可靠性维修性和保障性

1、国外直升机可靠性、维修性和保障性发展综述1. 引言可靠性、维修性和保障性(RMS)是响影军用直升机作战效能、作战适用性和寿命周期费用的关键特性。特别是在现代高技术战争中，RMS成为武装直升机战斗力的关键因素。美国武装直升机AH-64“阿柏支”由于在研制中重视RMS工作，具有较高的RMS水平，保证AH-64具有较的战备完好性和任务成功概率。在1990年12月至1991年4月的海湾战争中，美国陆军101师攻击直升机营的8架AH-64直升机，突袭伊拉克，摧毁了通往巴格达沿途的雷达站，为盟国空军执行空战任务开辟了空中通道，仅在2月28日，第一武装分队的AH-64摧毁了36辆坦克，俘获了850名伊军官兵

2、。在海湾战争中，美军出动了288架AH-64，累计飞行18700小时，仅有一架AH-64被地面炮火击落，在“沙漠盾牌”和“沙漠风暴”行动中，AH-64的能执行任务率分别达到80%和90%，超过了设计要求。AH-64的战例充分表明，RMS是现代武装直升机形成战斗力的基础，是发挥其作战效能的保证，也是现代军用直升机设计中必须考虑的、与性能同等重要的设计特性。2. 国外直升机RMS技术的发展随着直升机在现代战争中和国民经济建设中的作用及地位的日益提高，直升机RMS越发引起各工业发达国家的重视，特别是对直升机可靠性和安全性问题早就得到重视；随着武装直升机的应用与发展、机载雷达及火控系统的可靠性及维修性

3、也相继引起各国军方的重视；近十多年来，尤其是海湾战争之后，为了满足现代高技术战争的需要，要求直升机具有快速出动能力和高的战备完好性，降低武装直升机的寿命周期费用，要求直升机具有低的维修工时、少量维修人力、少量备件和良好的测试性和保障性。总的说来，近50年来，国外直升机RMS技术的发展大至可划分为如下3个阶段。2.1 50年代中期至60年代末期50年代中期或末期开始研制或60年代初期开始研制、在60年代投入服役的直升机，如美国的CH-47A、CH-53A、AH-1A、AH-56A、OH-58A、UH-1A等。这些直升机主要是采用工程设计和试验的方法来保证直升机的可靠性、维修性、保障性，没有专门制

4、订RMS大纲，既没有提出专门的RMS指标，也没有开展专门的RMS分析设计和专门的RMS试验工作。因此，这一批直升机普遍存在着故障多、可靠性低、维修工时较高，因此使用和保障费用较高。美国陆军和直升机公司都建立了直升机的RMS信息系统，收集大量的RMS数据，进行分析研究后，找出了影响可靠性及维修性的主要原因和部件，并随后进行改进改型。例如，CH-47D制订了专门的可靠性改进计划，投资237 万美元，使整个直升机的MTBF提高一倍，维修工时降低28%。2.2 70年代初至80年代中期经过越南战争后，军用直升机的作用更加引起世界各军事大国的重视，在执行战斗保障和后勤支援任务中，直升机充分显示了具有良好

5、的机动性和灵活性、快速反应能力和不受地形限制的特点。此外，装备武器的武装直升机用于对地火力支援和护航任务中，出色地完成任务。在战争实践中证实了武装直升机对现代战争具有重要的意义，是现代战争不可缺少的重要武器之一。为了充分发挥军用直升机在现代战争中的作用，在此阶段发展及改型的一些军用直升机如AH-64A、UH-60A、CH-47D、CH-53E和OH-581D等，都重视可靠性与维修性，全面开展可靠性及维修性工作，制订可靠性及维修性大纲，根据美国军用标准MIL-STD-785“系统和设备可靠性管理大纲”、MIL-STD-470“系统和设备维修性管理大纲”，制订型号的大纲；提出明确的可靠性及维修性要

6、求，例如UH-60A“黑鹰”直升机的MFHBF4.0(目标值)/3.5(门限值)小时、MCSP=0.987安全可靠度RS0.997、MTTR=0.95小时，MMH/FH=3.8工时、使用可用度Ao=0.82(目标值)/0.80(门限值)；并根据MIL-STD-785和MIL-STD-470的要求开展可靠性及维修性分析和设计，进行可靠性及维修性试验和验证，特别是开展专门可靠性研制试验，例如，S-70“黑鹰”直升机的地面试验、样机飞行试验和生产飞机的飞行试验；此外，这些飞机还采用较为完善的机内测试技术(BIT)，从而大大减少直升机的维修时间。在研制与生产过程中，对航空电子设备的元器件、组件和设备等

7、三级设备进行严格的环境应力筛选，确保直升机投入外场使用具备规定的可靠性。2.3 80年代后期至2000年自80年代后期以来出现了苏联解体，两大阵营对抗的冷战结束。世界出现了多极化的格局。全球性的缩减军费、裁减军队的趋势日益明朗，费用成为现代武器装备研制的主要约束条件。特别是经过90年代初的“海湾战争”以及98年的“科索沃冲突”两次现代局部高技术战争，进一步表明直升机的后勤保障工作在现代高技术战争中的重要作用和突出地位，通过提高可靠性、维修性和保障性来提高武器装备的战斗力、降低使用和保障费用成为一种经济有效的途径。80年代后期以来，新研制和改型的军用直升机，如美国的RAH-66、V-22、AH-

8、64D、S-70A和北约NH90等都更加重视可靠性、维修性和保障性，更加严格地开展可靠性、维修性和保障性的设计和试验，其主要特点如下：(1) 严格开展R&M试验。 S-70A直升机一共进行大约13000小时的可靠性和维修性试验。从地面试验开始，一直到飞行试验及生产型飞机试验。通过专门的可靠性和维修性研制试验与系统研制试验相结合，以实现可靠性及维修性增长。其中，地面试验1900小时，样机飞行试验2000小时，生产型飞机试验8755小时。(2) 重视机载故障诊断技术的应用。 在新一代直升机中普遍采用先进的机载状态及使用监控系统(HUMS)、监控与诊断系统和机载综合诊断系统。对直升机的旋翼、

9、尾桨、传动装置和发动机等关键系统进行状态监测和故障诊断，并监测机体主承力件的疲劳寿命、发动机和传动装置的振动、旋翼桨叶结冰速度和航线飞行的剩余油量等，通过座舱仪表板的告警功能，可准确向驾驶员发出提醒和告警，使驾驶员及时发现异常现象并采取应急措施，以确保直升机的飞行安全。例如，V-22倾转旋翼机采用了发动机功率监测、金属屑监测和发动机部件寿命监测等多种监测技术，并诊断故障发生；又如，RAH-66直升机的发动机T800采用全权数字式控制系统和状态监测系统，监测发动机的性能、振动、寿命、油量和温度等。4. CH-53E重型多用途直升机CH-53E“超种马”是美国海军陆战队用于执行两栖突击任务，运载5

10、5名全副武装士兵、运输重型装备和弹药；美国海军用于舰上垂直补给和运输的一种重型三发多用途直升机，由美国西科斯基飞机公司研制，公司代号为S-80/H-53E。CH-53E是在CH-53D的基础上研制的，1971年开始研究与发展工作。1974年3月1日第一架原型机YCH-53E开始试飞，1981年6月16日开始交付给美国海军陆战队使用。CH-53E是按照美国海军航空系统司令部在装备采办过程中加强可靠性设计的“新观点”的目标要求，积极开展可靠性及维修性(R&M)工作，严格进行可靠性和维修性分析设计和试验实践，采用已经实际考验的零部件，在生产和研制过程中，应用故障报告和纠正措施系统。4.1 R

11、&M要求按照美国海军航空系统司令部有关加强R&M工作的要求，对CH-53E规定如下的R&M要求：·任务可靠度Rm=0.93·平均故障间隔飞行小时 MFHBF0.71h(研制阶段)、0.92h(生产阶段)·每飞行小时的维修工时 MMH/FH=12.0h(在基层级)·平均修复时间MTTR=2.4h·平均任务中断间隔飞行小时 MFHBA13.8h4.2 R&M分析与设计为了确保CH-53E能够满足军方规定的R&M要求，使得CH-53E成为一架可靠的、可维修的重型运输直升机，采用下述R&M分析与设计技术。

12、(1)故障模式影响及危害性分析(FMECA)在直升机设计初期，FMECA作为直升机设计的一个组成部分，在每个产品层次开展FMECA，确定作能产生的故障模式以及对直升机可能产生的影响，在图纸发放前，确定直升机初步设计缺陷，并进行分析和改正。随着设计进展，不断修改FMECA以反映各种设计更改，以及出现的故障模式的影响。进行FMECA的系统包括：旋翼系统、传动系统、飞行操纵装置、2号发动机安装(1号、3号与CH-53D相同)发动机起动系统和自动飞行控制系统等。在分析期间，共发现1507个故障模式，并按照它们的影响进行分类，采取了改进设计、材料和工艺过程，以防止这些故障模式再度发生，某些典型示例如下：

13、a. 传动系统·主锥形齿轮滚柱轴承的材料改成M50真空熔化钢；·第一级行星正齿轮中的齿轮偶接触系数增大以减小应力和齿轮损坏的概率；·在主旋翼测速器正齿轮的垂直驱动装置采用弹性绝缘体为防止传动装置磨损提供衬垫。b. 主旋翼叶片与搭座拆叠在尾桨桨叶定位器组件上加装一个开关，以便延缓到尾浆桨叶锁定位置后才使搭座拆叠。c. 飞行操纵装置·飞行控制系统助力器重新定位，使更多的部件增大液压输入信号，从而减少堵塞概率；·飞行操制系统的伺服机构重新安装，从旋翼搭座移到机身隔舱更温和的环境中。(2)R&M建模与分配在直升机研制阶段开始，根据CH-53E的

14、任务剖面建立了可靠性框图与数学模型，包括直升机各分系统的构型，确定为成功完成任务的各种通道(各种余度通道)，作为开展可靠性分配、可靠性预计和FMECA的基础。CH-53E的R&M分配是以CH-53D的外场使用数据为基础进行的，也就是由美国海军3M(管理、维修的器材)系统提供的R&M数据，根据CH-53E与CH-53D的结构及技术状态的差别，对CH-53D的数据进行调整而得到CH-53E的各个分系统的R&M数据。对各分系统和重要部件都分配了MHFBF、MMH/FH和MFHBA都进行分配。表2给出了CH-53E的分配值和CH-53D的外场使用可靠性，用每飞行小时的故障率表示

15、，即是MFHBF的倒数。表2所列的数据是1976年完成的可靠性分配。从表中看出，CH-53E导航与飞行综合系统的故障率比CH-53D增加了50%，主要是由于增加了3个陀螺与3个加速度计，并增加放大器、双通道同步器等的功能。为了提高该系统的可靠性，将模拟式系统改进为数字式系统，其故障率将从55.764/1000飞行小时降低到4.255/1000飞行小时，整个直升机的故障率从1007.477/1000飞行小时降低到955.968/1000飞行小时，MFHBF从0.993小时提高到1.046小时。表2 CH-53E可靠性分配表(故障数/1000飞行小时)系统CH-53D变化量CH-53E机体141.

16、87811.393153.271燃油隔舱32.031-0.05131.980起落架86.574-1.68484.890飞行操纵73.753-7.72466.028旋翼134.727-3.671131.056辅助动力装置28.858-1.90526.953传动系统86.278-0.42485.854动力装置仪表49.33827.50576.843空调与防水1.8620.7832.645电气系统16.9254.04120.966照明37.0660.07837.144液压系统16.840-1.22315.617燃油系统9.26711.59420.861其他能源8.3781.83310.211仪表41

17、.17114.51455.685飞行参考系统10.875-2.7058.170综合导航飞行控制38.08217.08255.764总故障率(不含政府提供设备)813.90370.036883.938政府提供的设备159.733-36.175123.539整个直升机973.63633.8411007.477总的MFHBF(小时)1.0270.993(3) 元器件及材料控制为了最大限度地提高CH-53E的可靠性，在直升机设计及研制中强调元器件(零部件)和材料的控制。用于CH-53E的元器件及材料都由工程标准机构和系统工程机构进行严格审查，确正正确应用并达到高的可靠性。元器件与材料的审查与批准过程按

18、照下述方式进行。直升机研制公司内部设计的分系统和组件，R&M工程机构和有审批权的设计组一起规定在设计中使用的元器件和材料，在工程图纸发放之前，由R&M工程机构确认元器件和材料得到正确规定。机械零件应对应力特性、环境兼容性、腐蚀防护和光洁度进行审查。电子与电气元器件应对与MIL-E-5400规范要求的符合性进行审查，以确保这些元器件具有所要求的可靠性水平。供应商设计和制造的分系统和组件，它们的元器件和材料的要求应在采购规范中规定，通常采用西科斯基公司的工程规范。供应商对采购规范规定要求的执行情况的符合性应由R&M工程机构进行审查，当未能全面符合时，应提出最好的解决办法。在

19、设计和研制阶段，应继续对元器件和材料的应用进行审查，以证实供应商符合规定要求。经批准的元器件应列入元器件选择清单(PPSL)。当具体元器件和材料出现可靠性问题时，R&M工程机构应与供应商一起工作以通过采用备选元器件、增加筛选、改进供应商的工艺过程、质量控制等措施来解决有关R&M问题。例如，用于执行飞行关键功能的航空电子设备的连接器(符合MIL-C-83733)，在供应商的生产过程中及在外场使用中，连接器插针连接插座时，经常出现反弹而解脱现象，CH-53E的R&M工程机构与供应商的工程机构协同工作，对连接器设计、制造工艺过程和质量保证活动的各种问题进行全面调研，对连接器设

20、计，工艺和质量控制过程进行改进后，消除了连接器问题。(4) 降额设计在CH-53设计过程中，为提高可靠性水平，元器件(零部件)降额是一项关键措施。在所有设计的关键评审中，都对应力降额要求进行严格评审。电子元器件降额是各种元器件的耗电功率和温度不超过规定的值(远低于制造商规定额定值)。无源器件要求规定可靠性最低值。电阻壳体温度不大于额定温度的80%，功率不超过50%额定功率时达到70(在某些情况下小于70)；电容器壳体温度至少必须低于额定温度20，直流工作电压必须不超过50%的额定电压。所加的直流电压加峰值交流脉动电压必须不超过55%的额定电压。有源器件(半导体和微型器件)必须满足下列要求。结温

21、可能不超过110。半导体必须满足MIL-S-19500JANTX。微型电子器件必须满足MIL-M-38510B求。数字式或飞行控制系统元器件选择所采用的降额准则。如表3所示。表3 数字式飞控系统的降额准则元器件可靠性水平 降额水平 微电子器件半导体无源器件电阻器电容器MIL-M-38510B级MIL-S-19500JanTX规定可靠性(ER)“R”级最小值“R”级最小值 最大结温110最大结温110壳体温度80%额定温度最大壳温(50%功率到70)加直流电压交温脉动峰值55%额定电压 机械部件降额涉及到使应力均值与强度均值之间的差值最大，机体、传动系统和动部件的应力降额应证实在使用中承受的应力

22、降值到低于由设计准则规定的那些值。见图1和图2。图1 振动应力降额图2 传动系统设计应力范围应力降额4.3 耐久性及生存性试验在生产样机试飞之前，整个CH-53E动力系统，包括主旋翼、尾旋翼、传动系统和发动机进行200小时的耐久性试验和50小时的过应力试验以验证系统动部件的兼容性。这些试验包括轴的自然频率和临界频率响应，油量校准和空载润滑试验。在每一阶段的试验完成后，所有主要的动部件都被拆卸并进行全面的目视检查。主齿轮箱、附件齿轮箱、中间齿轮箱和尾部齿轮箱都被分解并进行详细的目视检查并采用穿透剂检验。所有齿轮箱和发动机金属屑检测器和各种油滤都被拆卸并检查各种可见的可能异常和可疑异常的征侯。所有

23、部件都应显示出无可疑的故障征侯，表示所有部件都无故障。最终试验CH-53E的齿轮箱，包括耐久性和生存性试验，主齿轮箱、附件齿轮箱、附件齿轮箱、中间齿轮箱和尾齿轮箱的生存性试验验证了CH-53E直升机在最大内部载重下一旦齿轮箱失去其主润滑系统后安全飞行30分钟的能力。4.4 可靠性研制试验与老炼要求飞行控制系统的重大改进是采用两台数字式计算机。该系统进行了可靠性研制试验，其主要目的是以发现设计和研制问题，这些问题解决方法可在生产型飞机采用。可靠性研制试验的另一个目的是验证系统的平均故障间隔时间(MTBF)。该试验包括2台数字式计算机、1个飞行控制系统的控制板、6个加速度计和5个驾驶杆位置传感器。

24、该试验的环境条件如下：振动：21Hz、0.5g, 50分钟(每小时)21Hz、2.0g, 10分钟(每小时)温度：在温度从71(热状态)到-54(冷状态)变化过程中，工作30分；在非工作状态冷浸90分；在转移到热状态、热浸工作360分。在试验期间部件进行连续测试和检查，并由目视手动控制，当检测到故障时，计算机储存故障代码并指示故障。该系统验证MTBF163小时，发现5个故障模式，并采取纠正措施。为CH-53E研制的电子设备进行了严格的老炼，包括热循环与振动。老炼的温度极限为-5471。对飞控计算机的老炼要求为168小时的热循环和正弦振动1Hz、0.5g，50分钟(每小时)；21Hz、2.0g，

25、10分钟(每小时)。在生产计划开始后，对飞控计算机增加老炼，按NAVAMAT P-9492的要求0.04g2/Hz10分钟，随机振动，并增加44小时老炼而不发生故障的要求，包括最终验收试验。这使得飞控计算机的验收率从50%提高到80%。4.5 飞行试验与部署良好的R&M工作是闭环故障分析和纠正措施工作的一个组成部分。在西科斯基中心的项目，故障产品分析报告(FIAR)作为一种控制文件。故障或问题数据由R&M数据跟踪人员收集和作为缺陷记录进入计算机，包括所有CH-53E的缺陷。故障分析报告包括缺陷说明、故障历史、初步故障分析和建议采取措施。最终形成最终的工程更改通告(ECN)、工程

26、更改建议(ECP)以及生产控制委员会(PCB)的有效性定义。并利用FIAR的数据评估CH-53E的可靠性。1976年首次评估CH-53E生产样机的外场MTBF，飞机共飞行了126飞行小时。同时也利用外场发现的故障信息对飞机进行设计更改。在CH-53E从生产型样机到批生产的技术状态进展过程中，R&M要求也不断改进，并增加了专门的可靠性试验，即质量符合性试验(在首批生产的飞机上进行)；在5架初始生产的飞机上完成14次、每次一小时的飞行任务，根据对生产型CH-53E的MFHBF要求，14次飞行中，允许发生15次故障。但是，5架飞机从1981年6月至12月的试飞中，仅观测到4个故障模式，针对这

27、些故障模式改进了设计。随着第一架CH-53E投入服役之后，便开始执行R&M现场监测计划，评估飞机的R&M水平，进行故障分析和采取纠正措施，建立了CH-53E的R&M数据库。到1983年2月，总共32架CH-53E部署在东西海岸，累计飞行8000小时，其MFHBF与MFHBA比规定值高60%，见表4。表4CH-53E与CH-53D的R&M水平比较CH-53D(观测值)CH-53E(要求值)CH-53E(观测值)MFHBF0.57h0.92h1.5hMFHBA10.95h13.9h22.8hMTTR2.60h2.4h2.27hA0780%5. AH-64武装直升机早

28、在1972年，美国陆军开始执行先进攻击直升机(AAH)计划，1975年9月30日YAH-63与YAH-64开始竞争试飞。AH-64A直升机中标后于1977年元月开始研制，1984年元月开始交付部队使用。1995年AH-64开始服役，AH-64D于1990年开始改型，1991年3月首飞，1996年开始交付部队，成为目前现役美军最先进的武装直升机。5.1RMS要求在AH-64研制中，美国陆军特别强调无故障执行任务能力和快速维修能力，AH-64A的可靠性、维修性及保障性指标见表5。表中的RMS指标为目标标准，要求在10万飞行小时后达到值。测定值分列为AH-64A研制阶段、生产阶段和外场飞行300小时

29、的统计值。表5 AH-64A的RMS指标及测定值指标值研制阶段1生产阶段2外场使用3MFHBF(飞行小时)2.801.702.402.50MTBCF(飞行小时)19.024.716.815.4MMH/FH(工时)9.006.456.44.8MTTR(小时)0.901.11.270.82Ao(%)75799186注：1. 研制阶段指累计飞行5680小时的统计值；2. 生产阶段指累计飞行2543飞行小时的统计值；3. 外场使用指在外场服役后累计飞行500小时的统计值。5.2 可靠性设计为了使AH-64A服役后能够满足陆军提出的RMS要求，美国原麦道公司在直升机和电子设备的设计中严格开展了可靠性分析

30、和设计，包括可靠性分配、预计、采用高可靠的元器件、余度设计、热设计、降额设计和成熟技术等设计措施。例如，AH-64航空电子系统等数据传输采用MIL-STD-1553B总线，使航空电子和火控系统的13个终端交连一起，与常规设计相比，可靠性提高20%，安全性提高30%，维修时间降低25%，维修费用减少20%。AH-64重要系统和部件都采用余度设计，如装有2台发动机，双通道的供电系统和2套主液压系统、多余度的电传操纵系统，保证系统的致命性故障率达到1.208×10-7。AH-64的旋翼结构是是以已经飞行了数百万小时的OH-6A直升机的旋翼为基础进行改进的，关键部件采用成熟的技术，确保直升机

31、的可靠性。为了确保AH-64发动机T700具有99.799.9%的任务成功概率和很低的非计划拆卸率0.29/1000飞行小时，T700在研制中加强了可靠性管理，陆军与通用电气公司成立了R&M领导机构，负责T700研制过程中的R&M工作，从设计一开始使开展优化设计，把R&M作为重要的优化参数；并制定了可靠性改进保证计划、部件可靠性改进计划以及严格的内厂和外场的综合研制试验；建立T700的内场和外场的综合研制试验计划。5.3 维修性设计AH-64设计中重视维修性设计，直升机的动力舱、减速器舱和各设备舱都设计成易于接近的构形。主要电子系统和火控系统的设备大都装在前机身下部两侧

32、的浮筒式机舱内，在地面便接近，发动机罩向下打开可构成维修工作平台，便于维修人员进行维修工作。为了改善维修性，T700发动机全部采用单元体设计，发动机的4个单元体仅需2478分钟便可拆卸更换；任何一个发动机附件在外场的维修时间仅小于或等于15分钟；整个发动机仅有24个外场可更换部件、外场维修仅需要10把手动工具。左右两台发动机相同，可以互换。为了缩短维修时间，直升机上装有机载故障检测和定位系统(FD/LS)，可识别外场可更换单元的故障，并能识别机上电子设备95%的故障。该系统由主计算机、多路远距终端装置、备用总控制器、数据输入键盘、数据总线、电传打字机自动发送系统等。为了改进中继级维修，在中继级

33、维修车间采用自动测试系统，对外场可更换单元(LRU)进行测试，检测LRU的故障，并在中继级(内场)通过更换内场可更换单元(SRU)进行修复。该系统可对AH-64直升机的75个部件故障进行检测和诊断。一台自动测试系统可承担54架AH-64或在战斗条件下3个直升机营的测试任务。该系统的核心是中央计算机、输入和输出装置、控制设备和被测装置接口的试验台等，其代号为AMUSM-410。5.4 可靠性试验为了提高AH-64A的可靠性，在研制阶段，对系统处理机、任务处理机、显示处理机、环境控制系统和其他重要部件等进行了可靠性增长试验，通常取2个试件，在随机振动和温度循环的模拟环境条件下，进行4000小时的试

34、验。通过试验，发现了集成电路组件因制造时残留的焊料膜导致在振动应力下导线连接拉脱；另发现外场可更换单元导线固定不牢，在高振动应力下，导线连接处于断续状态，出现间隙故障。随即改进设计和制造工艺，进一步提高设备的固有可靠性。5.5 建立RMS数据系统美国陆军建立了一个较完善的可靠性、维修性和保障性数据系统，取名为RAM/LOG系统。在AH-64直升机方案论证、研制、生产和外场飞行试验中，陆军利用该数据系统收集RMS数据，分析并评估各阶段的RMS性能及其增长趋势。为确定RMS在各阶段的增长水平、发现各阶段的RMS问题，通过改进设计使AH-64的RMS水平不断增长，取得了成功。该系统包括如下4个主要功

35、能：·5个独立的，包含了1842个独立要素的相关表格：飞行和使用信息表、故障修复/纠正措施表、零部件使用数表、使用/诊断/报告表、事件简单说明表。·故障审查委员会用来确定RMS评估的逻辑决断图；·用于查询，存取RAM/LOG数据文档的各种计算机程序；·用于查询故障检测与定位性能的专用程序。5.6AH-64D(长弓阿柏支)的RMSAH-64D是AH-64A的改型，使AH-64设计更改了1/3，加装了毫米波火控雷达，成为21世纪数字化战场的重要武器。该机的可靠性水平比AH-64提高了50%，其RMS要求见表6。表6 AH-64D的RMS要求及外场使用值参数要

36、求值(5000飞行小时)外场测定值(3000飞行小时) MFHBF (小时)MTBCF (小时)故障检测率(FDR)(%)故障隔离率(FIR)(%)4.8018.4098.0%95.0% 8.5525.4798.6%98.6% AH-64D从设计更改开始便重视RMS工作，加强RMS管理，建立了政府、主承包商、转承包商组成联合工作组，建立综合产品组(IPT)、并由陆军AH-64D项目办公室、麦道直升机公司和火控雷达承包商共同组成可靠性工作组，负责实施可靠性工作计划，了解可靠性要求进展，处理RMS工作中的问题。同时设立由各方面专家组成的可靠性评审委员会，审查了1500项故障，发现了108个重大的可

37、靠性问题，有100个故障得到了处理。火控雷达等新研制的产品都开展严格的可靠性研制/增长试验和环境应力筛选。整个雷达系统进行1000小时的可靠性研制/增长试验，以发现和纠正设计缺陷。包括所有处理机在内的许多设备进行了4000小时的可靠性研制/增长试验。每个新研制的外场可更换单元在装上飞机之前都进行了严格的环境应力筛选。在研制过程的早期，在AH-64D飞机上利用模型进行了维修性验证，以发现各种维修性设计问题，并对有关的设备(LRU)进行再设计或更改安装位置。同时，采用注入故障的方法对各种LRU的机内测试(BIT)进行验证，一共注入近800故障，以发现和纠正LRU测试性缺陷，并通过增加测试点和修改软

38、件来提高LRU的测试能力。维修性验证在外场试飞中作为后勤验证的一个组成部分，由受过训练的陆军维修人员执行各种维修作业，并对各个基本作业统计维修时间，验证了许多维修作业都能按规定维修时间完成。AH-64D采用交互式电子技术手册，各种故障诊断程序也纳入该手册中，并存入便携式维修辅助装置(PMA)，从而大大改进维修性。PMA是计划中的综合维修保障系统(IMSS)的关键，可提供故障数据记录，通过飞机上数据总线或下载各种维修信息，并可与部队的后勤系统接口。使AH-64D成为一架易于维修和保障的飞机。通过吸取AH-64D的经验教训，AH-64D制定了综合训练计划，包括在整个训练基地中的所有教程、训练媒体和

39、硬件的综合化以及与武器系统设计的综合。该计划的实施保证了训练教材的编制和训练器材的研制能够密切地与飞机研制的进展和保障技术资料的编写相协调。6.RAH-66轻型侦察攻击直升机RAH-66“科曼奇”是美国陆军的新一代轻型侦察攻击直升机，它由波音直升机公司和西科斯基飞机公司联合研制的。该机于1988年6月开始研制，原定1994年首飞，1998年开始服役。RAH-66具有现代直升机的高可靠性、维修性和保障性特性。例如，采用5个耐久性好的全复合材料旋翼、高可靠的无轴承主旋翼桨毂、易接近的后电子设备舱、高可靠性的航空电子设备、二级维修方案和低的使用和保障费用。6.1 保障性设计RAH-66最重要的保障性

40、设计特性是飞机设计成采用二级维修体制进行保障，以便有助于降低使用和保障费用，因为取消了中继级维修而减少维修资源，包括维修人力、设施、测试、测量和诊断设备以及其他专用保障设备。从直升机设计开始，便尽一起努力来确定和消除需要中继级维修的设计特性。这一个过程集中在部件分类和诊断两个关键特性。RAH-66直升机的部件进行了分类，以便容易拆卸和更换。通过综合诊断设计，取消各种昂贵的测试、测量和诊断设备。“科曼奇”直升机具有机载综合诊断和故障预测能力，包括结构寿命使用程序、应用状态识别和飞行安全关键的动态部件跟踪等能力。最终的设计原则禁止部件分层安装，限制设计用的紧固件尺寸的数量并强调人力和人员综合特性，

41、这种特性与可达性、人体测量要求及维修作业复杂性有关。保障性特性的实现主要通过参与设计的综合产品组的保障性人员和努力，严格进行测试性分析和维修性评估以及通过修理级别分析确认两级维修体制的费用效能。这一过程的实现可以成功地消除中继级维修工作，并可减少基层级和基地级维修工作量。基层级(外场部队)维修工作包括拆卸和更换、原位修理和小的离位修理(即在飞机附近的修理)。基地级(大修厂)工作包括部件修理和大型结构件修理和翻修等。为了改进可达性，50%机体表面都设计成检查口盖盖板和维修平台。与其他直升机相比较，RAH-66需要很少的开口销、板手和保险丝。经过陆军确认的时间统计分析表明，该直升机再次加油和重新装

42、挂武器的时间小于15分钟。RAH-66还采用便携式维修辅助设备。作为数字化的自动记录履历薄，向交互式电子技术手册和直接与飞机MIL-STD-1553B数据总线接口的机外诊断辅助设备提供信息，而且从该数据总线获得每个分系统、LRU或LRM的所有故障数据。与现役的轻型直升机相比，RAH-66设计具有如下特性：·人力需求减少32%；·所需的维修人员专业从9种专业减少到4种专业；·工具和保障设备减少83%，在起飞线的工具箱的工具不到50个；·训练费用降低50%；·从三级维修减少到两级维修；·每飞行小时的维修工时为2.6工时/飞行小时，仅为OH

43、-58A轻型观察直升机维修工时的58%，AH-64D的30%；·使用和保障(O&S)费用大大低于其他型别的观察与攻击直升机，RAH-66每飞行小时的O&S费用为1815美元(2000年美元值)，仅为AH-64A的53%，CH-64D的50%。·平均基本维修活动间隔时间(MTBEMA)为4.26小时。·平均影响任务故障间隔时间(MTBMAT)相当于(MTBCF)为9.5小时。·基层级故障模块误拆率为3%，而现役直升机LRU误拆，率高达50%；·战时的使用可用度Ao大于或等于75%，每天飞行6小时。6.2 诊断、维修和保障RAH-6

44、6的诊断测试、维修与保障通过采用便携式智能维修辅助设备(PMA，亦称PIMA)、综合诊断和两级维修体制等得到显著的改进，从而显著地减少维修时间、降后使用和保障费用，其维修保障方案参见图3。PMA是一台包括小型计算机和显示器的便携式维修辅助设备，它为外场维修人员在起飞线进行维修提供详细的维修信息，包括各种技术指令和工程信息、扩充的诊断方法和诊断过程，以及每架飞机的全部维修历史信息，通过接口装置可以从直升机载诊断系统获取信息。RAH-66采用高度综合的容错航空电子设备，由双任务计算机控制，双任务计算机具有共享的海量存储装置(MSU)，MSU记录了直升机上各种自测试故障代码，还可调用发生故障时的飞行

45、状态，这些故障代码通过MIL-STD-1553B数据总线可以收集到。RAH-66采用50兆赫(MHz)高速光纤总线作为各任务传感器与任务计算机的连接。激光陀螺、雷达高度表和发动机传感器等飞机系统的接口采用1兆赫的1553B总线。当直升机着陆之后，维修人员便从机身的任务设备舱中拆取出PMA并从海量存储装置检索飞机故障记录。这些故障数据通过在飞机上的MIL-3TD-1533B数据总线连接接头检索。PMA软件自动在电子履历簿上填入所有的故障信息。风档刷及其他机械部件的故障信息(未在数据总线上)可由驾驶员通过座舱显示器手工填入或由维修人员通过PMA的触摸显示器或键盘手工填入。当履历薄填写好了之后，PM

46、A便可从飞机上断开。维修人员选择首先处理的故障信息，PMA在三条途径上向维修人员传送信息。如果故障代码是明确的，则PMA指导维修人员对交互式技术手册的故障部件进行正确拆卸、修理和更换。RAH-66的PMA在一个6京彼特(6千兆字节)的硬盘上存有所有的技术手册。目前黑鹰直升机的手册共有2030本。电子手册可以装入CD-ROM并可利用互联网下载或向用户传送数据。当故障信息是一个“模糊组”(包括2个或3个可能发生故障的单元)，便请求诊断发动机给出最可能的修理和更换程序。为解决更复杂的多重模糊，诊断发动机给出人工查找故障顺序，并把PMA与便携式测试仪器包(PIP)连接，PMA诊断发动机根据由相对故障率

47、和到达飞机上测试点所需的时间决定的顺序提出诊断程序建议。PIP利用PMA连接在模糊组中的部件，然后对具体部件进行自动测试，进一步确定故障模糊组中的有故障的部件。RAH-66采用两级维修体制，外场维修人员借助于机上的机内测试设备(BIT)将故障离到航空电子设备的模块或机电设备的外场可更换单元，在基层级即外场可更换单元，在基层级即外场停机坪，维修人员拆卸并更换有故障的航空电子模块和机电设备的LRU，然后把这些模块和LRU送到后方大修厂或者制造厂修理或更深入的翻修。大修厂的自动测试设备采用垂直综合测试设备，它是在制造厂使用的制造测试设备的基础上发展起来的，采用与制造测试功能相等同的标准测试硬件和测试

48、软件；而制造厂用的测试设备具有与工程设备用的和外场维修用的相等同的校准测试硬件和软件，参见图3。RAH-66的测试，维修和保障过程，主要依靠由计算机辅助采办和后勤保障(CALS)系统提供的共享电子数据(电子数据库)，开展工作，从而提高效率，减少维修和保障费用。图3 RAH-66的测试、维修和保障方案7. 北约NH90战术运输直升机NH90是由北约集团的法国、德国、意大利和荷兰联合研制的军用直升机，用于海军和陆军的战术运输，1992年9月1日签订设计和开发合同，1995年12月18日试飞，预计2003年开始交付，研制周期为11年。7.1RMS要求NH90直升机从项目开始便强调开展综合保障工作，把

49、可靠性、维修性和保障性作为与性能、进度和费用同等重要的设计要素考虑，强调必须通过开展综合保障(ILS)工作来影响直升机设计，把可靠性、维修性、测试性、互换性、运输性等作为与飞机保障有关的特性进行设计；同时通过开展保障性分析等综合保障活动来制定优化的综合保障计划，以降低直升机的使用和保障费用。把可靠性、维修性、测试性、保障性等要求写入合同文件。以下为写入NH90直升机“武器系统设计要求”的定量指标和定性要求：a. 可用度87%；b. 任何产品的设计寿命5000h；c. 任务可靠度97.5%；d. 故障率250/1000飞行小时， MTBF4飞行小时；e.MMH/FH2.5h (第1及2级维修，不

50、包括发动机)；f. 广泛采用监控与诊断系统实现视情维修；g. 监控与诊断系统之类的详细性能要求；h. 限制修复性维修工作；I. 无翻修间隔期；k. 润滑间隔时间600飞行小时(成熟状态)；l. 维修间隔时间900飞行小时(成熟状态)；m. 对第一线(外场)维修和更换发动机的人力和时间应加以限制；n. 所需的地面保障设备最少；o. 专用测试设备的要求应最少；p. 对模块化、可达性和互换性提出要求。7.2RMS活动在NH90设计与研制阶段中首先制订用户和承包商的可靠性计划。工业承包商提出可靠性计划的草案。包括在设计和研制过程中的各项可靠性工作，各种方法、工具和程序，并在ILS工作组进行协调，用户所

51、关心的是综合方法，明确指出双方的接口，用户参与的程度和影响。例如，FMECA的结果要纳入保障性分析的数据库中；FRACAS系统的完善性和新研制设备的环境应力筛选；可靠性验证试验的方法和时机；可靠性分析及预计结果是否满足用户提出的基本可靠性和任务可靠性要求，因为可靠性目标是减少维修工作和提高可用度的基础，经过用户的审查及双方协商后形成正式的可靠性计划。维修性和测试性计划的制定过程与可靠性计划的制定相同。但是，用户与工业方对测试性计划进行了艰苦和长时间的讨论和协调才最终取得一致意见。作为机上测试性工具的监控与诊断系统方案的综合，最终承包商接受了用户的建议把专用的监控与诊断系统计划纳入维修性和测试性

52、计划，因这个计划涉及到所有NH90的子承包商，实现机上故障自动管理。这个故障自动管理系统涉及到需要增加新的传感器、飞行中故障诊断能力、信息分配和综合，从而需要增加机载计算能力，由于这个系统影响到视情维修方案的实施，对降低每飞行小时的维修工时，减少地面保障设备等起到至关重要的影响，用户坚持要开发该系统。维修和诊断系统的基本概念是，根据纪录的磨损和耗损参数进行计算，可了解系统直到各LRU的性能下降到某一水平时，这时不允许某个LRU再使用或当某个LRU需要进行维修时，监控与诊断系统使及时发出告警信号，向飞机上的驾驶员或地面维修人员告警。这可以最大限度地使系统和分系统有效地工作，尽量减少预防性维修，尽

53、可能取消定时维修。从而最大限度地降低维修和保障费用和寿命周期费用。7.3 综合后勤保障系统在NH90的研制过程中，所采用的综合后勤保障(ILS)包括后勤保障分析(也称保障性分析LSA、维修、技术出版物、地面保障设备、器件保障、训练和ILS的自动数据处理(ADP)保障等。(1)ILS的自动数据处理保障在实施ILS的过程中，ILS自动数据处理(ADP)保障是一种革新的方法，它是实现综合和改善装备保障的基础。在NH90的设计中，应该采用数字技术，图纸均由计算机辅助设计产生；在生产中采用计算机辅助制造；在培训中采用计算机辅助培训技术。在某些项目中，已采用交互式电子技术手册之类的无纸技术资料，元器件清单

54、也是采用数字化的。信息综合就是应用并行工程原理实现，广义上的CALS原则。它对当今有限的资源条件下尤为重要，为承包商与用户提供数据共享。实现信息综合的前提是数据结构格式和数据语言的标准化。(2)保障性分析(LSA)保障性分析(又称后勤保障分析)是一种使保障性能够影响设计和能确定经济有效保障的工具。LSA是ILS用于验证保障性目标是否达到的主要工具，同时也是推行并行工程的工具。LSA过程开始于对所有后勤保障数据的收集，选择用户与承包商一致的装备。基于对这些数据的分析，提出每个备选方案的最经济有效的分析方法，以供用户选择，并得出再设计的要求。LSA数据库包括为所有保障要求储存的数据，不仅是设计和研