姜甲玉， 王光芦， 王武

（1. 海装沈阳局驻沈阳地区第一军事代表室, 辽宁 沈阳 110034；2. 工业和信息化部电子第五研究所, 广东 广州 510610；3. 四川九洲电器集团有限公司, 四川 绵阳 621000）

0 引言

GJB 899A-2009 《可靠性鉴定和验收试验》[1]（以下简称GJB 899A） 是以美国国防部1996 年4月1 日颁布的MIL-HDBK-781A 《工程、 研制、 合格鉴定和生产用的可靠性试验方法、 方案和环境》[2]为基础, 并结合我国装备可靠性试验工程实际,对GJB 899-1990 《可靠性鉴定和验收试验》 （以下简称GJB 899） 进行修订而编制的。

相对于GJB 899 而言, GJB 899A 的主要变化内容如下: 1） 对MTBF 检验下限（θ1）、 MTBF 检验上限（θ0）、 生产方风险（α） 和使用方风险（β）等术语进行进行了修改； 2） 对GJB 899 中正文部分15 处、 附录中的51 处 （根据MIL-HDBK-781A） 进行了修改； 3） 增加了故障判据和故障统计原则的内容； 4） 增加了夹具测定和产品进行可靠性试验时的技术状态要求； 5） 增加了统计方案的计算方法； 6） 将GJB 899-1990 附录D 合并到附录A 中； 7） 附录C 按试验前准备、 试验运行和试验后工作要求等内容重新编写。

GJB 899A 自2009 年8 月1 日实施近10 年以来, 为航空、 兵器、 舰船和电子等国防领域的多型装备可靠性鉴定试验提供了标准依据, 在验证装备的可靠性指标方面发挥了重大的作用。GJB 899A 的主要内容有4 个部分: 1） 统计试验方案的确定与选择； 2） 综合环境条件设计； 3） 性能检测； 4） 故障判据和分类。 其中, 综合环境条件设计是可靠性试验中的一个关键部分, 该条件的正确与否直接影响可靠性试验的考核效果, 本文从可靠性试验综合环境条件设计步骤入手, 介绍了军用直升机综合环境试验条件背景, 分析了该设计振动应力、 温度应力存在的问题, 并提出了相应的解决方法。

1 综合环境条件应力的确定准则、 类型及基本方法

1.1 综合环境条件应力的确定准则

可靠性试验综合环境条件的目标是尽量逼真地模拟产品在使用中遇到的实际环境, 因此, 应根据受试产品现场使用和任务环境特征确定综合环境条件[4]。 GJB 899A 中第4.3 条中指出可以根据如下3 种应力来获得综合环境条件: 1） 实测应力（优先采用）, 根据装备在实际使用中执行典型任务剖面时, 在受试产品安装位置附近测得的数据, 经过分析处理后确定的应力； 2） 估计应力（其次）, 根据处于相似位置, 具有相似用途的产品在执行相似任务剖面时测得的数据, 经过分析处理后确定的应力, 只有在无法得到实测应力的情况下方可使用估计应力； 3） 参考应力（最后采用）, 根据GJB 899A 附录B 中给出的应力或按照该标准提供的数据、 公式和方法导出的应力, 只有在无法得到实测应力和估计应力的情况下方可使用参考应力。

1.2 综合环境条件应力类型

综合环境中应力主要包括4 种类型: 1） 电应力, 包括产品的通断电循环、 规定的工作模式及工作周期、 规定的输入标称电压及其最大允许偏差； 2） 振动应力, 包括振动类型、 频率范围、 振动量值和振动方向等, 应按产品的现场使用类别、产品的安装位置和预期使用情况来确定； 3） 温度应力, 包括温度范围、 温度变化率和持续时间等,应真实地模拟受试产品在使用中经历的实际环境；4） 湿度应力, 对湿度一般不加控制, 只在需要时（如预计现场使用中会出现冷凝、 结霜或结冰等）才在试验循环的适当阶段喷入水蒸汽, 以模拟使用中经历的环境条件。 其中振动应力的设计最复杂, 也最重要。

1.3 综合环境条件设计的基本方法

按照MIL-HDBK-781A 的相关规定, 综合环境条件设计的基本方法是: 首先, 根据任务剖面（装备在实际使用过程中可能有多个任务剖面）,计算出环境剖面（与任务剖面一一对应）； 然后,进行工程处理得到试验剖面； 最后, 按照任务比进行计算得到综合环境条件（也称综合环境试验剖面）, 设计基本方法如图1 所示。

2 军用直升机综合环境条件来源

GJB 899A 中军用直升机的综合环境剖面是参照MIL-HDBK-781A 中6.9.2 条“直升机环境” 来确定的, 在该章中规定: “除非采购单位另有规定, 否则应根据MIL-STD-810C[5]和6.9.2.1 ～6.9.2.4 节中提供的数据导出直升机环境。 图128为直升机的综合环境, 图129 为综合任务剖面”。MIL-HDBK-781A 中的图128 如图2 所示, MILHDBK-781A 中的图129 如图3 所示。

3 军用直升机综合环境条件中存在的问题和修改建议

3.1 振动应力

3.1.1 存在的问题

GJB 899A 中规定: 1） 5～500～5 Hz 连续对数扫描振动, 扫描时间为12 min； 正弦定频振动定频频率和幅值根据GJB 150-1986 或实测数据确定, 一般只取一个定频频率值, 正弦定频振动时间为3 min, 每工作1 h 进行一次, 振动轴向按有关标准的规定； 2） 5～24.5 Hz 位移（双振幅） 为1.27 mm； 3） 24.5～500 Hz 加速度为15 m/s2。 MILHDBK-781A 中规定: 对于安装在军用直升机上的设备, 应施加下列振动, 从5～24.5 Hz 为1.27 mm（0.05 英寸） （峰峰值）； 从24.5～500 Hz 为1.5 g的峰值振动； 振动应从5 Hz 到500 Hz 再到5 Hz 连续施加； 扫描速率应呈对数变化, 从5 Hz 到500 Hz再到5 Hz 需要15 min。 在设备工作的每个小时都需要施加一次这样的扫描。” 比较上述两个标准规定可以得出两者的差异为: 1） GJB 899A 的振动应力中的比MIL-HDBK-781A 的增加了一个定频频率； 2） GJB 899A 中的对数扫描振动时间是12 min,定频振动时间是3 min, 而MIL-HDBK-781A 中对数扫描时间是15 min, 这是在编写GJB 899A 时,根据国内直升机的振动特点和某军用直升机可靠性鉴定试验综合环境条件相关数据进行的部分修改。

但上述振动应力规定中存在如下问题: 1） 振动应力中振动谱型与直升机的真实振动情况不一致； 2） 振动应力中振动量级未按照区域进行区分； 3） 振动量级和时间没有和飞行任务剖面中的状态（大速度飞行、 悬停、 爬升和机动等） 对应。

3.1.2 修改建议

3.1.2.1 振动谱型修改建议

军用直升机振动应力的特性是在宽带背景上叠加单频尖峰（如图4 所示）。 尖峰是由主要旋转部件或机械（主旋翼、 尾桨、 发动机、 齿轮箱和轴杆等） 产生的正弦波, 是每个部件的基频和旋转频率（如主旋翼的频率f2） 及这些频率的谐波（f3、 f4等）。 宽带背景是低量级的正弦分量和由于气动噪音引起的随机振动分量（随着直升机飞行速度的增加, 气动噪声也会相应地增加） 的混合。因此, 建议可靠性试验综合环境应力振动应力由正弦扫描+定频振动改为宽带随机+正弦（如图4所示） 组成, 以真实地模拟设备实际使用环境中的振动应力, 正确地考核设备耐振动能力。

3.1.2.2 振动量级修改建议

振动量级由于直升机类型的不同变化很大,而且即使是同一类直升机, 由于振源的位置和强度不同及结构几何形状和刚度的不同, 振动量级变化也会很大。 基于上述原因, MIL-STD-810G 推荐使用实测数据来确定振动量级[6]。 并在其附录C中图514.6C-9 （如图5 所示） 将机体分为4 个区域, 确定试验量级。 附录d 中表514.6D-III （表1）给出了不同区域的振动量级及其计算方法。

美国罗姆航空发展中心空军司令部颁布的AD-BOO7946 （1975 年9 月） 报告中指出[7], 该部对4 架（3 架喷气式、 1 架螺旋桨） 飞机的实测数据进行分析得出: 振动量级沿机身有很大的变化, 向发动机接近时严酷度增加, 在发动机后部区域进一步地增加。 因此, 该报告中把喷气式飞机分为3 个区域（发动机舱前的设备、 发动机舱中的设备和发动机舱后的设备）, 每个区域分成2个频段（10～100 Hz、 100～500 Hz）, 对每个区域,每一个频段的数据点（功率谱密度） 按照“统计容差极限” 技术进行计算, 见公式（1）, 其统计数据的结果被MIL-STD-781C[8]采纳。

式（1） 中: X均值——数据（功率谱密度） 点平均值；

S——数据（功率谱密度） 标准差；

K——统计区间系数（根据统计的数量、 覆盖比例和置信度确定）。

如果有振动实测数据, 建议采用MIL-STD-810G 中516.6 附录a 中给出的“上限统计估计方法” 来确定振动量级, 该方法对公式（1） 进行了进一步地完善, 计算过程如下所述。

在一组有N 个测量值{x1, x2, …, xN} 的分析中, 假设: 1） 对估计值进行对数变换, 以使总测量集更接近正态分布样本； 2） 忽略测量选取偏置误差。 这里假设所有的估计都是在单一的频率或频带上处理的, 并且在这些带宽上估计是独立的, 所以每一个分析带宽可单独处理, 整个频率段的结果作为频率的函数汇总到一个图上。 对于:

均值uy的估计值my由下式给出:

标准差σy的无偏估计Sy为:

正态单边容差上限的NTL （N, β, γ） 为:

式（5） 中: KN,β,γ——正态单边容差因子,表B.1 中给出了不同N, β 和γ 值对应的KN,β,γ值；

NTL——（原始估计集的） 正态单边容差上限,表示100β%的估计值以置信度100γ%低于正态单边容差上限NTL （N, β, γ）。 对于β=0.95 和γ=0.50, 可以称为95/50 极限。

例如: 在MIL-HDBK-781 的5.9.2.4 节中振动应力中采用了95/50 极限。 因此, 建议可靠性试验剖面综合环境条件中振动应力量级按照上述方法,对振动实测数据进行处理, 得出直升机不同区域的振动量级。

3.1.2.3 振动量级与飞行状态对应修改建议

GJB 899A 中规定: “ 5～500～5 Hz 连续对数扫描振动, 扫描时间为12 min； 正弦定频振动定频频率和幅值根据GJB 150-1986 或实测数据确定,一般只取一个定频频率值, 正弦定频振动时间为3 min, 每工作1 h 进行一次”。 振动量级与任务剖面中飞行状态不对应, 然而, 由于直升机有前飞、后飞、 侧飞和空中悬停等飞行状态, 对于一种飞行状态（例如前飞） 可以有不同的飞行速度, 其飞行

振动量级应不相同。 例如: 在美军“黑鹰” 直升机研制初期, 当其以80 km/h 左右的速度飞行时, 其振动量级到达0.3 g； 在我国研制的某型直升机中的科研飞行试验中发现, 当直升机以120 km/h 左右的速度飞行时, 振动急剧地增大。

表1 振动量级（MIL-STD-810G 表514.6D-III）

因此, 建议振动量级应该按照任务剖面中飞行状态进行确定, 其确定方法参考GJB 899A 附录b中“3.5 喷气飞机设备” 中的相关规定, 或者采取上述“上限统计估计方法” 对典型飞行状态进行实测振动数据计算。

3.2 温度应力

3.2.1 存在的问题

GJB 899A 中规定: “若无其他规定, 直升机内部设备的温度试验剖面应符合图2, 但在地面低温和高温工作之前均还应增加1.0 h 的冷浸和热浸。 冷浸温度为-55 ℃或-62 ℃（进入北极区）,热浸温度为70 ℃或85 ℃（如图2 中的虚线部分）”。 由上述规定可知, 直升机的温度试验剖面没有与任务剖面对应, 剖面中一般只有低温贮存（-55 ℃）、 低温工作（-40 ℃）、 高温贮存（70 ℃）和高温工作（60 ℃）。 不能真实地模拟任务剖面中各个飞行状态。

3.2.2 修改建议

影响直升机舱内设备温度的主要因素: 大气环境温度和舱内设备发热。 有关资料表明: 在20 000 m 以下时, 一般是每上升1 000 m, 大气环境温度大约下降6 ℃。 因此, 建议参考GJB 899A附录b 中“3.5 喷气飞机设备” 中的温度确定方法来确定不同飞行状态（高度、 速度） 下热天和冷天的温度应力。

4 结束语

军用直升机综合环境条件设计是可靠性试验中一个关键内容, 本文以任务剖面为基础, 真实地模拟直升机振动、 温度环境为目标, 提出了GJB 899A 军用直升机综合环境条件设计中存在的问题和相应的修改建议, 希望能为GJB 899A 的修订提供相关参考。