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基于时间序列的结构非线性振动响应预测模型在飞行试验中的应用研究
1
作者 刘佳璐 张武林 《航空科学技术》 2025年第3期105-110,共6页
利用计算机技术进行飞行器结构非线性振动响应预测,对振动试飞数字化发展具有重要意义。基于直升机飞行实测振动数据,从时间序列角度出发,利用反向传播(BP)神经网络建立非线性振动响应单步和多步预测模型。在稳定和机动飞行动作中验证... 利用计算机技术进行飞行器结构非线性振动响应预测,对振动试飞数字化发展具有重要意义。基于直升机飞行实测振动数据,从时间序列角度出发,利用反向传播(BP)神经网络建立非线性振动响应单步和多步预测模型。在稳定和机动飞行动作中验证模型有效性后,预测直升机结构在不同飞行动作中的航向、侧向和垂向振动量值,分析预测步长对模型预测精度的影响,研究结果可为结构非线性振动响应预测模型在飞行试验中的应用提供参考。 展开更多
关键词 数据预测 BP神经网络 时间序列 非线性振动响应 飞行试验
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高机动飞行下进气道/发动机相容性试验 被引量：7
2
作者 赵海刚 屈霁云 +2 位作者 史建邦 姜健 张晓飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第9期2077-2082,共6页
为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了... 为了评估飞行攻角和侧滑角快速变化对进气道出口畸变、发动机稳定性的影响,进行了某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验,获得了快速飞行姿态改变时进气道与发动机相关参数的试验数据.通过对飞行数据的整理、计算和分析,研究了高机动状态下进气道出口的畸变特性、发动机稳定性以及进气道出口畸变和发动机稳定性的相关性.研究结果表明:高机动飞行状态下进气道出口流场品质变差,发动机稳定性变差. 展开更多
关键词 飞行试验 飞行攻角 飞行侧滑角 综合压力畸变 稳定性
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飞机阵风响应减缓技术综述 被引量：13
3
作者 杨超 邱祈生 +1 位作者 周宜涛 吴志刚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第10期208-248,共41页
为降低阵风对飞机飞行性能与安全的影响,早期往往通过加强飞机结构来抵抗阵风干扰。从20世纪50年代开始,人们逐步发展了基于主动控制的阵风响应减缓技术,并成功应用于多个实际飞机型号,有效降低了阵风响应,提高了飞机的疲劳寿命和飞行... 为降低阵风对飞机飞行性能与安全的影响,早期往往通过加强飞机结构来抵抗阵风干扰。从20世纪50年代开始,人们逐步发展了基于主动控制的阵风响应减缓技术,并成功应用于多个实际飞机型号,有效降低了阵风响应,提高了飞机的疲劳寿命和飞行品质。国内的相关研究起步较晚,在国产大飞机等项目的需求牵引下,阵风减缓的工程应用已提上日程。本文提出了飞机阵风减缓研究的总体技术路线,并按此路线梳理了以下技术的历史发展和研究现状:首先介绍了阵风减缓的基础数学模型,涉及飞机动力学模型、阵风模型、非定常气动力模型及阵风响应分析方法;其次从减缓控制机理和控制律设计两个方面分析了阵风减缓的设计方法;回顾了阵风减缓风洞试验和飞行试验及实际应用的具体案例;最后概述了阵风减缓研究的前沿进展并总结了亟需解决的关键技术问题,以期为该领域的科研和工程技术人员提供借鉴与帮助。 展开更多
关键词 阵风响应 阵风减缓 气动弹性 主动控制 风洞试验 飞行试验
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Y7-200A飞机自然结冰飞行试验 被引量：16
4
作者 李勤红 乔建军 陈增江 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1999年第2期64-69,共6页
介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机防冰除冰系统、自然结冰飞行试验所需气象专用设备和机场气象条件的选择以及自然结冰的飞行安全。同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果，并对试验结果进行了分析。试飞结果表明，带自然积冰的飞机... 介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机防冰除冰系统、自然结冰飞行试验所需气象专用设备和机场气象条件的选择以及自然结冰的飞行安全。同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果，并对试验结果进行了分析。试飞结果表明，带自然积冰的飞机性能比带模拟冰型的好，自然结冰试验与模拟冰型试验之间飞机操纵特性没有不可接受的差异，飞机飞行品质良好。可供运输类飞机自然结冰飞行试验时参考。 展开更多
关键词 自然结冰 防冰 除冰 飞行试验 运输机 试飞安全
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运输类飞机动力装置溅水试验技术 被引量：3
5
作者 赵海刚 屈霁云 +2 位作者 马争胜 符小刚 戚学锋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期2673-2682,共10页
基于对中国民用航空局(CAAC)运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局(FAA)咨询通告的分析、解读,分别从工程试验与适航验证两个方面,研究了溅水试验程序、试验水池方案设计与滑行速度测量与控制技术,制定了符合适航标准体系的运输类飞... 基于对中国民用航空局(CAAC)运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局(FAA)咨询通告的分析、解读,分别从工程试验与适航验证两个方面,研究了溅水试验程序、试验水池方案设计与滑行速度测量与控制技术,制定了符合适航标准体系的运输类飞机动力装置溅水试验审定程序,以ARJ21-700型支线飞机合格审定试飞为平台,完整进行了相关试验验证。结果表明:所设计的溅水试验程序合理可行,能够完整地验证运输类飞机在机场跑道积水环境下动力装置对适航标准体系的符合性;试飞结果表明CF34-10A发动机配装ARJ21-700型飞机在机场积水环境下起飞构型临界滑行速度为166.6 km/h,发动机风扇、压气机及动力涡轮前温度最大波动值分别为5.1%、1.7%和39℃;在飞机着陆构型下,发动机慢车状态相对于最大反推力状态工作稳定性较好,能够满足适航标准规定;项目形成溅水试验程序和技术为后续C919、C929等运输类飞机动力装置相关试验提供了直接的支持。 展开更多
关键词 适航标准 运输类飞机 动力装置 溅水试验 滑行速度
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基于IIR型滤波进气动态畸变飞行试验研究 被引量：6
6
作者 张晓飞 姜健 符小刚 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第1期255-261,共7页
开发集IIR型数字滤波器设计、滤波、紊流度计算为一体进气动态畸变数据处理工具,成功地应用于进气道/发动机相容性飞行试验中评定进气动态畸变。研究表明：1基于幅频特性考虑,采用巴特沃斯法对进气道动态压力滤波,紊流度计算结果比较准... 开发集IIR型数字滤波器设计、滤波、紊流度计算为一体进气动态畸变数据处理工具,成功地应用于进气道/发动机相容性飞行试验中评定进气动态畸变。研究表明：1基于幅频特性考虑,采用巴特沃斯法对进气道动态压力滤波,紊流度计算结果比较准确;2滤波器阶数越高,平均紊流度计算结果越准确,建议选择4~6阶;截止频率越高,平均紊流度计算结果越大,截止频率过大或过小均不适宜,应根据实际采样率、发动机扰动频率等综合考虑选取;3飞行速度增大或发动机状态增大,导致进气道出口马赫数和紊流度增大,进气动态畸变程度严重,且呈现出一定的规律性。当飞行速度与发动机状态不匹配时,进气动态畸变会突增。 展开更多
关键词 IIR滤波器 巴特沃斯法 进气动态畸变 紊流度 飞行试验
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基于飞行试验数据的进气道畸变预测与试验验证 被引量：3
7
作者 姜健 赵海刚 李俊浩 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第8期1706-1715,共10页
采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为4.21%,稳态周向畸变指数... 采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为4.21%,稳态周向畸变指数平均相对误差为7.99%,结果吻合良好,能够满足对该型进气道畸变预测要求;大迎角、侧滑及其组合飞行时,进气道内部附面层气流分离是造成进气道出口畸变的主要因素;进气道出口低压区的位置与飞行姿态角相对应,并在周向上向压气机的旋转方向有小范围偏转,偏转角度与发动机状态相关;采用"模型预测+飞行试验"的模式能够完整、安全高效地考核评估飞机进气道的畸变特性,具有很好的工程适用性。 展开更多
关键词 飞行试验 稳态周向畸变指数 进气道畸变 模型预测 发动机稳定性
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“蚌式”进气道附面层扫除特性风洞试验 被引量：3
8
作者 赵海刚 刘雨 +2 位作者 任丁丁 丁凯峰 史建邦 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第9期1900-1908,共9页
以某低、高速风洞为平台,设计搭建了"蚌式"进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了&... 以某低、高速风洞为平台,设计搭建了"蚌式"进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了"蚌式"进气道鼓包表面附面层扫除特性。研究结果表明:在相同的来流马赫数下,随着流量系数的增大,鼓包表面附面层的扫除能力逐渐减弱;在亚声速工况的绝大多数流量范围内,鼓包表面压力系数沿鼓包中心线对称分布、压力梯度变化明显,且在不同截面沿主流方向具有增大的特征,鼓包构型对附面层扫除效果较强;超声速工况下具有明显附面层扫除能力的流量范围明显小于亚声速工况,进气道唇口形成的弓形激波是影响鼓包表面不同位置压力梯度变化的主要因素,进而决定着附面层扫除特性。在接近来流马赫数1.8及以上飞行工况下,附面层的扫除能力减弱,附面层分离加强,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。 展开更多
关键词 风洞试验 “蚌式”进气道 附面层扫除特性 来流马赫数 流量系数
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基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验 被引量：6
9
作者 赵海刚 王俊琦 刘雨 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期633-640,共8页
以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空... 以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000 m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670 m,平均停车时间约为185 s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。 展开更多
关键词 飞行试验 涡轴发动机 实战使用 空中遭遇停车 空中紧急起动
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某型涡轴发动机试飞平台设计及试验验证 被引量：6
10
作者 赵海刚 郭佳男 王俊琦 《科学技术与工程》 北大核心 2021年第2期820-824,共5页
为了满足某型全数控涡轴发动机它机领先试飞的技术需求,在分析研究某型战术通用直升机电气、动力、燃油、环控等设计图纸基础上,并对照涡轴发动机全数控系统的装机特点,通过试飞平台建设总体方案论证、各系统方案详细设计及相关产品的... 为了满足某型全数控涡轴发动机它机领先试飞的技术需求,在分析研究某型战术通用直升机电气、动力、燃油、环控等设计图纸基础上,并对照涡轴发动机全数控系统的装机特点,通过试飞平台建设总体方案论证、各系统方案详细设计及相关产品的研制、试验验证等环节,中国首次成功实现了在机械液压控制的直升机上搭建全数控涡轴发动机它机试飞平台。设计研究和试验验证表明,所设计的某型涡轴发动机试飞平台能够与被试发动机在起动电气控制、显示告警、发动机操纵等系统满足该型发动机的它机领先试飞要求,直升机旋翼负载与发动机功率匹配控制匹配良好,可为后续涡轴发动机型号它机试飞平台的建设提供直接技术支撑。 展开更多
关键词 涡轴发动机 飞行试验 专用飞行试验平台 全权限数字电子控制系统(FADEC) 直升机旋翼负载
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基于悬臂梁位移模型的直升机桨叶损伤检测 被引量：3
11
作者 朱旭程 侯志强 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2009年第6期967-971,共5页
从悬臂梁位移模型出发,建立桨叶结构损伤检测的位移残差范数准则,通过桨叶实测位移残差的范数分析结构是否存在局部裂纹损伤,研究一种基于悬臂梁位移模型的桨叶结构损伤检测方法。桨叶结构损伤用裂纹大小或刚度下降等参数指标表示。采... 从悬臂梁位移模型出发,建立桨叶结构损伤检测的位移残差范数准则,通过桨叶实测位移残差的范数分析结构是否存在局部裂纹损伤,研究一种基于悬臂梁位移模型的桨叶结构损伤检测方法。桨叶结构损伤用裂纹大小或刚度下降等参数指标表示。采用能量方法分析裂纹对梁元弯曲刚度的影响,建立裂纹梁有限元模型,根据桨叶有限元模型构造一种节点力残差向量,利用该力残差向量可确定损伤位置和损伤程度。最后,通过实例验证方法的可行性和有效性。 展开更多
关键词 直升机桨叶 损伤检测 悬臂梁 有限元 节点力残差
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颤振试飞测试系统的设计与实现 被引量：3
12
作者 白仲斐 周星星 张袁志 《计算机测量与控制》 2015年第2期348-350,354,共4页
颤振是飞机结构最危险的振动形式;飞机颤振飞行试验属于防颤振研究的最终环节,它是验证新机颤振安全性必不可少的关键试飞课题;为完成颤振飞行试验,设计了一套高可靠性综合机载测试系统,完成模拟量、飞控数据、总线数据采集,并可实现实... 颤振是飞机结构最危险的振动形式;飞机颤振飞行试验属于防颤振研究的最终环节,它是验证新机颤振安全性必不可少的关键试飞课题;为完成颤振飞行试验,设计了一套高可靠性综合机载测试系统,完成模拟量、飞控数据、总线数据采集,并可实现实时数据处理;该测试系统硬件具有接口简洁、实时性强、抗干扰特性好,适用于航空试飞领域;根据试验数据分析暴露的问题,进行了深入研究,提出了合理解决方案,解决了颤振飞行试验过程中出现的问题,对于今后的颤振试飞测试具有指导意义。 展开更多
关键词 颤振试飞 测试系统 数据处理
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利用飞行试验信号对发动机模型辨识的研究 被引量：3
13
作者 樊思齐 刘清波 +3 位作者 荣向军 李树人 辛晓文 王小峰 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第8期B398-B402,共5页
利用飞行试验信号对发动机模型辨识进行了研究。在飞行过程中,发动机将受到各种随机扰动的作用,这种扰动将引起发动机特性的变化、在这种情况下,利用与发动机特性有关的信号进行发动机数学模型辨识对发动机自适应控制和状态监控有实际... 利用飞行试验信号对发动机模型辨识进行了研究。在飞行过程中,发动机将受到各种随机扰动的作用,这种扰动将引起发动机特性的变化、在这种情况下,利用与发动机特性有关的信号进行发动机数学模型辨识对发动机自适应控制和状态监控有实际的意义。飞行试验是在H=3km、v=770km/h和H=13km、v=1540km/h时进行的,利用机载信号采集与记录设备录取了试验信号。介绍了信号的平滑和滤波方法,讨论了巴特沃思滤波器的设计和参数选择。为了得到无偏估计,采用递推广义最小二乘方法进行辨识,并得到了辨识结果。 展开更多
关键词 飞行试验信号 发动机模型 辨识
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跳伞着陆冲击的多体系统仿真分析方法 被引量：4
14
作者 张俊 徐元铭 安瑞卿 《航空计算技术》 2006年第6期50-53,58,共5页
探讨跳伞着陆冲击过程中人体模型的多刚体系统动力学建模方法,介绍多刚体系统理论中Kane方法的基本原理,用Kane方法建立跳伞着陆冲击的二维人体模型,模拟人体在跳伞着陆冲击载荷作用下的运动学特征,计算出人体各段承受的着陆冲击力,并... 探讨跳伞着陆冲击过程中人体模型的多刚体系统动力学建模方法,介绍多刚体系统理论中Kane方法的基本原理,用Kane方法建立跳伞着陆冲击的二维人体模型,模拟人体在跳伞着陆冲击载荷作用下的运动学特征,计算出人体各段承受的着陆冲击力,并与相关试验结果进行比较,论证了Kane方法用于跳伞着陆冲击仿真分析的可行性。 展开更多
关键词 多刚体系统动力学 Katle方法 人体模型 跳伞着陆冲击
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基于阶比跟踪的发动机过渡态振动数据分析方法 被引量：2
15
作者 张群岩 程存虎 史建邦 《科学技术与工程》 北大核心 2015年第27期199-202,共4页
基于离散傅里叶变换(DFT)理论的传统谱分析方法无法满足发动机过渡态振动测定试验数据分析的需求。针对这一问题,结合发动机飞行试验的工程特点,建立了发动机过渡态试验转子振动信号的阶比跟踪分析方法,并利用该方法对某发动机试飞数据... 基于离散傅里叶变换(DFT)理论的传统谱分析方法无法满足发动机过渡态振动测定试验数据分析的需求。针对这一问题,结合发动机飞行试验的工程特点,建立了发动机过渡态试验转子振动信号的阶比跟踪分析方法,并利用该方法对某发动机试飞数据进行了分析,取得了良好的效果,证实了所建立方法的有效性。 展开更多
关键词 发动机 转子振动 过渡态 阶比跟踪
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无隔道超声速进气道附面层排除特性飞行试验研究 被引量：1
16
作者 姜健 赵海刚 符小刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第10期2249-2256,共8页
为了分析评估歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研... 为了分析评估歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明:稳定平飞时,在亚声速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超声速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向"背风面"偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面"迎风面"附面层排除能力增大,而"背风面"受气流分离影响而减弱。 展开更多
关键词 无隔道超声速进气道 飞行试验 风洞试验 附面层排除特性 飞行马赫数
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运输类飞机平衡场长的计算 被引量：2
17
作者 余俊雅 赵涛 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1997年第4期62-67,共6页
主要论述了一种运输类飞机适航审定试飞平衡场长的确定方法。首先根据其原理及继续起飞和中断起飞不同阶段的假设，对各个方程进行了全面的推导，形成了一个完整的计算程序，每种情况都有两种方法可供选择。使用该方法通过实际的试飞结... 主要论述了一种运输类飞机适航审定试飞平衡场长的确定方法。首先根据其原理及继续起飞和中断起飞不同阶段的假设，对各个方程进行了全面的推导，形成了一个完整的计算程序，每种情况都有两种方法可供选择。使用该方法通过实际的试飞结果及试飞条件确定出相应的系数值，再通过标准的试飞条件和状态就可确定出标准状态的试飞结果。最后应用该方法进行了Ｙ７Ｈ－５００型飞机适航审定试飞，取得了较为满意的结果。 展开更多
关键词 平衡场长 决策速度 适航性试飞 运输飞机
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一种导航传感器试飞基准获取方法研究 被引量：1
18
作者 侯玉宏 梁葆华 《电光与控制》 北大核心 2014年第7期95-97,106,共4页
在简要分析导航传感器试飞现状的基础上,提出了利用数据融合算法获取导航传感器数据基准的实现方案,在方案中充分考虑了不同导航传感器的性能特性,提出了基于集中Kalman滤波的试飞导航数据初步融合和在Kalman滤波基础上利用固定区间平... 在简要分析导航传感器试飞现状的基础上,提出了利用数据融合算法获取导航传感器数据基准的实现方案,在方案中充分考虑了不同导航传感器的性能特性,提出了基于集中Kalman滤波的试飞导航数据初步融合和在Kalman滤波基础上利用固定区间平滑滤波实现全局信息优化融合的导航传感器基准获取方法,并利用试飞数据对融合算法进行了验证。结果表明:该方法有效利用了不同传感器的特性和事后数据处理的优势,融合输出精度较融合前有明显提高,为导航传感器的试飞评估提供了新的思路和方法。 展开更多
关键词 飞行试验 导航传感器基准 量测融合 卡尔曼滤波 固定区间最优平滑滤波
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基于航迹特征的飞行程序噪声预测研究 被引量：6
19
作者 张召悦 孟娜 《科学技术与工程》 北大核心 2013年第30期8960-8965,共6页
针对目前飞行程序减噪设计的需要,研究了民机的航迹特征,选取了声暴露级(SEL)作为单个事件的飞机噪声评价指标,并在研究飞行程序特点的基础上,结合飞机噪声性能(ANP)数据库和NPD噪声计算方法,建立了一套基于航迹特征的离场飞行程序噪声... 针对目前飞行程序减噪设计的需要,研究了民机的航迹特征,选取了声暴露级(SEL)作为单个事件的飞机噪声评价指标,并在研究飞行程序特点的基础上,结合飞机噪声性能(ANP)数据库和NPD噪声计算方法,建立了一套基于航迹特征的离场飞行程序噪声预测方法。以某民用机场的离场程序为例,绘制出噪声等值线图,验证了方法的可行性。实例证明,该方法可以量化预测飞行程序的噪声影响,规范了飞行程序噪声预测的方法,可以为减噪飞行程序设计提供参考。 展开更多
关键词 飞行程序 飞机噪声 航迹特征 评价指标
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基于模拟试验的测试性评估方法研究 被引量：3
20
作者 张联禾 《西南师范大学学报（自然科学版）》 CAS CSCD 北大核心 2014年第11期122-127,共6页
研究了测试性故障注入及数据处理方法,提出测试性故障模式分析方法、样本量选取与分配原则等.考虑样本覆盖率与样本量,提出一种将模拟试验与自然样本相融合的测试性评估方法.将模拟样本数据与自然样本数据相结合,利用复杂系统故障率数据... 研究了测试性故障注入及数据处理方法,提出测试性故障模式分析方法、样本量选取与分配原则等.考虑样本覆盖率与样本量,提出一种将模拟试验与自然样本相融合的测试性评估方法.将模拟样本数据与自然样本数据相结合,利用复杂系统故障率数据,实现测试性故障检测率指标综合计算.最后,通过实例进行了数据分析计算.计算结果表明,该方法能有效解决测试性模拟试验和自然故障样本数据融合评估的问题. 展开更多
关键词 测试性 故障模式 样本分配 故障注入 数据融合
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