一种飞机高寒试验矩阵设计方法技术

本发明专利技术涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机高寒试验矩阵设计方法；针对民机适航取证的高寒试验需求，以及飞机系统复杂且交联运行，存在系统参数重叠的情况，导致重复试验和试验缺项的问题，结合飞机所遇到的高寒环境参数和试验谱，从验证性和研发性两方面来设计飞机高寒适应性工况，融合飞机验证性工况和研发性工况，得到飞机系统多维高寒适应性工况矩阵，形成了大型飞机高寒适应性工况设计方案，基于本发明专利技术试验矩阵的试验可减少实验室温度大幅度调整次数，节约试验资源。节约试验资源。节约试验资源。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机高寒试验矩阵设计方法


[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体是涉及一种飞机高寒试验矩阵设计方法。

技术介绍

[0002]在民用航空全球化的今天，大型飞机在全球范围内广泛使用，在其经历的多种任务剖面内，极可能遭遇世界各地的地表气候条件，需在极端气候环境下具备适用性。由于实验室气候试验具有气候环境条件精确可控、极值可达、环境可复现、试验周期短、试验易于组织协调等优势，实验室气候试验较早便得到国外航空大国的青睐，国外大型飞机极端气候试验也已实现了极端气候地面试验项目由外场至实验室内的发展转变。然而此前，全状态大型飞机实验室气候试验在我国由于试验平台尚不具备，大型飞机全状态实验室气候试验相关研究工作几近空白，我国自主研发的民用飞机气候研发试验和适航符合性验证试验均只能以“守株待兔、追云逐日”的方式在外场开展，试验的矩阵设计主要考虑外场天气因素，延误了大型飞机的研制与适航取证进程。
[0003]大型飞机是我国按照最新国际适航标准自主研制的首款150座级以上飞机，按照国际国内适航标准要求，大型飞机在研制和适航取证阶段需采用分析和试验的方法表明在极端气候条件下功能和性能的符合性。实验室高寒环境适应性试验能够最大程度地暴露大型飞机高寒环境适应性问题，极大地缩短高寒试验周期，同时保障外场高寒地面试验和飞行试验顺利进行。因此大型飞机高寒环境适应性试验要求，全状态多系统耦合的全面考核需求，全状态多系统试验响应测试多样性诉求均亟待满足。
[0004]依托于气候环境实验室的建成，全状态大型飞机实验室气候试验成为可能，但是大型飞机高寒环境适航符合性要求考核的系统多达十四个，多系统之间高度集成、强耦合，且相关环境试验标准不能直接应用，而且试验周期短，给多系统多工况考核验证矩阵设计带来了巨大困难，需要探究民机多工况实验室气候试验矩阵设计方法，提高民机实验室高寒试验效率。

技术实现思路

[0005]为了实现以上目的，本专利技术提供了一种飞机高寒试验矩阵设计方法，解决民机实验室气候试验多系统多工况深度耦合的问题，实现民机系统高寒实验室验证性工况和研发性工况融合设计，提高民机实验室高寒试验效率，节约试验资源，具体包括以下步骤：S1、设计高寒环境下飞机系统的验证性工况S1
‑
1、基于民机运营的适航条款对飞机系统的约束条件，确定高寒环境下需要考核的飞机系统的类型；S1
‑
2、在步骤S1
‑
1确定需要考核的飞机系统的类型后，以全状态整机为研究对象，确定飞机系统的运行机理和外场运营环境参数；根据所述运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数；S1
‑
3、在步骤S1
‑
1确定需要考核的飞机系统的类型后，以飞机在气候实验室中的
试验为研究对象，确定在所述气候实验室内测得的内场试验环境参数，得到试验谱并剪裁所述试验谱；根据所述内场试验环境参数和试验谱，确定飞机系统高寒试验所需的多环境温度参数及对应误差；S2、设计高寒环境下飞机系统的研发性工况S2
‑
1、基于高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，确定故障频发的飞机系统的类型；S2
‑
2、基于故障传播机理，以数学模型和/或参数分析为主要手段，确定步骤S2
‑
1中故障频发的飞机系统的故障参数；S3、设计高寒环境下多飞机系统的试验工况S3
‑
1、经步骤S1、步骤S2，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，得到单飞机系统的试验工况；S3
‑
2、在步骤S3
‑
1得到单飞机系统的试验工况后，分析飞机系统间的交联关系，剔除冗余试验，并补充试验空集，融合工况得到飞机系统各试验科目交联关系表；S3
‑
3、根据步骤S3
‑
2得到的飞机系统各试验科目交联关系表，结合步骤S1
‑
3中得到的多环境温度参数及裁剪后的试验谱，设计多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵。
[0006]进一步地，在步骤S1中，对于每一条所述适航条款的解读，不仅需要在设计阶段保证各飞机系统的相关性能参数满足适航条款的要求，还需要在每一步设计阶段同步采取试验验证的方式来确保飞机系统的相关性能参数满足对应的功能性指标。
[0007]进一步地，所述步骤S2
‑
2中，以数学模型为主要手段确定步骤S2
‑
1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：S2
‑2‑1‑
1、确定故障频发的飞机系统的类型的核心部件；S2
‑2‑1‑
2、确定所述核心部件相对应的数学模型；S2
‑2‑1‑
3、基于所述数学模型，通过参数分析，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
[0008]进一步地，所述步骤S2
‑
2中，以参数分析为主要手段确定步骤S2
‑
1中故障频发的飞机系统的故障参数的方法为：S2
‑2‑2‑
1、分析故障频发的飞机系统的类型的工作原理；S2
‑2‑2‑
2、基于所述工作原理引入适配的分析方法诊断故障；S2
‑2‑2‑
3、将来自运营方的历史故障经验与生产方的专家知识相结合构造案例库，得到高寒环境下故障频发的飞机系统的适应性特征参数表，作为确定故障参数的依据，进一步确定故障参数及其对应的确认解。
[0009]进一步地，所述步骤S2
‑2‑2‑
2中，所述适配的分析方法为故障分析、FTA、FMEA、CBR中的任意一种或至少两种的组合。
[0010]进一步地，所述步骤S2
‑2‑2‑
3中，所述案例库中的案例包括作为飞机系统试验对象的目标案例，以及引入的参考度达标的新案例；所述新案例的参考度定义为：描述信息的相似度和动态失效比的加权值，其数学
表达式如下：其中：为案例参考度；为案例X与案例Y描述信息的相似度；为动态失效率；为描述信息相似度的权值；为动态失效率的权值。
[0011]进一步地，所述步骤S2
‑
1中，故障频发的飞机系统包括空调系统、气源系统、襟缝翼系统和起落架系统。
[0012]进一步地，本专利技术还设计了一种飞机高寒试验矩阵，所述试验矩阵的设计方法如上文所述。
[0013]与现有的飞机系统的试验工况相比，本专利技术的有益效果是：（1）本专利技术设计的试验矩阵实现了民机高寒适航符合验证性工况与研发性工况的融合。
[0014]（2）基于本专利技术设计的试验矩阵的试验实施可减少实验室温度大幅度调整次数，节约试验资源。
[0015]（3）本专利技术设计的试验矩阵可缩短民机高寒实验室气候试验周期。
附图说明
[0016]图1是本专利技术飞机高寒试验矩阵设计流程图；本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，所述试验矩阵设计方法是一种高度融合飞机系统的验证性工况和研发性工况的试验工况设计方法，具体包括以下步骤：S1、设计高寒环境下飞机系统的验证性工况S1
‑
1、基于民机运营的适航条款对飞机系统的约束条件，确定高寒环境下需要考核的飞机系统的类型；S1
‑
2、在步骤S1
‑
1确定需要考核的飞机系统的类型后，以全状态整机为研究对象，确定飞机系统的运行机理和外场运营环境参数；根据所述运行机理和外场运营环境参数，确定高寒环境下飞机系统的性能参数；S1
‑
3、在步骤S1
‑
1确定需要考核的飞机系统的类型后，以飞机在气候实验室中的试验为研究对象，确定在所述气候实验室内测得的内场试验环境参数，得到试验谱并剪裁所述试验谱；根据所述内场试验环境参数和试验谱，确定飞机系统高寒试验所需的多环境温度参数及对应误差；S2、设计高寒环境下飞机系统的研发性工况S2
‑
1、基于高寒环境下飞机飞行事故与案例的调研结果，确定故障频发的飞机系统的类型；S2
‑
2、基于故障传播机理，以数学模型和/或参数分析为主要手段，确定步骤S2
‑
1中故障频发的飞机系统的故障参数；S3、设计高寒环境下多飞机系统的试验工况S3
‑
1、经步骤S1、步骤S2，确定所述适航条款、外场运营环境参数、内场试验环境参数与性能参数和故障参数间的逻辑关系，得到单飞机系统的试验工况；S3
‑
2、在步骤S3
‑
1得到单飞机系统的试验工况后，分析飞机系统间的交联关系，剔除冗余试验，并补充试验空集，融合工况得到飞机系统各试验科目交联关系表；S3
‑
3、根据步骤S3
‑
2得到的飞机系统各试验科目交联关系表，结合步骤S1
‑
3中得到的多环境温度参数及裁剪后的试验谱，设计多温度、多系统影响下的多参数响应试验矩阵，即得到飞机高寒试验矩阵。2.如权利要求1所述的一种飞机高寒试验矩阵设计方法，其特征在于，在所述步骤S1中，对于每一条适航条款的解读，不仅需要在设计阶段保证各飞机系统的相关性能参数满足适航条款的要求，还需要在每一步设计阶段同步采取试验验证的方式来确保飞机系统的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，吴敬涛，成竹，邓文亮，任红云，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：