗(yàn)時(shí)間限制在了15 min內(nèi)，無法適用于飛機(jī)試驗(yàn)。

AECTP 300中，低溫試驗(yàn)方法同樣包括3個(gè)低溫試驗(yàn)程序，也是程序1低溫存儲、程序2低溫工作和程序 3低溫拆裝。與 MIL-STD-810G不同的是，AECTP 300還細(xì)分為恒溫和低溫日循環(huán)試驗(yàn)程序。

DEF STAN 0035中，低溫試驗(yàn)方法包括2個(gè)試驗(yàn)程序：程序1低溫循環(huán)試驗(yàn)和程序2恒溫試驗(yàn)。程序1又包括2個(gè)子程序：低溫日循環(huán)和低溫循環(huán)。該標(biāo)準(zhǔn)未對試件工作試驗(yàn)進(jìn)行說明，如在何時(shí)進(jìn)行工作試驗(yàn)、工作時(shí)間限制等，僅要求在試驗(yàn)大綱中明確，因此該標(biāo)準(zhǔn)的可執(zhí)行性較差。

上述低溫試驗(yàn)程序適合功能相對單一的小型裝備，不適合飛機(jī)整機(jī)的試驗(yàn)，原因在于以下兩方面。

1）低溫試驗(yàn)考核的重點(diǎn)是飛機(jī)按照部署的技術(shù)狀態(tài)暴露于低溫環(huán)境下，飛機(jī)功能和性能是否正常，能否完成既定任務(wù)，地面保障設(shè)備能否支撐飛機(jī)運(yùn)行和維護(hù)，地勤人員能否在穿著低溫防護(hù)裝備的情況下，完成對飛機(jī)的檢查、維修、維護(hù)等工作。

2）飛機(jī)的工作試驗(yàn)，涉及飛機(jī)系統(tǒng)、地面保障裝備和地面維護(hù)工作三方面的內(nèi)容，不可分割。由于飛機(jī)的工作模式多種多樣，每項(xiàng)工作模式都要進(jìn)行檢查，即使是飛機(jī)不工作，仍然需要地面維護(hù)工作。

綜上所述，對飛機(jī)進(jìn)行低溫試驗(yàn)時(shí)，不嚴(yán)格區(qū)分低溫存儲、低溫工作或低溫拆裝等程序，而是將這些程序分解，組合成試驗(yàn)科目。根據(jù)飛機(jī)所有運(yùn)行場景（如起飛前準(zhǔn)備、飛行員入艙、APU和發(fā)動機(jī)啟動、滿功率起飛、巡航、系統(tǒng)操作、武器投射、降落、飛行員出艙、降落后檢查等）、所有工作模式（如正常、緊急、備用等）制訂試驗(yàn)科目。如全機(jī)地面檢查試驗(yàn)、APU地面啟動/工作特性試驗(yàn)、發(fā)動機(jī)地面啟動/工作特性試驗(yàn)、起落架收放（正常/緊急）試驗(yàn)、空調(diào)系統(tǒng)快速/穩(wěn)態(tài)加溫試驗(yàn)、艙門開關(guān)試驗(yàn)等。試驗(yàn)科目應(yīng)包括飛機(jī)實(shí)際使用中可能遇到的真實(shí)情況，全面考核飛機(jī)的功能和性能，全面驗(yàn)證飛機(jī)配套的地面保障設(shè)備、地面維護(hù)程序等飛機(jī)綜合保障體系的有效性。

試驗(yàn)科目確定后，再根據(jù)試驗(yàn)科目之間的交聯(lián)關(guān)系安排試驗(yàn)順序。排序方法為：對飛機(jī)溫度分布影響較小的試驗(yàn)科目在前；當(dāng)前試驗(yàn)科目所需要的交聯(lián)系統(tǒng)試驗(yàn)在前，如空調(diào)系統(tǒng)試驗(yàn)需要APU/發(fā)動機(jī)啟動后才能進(jìn)行，應(yīng)優(yōu)先進(jìn)行APU/發(fā)動機(jī)啟動試驗(yàn)。這使得試驗(yàn)由淺入深，逐步推進(jìn)，同時(shí)又使試驗(yàn)周期最短。

5 試驗(yàn)步驟

飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)的步驟主要包括初始基線檢查試驗(yàn)、低溫試驗(yàn)和試驗(yàn)后基線檢查試驗(yàn)三部分，

5.1 初始基線試驗(yàn)

在進(jìn)行低溫試驗(yàn)前，先進(jìn)行初始基線檢查。其目的是：驗(yàn)證飛機(jī)安裝系統(tǒng)和試驗(yàn)支持系統(tǒng)的完整性；按試驗(yàn)科目規(guī)定測試飛機(jī)系統(tǒng)功能和性能，獲得基線數(shù)據(jù)；使參試人員熟悉試驗(yàn)操作。

初始基線檢查試驗(yàn)的試驗(yàn)溫度為可控的大氣條件溫度，該溫度值在MIL-STD-810G和AECTP 300中規(guī)定為21~25 ℃，DEF STAN 00-35為20~24 ℃，GJB 150A未作要求。氣候?qū)嶒?yàn)室低溫試驗(yàn)基線溫度參照麥金利實(shí)驗(yàn)室的做法，選擇21 ℃作為基線溫度。

溫度初始基線檢查的程序?yàn)椋?/p>

1）調(diào)節(jié)實(shí)驗(yàn)室溫度至基線溫度。

2）監(jiān)測飛機(jī)溫度，直到飛機(jī)溫度穩(wěn)定。為加快飛機(jī)溫度穩(wěn)定，可打開飛機(jī)的艙門。

3）對飛機(jī)進(jìn)行全面目視檢查，記錄檢查結(jié)果，必要時(shí)拍照記錄。

4）按試驗(yàn)科目順序和操作步驟完成各項(xiàng)試驗(yàn)，記錄功能和性能檢查結(jié)果，以及地面保障設(shè)備功能和性能數(shù)據(jù)、維護(hù)工作情況。

5）若當(dāng)前試驗(yàn)科目破壞了飛機(jī)溫度分布，影響下一科目試驗(yàn)，應(yīng)使飛機(jī)溫度重新穩(wěn)定，再進(jìn)行后續(xù)試驗(yàn)。

6）再一次進(jìn)行全面目視檢查，記錄檢查結(jié)果。

7）初始基線檢查完成后，進(jìn)入低溫試驗(yàn)。

5.2 低溫試驗(yàn)

低溫試驗(yàn)的試驗(yàn)步驟大體上與基線試驗(yàn)相同，但需要注意以下幾點(diǎn)。

1）低溫可引起飛機(jī)結(jié)構(gòu)變形、密封圈硬化等問題，導(dǎo)致燃油、液壓油、滑油等泄漏以及飛機(jī)涂層脫落。在試驗(yàn)過程中，應(yīng)定期對飛機(jī)進(jìn)行檢查。同時(shí)消防設(shè)施及消防預(yù)案應(yīng)完備，避免出現(xiàn)安全問題。

2）飛機(jī)固定設(shè)備，如鋼索等，也會隨著溫度變化產(chǎn)生變形，應(yīng)根據(jù)溫度變化情況，隨時(shí)調(diào)整松緊程度，防止熱應(yīng)力過大，損壞飛機(jī)。

3）飛機(jī)起落架著地時(shí)，隨著溫度的降低，起落架緩沖支柱會壓縮，導(dǎo)致飛機(jī)姿態(tài)改變，飛機(jī)周圍的試驗(yàn)設(shè)備應(yīng)避開飛機(jī)姿態(tài)變化的影響，同時(shí) APU或發(fā)動機(jī)排氣管道位置應(yīng)根據(jù)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整。

5.3 試驗(yàn)后基線試驗(yàn)

低溫試驗(yàn)后，再次進(jìn)行基線試驗(yàn)。通過與初始基線數(shù)據(jù)對比，檢查飛機(jī)是否出現(xiàn)損傷或功能、性能退化。試驗(yàn)步驟與初始基線試驗(yàn)基本一致。

6 試驗(yàn)中斷處理

試驗(yàn)過程可能會出現(xiàn)意外情況，導(dǎo)致試驗(yàn)無法繼續(xù)進(jìn)行，總體可分為實(shí)驗(yàn)室引起的中斷和試驗(yàn)機(jī)/地面保障設(shè)備故障引起的中斷兩類。

6.1 實(shí)驗(yàn)室引起的中斷

實(shí)驗(yàn)室出現(xiàn)故障導(dǎo)致的試驗(yàn)中斷又可分為以下兩種情況。

1）欠試驗(yàn)中斷。如實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)系統(tǒng)出現(xiàn)故障或突發(fā)停電、停氣等原因，造成試驗(yàn)溫度高于允差之上，應(yīng)對飛機(jī)進(jìn)行全面物理檢查和工作檢查。若未發(fā)現(xiàn)問題，使飛機(jī)重新穩(wěn)定在試驗(yàn)溫度，并從中斷處重新開始試驗(yàn)。由于未遇到極端條件，飛機(jī)出現(xiàn)任何問題，均應(yīng)認(rèn)為飛機(jī)失效。

2）過試驗(yàn)中斷。如實(shí)驗(yàn)室控制系統(tǒng)故障、設(shè)備通訊中斷等原因，造成試驗(yàn)溫度低于允差之下，導(dǎo)致飛機(jī)暴露于更為極端的環(huán)境下。在繼續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)之前，對飛機(jī)進(jìn)行全面的物理檢查和工作檢查。若發(fā)現(xiàn)問題，應(yīng)結(jié)束此次試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果無效，對問題進(jìn)行修復(fù)后，重新進(jìn)行試驗(yàn)。若沒發(fā)現(xiàn)問題，則恢復(fù)中斷前的試驗(yàn)條件，并且從試驗(yàn)允差超出點(diǎn)開始繼續(xù)試驗(yàn)。過試驗(yàn)可能會造成飛機(jī)非正常失效，嚴(yán)重影響試驗(yàn)正常進(jìn)行，應(yīng)采取嚴(yán)密措施，避免試驗(yàn)溫度過低。

6.2 飛機(jī)或地面保障設(shè)備故障中斷

試驗(yàn)機(jī)出現(xiàn)故障而導(dǎo)致試驗(yàn)無法繼續(xù)進(jìn)行的中斷比較復(fù)雜，總體上可分為可逆性故障和不可逆性故障。對于可逆性故障，試驗(yàn)溫度回升后，故障自然消失。為保障試驗(yàn)的順利進(jìn)行，在試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)明確各試驗(yàn)科目的合格判據(jù)，分析可能出現(xiàn)的故障和原因，制訂故障應(yīng)對措施。如APU低溫啟動試驗(yàn)，應(yīng)針對啟動失敗制訂APU加熱措施。若試驗(yàn)過程中出現(xiàn)意料外的故障，應(yīng)首先檢查故障原因，然后根據(jù)故障的影響程度和試驗(yàn)實(shí)際情況，采取如下措施：現(xiàn)場故障排除；回到稍高溫度重復(fù)試驗(yàn)，摸底故障溫度點(diǎn)；繼續(xù)后續(xù)試驗(yàn)，后期補(bǔ)充該試驗(yàn)科目；升溫后維修等。應(yīng)成立包括飛機(jī)設(shè)計(jì)商、飛機(jī)系統(tǒng)/設(shè)備供應(yīng)商、飛機(jī)生產(chǎn)商等單位組成的故障應(yīng)急處理小組，并提供關(guān)鍵的備品備件，第一時(shí)間針對飛機(jī)故障中斷作出處理。

空調(diào)車、電源車、液壓油車、燃油車等飛機(jī)地面保障設(shè)備通常情況下與飛機(jī)一同接受低溫試驗(yàn)，其故障中斷處理方法與飛機(jī)基本一致。

7 結(jié)語

應(yīng)用該方法在國內(nèi)首次成功進(jìn)行了某型飛機(jī)的實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)，最低試驗(yàn)溫度遠(yuǎn)低于外場高寒試驗(yàn)溫度。為監(jiān)測飛機(jī)遭受的實(shí)際溫度，在飛機(jī)周圍布置了超過 80個(gè)溫度傳感器，試驗(yàn)溫度均勻性滿足MIL-STD-810G的要求，且飛機(jī)機(jī)頭、翼尖、垂尾頂部等典型部位附近的溫度平均值可以作為試驗(yàn)溫度。進(jìn)行了環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、高升力系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等飛機(jī)系統(tǒng)的10余個(gè)科目試驗(yàn)，驗(yàn)證了該型飛機(jī)對極端低溫環(huán)境的適應(yīng)性。試驗(yàn)過程中遭遇了實(shí)驗(yàn)室意外停電、飛機(jī)漏油、空調(diào)車失效等三類試驗(yàn)中斷，且均成功恢復(fù)。文中提出的試驗(yàn)方法及成功應(yīng)用，為我國飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)及低溫環(huán)境適應(yīng)性研究提供了指導(dǎo)。