葉 波，李 濤，張世炯，羅 鑫，熊洪睿

（航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092）

為滿足市場(chǎng)對(duì)產(chǎn)品定位和戰(zhàn)略需求，現(xiàn)代飛機(jī)趨于向多電、全電方向發(fā)展，機(jī)載平臺(tái)集成越來(lái)越多的電氣設(shè)備，系統(tǒng)綜合集成程度大幅提高，系統(tǒng)間深度融合和交聯(lián)，這種系統(tǒng)高度集成架構(gòu)顯著增加了機(jī)上系統(tǒng)功能實(shí)現(xiàn)和邏輯控制的復(fù)雜度，使得飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)復(fù)雜程度也隨之增加[1]。因此，為驗(yàn)證和評(píng)估機(jī)載系統(tǒng)對(duì)功能設(shè)計(jì)要求的符合性，在飛機(jī)研制過(guò)程中需要進(jìn)行大量的、不同層級(jí)的測(cè)試試驗(yàn)。

在飛機(jī)總裝階段，主要針對(duì)安裝后機(jī)上實(shí)物組成的系統(tǒng)開展試驗(yàn)：一方面，驗(yàn)證安裝機(jī)載相關(guān)子系統(tǒng)、子系統(tǒng)之間接口交聯(lián)關(guān)系的正確性；另一方面，驗(yàn)證物理和功能集成的正確性。由于飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)高度集成，系統(tǒng)之間功能相互依賴，需要機(jī)上相互交聯(lián)系統(tǒng)共同參與組成完整的系統(tǒng)功能邏輯，方可進(jìn)行試驗(yàn)，即試驗(yàn)前提條件是保證系統(tǒng)及其交聯(lián)系統(tǒng)完整集成，這與飛機(jī)總裝階段產(chǎn)品實(shí)物逐步集成、系統(tǒng)逐步測(cè)試的過(guò)程相矛盾。針對(duì)上述問(wèn)題，飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)多借助半實(shí)物在環(huán)仿真測(cè)試技術(shù)[2–3]，模擬建立飛機(jī)系統(tǒng)間依賴關(guān)系進(jìn)行驗(yàn)證，以此實(shí)現(xiàn)機(jī)上實(shí)物的逐步試驗(yàn)。

但實(shí)際中，如何對(duì)系統(tǒng)間依賴關(guān)系進(jìn)行有效識(shí)別，建立半實(shí)物在環(huán)仿真測(cè)試需求，并無(wú)具體指導(dǎo)方法，現(xiàn)階段多基于工程實(shí)踐中的積累和分析。本研究借鑒系統(tǒng)工程原理和工具，通過(guò)識(shí)別和繼承飛機(jī)設(shè)計(jì)階段各層級(jí)依賴關(guān)系，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)依賴關(guān)系的解耦，采用基于模型的方式來(lái)支撐依賴關(guān)系的解耦與仿真需求分析，并結(jié)合飛機(jī)總裝階段試驗(yàn)環(huán)境特性建立相應(yīng)試驗(yàn)設(shè)施環(huán)境。

飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)演變過(guò)程

傳統(tǒng)飛機(jī)系統(tǒng)架構(gòu)主要采用分布式架構(gòu)、簡(jiǎn)化“聯(lián)邦”式架構(gòu)，系統(tǒng)控制以獨(dú)立主控分機(jī)方式實(shí)現(xiàn)，即單個(gè)子系統(tǒng)功能邏輯實(shí)現(xiàn)由子系統(tǒng)內(nèi)部成品/組件共同運(yùn)行即可完成，如圖1所示[4]。因此，傳統(tǒng)飛機(jī)系統(tǒng)功能邏輯實(shí)現(xiàn)，僅需系統(tǒng)內(nèi)部成品/組件即可獨(dú)立完成，無(wú)需其他機(jī)載系統(tǒng)支撐。但為適應(yīng)市場(chǎng)需求，降低系統(tǒng)重量、體積，提升飛機(jī)性能和計(jì)算能力等，現(xiàn)代飛機(jī)系統(tǒng)多采用系統(tǒng)綜合集成設(shè)計(jì)，系統(tǒng)間功能深度融合、相互依賴，單個(gè)子系統(tǒng)功能邏輯無(wú)法獨(dú)立實(shí)現(xiàn)，需要多個(gè)系統(tǒng)功能共同實(shí)現(xiàn)才能組成某一個(gè)系統(tǒng)完整功能邏輯。如飛機(jī)電源系統(tǒng)智能配電子系統(tǒng)配電功能邏輯實(shí)現(xiàn)，需要飛行管理系統(tǒng)中飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)（Vehicle management computer，VMC）對(duì)智能配電系統(tǒng)進(jìn)行綜合控制才能實(shí)現(xiàn)。

圖1 飛機(jī)航空電子架構(gòu)演化過(guò)程Fig.1 Evolution of avionics architecture

圖2[5]是以F–35飛機(jī)管理系統(tǒng)為典型代表的新一代高度綜合集成的航空電子系統(tǒng)架構(gòu)，系統(tǒng)通過(guò)各類總線將機(jī)載各系統(tǒng)彼此緊密相連，并與控制任務(wù)執(zhí)行相關(guān)的傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)緊密結(jié)合，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)層面飛行控制、發(fā)動(dòng)機(jī)控制和機(jī)電綜合管理等功能。如為了達(dá)到最佳巡航效果，通過(guò)飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)、飛機(jī)管理系統(tǒng)數(shù)據(jù)總線（VMC data bus）和飛機(jī)接口單元（Vehicle interface unit，VIU）、飛機(jī)管理系統(tǒng)整合各大氣系統(tǒng)傳感器參數(shù)和飛控系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行決策，對(duì)燃油系統(tǒng)進(jìn)行輸油控制，將飛機(jī)重心點(diǎn)調(diào)整至中性點(diǎn)或中性點(diǎn)附近，以最小化代價(jià)配平阻力。在這個(gè)例子中，飛行控制和燃油系統(tǒng)控制之間通過(guò)飛機(jī)管理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)間的綜合協(xié)同，從而達(dá)到整機(jī)功能的實(shí)現(xiàn)，允許為飛行的各個(gè)階段選擇最佳模式，提高了飛機(jī)飛行品質(zhì)和性能。這種高度集成的系統(tǒng)架構(gòu)在顯著提升飛機(jī)性能的同時(shí)，對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造過(guò)程也提出了新的要求，即如何在總裝生產(chǎn)過(guò)程中驗(yàn)證飛機(jī)各項(xiàng)先進(jìn)功能以滿足設(shè)計(jì)要求。

圖2 通用飛機(jī)管理系統(tǒng)（VMS）架構(gòu)Fig.2 Typical vehicle management system architecture

飛機(jī)系統(tǒng)主要測(cè)試過(guò)程及問(wèn)題

在飛機(jī)研制過(guò)程中，飛機(jī)系統(tǒng)功能驗(yàn)證和評(píng)估最常用的方法就是測(cè)試，一般飛機(jī)系統(tǒng)集成測(cè)試主要包括實(shí)驗(yàn)室臺(tái)架測(cè)試、機(jī)上地面測(cè)試和飛行測(cè)試3個(gè)階段，如圖3所示[6]。

實(shí)驗(yàn)室臺(tái)架測(cè)試主要在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境，采用地面測(cè)試設(shè)施對(duì)設(shè)備/成品設(shè)計(jì)、部件層設(shè)計(jì)、系統(tǒng)層設(shè)計(jì)和飛機(jī)層設(shè)計(jì)進(jìn)行驗(yàn)證，其目的主要是實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)原理層的集成驗(yàn)證及系統(tǒng)偏差或故障快速隔離和定位分析。機(jī)載地面測(cè)試主要是在飛機(jī)產(chǎn)品制造過(guò)程中實(shí)施，對(duì)機(jī)載安裝部件機(jī)械和電氣性能、系統(tǒng)/分系統(tǒng)功能和性能以及整機(jī)系統(tǒng)功能和性能進(jìn)行地面測(cè)試，其目的主要是驗(yàn)證飛機(jī)系統(tǒng)物理集成過(guò)程和系統(tǒng)功能滿足設(shè)計(jì)要求。飛行測(cè)試則是通過(guò)飛機(jī)實(shí)際飛行，對(duì)機(jī)載所有系統(tǒng)綜合驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)對(duì)整機(jī)功能的驗(yàn)證和評(píng)估。

飛機(jī)總裝階段主要進(jìn)行機(jī)載地面試驗(yàn)，即圖3中階段A后部分、所有階段B和階段C前部分的機(jī)載地面測(cè)試。飛機(jī)總裝過(guò)程按系統(tǒng)試驗(yàn)技術(shù)特征，通常將系統(tǒng)試驗(yàn)過(guò)程總結(jié)為：

圖3 飛機(jī)系統(tǒng)集成測(cè)試流程Fig.3 Aircraft system integration test process

（1）連接性試驗(yàn)。對(duì)機(jī)載電氣線束網(wǎng)絡(luò)和各系統(tǒng)管路連接關(guān)系、通斷等進(jìn)行驗(yàn)證，即部件機(jī)械和電氣性能測(cè)試。

（2）自檢/性能試驗(yàn)。對(duì)系統(tǒng)組成的各電氣成品進(jìn)行上電自檢或性能驗(yàn)證，即系統(tǒng)/分系統(tǒng)功能和性能測(cè)試。

（3）功能性試驗(yàn)。對(duì)系統(tǒng)功能邏輯實(shí)現(xiàn)進(jìn)行驗(yàn)證，即整機(jī)系統(tǒng)功能和性能地面測(cè)試。

以波音MX飛機(jī)機(jī)載電源系統(tǒng)試驗(yàn)為代表的第三代戰(zhàn)斗機(jī)為例，在MX飛機(jī)總裝階段電源系統(tǒng)試驗(yàn)過(guò)程中，首先進(jìn)行系統(tǒng)電氣線束網(wǎng)絡(luò)連續(xù)性試驗(yàn)，以確保電氣線束網(wǎng)絡(luò)連接關(guān)系和連續(xù)性滿足要求，即連接性試驗(yàn)；然后，將電氣線束網(wǎng)絡(luò)與電源系統(tǒng)內(nèi)部成品/部件連接，對(duì)電源系統(tǒng)進(jìn)行上電自檢，以確保電源系統(tǒng)成品無(wú)故障或可正常運(yùn)行，即自檢/性能試驗(yàn)；最后，通過(guò)航空電子系統(tǒng)對(duì)電源系統(tǒng)進(jìn)行配電控制測(cè)試，在飛機(jī)層面進(jìn)行電源系統(tǒng)地面功能測(cè)試，以確保電源系統(tǒng)在飛機(jī)層面滿足既定設(shè)計(jì)要求，即功能性試驗(yàn)[7]。

隨著現(xiàn)代飛機(jī)系統(tǒng)高度綜合集成，機(jī)載系統(tǒng)之間功能實(shí)現(xiàn)相互依賴，這意味著相互交聯(lián)系統(tǒng)共同參與組成完整的系統(tǒng)功能邏輯才能有效開展試驗(yàn)。這種架構(gòu)在飛機(jī)層面功能邏輯是可行的，但在飛機(jī)實(shí)際制造過(guò)程中，由于機(jī)載系統(tǒng)是一個(gè)逐步集成、逐步測(cè)試的過(guò)程，無(wú)法直接建立完整的系統(tǒng)功能邏輯。如前文提到的F–35飛機(jī)，其電源系統(tǒng)正常工作需要飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)進(jìn)行綜合控制，而飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)運(yùn)行前提是電源系統(tǒng)正常工作，在飛機(jī)集成過(guò)程中這是無(wú)法同步實(shí)現(xiàn)的。

這種系統(tǒng)高度綜合集成架構(gòu)帶來(lái)的制造風(fēng)險(xiǎn)主要表現(xiàn)為：無(wú)法充分有效評(píng)估系統(tǒng)設(shè)計(jì)功能和性能；系統(tǒng)間耦合程度高，單個(gè)系統(tǒng)無(wú)法獨(dú)立進(jìn)行檢查；系統(tǒng)采用高度集成架構(gòu)后，系統(tǒng)故障定位和隔離困難。

針對(duì)上述問(wèn)題，首先，需要建立一種方法支撐總裝階段對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)技術(shù)依賴關(guān)系的解耦，牽引仿真需求分析；其次，需要匹配總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)環(huán)境特點(diǎn)，如受限于總裝密閉廠房要求，總裝階段無(wú)法進(jìn)行燃油加注、地面開車，部分電氣系統(tǒng)產(chǎn)品不能全功率開機(jī)、電磁環(huán)境復(fù)雜等，試驗(yàn)需限制于地面靜態(tài)試驗(yàn)；最后，還需建立適應(yīng)于總裝的測(cè)試設(shè)備/設(shè)施。這樣才能有效評(píng)估飛機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)功能和性能。因此，本文將重點(diǎn)討論系統(tǒng)試驗(yàn)測(cè)試架構(gòu)構(gòu)建的機(jī)理，如何通過(guò)對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)技術(shù)依賴關(guān)系的解耦和繼承，牽引系統(tǒng)試驗(yàn)仿真需求，并建立適配于總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)環(huán)境特點(diǎn)的測(cè)試設(shè)備/設(shè)施。

模型框架及應(yīng)用案例

1 飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)解耦“V”模型框架

飛機(jī)總裝過(guò)程是一個(gè)復(fù)雜系統(tǒng)集成的過(guò)程，而解決復(fù)雜系統(tǒng)集成一般性方法通常是引入系統(tǒng)工程（Systems engineening，SE）。系統(tǒng)工程原理和工具可用于創(chuàng)建有效的解決方案，以及對(duì)最終產(chǎn)品技術(shù)復(fù)雜性進(jìn)行管理[8–10]。如對(duì)產(chǎn)品的全產(chǎn)品生命周期覆蓋是SE的基本原則之一，雙V模型（驗(yàn)證與評(píng)估）用于確保產(chǎn)品設(shè)計(jì)和集成活動(dòng)在產(chǎn)品全生命周期中滿足需求。

針對(duì)新一代飛機(jī)系統(tǒng)高度集成特點(diǎn)，2020年李濤等[11–13]通過(guò)采用系統(tǒng)工程RFLP（Requirements–functional–logical–physical，需求–功能–邏輯–物理）模型架構(gòu)的方式，構(gòu)建了一種新的飛機(jī)系統(tǒng)工程數(shù)據(jù)源，同時(shí)定義了系統(tǒng)依賴關(guān)系信息，使系統(tǒng)依賴關(guān)系實(shí)現(xiàn)顯性化表達(dá)，支撐基于RFLP模型的飛機(jī)總裝工藝流程設(shè)計(jì)。上述方法構(gòu)建的系統(tǒng)依賴關(guān)系信息模式，為本文系統(tǒng)試驗(yàn)測(cè)試架構(gòu)構(gòu)建提供了基礎(chǔ)輸入。

實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)依賴關(guān)系的解耦，其核心在于對(duì)系統(tǒng)依賴關(guān)系的識(shí)別，即對(duì)產(chǎn)品設(shè)計(jì)過(guò)程中建立的技術(shù)依賴關(guān)系的解析。借鑒系統(tǒng)工程原理和工具，通過(guò)繼承產(chǎn)品設(shè)計(jì)過(guò)程中飛機(jī)層、系統(tǒng)層和子系統(tǒng)層依賴關(guān)系，支撐產(chǎn)品依賴關(guān)系的解耦，建立總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)解耦“V”模型（圖4），并以此牽引依賴關(guān)系解耦及系統(tǒng)仿真需求的分析，進(jìn)而構(gòu)建硬件在環(huán)仿真環(huán)境，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)設(shè)施環(huán)境組建，確保對(duì)產(chǎn)品的有效驗(yàn)證。

圖4 飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)解耦“V”模型Fig.4 Decoupling“V”model of aircraft system test

飛機(jī)產(chǎn)品在概念設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì)中，采用自上而下的方式，從飛機(jī)層、系統(tǒng)層、子系統(tǒng)層到部件層進(jìn)行逐步細(xì)化的產(chǎn)品設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)過(guò)程中即建立了各層級(jí)內(nèi)的技術(shù)依賴關(guān)系，具體表現(xiàn)為飛機(jī)使用環(huán)境之間依賴關(guān)系、系統(tǒng)之間依賴關(guān)系、系統(tǒng)內(nèi)部依賴關(guān)系和產(chǎn)品內(nèi)部之間依賴關(guān)系，這種技術(shù)依賴關(guān)系即是飛機(jī)總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)解耦的關(guān)鍵。

通過(guò)對(duì)設(shè)計(jì)過(guò)程各層級(jí)技術(shù)依賴關(guān)系的識(shí)別和繼承，可將此種依賴關(guān)系轉(zhuǎn)化為對(duì)交聯(lián)關(guān)系實(shí)體的具體需求，結(jié)合總裝集成過(guò)程機(jī)上實(shí)物狀態(tài)，牽引不具備試驗(yàn)條件的部分交聯(lián)關(guān)系形成仿真需求，支撐對(duì)系統(tǒng)內(nèi)部激勵(lì)/響應(yīng)模擬、系統(tǒng)之間交聯(lián)關(guān)系模型和環(huán)境模擬需求的進(jìn)一步解析，最終建立連接性試驗(yàn)、自檢/性能試驗(yàn)和地面功能性試驗(yàn)環(huán)境。

2 案例研究

飛機(jī)電源系統(tǒng)作為各系統(tǒng)功能實(shí)現(xiàn)的能源基礎(chǔ)，是物理集成之后首要進(jìn)行的系統(tǒng)試驗(yàn)，其功能驗(yàn)證是保證后續(xù)其他系統(tǒng)功能實(shí)現(xiàn)的基石，在其試驗(yàn)完成前，其他機(jī)載系統(tǒng)并不具備驗(yàn)證條件。因此，本文將以飛機(jī)電源系統(tǒng)為研究對(duì)象，就上述方法開展總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)中自檢/性能試驗(yàn)案例研究。

電源系統(tǒng)主要用于將機(jī)械能轉(zhuǎn)化為電能，并通過(guò)配電網(wǎng)絡(luò)和配電控制，將電能輸送到機(jī)載各用電負(fù)載，由發(fā)電子系統(tǒng)和配電子系統(tǒng)組成。如圖5所示[5]，發(fā)電子系統(tǒng)通過(guò)安裝在飛機(jī)附件機(jī)匣上的發(fā)電機(jī)產(chǎn)生電能，緊急情況下可通過(guò)應(yīng)急電源供電或者沖壓空氣渦輪應(yīng)急發(fā)電提供電能，通過(guò)配電網(wǎng)絡(luò)將電能分配到電源系統(tǒng)內(nèi)部各成品/部件，再通過(guò)配電子系統(tǒng)和配電網(wǎng)絡(luò)將電能輸送到機(jī)載各用電負(fù)載端。

結(jié)合圖2的飛機(jī)管理系統(tǒng)架構(gòu)和圖5的電源系統(tǒng)原理，以及飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程系統(tǒng)層提供的系統(tǒng)依賴關(guān)系，電源系統(tǒng)與其他系統(tǒng)之間依賴關(guān)系表現(xiàn)為：電源系統(tǒng)需要VMC進(jìn)行系統(tǒng)功能邏輯控制，需要?jiǎng)恿ο到y(tǒng)運(yùn)行提供機(jī)械能或電能輸入才能進(jìn)行工作，并且需要向燃油、液壓和任務(wù)等系統(tǒng)提供電能輸入。通過(guò)對(duì)系統(tǒng)之間依賴關(guān)系有效識(shí)別，電源系統(tǒng)試驗(yàn)解耦后需要建立模擬飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)控制、模擬飛機(jī)接口單元進(jìn)行通信，以及模擬動(dòng)力系統(tǒng)正常運(yùn)行才能形成完整的功能邏輯，其他系統(tǒng)更多為輸出功能，對(duì)電源系統(tǒng)功能實(shí)現(xiàn)無(wú)影響。但考慮到總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)特點(diǎn)，無(wú)法運(yùn)行動(dòng)力系統(tǒng)，采用地面電源設(shè)備作為電源系統(tǒng)能源輸入，從而構(gòu)建了完整的電源系統(tǒng)系統(tǒng)層級(jí)的自檢/性能試驗(yàn)環(huán)境，解耦分析過(guò)程如圖6所示。

圖5 現(xiàn)代飛機(jī)典型供電系統(tǒng)頂層架構(gòu)Fig.5 Typical architecture for modern aircraft power system

圖6 電源系統(tǒng)自檢/性能試驗(yàn)工藝設(shè)計(jì)過(guò)程Fig.6 Design process of electrical system built-in/performance test

通過(guò)繼承設(shè)計(jì)過(guò)程中系統(tǒng)之間技術(shù)依賴關(guān)系，解耦分析電源系統(tǒng)機(jī)上地面試驗(yàn)?zāi)M仿真需求：飛機(jī)管理計(jì)算機(jī)仿真和飛機(jī)接口單元仿真，從而實(shí)現(xiàn)建立電源系統(tǒng)試驗(yàn)環(huán)境，即通過(guò)VMC和VIU仿真，構(gòu)建了適用于總裝階段機(jī)上地面試驗(yàn)的電源系統(tǒng)硬件在環(huán)仿真環(huán)境。

圖7所示為電源系統(tǒng)各級(jí)試驗(yàn)在飛機(jī)總裝生產(chǎn)線測(cè)試場(chǎng)景，以解耦后形成的總裝機(jī)上地面測(cè)試架構(gòu)作為需求輸入，通過(guò)對(duì)測(cè)試資源、流程進(jìn)行詳細(xì)定義，構(gòu)建適配于總裝生產(chǎn)線的測(cè)試管理/實(shí)施的設(shè)備，如線束網(wǎng)絡(luò)導(dǎo)通設(shè)備和電源系統(tǒng)功能測(cè)試設(shè)備。

圖7 飛機(jī)總裝生產(chǎn)線測(cè)試場(chǎng)景Fig.7 Test scene in aircraft final assembly line

通過(guò)上述方法建立的電源系統(tǒng)飛機(jī)總裝生產(chǎn)線測(cè)試半實(shí)物仿真環(huán)境，在某型飛機(jī)總裝工程應(yīng)用中有效覆蓋了電源系統(tǒng)在飛機(jī)總裝階段物理性集成和功能性集成的測(cè)試驗(yàn)證需求，充分實(shí)現(xiàn)將電源系統(tǒng)故障隔離于系統(tǒng)內(nèi)部進(jìn)行處理。通過(guò)分析多架次飛機(jī)故障數(shù)據(jù)，造成電源系統(tǒng)故障的原因如下：

（1）約50%電源系統(tǒng)故障是由系統(tǒng)內(nèi)部組成成品故障導(dǎo)致的。

（2）約32%電源系統(tǒng)故障是由物理性集成故障導(dǎo)致的，如電氣連接器未連接或連接不到位，系統(tǒng)狀態(tài)不完整等。

（3）約10%電源系統(tǒng)故障是由于操作指導(dǎo)文件或信息理解有誤導(dǎo)致的。

（4）約8%電源系統(tǒng)故障是由于試驗(yàn)設(shè)備故障引起的，如試驗(yàn)轉(zhuǎn)接線束短路或者斷路等。

同時(shí)，通過(guò)對(duì)機(jī)載其他系統(tǒng)試驗(yàn)故障數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，由電源系統(tǒng)內(nèi)部功能故障引起的其他關(guān)聯(lián)系統(tǒng)功能失效降低80%以上，余下的20%主要原因?yàn)楹罄m(xù)裝配或臨時(shí)拆卸、安裝工作，破壞了原有已驗(yàn)證合格的物理集成狀態(tài)。

結(jié)論

本文通過(guò)引入系統(tǒng)工程原理和工具，建立了飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)與飛機(jī)總裝機(jī)上地面試驗(yàn)工藝設(shè)計(jì)間的內(nèi)在繼承關(guān)系，即總裝機(jī)上地面試驗(yàn)工藝設(shè)計(jì)核心是對(duì)飛機(jī)產(chǎn)品內(nèi)部技術(shù)依賴關(guān)系在生產(chǎn)制造階段的解耦。通過(guò)繼承飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)階段技術(shù)依賴關(guān)系，結(jié)合飛機(jī)總裝集成制造環(huán)境特征，將產(chǎn)品設(shè)計(jì)依賴關(guān)系與總裝機(jī)上地面試驗(yàn)仿真需求聯(lián)系起來(lái)。在此基礎(chǔ)上，提出了飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)解耦“V”模型的一般性方法框架，以此確?？傃b各階段機(jī)上地面試驗(yàn)滿足高度綜合系統(tǒng)集成的有效驗(yàn)證要求。

該方法以飛機(jī)電源系統(tǒng)為驗(yàn)證對(duì)象，從研究結(jié)果可以看出，飛機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)過(guò)程產(chǎn)生的技術(shù)依賴關(guān)系用于總裝機(jī)上地面試驗(yàn)設(shè)計(jì)解耦是可行的，并以此牽引設(shè)計(jì)了電源系統(tǒng)試驗(yàn)仿真需求，繼而形成相應(yīng)總裝系統(tǒng)測(cè)試環(huán)境。下一步工作將基于該研究成果擴(kuò)展該方法應(yīng)用到機(jī)載其他系統(tǒng)，并就整個(gè)總裝機(jī)上地面試驗(yàn)全流程進(jìn)行測(cè)試環(huán)境搭建，進(jìn)一步細(xì)化試驗(yàn)設(shè)計(jì)和場(chǎng)景構(gòu)建。