大型察打一體無人機系統(tǒng)級測試性試驗技術(shù)與應(yīng)用

曾亮亮， 朱江雷， 張 杰

(中國航空工業(yè)集團公司成都飛機設(shè)計研究所，四川 成都 610091)

測試性試驗是按事先設(shè)計好的試驗方案和試驗程序，在受試樣件上實施故障注入，并通過規(guī)定的方法進行實際測試，判斷產(chǎn)生的結(jié)果是否符合預(yù)期，以發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)的測試性設(shè)計缺陷，采取改進措施，從而提高系統(tǒng)測試性，并評估系統(tǒng)的測試性相關(guān)指標(biāo)。通常，一個完整的測試性試驗過程，包括試驗方案確定、故障注入、試驗評估等三部分內(nèi)容。

當(dāng)前，國內(nèi)在重要飛機型號上已成功實施了成品級(含設(shè)備、子系統(tǒng))測試性試驗驗證與評估，其結(jié)果能夠作為設(shè)備、子系統(tǒng)級設(shè)計鑒定的依據(jù)之一。然而，針對機載系統(tǒng)層次的測試性試驗，沒有實施先例，存在理論和方法欠缺、缺乏實踐經(jīng)驗等問題[1]。

從軍用飛機實際使用階段的表現(xiàn)來看，在系統(tǒng)層的功能報故虛警率較高，暴露出在研制階段系統(tǒng)層故障邏輯驗證不充分的問題，因此，有必要開展系統(tǒng)級測試性試驗技術(shù)研究[2]。

本文以某大型察打一體無人機機載系統(tǒng)測試項試驗為契機，依托成品級測試項試驗的技術(shù)基礎(chǔ)，重點從試驗方案設(shè)計、系統(tǒng)級故障注入方法和試驗實施幾方面入手，研究并實施機載系統(tǒng)級測試性試驗。

1 試驗對象分析

某大型察打一體無人機在設(shè)計鑒定階段需評估系統(tǒng)測試性指標(biāo)，使用評估階段的故障樣本量并不能滿足測試性評估數(shù)量要求，因此，需補充系統(tǒng)級測試性試驗，根據(jù)試驗結(jié)果綜合評價系統(tǒng)測試性水平。機載系統(tǒng)級測試性試驗對象為飛機管理系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)和機載鏈路系統(tǒng)。

飛機管理系統(tǒng)能夠為無人機的飛行控制和其他機載系統(tǒng)實時提供多余度、高可靠的位置、速度、加速度、姿態(tài)、航向等飛行運動參數(shù)。

任務(wù)系統(tǒng)是基于某總線的綜合化系統(tǒng)，能夠執(zhí)行情報偵察監(jiān)視任務(wù)和對面精確打擊任務(wù)。

機載鏈路系統(tǒng)主要實現(xiàn)視距鏈路數(shù)據(jù)傳輸、衛(wèi)通數(shù)據(jù)傳輸功能。

某大型察打一體無人機此次試驗的機載系統(tǒng)組成復(fù)雜、交聯(lián)關(guān)系復(fù)雜、故障影響關(guān)系復(fù)雜，一般由大量子系統(tǒng)/外場可更換單元(Line Replaceable Unit,LRU)組成，是典型的電子類系統(tǒng)，其中飛機管理系統(tǒng)是以電子類設(shè)備為主的機電一體化系統(tǒng)。典型飛機管理系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 典型飛機管理系統(tǒng)組成框圖

2 系統(tǒng)級試驗需求與特點

2.1 試驗需求

某大型察打一體無人機已經(jīng)完成成品級(含子系統(tǒng)和設(shè)備)測試性試驗，為相關(guān)成品的設(shè)計鑒定提供了有力支撐。

根據(jù)航空裝備研制與使用過程中暴露出的問題，筆者提出機載系統(tǒng)完整的測試性試驗應(yīng)包含機載系統(tǒng)級和成品級試驗[2]。

系統(tǒng)級測試性試驗的需求主要體現(xiàn)在以下幾個方面。

① 驗證系統(tǒng)故障邏輯的正確性。

② 評估系統(tǒng)級機內(nèi)自測試(Built in Test,BIT)故障檢測和隔離能力。

③ 評估系統(tǒng)級BIT對關(guān)鍵故障的檢測能力。

④ 對于具備BIT能力但部分故障不能通過自身BIT檢測的設(shè)備，需要系統(tǒng)級BIT進行故障檢測，這部分檢測能力需在系統(tǒng)級進行分析和驗證。

⑤ 對于不具備BIT能力但有信號輸出，且其輸出信號反映設(shè)備主要功能故障的設(shè)備，在系統(tǒng)級編制故障判斷算法，實現(xiàn)對該設(shè)備的故障檢測，其測試性能力需在系統(tǒng)級進行分析和驗證。

⑥ 對于不具備信號輸出能力的設(shè)備，應(yīng)結(jié)合其故障對系統(tǒng)功能通道影響的表征，驗證系統(tǒng)級BIT、外場測試設(shè)備、外場人工檢測手段對該類設(shè)備的原位檢測能力。

2.2 系統(tǒng)級與成品級測試性試驗差異

系統(tǒng)級測試性試驗對象是整個系統(tǒng)，通常包含電子類和機電類系統(tǒng)，必須依托于系統(tǒng)試驗臺實施，而故障注入的對象往往只能深入到內(nèi)場可更換單元(Shop Replaceable Unit,SRU)級，因此，相對成品級測試性試驗，試驗理論、方法和流程是可共用的，但在試驗方法、故障注入方法、試驗實施和試驗評估等方面有較大區(qū)別，如圖2所示，具體描述如下。

圖2 系統(tǒng)級與成品級測試性試驗流程差異對比

① 系統(tǒng)級故障模式、影響及安全性分析(FMECA)。系統(tǒng)級故障模式面臨的問題是如何合理地整合LRU級傳遞的大規(guī)模故障模式，定義系統(tǒng)級故障模式，以及利用外場故障信息優(yōu)化分析結(jié)果。

② 故障樣本選擇。由于試驗對象為機載系統(tǒng)，進行樣本量抽樣的輸入應(yīng)該為系統(tǒng)的FMECA中LRU功能故障模式和獨立的系統(tǒng)級故障模式。同時，根據(jù)系統(tǒng)級測試性試驗需求，要求驗證全系統(tǒng)的故障檢測、隔離和故障后自主處置邏輯的正確性，因此，試驗樣本應(yīng)對系統(tǒng)故障模式進行全部覆蓋，即在進行樣本量補充時，應(yīng)補充所有未分配樣本的可BIT檢測的故障。

③ 故障注入方法。系統(tǒng)級測試性試驗樣本主要為LRU功能故障，其故障注入主要從LRU的供電、輸出、通信等入手，注入的最小顆粒度為SRU級，從試驗?zāi)康?、試驗周期和成本等方面考慮，一般不考慮在功能電路上對LRU進行破壞性注入。

④ 試驗實施。在試驗實施方面的差異主要體現(xiàn)在試驗環(huán)境搭建、試驗組織和試驗程序上。對于系統(tǒng)級測試性試驗，由于其具有特殊性，故只能利用系統(tǒng)試驗臺實施，且由于故障注入級別的差異，故障注入設(shè)備往往采用系統(tǒng)綜合試驗設(shè)備、設(shè)施實現(xiàn)，如信號模擬器、斷線箱、串口仿真設(shè)備等。在試驗組織方面，在研制階段，系統(tǒng)級測試性研制試驗一般以主機所為主，在設(shè)計鑒定階段才引入第三方試驗；在試驗時，由于涉及的LRU眾多，考慮成品研制方對試驗支持的需求，從試驗組織的角度，應(yīng)對單個LRU相關(guān)的試驗用例集中試驗；對于機電類系統(tǒng)的試驗，需發(fā)送相應(yīng)的指令使故障動作，才能觸發(fā)系統(tǒng)BIT進行故障檢測和隔離，因此在進行試驗程序設(shè)計時，需考慮相應(yīng)的指令動作及其對系統(tǒng)的影響。

⑤ 試驗結(jié)果評估。根據(jù)系統(tǒng)級測試性試驗需求，要求從裝備使用的角度對測試性進行評估，同時，由于無人機系統(tǒng)使用模式更強調(diào)系統(tǒng)自主能力，在出現(xiàn)故障時要求能夠?qū)崟r自主判斷、自主處置，實現(xiàn)系統(tǒng)重構(gòu)，保證自主執(zhí)行的能力，因此，評估項目不能局限于系統(tǒng)研制要求的BIT故障檢測率和故障隔離率，還應(yīng)評估故障后系統(tǒng)的自動故障處置能力。

下面結(jié)合測試性試驗流程，主要描述系統(tǒng)級測試性試驗方法在某大型察打一體無人機的應(yīng)用，并對試驗過程中與成品級測試性試驗有差異的部分進行重點闡述。

3 試驗方案設(shè)計

3.1 系統(tǒng)級故障模式分析與優(yōu)化

3.1.1 系統(tǒng)級故障模式分析方法

系統(tǒng)FMECA是進行系統(tǒng)測試性試驗的輸入。然而，目前系統(tǒng)級FMECA只以LRU作為分析對象，甚至直接以系統(tǒng)組成的LRU作為分析對象，進行故障模式、影響分析，嚴(yán)重缺少站在系統(tǒng)的視角對系統(tǒng)功能層、LRU功能層的深入分析[3]。

系統(tǒng)級FMECA應(yīng)對兩個層次進行分析，分別是系統(tǒng)層和子系統(tǒng)/LRU層。

子系統(tǒng)/LRU級故障模式對上一層的功能影響，即為系統(tǒng)層的故障模式。在定義系統(tǒng)層的故障模式時應(yīng)從系統(tǒng)輸出功能的角度，綜合考慮空中、地面工作模式和系統(tǒng)降級重構(gòu)狀態(tài)。故障模式的最終影響為對飛機安全和所執(zhí)行的任務(wù)的影響。

在定義子系統(tǒng)/LRU層的故障模式時，首先應(yīng)該對成品廠提供的子系統(tǒng)/LRU級FMECA結(jié)果進行處理和完善，包括完善故障模式的影響，在系統(tǒng)級重新評定嚴(yán)酷度，綜合考慮并更新外場檢測方式，以及對定義不合理的故障模式進行修正，對故障模式進行裁剪與合并等。將處理的結(jié)果作為系統(tǒng)級FMECA的內(nèi)容之一[2]。

3.1.2 故障模式影響分析與優(yōu)化

在進行系統(tǒng)測試性試驗前，須對飛機管理系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)和鏈路機載數(shù)據(jù)終端的FMECA進行優(yōu)化，主要從3個方面入手。

(1) 增加系統(tǒng)層的故障模式及影響分析。

(2) 對現(xiàn)有子系統(tǒng)/LRU層FMECA存在的問題進行優(yōu)化。問題主要體現(xiàn)在：故障模式定義模糊、故障模式定義不全、故障模式定義層次低、故障影響層次不統(tǒng)一、檢測方式定義不規(guī)范等。采取的優(yōu)化措施為：依據(jù)LRU的功能、性能定義和故障判據(jù)，從系統(tǒng)功能、LRU功能輸出失效、性能降級的角度去重新定義。

(3) 利用外場發(fā)生的故障對FMECA進行優(yōu)化。優(yōu)化的原則如下。

① 若外場故障與FMECA中的故障模式定義實質(zhì)為同一故障，則將該外場故障合并至與之對應(yīng)的FMECA的故障模式。

② 若外場故障與FMECA中的故障模式定義實質(zhì)為同一故障，但檢測方式不一致，則將外場故障獨立作為系統(tǒng)的故障模式，按故障模式命名規(guī)則命名，檢測方式以外場實際檢測方式為準(zhǔn)。

③ 若外場故障沒有與FMECA中的任一故障模式定義實質(zhì)為同一故障，則將外場故障獨立作為系統(tǒng)的故障模式，檢測方式以外場實際檢測方式為準(zhǔn)。

④ 外場故障獨立作為系統(tǒng)的故障模式定義時，取所屬LRU中相似故障模式的故障率的最大值，按此值確定該故障模式的故障率。

3.2 樣本量確定、分配及補充

3.2.1 初步樣本量確定

系統(tǒng)測試性試驗根據(jù)指標(biāo)考核要求，將飛管系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)和鏈路機載數(shù)據(jù)終端LRU級功能故障模式合并作為確定試驗方案的輸入。飛管系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)和鏈路機載數(shù)據(jù)終端LRU級功能故障模式總數(shù)為306，根據(jù)FMECA優(yōu)化原則，采用狀態(tài)固化后發(fā)生的28個外場故障對故障模式進行優(yōu)化，優(yōu)化后的故障模式總數(shù)為313個。

根據(jù)GJB 8895-2017《裝備測試性試驗與評價》[3]和無人機機載電子系統(tǒng)的最低可接受值/規(guī)定值的機內(nèi)自檢測故障檢測率定量指標(biāo)要求，選取最低可接受值的試驗方案[4-5]，并確定初步樣本量，計算公式見式(1)[6-7]。按該公式計算得到滿足條件的一組樣本量(N，r)，在多組樣本量中選取大于∑ni的最小值作為初步樣本量N。

(1)

式中，N為初步樣本量；r為合格判定數(shù)；q1為接受概率為β時的故障檢測率；β為訂購方風(fēng)險，此處給定β=0.2；∑ni=(n1+n2)為所有受試系統(tǒng)相應(yīng)層級故障模式總和，其中，n1為所有系統(tǒng)的LRU級故障模式總數(shù)，n2為所有系統(tǒng)獨立的系統(tǒng)級故障模式總數(shù)(指非LRU級傳遞上來的系統(tǒng)級獨立的故障模式)。

進行機載系統(tǒng)測試性試驗時，取訂購方風(fēng)險β=0.2，采用最低可接受值試驗方案，選取樣本量N=321。

3.2.2 樣本量抽樣與分配

初步樣本量n確定后，為了盡可能地模擬受試系統(tǒng)使用時發(fā)生故障的分布情況，以受試系統(tǒng)相應(yīng)層級的故障模式的相對發(fā)生頻率為依據(jù)，采用基于準(zhǔn)隨機序列的抽樣方法進行抽樣[8-9]，分配結(jié)果參與故障檢測率和故障隔離率指標(biāo)計算，得到各故障模式的樣本量。本次試驗分配的樣本覆蓋故障模式數(shù)為130個。

3.2.3 樣本量補充

初步樣本量的分配不能覆蓋所有故障模式，因此，根據(jù)驗證系統(tǒng)級故障邏輯的試驗?zāi)康?，對于BIT可檢測的故障模式，尤其是系統(tǒng)層故障模式，都應(yīng)作為初步樣本的補充。補充的樣本不參與指標(biāo)評估[10]。大型察打一體無人機系統(tǒng)級測試性試驗補充的樣本量為Nb=142，覆蓋所有BIT可檢測的故障模式。

3.3 備選樣本庫建立與試驗樣本選擇

備選樣本庫包含樣本量分配和補充的故障模式(包括BIT可檢、外場測試設(shè)備、人工檢測)，重點描述分配的BIT可檢的故障樣本是否可注入，如果不可注入，明確不可注入原因；如果可注入，確定故障注入類型、手段、注入成功判據(jù)、檢測成功判據(jù)、處置成功判據(jù)等內(nèi)容。

為了充分暴露產(chǎn)品的測試性設(shè)計缺陷，受試系統(tǒng)備選故障樣本庫的建立應(yīng)基于覆蓋充分性的理論，同成品級測試性試驗，不再贅述。

受試系統(tǒng)備選故障樣本庫建立完成后，需要從庫中選擇n(參與故障檢測率，隔離率指標(biāo)評估的樣本)+nb(補充的樣本量中選取的試驗樣本數(shù)量)個備選故障樣本，即按照“樣本量的分配”的結(jié)果分別從相應(yīng)層級的故障模式對應(yīng)的備選故障樣本中選取ni(分配的樣本量)個備選故障樣本作為試驗樣本。試驗樣本的選取原則同成品級測試性試驗，不再贅述。

系統(tǒng)級測試性試驗在選擇試驗樣本時，應(yīng)在備選故障樣本庫中選取檢測方式為BIT且可注入的備選故障樣本作為試驗樣本，外場故障樣本不作為試驗樣本，總共選取的試驗樣本為162個(含78個可BIT檢測的補充試驗樣本量)，并據(jù)此編制試驗用例。

3.4 參數(shù)評估

針對系統(tǒng)級測試性試驗特殊性，開展參數(shù)評估研究[11-12]。

3.4.1 故障檢測率

設(shè)分配到的樣本量為N，使用規(guī)定檢測手段正確檢測到的樣本量為nS，故障檢測率的點估計值為

(2)

單側(cè)置信下限值為

(3)

3.4.2 故障隔離率

設(shè)使用規(guī)定檢測手段正確檢測到的樣本量為nS，正確隔離到模糊組為L的樣本量為nL，隔離到模糊組為L的故障隔離率的點估計值為

(4)

單側(cè)置信下限值為

(5)

3.4.3 關(guān)鍵故障檢測率

設(shè)關(guān)鍵故障數(shù)量為Nk，使用規(guī)定檢測手段正確檢測到的關(guān)鍵故障數(shù)量為nSk，關(guān)鍵故障檢測率為

(6)

3.4.4 故障處置成功率

設(shè)故障處置成功數(shù)量為nt，故障處置成功率為

(7)

4 系統(tǒng)級故障注入方法

4.1 故障注入方法差異對比

目前，成品級的測試性試驗注入層級為功能電路和元器件級，其技術(shù)和方法相對成熟。而系統(tǒng)級測試性試驗注入層級主要為LRU級和SRU級。

系統(tǒng)級測試性試驗選擇飛管系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)和鏈路機載數(shù)據(jù)終端的LRU級功能故障模式作為試驗故障注入方法設(shè)計的輸入，功能故障模式的故障原因一般為向上傳遞的SRU級或功能電路級故障模式，系統(tǒng)測試性試驗的故障注入的對象根據(jù)導(dǎo)致該“故障原因”發(fā)生的硬件來確定，一般原則如下。

① LRU功能完全喪失類故障，故障注入對象為LRU、SRU，通常通過使LRU不上電、斷開通信電纜、功能輸出信號、插拔關(guān)鍵內(nèi)部組件等方式實現(xiàn)。

② LRU通信通斷類故障，故障注入對象為LRU、SRU或電路板，通常通過斷開通斷電纜、插拔承載通信功能的SRU或電路板等方式實現(xiàn)。

③ LRU部分功能故障，故障注入對象為LRU、SRU，通常通過更改功能軟件或插拔相應(yīng)SRU等方式實現(xiàn)。

不同層級測試性試驗故障注入方法對比如表1所示。

表1 不同層級測試性試驗故障注入對比

4.2 故障注入方法與設(shè)備

成品級測試性試驗的故障注入方法主要有：總線故障注入方法、基于探針的故障注入方法、基于轉(zhuǎn)接板的故障注入方法、插拔式故障注入方法、軟件故障注入方法[13]。而系統(tǒng)級測試性試驗的故障注入對象最深只能到SRU級，所采用的方法主要為總線故障注入、插拔式故障注入、軟件注入。而且，由于一般不深入到功能電路級進行破壞性故障注入，因此所用的故障注入設(shè)備一般優(yōu)先采用系統(tǒng)試驗臺現(xiàn)有的設(shè)備，如總線仿真器、串口仿真設(shè)備、系統(tǒng)輸入輸出仿真設(shè)備、系統(tǒng)信號斷線箱等。故障代碼查看一般采用系統(tǒng)試驗臺狀態(tài)顯示設(shè)備和飛機既有的故障顯示設(shè)備，如維修BIT(MBIT)設(shè)備、便攜式維護終端(PMA)等。

4.3 故障注入方法選用

系統(tǒng)級測試性試驗的常用故障注入在系統(tǒng)級測試性試驗中的適用范圍總結(jié)如下。

① 總線故障注入方法可分為物理層故障注入、電氣層故障注入和協(xié)議層故障注入。物理層故障注入和電氣層故障注入一般適用于具有總線通信的設(shè)備間的詳細的通信故障，能夠模擬物理鏈路斷路、接地以及輸入信號參數(shù)漂移、幅值超差、固高、固低等故障。協(xié)議層故障注入適用于不具備開箱條件且通過內(nèi)部總線或外部總線傳輸控制信號、反饋信號和故障信息的設(shè)備的功能控制故障，能夠通過1553B、1394B、RS232/422/485等總線故障模擬器寫入故障，如模擬控制通道的輸出異常。

② 插拔式故障注入方法一般適用于LRU級、SRU級或電路板級的電源故障、通信通斷、處理器故障、功能模塊故障等整體功能喪失的故障注入。

③ 軟件故障注入的方式一般適用于無法對硬件進行故障注入而通過軟件模擬故障，如通過武器模擬器注入武器不能發(fā)射故障；還適用于硬件不具備實施條件，而通過軟件能夠等效實現(xiàn)故障注入的功能故障[14]。

本次試驗屬于系統(tǒng)級測試性試驗，故障注入的層級主要為LRU級、SRU級，個別可到電路板級，采用的故障注入方法包括插拔、總線注入、軟件共3類，故障注入方法占比如表2所示。

表2 故障注入方法占比

5 試驗實施

5.1 試驗用例編制

根據(jù)選擇的試驗樣本和擬實施的故障注入方法，制定試驗用例。試驗用例重點描述針對故障模式進行故障注入的方法、手段、注入成功判據(jù)、故障檢測成功判據(jù)、試驗執(zhí)行步驟。本次試驗共編制試驗用例162個。

無人機系統(tǒng)實現(xiàn)故障檢測的BIT形式一般有：周期BT、上電BIT、維護BIT、啟動BIT。對于不同的BIT類型，用例中故障注入執(zhí)行步驟不一樣，具體總結(jié)如下。

(1) 周期BIT。

① 系統(tǒng)上電，根據(jù)系統(tǒng)功能、性能檢測要求，確認系統(tǒng)運行正常。

② 注入故障，確認注入成功。

③ 查看故障檢測指示。

④ 系統(tǒng)下電，系統(tǒng)恢復(fù)正常狀態(tài)，并確認。

(2) 上電BIT。

① 系統(tǒng)上電，根據(jù)系統(tǒng)功能、性能檢測要求，確認系統(tǒng)運行正常。

② 系統(tǒng)下電。

③ 注入故障。

④ 系統(tǒng)上電，確認注入成功。

⑤ 查看故障檢測指示。

⑥ 系統(tǒng)下電，系統(tǒng)恢復(fù)正常狀態(tài)，并確認。

(3) 維護BIT。

① 系統(tǒng)上電，根據(jù)系統(tǒng)功能、性能檢測要求，確認系統(tǒng)運行正常。

② 系統(tǒng)下電。

③ 注入故障。

④ 系統(tǒng)上電，確認注入成功。

⑤ 觸發(fā)維護BIT，查看故障檢測指示。

⑥ 系統(tǒng)下電，系統(tǒng)恢復(fù)正常狀態(tài)，并確認。

(4) 啟動BIT。

① 系統(tǒng)上電，根據(jù)系統(tǒng)功能、性能檢測要求，確認系統(tǒng)運行正常。

② 系統(tǒng)下電。

③ 注入故障。

④ 系統(tǒng)上電，確認注入成功。

⑤ 觸發(fā)啟動BIT，查看故障檢測指示。

⑥ 系統(tǒng)下電，系統(tǒng)恢復(fù)正常狀態(tài)，并確認。

5.2 典型試驗系統(tǒng)

系統(tǒng)測試性試驗必須依托飛管系統(tǒng)、任務(wù)系統(tǒng)、機載鏈路系統(tǒng)試驗臺，建立試驗系統(tǒng)。試驗系統(tǒng)須具備支持系統(tǒng)正常運行、故障注入、故障注入成功指示、故障檢測指示、系統(tǒng)狀態(tài)顯示的功能[15]。典型飛機管理系統(tǒng)測試性試驗構(gòu)型如圖3所示，試驗臺采用真實的機載設(shè)備，并仿真系統(tǒng)運行環(huán)境，系統(tǒng)綜合試驗設(shè)施用于控制試驗進程，能夠向設(shè)備發(fā)送控制指令，查看系統(tǒng)狀態(tài)；串口仿真設(shè)備和信號斷線箱等能夠?qū)崿F(xiàn)硬件故障注入；MBIT/PMA用于故障信息顯示[16-17]。

圖3 典型飛機管理系統(tǒng)測試性試驗構(gòu)型

5.3 試驗評估

系統(tǒng)級測試性試驗實施流程與設(shè)備試驗類似，不再贅述。

系統(tǒng)級測試性試驗利用故障注入設(shè)備，采用插拔、總線注入、軟件注入等故障注入方法，在LRU級、SRU級注入規(guī)定的故障，并通過測試設(shè)備/軟件查看BIT檢測結(jié)果，以此發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)設(shè)計缺陷，根據(jù)BIT檢測的結(jié)果計算系統(tǒng)的BIT故障檢測率和故障隔離率。

試驗實施結(jié)束后，對所有試驗數(shù)據(jù)，包括注入故障數(shù)據(jù)、不可注入故障數(shù)據(jù)進行整理，給出的無人機系統(tǒng)測試性指標(biāo)項目的評估指標(biāo)值如表3～表6所示。

表3 故障檢測率指標(biāo)評估值

表4 故障隔離率指標(biāo)評估值

表5 關(guān)鍵故障檢測率

表6 故障處置成功率

將試驗結(jié)果與該型無人機測試性定量指標(biāo)相比較，該型無人機故障檢測率和隔離率滿足指標(biāo)要求，96.62%的關(guān)鍵故障可以通過BIT進行檢測，檢測出的故障全部能夠?qū)崿F(xiàn)機上自主處置，滿足使用要求。

6 結(jié)束語

通過本次試驗技術(shù)研究和應(yīng)用得到如下結(jié)論：

① 系統(tǒng)FMECA是系統(tǒng)級測試性試驗的基礎(chǔ)，須加以重視，否則在研制階段系統(tǒng)級測試性試驗無法開展，進而不能在研制階段發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)級測試性設(shè)計缺陷；

② 系統(tǒng)級測試性試驗可依托系統(tǒng)的物理/半物理系統(tǒng)試驗臺實施，并輔助相應(yīng)的故障注入設(shè)備；

③ 系統(tǒng)級測試性試驗與成品級測試性試驗總體思路和流程基本一致，但試驗方案、故障注入方法和試驗結(jié)果評估方面存在較大差異。

本文提出了一種適用于復(fù)雜機載系統(tǒng)的系統(tǒng)級測試性試驗方法，并在某大型無人機成功實施了故障注入試驗，試驗結(jié)果為該無人機系統(tǒng)設(shè)計鑒定提供了有力支撐。該試驗技術(shù)能夠廣泛應(yīng)用于復(fù)雜機載系統(tǒng)的系統(tǒng)級測試性試驗。