飛行試驗階段航空裝備可靠性評估方法*

鞠成玉，王守敏，任智勇

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

0 引言

目前，國內(nèi)在實驗室可靠性鑒定試驗評估中主要采用GJB899A-2009《可靠性鑒定和驗收試驗》［1］中定時和定數(shù)截尾計算，部分采用序貫試驗進行驗收，在航空裝備飛行試驗階段，可靠性評估采用以復(fù)雜產(chǎn)品服從指數(shù)分布作為依據(jù)進行數(shù)據(jù)統(tǒng)計的方法，如平均故障間隔飛行小時（Mean Fight Hours Between Failures，MFHBF）采用定時截尾的置信下限計算方法，即：其中，T 為飛行時間，α 為選定的顯著水平，γ 為累計關(guān)聯(lián)故障數(shù)。

該方法工程適應(yīng)性好，易于推廣使用［2-4］，但在解決飛機飛行試驗階段可靠性增長方面較為受限。與此同時，杜安模型和AMASS 模型在解決航空裝備實驗室可靠性增長方面得到了廣泛的應(yīng)用，其主要針對試驗過程中故障得到及時改進的情況［5-8］。但是飛機在飛行試驗階段受限于工程實際條件，試飛周期長（一般3 年～5 年左右），飛機故障處理措施多種多樣，存在以下4 種情況：

1）部分故障在過程中被發(fā)現(xiàn)，但不對故障的失效機理進行詳細分析，并采取針對性的升級措施，系統(tǒng)可靠性水平不會變化；

2）部分故障在過程中發(fā)現(xiàn)，并針對失效機理得到及時升級糾正，系統(tǒng)可靠性在糾正后會得到提高；

3）部分故障發(fā)生時，僅換件處理，但對故障失效機理進行詳細分析并采取針對性的升級措施，但是升級措施延遲到試驗結(jié)束后，試驗結(jié)束后的升級更改會導(dǎo)致系統(tǒng)可靠性跳躍到更高水平；

4）部分故障過程中未出現(xiàn)，但是在實驗室被提前發(fā)現(xiàn)，并針對失效機理得到了及時升級糾正，同時提前在所有該型飛機上采取了貫徹更改，系統(tǒng)可靠性在糾正后會提高。

上述情況的存在導(dǎo)致大量方法工程化應(yīng)用困難，僅僅停留在理論上［9］，同時，國內(nèi)在GJB/Z 77-1995《可靠性增長管理手冊》［10］中，僅提出了延緩糾正和即時糾正兩種情況，未考慮提前糾正、不糾正等情況，而且GJB/Z 77-1995 中針對即時糾正提出的糾正有效性系數(shù)采用分兩階段開展試驗計算，不適用于實際情況。因此，本文基于上述多種復(fù)雜情況，提出了一種新的解決飛行試驗階段飛機可靠性評估方法，對于后續(xù)飛機的可靠性評估具有重要意義。

1 評估方法

1.1 解決思路

本文針對外場飛行試驗過程中存在的故障糾正時機多樣導(dǎo)致可靠性增長評估受限及工程化應(yīng)用困難的問題，從不糾正試驗、即時糾正試驗、提前糾正試驗、延遲糾正試驗、部分即時糾正試驗、單設(shè)備復(fù)雜糾正試驗和多設(shè)備復(fù)雜糾正試驗逐步進行方法描述，總體思路從單項試驗、兩者組合試驗、全部組合試驗的形式進行深入，具體如圖1 所示。

1.2 不糾正試驗

圖1 總體思路圖

不糾正試驗即在試驗過程中未采取糾正措施，產(chǎn)品故障后，采取直接換件或元器件原位替換等處理措施，采取不糾正試驗的復(fù)雜系統(tǒng)在使用期間故障率基本保持不變，指數(shù)分布恰好具有故障率為常數(shù)的特點，因此，指數(shù)分布模型在描述不糾正試驗方面得到了廣泛的應(yīng)用，具體計算方法見式（1）。在航空裝備飛行試驗期間不糾正故障主要為部分故障未能復(fù)現(xiàn)或偶發(fā)故障，僅進行換件維修，該類故障比例較低。

1.3 即時糾正試驗

即時糾正試驗即在試驗過程中發(fā)現(xiàn)故障后，立刻研究故障發(fā)生的失效機理，然后對故障進行歸零處理，最后對故障貫徹更改后繼續(xù)試驗。航空裝備飛行試驗期間，即時糾正試驗占比較高，主要包括試飛期間故障機理簡單，糾正迅速或者嚴(yán)重影響飛行安全需故障排除方可繼續(xù)試飛的故障等。傳統(tǒng)的杜安模型和AMASS 模型是解決即時糾正試驗的典型方法，下面以AMASS 模型為例［2］，即假設(shè)系統(tǒng)的失效時間依次為：

因此，當(dāng)t>T，系統(tǒng)不再改進，其MFHBF 的估計值為

1.4 提前糾正試驗

提前糾正試驗是在飛行試驗過程中未出現(xiàn)，但是在實驗室或其他飛機上發(fā)現(xiàn)，在本型號飛機上提前采取了貫徹更改措施，消除了可能發(fā)生的故障，航空裝備飛行試驗期間，提前糾正故障數(shù)量較多，在設(shè)備聯(lián)試、環(huán)境試驗等實驗室驗證及他機飛行試驗均會對發(fā)現(xiàn)的大量故障提前進行貫徹更改。

產(chǎn)品提前糾正后，產(chǎn)品的失效率為：

式中，dq為提前糾正有效性系數(shù)（計算方法見1.6節(jié)），BP為糾正前失效率，為提前糾正后降低的總失效率，為產(chǎn)品未采取糾正的失效率。

產(chǎn)品的平均故障間隔飛行小時（MFHBF）為：

1.5 延遲糾正試驗

延遲糾正試驗即在試驗過程中，對發(fā)現(xiàn)的故障采取直接換件或元器件原位替換等處理措施，等試驗結(jié)束后，統(tǒng)一進行歸零糾正。延遲糾正試驗通常會導(dǎo)致系統(tǒng)可靠性的跳躍性提升。航空裝備飛行試驗期間，延遲糾正故障數(shù)量比例較低，在航空裝備飛行試驗期間，延遲糾正故障主要因整體的試飛科目結(jié)束，部分故障歸零措施未能在試飛結(jié)束前貫徹更改。若試驗時間為T，第j 種BD 類故障的次數(shù)為Nj，且糾正有效性系數(shù)為dBDj，當(dāng)采取改進措施后，第j 種B 類故障的失效率由減少到，則產(chǎn)品延遲糾正后失效率為［10］：

產(chǎn)品的平均故障間隔飛行小時（MFHBF）為：

1.6 部分即時糾正試驗

部分即時糾正試驗是在試驗過程中，將所有的故障都分成A 組和B 組，A 組是試驗期間所有故障均不進行改進，B 組是試驗期間所有故障均進行改進。部分即時糾正試驗是考慮到不糾正試驗和即時糾正試驗的綜合情況。

若試驗時間為T，發(fā)生A 類故障NA次，B 類故障NB次，M 為B 類故障的失效模式數(shù)量，第j 種B類故障的次數(shù)為Nj次且糾正有效性系數(shù)為dj，當(dāng)采取改進措施后，第j 種B 類故障的失效率由減少到，到時刻t，觀測到m 種B 類失效，并進行了設(shè)計糾正，因此，產(chǎn)品的失效率減少到

經(jīng)過理論證明［9］，可以得到在試驗結(jié)束時的失效率為：殘余的失效率，而

式中：

產(chǎn)品的平均故障間隔飛行小時（MFHBF）為：

在部分即時糾正試驗中，主要的問題是糾正有效性系數(shù)d 的計算，糾正有效性系數(shù)是產(chǎn)品針對某故障模式采取改進措施后，該模式失效率降低的百分比。目前，對于糾正有效性系數(shù)d 的計算方法主要有4 種，具體如下：

1）定義法：工程上，針對某典型失效模式，可利用FMECA 分析報告計算改進前失效率和采取改進措施后的失效率，進行計算糾正有效性系數(shù)d，即。該方法工程推廣較為容易，缺點是理論分析的失效率較實際有一定的出入。

2）利用專家打分法確定糾正有效性系數(shù)，根據(jù)故障原因分析水平、改進措施的復(fù)雜程度、歷史經(jīng)驗等確定，缺點是主觀性比較大，工程上難以推廣。

4）文獻［11］的統(tǒng)計結(jié)果表明，d 的平均值與中位數(shù)分別為0.70 與0.71，其范圍為0.55～0.85。因此，為方便工程化應(yīng)用，可將所有B 類故障的糾正有效性系數(shù)均設(shè)置為0.7。該方法在FMECA 分析報告不完整不準(zhǔn)確的情況下可使用。

1.7 單設(shè)備復(fù)雜糾正試驗

復(fù)雜糾正試驗即在試驗過程中，對發(fā)現(xiàn)的故障綜合采取僅換件（不糾正）、即時糾正、延遲糾正、提前糾正4 種方法，復(fù)雜糾正幾乎包括了航空裝備試飛期間面臨的所有情況，比較符合外場工程實際情況。復(fù)雜糾正模型是將所有的故障分為3 類，分別為A 類故障：不糾正故障，B 類故障：試驗期間進行糾正的故障，其中B 類又包括兩類，BC 類為在試驗期間立刻進行故障改進，BD 型為延遲到試驗結(jié)束后進行故障改進。C 類故障：提前糾正故障，經(jīng)過理論證明［9］，可以得到在試驗結(jié)束時的失效率為：

產(chǎn)品的平均故障間隔飛行小時（MFHBF）為：

1.8 多設(shè)備復(fù)雜糾正試驗

在外場試飛過程中，一般不會安排一架飛機進行試飛，至少保證兩架以上，多者可達十余架飛機，對于多架飛機同時開展復(fù)雜糾正試驗，可利用統(tǒng)計學(xué)中相關(guān)知識，對平均故障間隔飛行小時（MFHBF）數(shù)據(jù)進行分布假設(shè)檢驗，確定其可能服從的分布，然后根據(jù)分布類型，確定產(chǎn)品在相應(yīng)置信度下的可靠性水平［12-14］。

2 案例分析

某型飛機有6 架投入飛行試驗，其中一架外場累積飛行420 h，發(fā)生56 起故障，具體故障發(fā)生時間及故障模式見下頁表1。表2 為BC 和BD 類故障首次發(fā)生時刻及糾正有效性系數(shù)。

2.1 不糾正試驗

如果不考慮產(chǎn)品改進后可靠性增長情況，僅利用已經(jīng)發(fā)生的故障進行計算，為了對比分析，假設(shè)上述故障均未采取糾正措施，利用式（1）計算得到產(chǎn)品的MFHBF（80%置信度）可靠性水平為：

2.2 即時糾正試驗

考慮即時糾正策略，為了對比分析，假設(shè)上述所有故障全部采取即使糾正措施，那么根據(jù)式（2）和式（3），則：

產(chǎn)品的MFHBF 可靠性水平達到：

2.3 提前糾正試驗

考慮提前糾正策略，為了對比分析，該型號飛機在實驗室驗證共計發(fā)生5 起故障，均采取了提前糾正措施，原故障率為0.083，且5 起故障故障率及糾正有效性系數(shù)見表3。

則根據(jù)式（5）

2.4 延遲糾正試驗

考慮延遲糾正策略，為了對比分析，假設(shè)表1中僅BD 類故障全部采取延遲糾正措施，其他故障

表1 故障發(fā)生時刻表

表2 BC 和BD 類故障首次發(fā)生時刻及糾正有效性系數(shù)

表3 提前糾正故障率及糾正有效性系數(shù)

均屬僅換件故障（未糾正），那么根據(jù)式（7），則

2.5 部分即時糾正試驗

考慮部分糾正策略，為了對比分析，假設(shè)A 組是試驗期間所有故障均不進行改進。B 組是試驗期間所有故障均進行立即改進，且糾正有效性系數(shù)利用定義法，即根據(jù)FMECA 分析報告計算得出糾正有效性系數(shù)，根據(jù)表1 和表2 的數(shù)據(jù)，根據(jù)式（11）、式（12）則：

2.6 單設(shè)備復(fù)雜糾正試驗

考慮單設(shè)備復(fù)雜糾正策略，存在對發(fā)現(xiàn)的故障采取僅換件（不糾正）、即時糾正、延遲糾正、提前糾正4 種策略，綜合利用表1、表2 和表3 數(shù)據(jù)，根據(jù)公式（15），則

2.7 多設(shè)備復(fù)雜糾正試驗

根據(jù)上述失效分布，可以得到在0.95 的置信度下，飛機的MFHBF 雙側(cè)置信區(qū)間為（10.29 h，17.02 h）。

根據(jù)飛機批量交付服役后的統(tǒng)計結(jié)果表明，該型號飛機在經(jīng)過初期的故障高發(fā)期（浴盆曲線早期）進入穩(wěn)定期后，飛機的MFHBF 基本穩(wěn)定在13 h～15 h 左右，與試飛期間經(jīng)過復(fù)雜糾正計算后的評估結(jié)果基本接近。

3 結(jié)論

航空裝備試飛階段可靠性評估面臨的情況極為復(fù)雜，如何更加合理精確地對整個試飛階段飛機可靠性進行評估，是目前面臨的重要問題，本文針對航空裝備飛行試驗過程中存在的故障糾正時機多樣導(dǎo)致可靠性增長評估受限問題，從不糾正試驗、即時糾正試驗、提前糾正試驗、延遲糾正試驗、部分即時糾正試驗、單設(shè)備復(fù)雜糾正試驗和多設(shè)備復(fù)雜糾正試驗等飛機試飛階段實際遇到的情況，逐步進行可靠性評估方法描述，并針對上述策略對可靠性評估所產(chǎn)生的影響進行了案例分析，經(jīng)過多種故障糾正措施后，MFHBF 從不糾正的6.6 h 增長到13.35 h，可靠性結(jié)果更加接近實際情況，且為該方法的工程推廣應(yīng)用奠定了良好的基礎(chǔ)。