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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、尾桨、传
9、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55名全副
10、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&M要求按照美国
11、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。(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FM
12、ECA，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：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
13、；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-
14、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，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
15、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141.87811.393153.271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9.2
