飛機實驗室低溫試驗方法研究

馬建軍

（中國飛機強度研究所，西安 710065）

飛機氣候環(huán)境適應性是指飛機在其壽命期內(nèi)預計可能遇到的各種氣候環(huán)境作用下，能實現(xiàn)其所有預定功能、性能和不破壞的能力，是飛機的重要質(zhì)量特性指標之一[1]。飛機氣候試驗是確保飛機滿足氣候環(huán)境適應性要求的重要手段。氣候試驗項目包括高溫、低溫、濕熱、淋雨、降霧、降雪、凍雨/積冰和太陽輻照等，其中低溫試驗是最重要的試驗項目之一[2]。飛機低溫試驗主要分為實驗室模擬低溫環(huán)境試驗和外場自然高寒試驗，我國之前由于缺乏大型氣候試驗設施和整機級實驗室低溫試驗標準，低溫試驗都在外場自然低溫環(huán)境下進行，實驗室低溫試驗屬于空白。文中通過分析相關低溫試驗標準規(guī)范和國外飛機實驗室低溫試驗，從試驗目的、試驗特點、試驗條件、試驗科目、試驗控制、試驗步驟、試驗中斷處理等方面對飛機實驗室低溫試驗方法進行了研究，為我國展開飛機實驗室低溫試驗提供指導。

1 飛機實驗室低溫試驗概述

1.1 試驗目的

飛機實驗室低溫試驗是指在氣候?qū)嶒炇覂?nèi)，對飛機施加低溫環(huán)境，考核其在低溫環(huán)境下的安全性、完整性和功能性，是鑒定和驗證飛機低溫環(huán)境適應性的重要手段。同時考核低溫環(huán)境下飛機配套的地面保障設備的功能和性能、地面維護程序的有效性以及人機功效。通過實驗室低溫試驗，可達到以下目的：檢驗飛機結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)、部件和地面保障設備在實驗室模擬低溫環(huán)境下貯存和工作的適應性，包括功能、性能、完整性和安全性等；暴露設計和工藝缺陷，為改進設計提供依據(jù)；檢驗為補救已知缺陷所采取的改進措施效果；采集飛機典型或故障部位的環(huán)境數(shù)據(jù)，為飛機低溫環(huán)境適應性設計提供數(shù)據(jù)積累和支持。

1.2 試驗特點

相對于外場試驗，實驗室低溫試驗具有以下特點。

1）試驗條件高度可控，擺脫季節(jié)和地域的限制，不必像外場試驗那樣看天氣行動，甚至當年還捕捉不到合適的試驗條件，只能等到下一年。如我國某型飛機外場高寒試驗遇不到-40 ℃及以下的環(huán)境，批準運行的溫度只能在-40 ℃以上。

2）由于試驗條件可控，原本外場幾年的試驗在實驗室內(nèi)只需幾個月即可完成，試驗周期短。如空客A350飛機適航取證過程中，在麥金利實驗室進行了低溫和高溫試驗，從而取證時間只有短短的15個月。

3）實驗室靠近城市，易于組織試驗人員，協(xié)調(diào)試驗資源，且后勤易于保障，試驗花費少。

4）由于實驗室本身的限制，飛機不能像外場試驗那樣執(zhí)行滑跑、起飛、巡航、降落等任務，實驗室試驗與外場試驗是相輔相成的，互相不可代替。

1.3 缺乏試驗標準

目前國內(nèi)外針對軍用裝備的實驗室低溫試驗均有通用標準規(guī)范要求，但尚未見到針對飛機整機的實驗室低溫試驗標準規(guī)范。美國自1947年建立麥金利實驗室以來，幾乎所有的軍用飛機都在此經(jīng)歷過極端低溫的考驗。這些試驗通常都在執(zhí)行外場自然低溫試飛前進行，以提早暴露問題，解決問題，并形成了飛機氣候試驗的指導性文件[3]。我國從沒進行過實驗室低溫試驗，缺乏相應的試驗標準或指導性文件。

國內(nèi)外氣候試驗標準可分為兩類：一類是自然氣候條件，另外一類是氣候試驗方法。前者如 MILHDBK-310《武器裝備研發(fā)全球氣候數(shù)據(jù)》、AECTP 200《氣候條件》、DEF STAN 0035 第4部分《自然氣候環(huán)境》及 GJB 1172《軍用設備氣候極值》等，為氣候試驗條件剪裁提供參考。后者如 MIL-STD-810G-502.5《環(huán)境工程考慮和實驗室試驗-低溫試驗》、AECTP 300-303《環(huán)境試驗-低溫試驗》、DEF STAN 00-35第 3部分CL4和 CL5《環(huán)境試驗-恒定低溫和低溫試驗》及 GJB 150.4A《軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法-低溫試驗》等，為具體的低溫試驗方法。上述這些標準規(guī)范中規(guī)定的試驗條件和試驗方法都不是固定不變的，而是強調(diào)要根據(jù)裝備的壽命期環(huán)境進行剪裁[4-7]，對于整機實驗室低溫試驗具有一定的參考價值。

2 試驗條件

飛機實驗室低溫試驗通常為恒定低溫試驗，因此試驗條件主要包括試驗溫度和低溫浸泡的時間。

2.1 試驗溫度

對于試驗溫度，主要依據(jù)是飛機的環(huán)境適應性設計指標。在沒有具體指標規(guī)定的情況下，應根據(jù)飛機將來可能服役的國家或地區(qū)，編制飛機的壽命期環(huán)境剖面，確定具體的試驗溫度。

MIL-HDBK-310[8]根據(jù)最極端月份的溫度特征，將全球劃分為5個氣候區(qū)，其中4個為陸地氣候區(qū)，分別是基本氣候區(qū)、熱氣候區(qū)、冷氣候區(qū)、極冷氣候區(qū)。AECTP-200[9]和DEF STAN 00-35[10]的氣候劃分方式一致，將世界陸地氣候在 MIL-HDBK-310的基礎上進行了細分，其中以溫度為基礎，分為 A類高溫氣候區(qū)和C類低溫氣候區(qū)，又以高濕為特征，增加了B類高濕氣候區(qū)，每個氣候類都給出了溫濕度日循環(huán)曲線，更具操作性。三個標準中的陸地氣候分區(qū)對比見表1。GJB 1172[11]中統(tǒng)計了中國范圍內(nèi)氣候要素極值及分布情況，不包含國外氣候要素數(shù)據(jù)，且未像國外標準那樣對中國或全球進行氣候分區(qū)，也缺乏低溫日循環(huán)數(shù)據(jù)。

對于恒定低溫試驗，MIL-STD-810G[12]、AECTP 300[13]、DEF STAN 00-35[14]和 GJB15.04A[15]對于試驗溫度規(guī)定基本一致：特定地區(qū)使用時，試驗溫度應包括表1中C類溫度日循環(huán)的最低值；世界范圍使用時，MIL-STD-810G、AECTP300、GJB150.04A規(guī)定還要考慮極端低溫出現(xiàn)的頻率（見表 2），否則易造成過試驗，大多數(shù)情況下采用20%的出現(xiàn)概率。

麥金利實驗室進行的飛機低溫試驗[16-17]，其試驗溫度并不是嚴格按照C類條件確定的，而是以10℉（6 ℃）的梯度降低，并穩(wěn)定在幾個典型的溫度值。如 0、-10、-20、-30、-40、-50、-60、-65 ℉（-17.8、-23.3、-28.9、-34.4、-40.0、-45.6、-51.1、-53.9 ℃）MIL-HDBK-310 AECTP-200、DEF STAN 00-35 part4等，覆蓋了C類條件。幾乎所有飛機低溫工作試驗溫度都達到了-40 ℃，個別飛機甚至低至-54 ℃，見表3。

表1 氣候分區(qū)對比Tab.1 Climatic zoning comparison

表2 世界和中國低溫極值Tab.2 Extreme low temperature in China and over the word

表3 國外飛機實驗室低溫試驗條件Tab.3 Foreign laboratory test conditions for aircraft at low temperature

我國氣候?qū)嶒炇业臏囟确秶筛采w表 1中的 C類低溫條件，試驗溫度可參照美國麥金利實驗室的思路，階梯降溫，逐個溫度點進行試驗。最低試驗溫度應根據(jù)飛機的設計指標和將來可能的服役地區(qū)，結(jié)合表1和表2確定。

2.2 低溫浸泡時間

MIL-STD-810G和AECTP 300等標準規(guī)定低溫暴露持續(xù)時間是從試件溫度穩(wěn)定之后開始計算，不同類型試件的暴露持續(xù)時間為4~72 h不等。AECTP 300還強調(diào)某一極端低溫暴露總時間不能超過裝備在壽命期中遇到該溫度的總時間。

對于整機實驗室低溫試驗，由于飛機質(zhì)量較大，溫度達到穩(wěn)定的耗時較長，同時飛機系統(tǒng)復雜、試驗內(nèi)容較多，試驗周期也相對較長。通常維持實驗室溫度在某一溫度下，將該溫度點下的試驗全部做完之后，再進行下一溫度點的試驗。某一試驗溫度持續(xù)時間短則1~3天，長則數(shù)周。為方便試驗過程控制，監(jiān)測飛機實際遭受極端低溫的時間，采用浸泡時間的概念：實驗室溫度到達試驗溫度后，保溫的持續(xù)時間。浸泡時間至少要使飛機的溫度達到穩(wěn)定，飛機溫度穩(wěn)定后即可進行試驗，不再要求飛機溫度穩(wěn)定后計算暴露時間，因為溫度的長期效應不是整機級實驗室試驗的考核范圍。同時，為避免過試驗，要求浸泡時間不能超過飛機在壽命期內(nèi)遇到該溫度的總時間。

飛機溫度穩(wěn)定關系到試驗結(jié)果的準確性和試驗的可重復性，飛機溫度的穩(wěn)定可通過監(jiān)測燃油、機油、液壓油和機身結(jié)構(gòu)等的溫度來確定。飛機進場之前，應在這些部位安裝好不依賴于飛機自身供電的溫度傳感器，使得可在飛機斷電的情況下持續(xù)監(jiān)測飛機溫度。在不具備飛機溫度監(jiān)測的情況下，應浸泡 10 h以上[18]。飛機溫度穩(wěn)定的判斷可參考MIL-STD-810G和AECTP 300等標準中的規(guī)定。

1）飛機不工作時：當飛機中具有最大溫度滯后效應的功能部件的溫度（如燃油、液壓油等）達到試驗溫度允差范圍內(nèi)時，則認為飛機達到了不工作時的溫度穩(wěn)定。

2）飛機工作時：當飛機中具有最大溫度滯后效應的功能部件的溫度變化率不大于2.0 ℃/h時，則認為飛機達到了工作時的溫度穩(wěn)定。

對于某些試驗，飛機整體溫度不一定要達到穩(wěn)定，如低溫下的發(fā)動機短艙風扇罩和反推罩開關試驗，只需要發(fā)動機溫度達到穩(wěn)定即可，所需的浸泡時間將遠遠短于飛機整體溫度達到穩(wěn)定所需的時間。為縮短飛機溫度穩(wěn)定所需要的浸泡時間，實驗室溫度可以超出試驗允差范圍，但要對試驗飛機溫度進行嚴密監(jiān)測。當接近目的試驗溫度時，將實驗室溫度調(diào)節(jié)至原定目標試驗溫度，如圖1所示。應謹慎采用這種方法，因為可能造成飛機局部過試驗，除非已經(jīng)證明短時間內(nèi)溫度超過試驗溫度對飛機和試驗結(jié)果無影響。

圖1 飛機溫度穩(wěn)定過程Fig.1 Aircraft temperature stabilization process

3 試驗控制

影響低溫試驗有效性的因素包括試驗溫度允差、溫變速率、試驗風速和室內(nèi)壓力等。

3.1 試驗溫度允差

相關低溫試驗標準中都對試驗溫度允差提出了要求，其中MIL-STD-810G規(guī)定得最為細致。它要求在試件周圍特征點布置經(jīng)過校正且不受試件溫度影響的溫度傳感器，并盡量靠近試驗件，監(jiān)測試件實際遭受的溫度條件，且對溫度梯度也作了要求，見表4。

表4 試驗溫度允差Tab.4 Test temperature tolerance

對于飛機實驗室低溫試驗，飛機的體積遠遠超過5 m3，但氣候?qū)嶒炇殷w積超過100 000 m3，其良好的氣流組織設計可以使得在有效試驗區(qū)域內(nèi)，滿足810G中規(guī)定的±2 ℃溫度允差要求和溫度梯度要求。為確保飛機暴露在所要求的空氣溫度上，在飛機周圍，至少在機頭、機尾、垂尾頂部、翼尖、起落架艙等附近區(qū)域（距機體表面約1 m）布置校正過的溫度傳感器，并且不應受到飛機溫度（如溫度傳感器應避開 APU/發(fā)動機尾氣、空調(diào)系統(tǒng)廢氣排放等區(qū)域）的影響，監(jiān)測并控制飛機實際遭受的低溫環(huán)境，試驗溫度是這些溫度測量點的平均值。

3.2 溫變速率

相關試驗標準中對于溫度變化率要求均是不超過3 ℃/min，這是對于試件所處的環(huán)境為平臺環(huán)境而言的。對于飛機整機和氣候?qū)嶒炇医Y(jié)構(gòu)來說，3 ℃/min的溫度變化速率過快，不僅會對飛機造成溫度沖擊，還易造成實驗室結(jié)構(gòu)變形甚至損壞。如無特別規(guī)定，溫度變化率不超過6 ℃/h[3]。

3.3 試驗風速

MIL-HDBK-310對低溫發(fā)生的條件一般包括長時間無日照、凈空、地面覆雪和靜止空氣，因此低溫試驗的最理想狀態(tài)是在無風速的自由空氣中進行，并且試件各部位應當經(jīng)受同一溫度的作用，才能真實地模擬實際溫度環(huán)境作用。用實驗箱/室來創(chuàng)造低溫條件時，為加快熱交換，且保證溫度場的均勻性，必須使用風機加空氣流動。風速太大時，會使試件（特別是工作時發(fā)熱的試件）散熱過快，其熱交換狀態(tài)與實際使用大不相同，因而試驗結(jié)果不真實，因此低溫試驗對風速有限制。

MIL-STD-810G低溫試驗方法中對試驗件周圍的風速進行了要求：除裝備的平臺環(huán)境已證明使用其他速率是合理的，并且要防止在試件中產(chǎn)生與實際不符合的熱傳遞外，試件附近的風速不應超過1.7 m/s。對于“試件附近”未給出定義。

AECTP 300低溫試驗方法中，未有明確的風速要求，但在通用部分對實驗室提出了建議性要求。

1）實驗箱體積：試件體積≥5 m3，保證實驗箱壁面和試件表面之間有足夠的距離，允許氣流合理流動。

2）減弱輻射效應：實驗箱內(nèi)表面溫度與空氣溫度之差小于試驗值3%（絕對溫度），且實驗箱內(nèi)壁面的輻射率應盡可能小。

3）熱傳導：支撐夾具表面的溫度應與裝備在壽命期環(huán)境中遇到的一致。

4）限制對流傳熱：氣流流動不應改變試件在靜止空氣中的表面溫度5 ℃以上（對于有熱耗散的試件而言）。

DEF STAN 00-35低溫試驗方法中沒有明確要求風速，但在通用要求中規(guī)定試驗件周圍風速不能大于1 m/s，尤其是對于熱耗散的試件。

從避免不合理傳熱的角度看，AECTP 300中的要求更為合理，但未提出具體的風速要求，可操作性較差，MIL-STD-810G和DEF STAN 00-35的要求更具可操作性。對于飛機實驗室低溫試驗，應在飛機周圍典型位置（參考溫度測點）布置風速傳感器，通過調(diào)節(jié)送風角度或送風量，使得飛機周圍的風速不大于1.7 m/s。除此之外，實驗室內(nèi)壁面為SUS304拋光不銹鋼，輻射率低至0.16，地面為混凝土結(jié)構(gòu)，導熱性良好，短時間低溫浸泡即可使實驗室壁面和地面溫度與試驗溫度的差值在 10 ℃以內(nèi)，減弱試驗機與實驗室內(nèi)表面之間的輻射換熱。

3.4 室內(nèi)壓力

相關低溫試驗標準沒有規(guī)定試驗時實驗室內(nèi)的壓力，但由于APU或發(fā)動機排氣管道在實驗室壁面上有開口，實驗室大門等處也存在泄漏情況。為防止外界濕空氣通過排氣管道侵入飛機，造成飛機結(jié)冰，必須保證實驗室內(nèi)相對外界保持正壓。氣候?qū)嶒炇遗渲昧诵嘛L系統(tǒng)，可以保證實驗室內(nèi)處處保持25 Pa以上的正壓。

3.5 試驗濕度

低溫試驗通常不對濕度作出要求，但為了防止實驗室內(nèi)濕度過大，甚至過飽和，導致飛機表面或結(jié)構(gòu)結(jié)冰，造成額外影響，在氣候?qū)嶒炇业蜏卦囼炦^程中，通過新風系統(tǒng)持續(xù)向室內(nèi)補充露點溫度達-40 ℃的低溫干燥新風。在保持室內(nèi)微正壓的同時，還可控制室內(nèi)空氣露點溫度低于飛機溫度，保證飛機安全。

4 試驗科目

MIL-STD-810G中，低溫試驗方法中包括三個低溫試驗程序：分別是程序1低溫存儲、程序2低溫工作和程序3低溫拆裝。這三個試驗程序都是恒溫試驗方法，程序1和程序2針對的是試件是否在低溫下工作，考核的是試件的功能和性能，程序3則針對的是人機功效，考核的并非試件本身的功能或性能。程序2和程序3將每次試驗時間限制在了15 min內(nèi)，無法適用于飛機試驗。

AECTP 300中，低溫試驗方法同樣包括3個低溫試驗程序，也是程序1低溫存儲、程序2低溫工作和程序 3低溫拆裝。與 MIL-STD-810G不同的是，AECTP 300還細分為恒溫和低溫日循環(huán)試驗程序。

DEF STAN 0035中，低溫試驗方法包括2個試驗程序：程序1低溫循環(huán)試驗和程序2恒溫試驗。程序1又包括2個子程序：低溫日循環(huán)和低溫循環(huán)。該標準未對試件工作試驗進行說明，如在何時進行工作試驗、工作時間限制等，僅要求在試驗大綱中明確，因此該標準的可執(zhí)行性較差。

上述低溫試驗程序適合功能相對單一的小型裝備，不適合飛機整機的試驗，原因在于以下兩方面。

1）低溫試驗考核的重點是飛機按照部署的技術狀態(tài)暴露于低溫環(huán)境下，飛機功能和性能是否正常，能否完成既定任務，地面保障設備能否支撐飛機運行和維護，地勤人員能否在穿著低溫防護裝備的情況下，完成對飛機的檢查、維修、維護等工作。

2）飛機的工作試驗，涉及飛機系統(tǒng)、地面保障裝備和地面維護工作三方面的內(nèi)容，不可分割。由于飛機的工作模式多種多樣，每項工作模式都要進行檢查，即使是飛機不工作，仍然需要地面維護工作。

綜上所述，對飛機進行低溫試驗時，不嚴格區(qū)分低溫存儲、低溫工作或低溫拆裝等程序，而是將這些程序分解，組合成試驗科目。根據(jù)飛機所有運行場景（如起飛前準備、飛行員入艙、APU和發(fā)動機啟動、滿功率起飛、巡航、系統(tǒng)操作、武器投射、降落、飛行員出艙、降落后檢查等）、所有工作模式（如正常、緊急、備用等）制訂試驗科目。如全機地面檢查試驗、APU地面啟動/工作特性試驗、發(fā)動機地面啟動/工作特性試驗、起落架收放（正常/緊急）試驗、空調(diào)系統(tǒng)快速/穩(wěn)態(tài)加溫試驗、艙門開關試驗等。試驗科目應包括飛機實際使用中可能遇到的真實情況，全面考核飛機的功能和性能，全面驗證飛機配套的地面保障設備、地面維護程序等飛機綜合保障體系的有效性。

試驗科目確定后，再根據(jù)試驗科目之間的交聯(lián)關系安排試驗順序。排序方法為：對飛機溫度分布影響較小的試驗科目在前；當前試驗科目所需要的交聯(lián)系統(tǒng)試驗在前，如空調(diào)系統(tǒng)試驗需要APU/發(fā)動機啟動后才能進行，應優(yōu)先進行APU/發(fā)動機啟動試驗。這使得試驗由淺入深，逐步推進，同時又使試驗周期最短。

5 試驗步驟

飛機實驗室低溫試驗的步驟主要包括初始基線檢查試驗、低溫試驗和試驗后基線檢查試驗三部分，

5.1 初始基線試驗

在進行低溫試驗前，先進行初始基線檢查。其目的是：驗證飛機安裝系統(tǒng)和試驗支持系統(tǒng)的完整性；按試驗科目規(guī)定測試飛機系統(tǒng)功能和性能，獲得基線數(shù)據(jù)；使參試人員熟悉試驗操作。

初始基線檢查試驗的試驗溫度為可控的大氣條件溫度，該溫度值在MIL-STD-810G和AECTP 300中規(guī)定為21~25 ℃，DEF STAN 00-35為20~24 ℃，GJB 150A未作要求。氣候?qū)嶒炇业蜏卦囼灮€溫度參照麥金利實驗室的做法，選擇21 ℃作為基線溫度。

溫度初始基線檢查的程序為：

1）調(diào)節(jié)實驗室溫度至基線溫度。

2）監(jiān)測飛機溫度，直到飛機溫度穩(wěn)定。為加快飛機溫度穩(wěn)定，可打開飛機的艙門。

3）對飛機進行全面目視檢查，記錄檢查結(jié)果，必要時拍照記錄。

4）按試驗科目順序和操作步驟完成各項試驗，記錄功能和性能檢查結(jié)果，以及地面保障設備功能和性能數(shù)據(jù)、維護工作情況。

5）若當前試驗科目破壞了飛機溫度分布，影響下一科目試驗，應使飛機溫度重新穩(wěn)定，再進行后續(xù)試驗。

6）再一次進行全面目視檢查，記錄檢查結(jié)果。

7）初始基線檢查完成后，進入低溫試驗。

5.2 低溫試驗

低溫試驗的試驗步驟大體上與基線試驗相同，但需要注意以下幾點。

1）低溫可引起飛機結(jié)構(gòu)變形、密封圈硬化等問題，導致燃油、液壓油、滑油等泄漏以及飛機涂層脫落。在試驗過程中，應定期對飛機進行檢查。同時消防設施及消防預案應完備，避免出現(xiàn)安全問題。

2）飛機固定設備，如鋼索等，也會隨著溫度變化產(chǎn)生變形，應根據(jù)溫度變化情況，隨時調(diào)整松緊程度，防止熱應力過大，損壞飛機。

3）飛機起落架著地時，隨著溫度的降低，起落架緩沖支柱會壓縮，導致飛機姿態(tài)改變，飛機周圍的試驗設備應避開飛機姿態(tài)變化的影響，同時 APU或發(fā)動機排氣管道位置應根據(jù)飛機姿態(tài)進行調(diào)整。

5.3 試驗后基線試驗

低溫試驗后，再次進行基線試驗。通過與初始基線數(shù)據(jù)對比，檢查飛機是否出現(xiàn)損傷或功能、性能退化。試驗步驟與初始基線試驗基本一致。

6 試驗中斷處理

試驗過程可能會出現(xiàn)意外情況，導致試驗無法繼續(xù)進行，總體可分為實驗室引起的中斷和試驗機/地面保障設備故障引起的中斷兩類。

6.1 實驗室引起的中斷

實驗室出現(xiàn)故障導致的試驗中斷又可分為以下兩種情況。

1）欠試驗中斷。如實驗室試驗系統(tǒng)出現(xiàn)故障或突發(fā)停電、停氣等原因，造成試驗溫度高于允差之上，應對飛機進行全面物理檢查和工作檢查。若未發(fā)現(xiàn)問題，使飛機重新穩(wěn)定在試驗溫度，并從中斷處重新開始試驗。由于未遇到極端條件，飛機出現(xiàn)任何問題，均應認為飛機失效。

2）過試驗中斷。如實驗室控制系統(tǒng)故障、設備通訊中斷等原因，造成試驗溫度低于允差之下，導致飛機暴露于更為極端的環(huán)境下。在繼續(xù)進行試驗之前，對飛機進行全面的物理檢查和工作檢查。若發(fā)現(xiàn)問題，應結(jié)束此次試驗，試驗結(jié)果無效，對問題進行修復后，重新進行試驗。若沒發(fā)現(xiàn)問題，則恢復中斷前的試驗條件，并且從試驗允差超出點開始繼續(xù)試驗。過試驗可能會造成飛機非正常失效，嚴重影響試驗正常進行，應采取嚴密措施，避免試驗溫度過低。

6.2 飛機或地面保障設備故障中斷

試驗機出現(xiàn)故障而導致試驗無法繼續(xù)進行的中斷比較復雜，總體上可分為可逆性故障和不可逆性故障。對于可逆性故障，試驗溫度回升后，故障自然消失。為保障試驗的順利進行，在試驗設計時，應明確各試驗科目的合格判據(jù)，分析可能出現(xiàn)的故障和原因，制訂故障應對措施。如APU低溫啟動試驗，應針對啟動失敗制訂APU加熱措施。若試驗過程中出現(xiàn)意料外的故障，應首先檢查故障原因，然后根據(jù)故障的影響程度和試驗實際情況，采取如下措施：現(xiàn)場故障排除；回到稍高溫度重復試驗，摸底故障溫度點；繼續(xù)后續(xù)試驗，后期補充該試驗科目；升溫后維修等。應成立包括飛機設計商、飛機系統(tǒng)/設備供應商、飛機生產(chǎn)商等單位組成的故障應急處理小組，并提供關鍵的備品備件，第一時間針對飛機故障中斷作出處理。

空調(diào)車、電源車、液壓油車、燃油車等飛機地面保障設備通常情況下與飛機一同接受低溫試驗，其故障中斷處理方法與飛機基本一致。

7 結(jié)語

應用該方法在國內(nèi)首次成功進行了某型飛機的實驗室低溫試驗，最低試驗溫度遠低于外場高寒試驗溫度。為監(jiān)測飛機遭受的實際溫度，在飛機周圍布置了超過 80個溫度傳感器，試驗溫度均勻性滿足MIL-STD-810G的要求，且飛機機頭、翼尖、垂尾頂部等典型部位附近的溫度平均值可以作為試驗溫度。進行了環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、高升力系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等飛機系統(tǒng)的10余個科目試驗，驗證了該型飛機對極端低溫環(huán)境的適應性。試驗過程中遭遇了實驗室意外停電、飛機漏油、空調(diào)車失效等三類試驗中斷，且均成功恢復。文中提出的試驗方法及成功應用，為我國飛機實驗室低溫試驗及低溫環(huán)境適應性研究提供了指導。