(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202111597152.0 (22)申请日 2021.12.24 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114048633 A (43)申请公布日 2022.02.15 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 王彬文　吴敬涛　成竹　邓文亮　 任红云　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 代理人 刘婷 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 17/16(2006.01) G06F 119/02(2020.01) G06F 119/08(2020.01)(56)对比文件 CN 113800006 A,2021.12.17 CN 113344471 A,2021.09.0 3 CN 111639871 A,2020.09.08 CN 110032200 A,2019.07.19 EP 0244344 A1,1987.1 1.04 KR 20180 009453 A,2018.01.2 9 CN 111639872 A,2020.09.08 余健.C919完成高寒专项试验试飞. 《仪 器仪 表用户》 .2021,第1 12页. 夏友斌.航空发动机电气附件绝 缘性能测试 方法研究与系统设计. 《中国优秀博硕士学位 论 文全文数据库(硕士)工程科技 Ⅱ辑》 .2017, C031-375. Hassan Sartaj等.Testi ng cockpit display system s of aircraft usi ng a model-based ap proach. 《Software and Systems Modeling》 .2021,第197 7-2002页. 审查员 娄贝贝 (54)发明名称 一种飞机高寒试验矩阵设计方法 (57)摘要 本发明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。 权利要求书2页 说明书12页 附图3页 CN 114048633 B 2022.04.12 CN 114048633 B 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/或参数分析为手段， 确定步骤S2 ‑1中故障频 发的飞机系统的故障参数； S2‑2‑1、 以所述数学模型为手段确定步骤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； S2‑2‑2、 以所述参数分析为手段确定步骤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； 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。权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114048633 B 22.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 相关性能参数满足对应的功能性指标。 3.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， 所述步骤S2 ‑2‑ 2‑2中， 适配的分析 方法为故障分析、 FTA、 FM EA、 CBR中的任意 一种或至少两种的组合。 4.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， 所述步骤S2 ‑2‑ 2‑3中， 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。 5.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， 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。 6.一种飞机高寒试验矩阵， 其特征在于， 所述试验矩阵的设计方法采用如权利要求1~5 任一所述的方法。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114048633 B 3