李冰月， 孫建紅， 劉海港， 孫 智， 陳 強

(1.南京航空航天大學航空宇航學院 南京，210016)(2.沈陽飛機設計研究所 沈陽，110035)

?

基于FMEA的飛機空調系統(tǒng)故障診斷與仿真

李冰月1， 孫建紅1， 劉海港2， 孫 智1， 陳 強1

(1.南京航空航天大學航空宇航學院 南京，210016)(2.沈陽飛機設計研究所 沈陽，110035)

為保證飛機空調系統(tǒng)安全可靠運行，針對飛機空調系統(tǒng)各主要部件進行了故障模式影響分析(failure mode and effects analysis，簡稱FMEA)，并結合故障樹分析(fault tree analysis，簡稱FTA)方法，對飛機空調系統(tǒng)故障進行了診斷實驗。同時利用Matlab/Simulink軟件建立了各部件的數(shù)值仿真模型，搭建了空調系統(tǒng)故障仿真平臺，給出了系統(tǒng)關鍵部件的故障判據(jù)，對飛機空調系統(tǒng)進行了故障仿真，將實時數(shù)據(jù)與得到的仿真結果對比可以得出故障檢修排序。以飛機座艙溫度異常故障為例，闡述了飛機空調系統(tǒng)故障診斷方法。結果表明，渦輪故障時對座艙溫度影響最大，在設計和維修中應重點考慮。

故障仿真；故障樹分析；故障模式影響分析；飛機空調系統(tǒng)；嚴酷度

引 言

故障模式及影響分析和故障樹分析作為產(chǎn)品可靠性和安全性分析的主要分析方法，已在航空航天、汽車、機械、電子等領域的工程實踐中得到了廣泛的應用。FMEA是對整個系統(tǒng)進行分析的一種歸納分析方法，分析系統(tǒng)中所有可能的故障模式及其可能產(chǎn)生的影響，并按每個故障模式產(chǎn)生影響的嚴重程度及發(fā)生概率予以分類，是屬于單因素的分析方法[1]。FMEA假設每個故障模式是相互獨立的，通常用于分析單一故障模式及對系統(tǒng)的影響。故障樹分析是假設底事件相互獨立，以一個不希望的系統(tǒng)故障事件(或災難性的系統(tǒng)危險)作為分析的目標，然后由上向下嚴格按層次的故障因果邏輯分析，逐層找出故障事件的必要而充分的直接原因，最終找出導致頂事件發(fā)生的所有原因和原因組合，并在具有基礎數(shù)據(jù)時計算出頂事件發(fā)生概率和底事件重要度等定量指標[2]。

隨著航空工業(yè)技術的不斷發(fā)展，對飛機空調系統(tǒng)要求也越來越高，新工藝和新技術也越來越廣泛應用在飛機空調系統(tǒng)中。由于負荷規(guī)模日趨龐大，且設備種類、數(shù)量越來越多，這些都使得飛機空調系統(tǒng)的復雜程度大大提高。從安全性及可靠性角度考慮，飛機空調系統(tǒng)故障監(jiān)測、診斷及排除也越來越重要。

近些年來，國內外學者對飛機故障的監(jiān)測與診斷進行了研究[3-5]。危虹等[6]用FMECA和FTA分析方法，針對飛機空調系統(tǒng)的設計過程，并結合可靠性鑒定試驗，提出了環(huán)控系統(tǒng)中非指數(shù)分布的產(chǎn)品的可靠性指標評價方法。趙俊茹[7]針對飛機空調系統(tǒng)的各主要部件進行了仿真研究和故障診斷，采用參數(shù)估計、專家系統(tǒng)和基于觀測器的故障診斷方法。何杰等[8]對飛機換熱器故障進行了故障診斷仿真研究。王兆兵等[9]對飛機環(huán)控系統(tǒng)進行了故障診斷建模，用TEAMS軟件進行了診斷策略設計及測試性分析優(yōu)化，以提高單故障時故障隔離率與故障診斷率。Laster等[10]運用專家系統(tǒng)的方法對飛機環(huán)控系統(tǒng)進行了故障診斷研究。Price[11]運用模糊控制的方法對環(huán)控系統(tǒng)進行故障診斷研究。

研究人員也比較關注空調系統(tǒng)的座艙舒適性，特別是空調系統(tǒng)故障對人體熱舒適性以及對人機功效的影響[12-18]；但對于飛機空調系統(tǒng)故障分析的研究相對較少，而且大部分只做了定性分析而沒有定量分析，特別是與飛機空調系統(tǒng)故障仿真相結合的故障診斷研究十分有限。筆者對整個飛機空調系統(tǒng)的主要部件進行了FMEA分析，并且進行空調系統(tǒng)主要部件及系統(tǒng)的FTA分析。同時用通風溫度及嚴酷度定義系統(tǒng)故障，給出故障判據(jù)，量化故障模式，利用不同嚴酷度下的故障仿真結果與實時數(shù)據(jù)對比，得出故障檢修排序，進而對飛機空調系統(tǒng)進行故障診斷。以飛機座艙溫度非正常變化為例，闡述了飛機空調系統(tǒng)故障診斷方法結合故障仿真結果給出故障概率排序。

1 分析方法

1.1 FMEA方法與分析

對空調系統(tǒng)到各個制冷部件再到每個制冷部件的組件逐級分析，可以根據(jù)以往的經(jīng)驗、數(shù)據(jù)等對每個層次的故障模式、故障原因、故障影響及措施結果進行分析。根據(jù)設計階段部件可能出現(xiàn)的故障模式及使用階段對部件發(fā)生的故障進行調查統(tǒng)計分析，可以得到所需要的FMEA表格。因此，分別對環(huán)控系統(tǒng)的空氣-空氣換熱器、燃油-空氣換熱器、水分離器、渦輪、溫度傳感器、壓力傳感器、單向活門及調節(jié)活門等主要部件進行FMEA分析。以典型的制冷部件渦輪為例，對FMEA分析進行詳細說明，如表1所示。為了敘述及查閱方便，將渦輪部件的故障模式進行編號。

表1 部分渦輪部件FMEA表

對渦輪部件搜集了26種故障模式，編號分別為1～26。表中為其中的5種故障模式，分別為渦輪葉輪表面粗糙、葉片磨損、葉片斷裂、噴嘴環(huán)組件型面磨損和變形。渦輪葉輪的主要功能是制冷，其故障模式有磨損，氣流中的雜質撞擊引起的表面粗糙，會直接導致渦輪葉輪表面粗糙，最終導致產(chǎn)品設計點性能降低到規(guī)定指標的80%～100%。由于傳動件故障，與殼體刮蹭導致的葉片磨損，會導致葉輪表面磨損，使產(chǎn)品設計點性能降低到規(guī)定指標的80%～100%。葉片斷裂是由于設計強度不足、材料缺陷、加工缺陷、轉動件超速及異物撞擊等導致的，渦輪葉片斷裂會導致轉子卡滯，最終使產(chǎn)品無法運轉。噴嘴環(huán)組件也是主要的制冷組件，型面磨損主要由噴嘴環(huán)型面磨損、噴嘴蓋板磨損引起的，故障后會使得產(chǎn)品設計點性能下降到80%～100%。噴嘴環(huán)或噴嘴蓋板引起的變形，也會使產(chǎn)品設計點性能下降到80%左右。

嚴酷度等級按照嚴重程度分為Ⅰ，Ⅱ，Ⅲ，Ⅳ4個等級。其中，Ⅰ級最嚴重，Ⅵ級最不嚴重。按最終影響來分，當產(chǎn)品無法運轉時產(chǎn)品嚴酷度等級為Ⅰ級；產(chǎn)品設計點性能降低到規(guī)定指標的80%為Ⅱ級；產(chǎn)品設計點性能降低到規(guī)定指標的80%～100%為Ⅲ級；而對產(chǎn)品性能無影響，但可靠性降低的故障歸類為Ⅵ級，此類故障不能單純用數(shù)據(jù)監(jiān)測，因此后面的故障仿真工作中不討論此類故障。每種故障模式的故障概率取值見表1。

風險優(yōu)先數(shù)是根據(jù)嚴酷度和故障模式等級概率取值的[1]。對編號為1～5號故障模式的嚴酷度和故障模式概率等級的取值分別為(5，5)，(5，5)，(10，5)，(5，1)和(7，1)。計算出的風險優(yōu)先數(shù)的值分別為25，25，50，5，7。根據(jù)其風險優(yōu)先數(shù)的取值排序由大到小依次為3，1，2，5，4。風險優(yōu)先數(shù)最大數(shù)值為50，因此進行系統(tǒng)設計時，應優(yōu)先考慮渦輪葉片斷裂故障，盡力避免或減小其故障發(fā)生。

1.2 故障樹模型與分析

飛機簡單式空調系統(tǒng)原理如圖1所示，系統(tǒng)不希望發(fā)生的故障可分為座艙溫度異常和座艙壓力異常。假設各底事件相互獨立，以座艙溫度升高為系統(tǒng)故障樹模型的底事件建立故障樹模型，描述的是系統(tǒng)故障與各部件的基本事件之間的邏輯關系，二者用邏輯門連接。

定義座艙溫度升高故障為頂事件，找出導致該事件發(fā)生的諸直接因素，即換熱器、渦輪等制冷部件故障為中間事件，再利用FMEA表得到每個部件中不能再細分的事件，它們也常被稱為底事件，此時所有的底事件的故障機理或概率分布應該都是已知的，其故障樹如圖2所示。由于故障樹過于龐大，以渦輪部件為例，渦輪部件的底事件如表2所示。

由于飛機空調系統(tǒng)所有的最小割集即為其底事件本身，因此主要針對故障樹進行定量分析，即計算出頂事件發(fā)生的概率以及各個底事件故障對頂事件的影響情況。假設所有的底事件之間相互獨立，底事件和頂事件都只考慮兩種狀態(tài)——發(fā)生或者不發(fā)生，即正?；蛘吖收蟍2]。

以發(fā)生座艙溫度高于舒適區(qū)溫度為例，如表3所示，通過故障樹分析計算，按各部件發(fā)生概率排序為渦輪、調節(jié)活門、燃油-空氣換熱器、空氣-空氣換熱器及溫度傳感器，即渦輪部件故障的可能性最大，達到了座艙溫度升高故障時的61.80%，而且渦輪故障的概率是調節(jié)活門故障的3倍多，是換熱器故障的6倍多，是溫度傳感器的110倍。因此可以判斷出，渦輪部件是導致座艙溫度異常的關鍵部件。

圖1 簡單式空調系統(tǒng)原理圖Fig.1 Schematic diagram of simple air conditioning system

圖2 座艙溫度高于舒適區(qū)故障樹Fig.2 The fault tree of the cabin temperature is higher than comfort zone

底事件序號底事件底事件概率(×10-6)底事件序號底事件底事件概率(×10-6)x1渦輪葉輪表面粗糙1.20x12動壓止推軸承過燒損壞105.26x2渦輪葉輪葉片磨損0.60x13左殼體支撐面磨損0.14x3渦輪葉輪葉片斷裂0.20x14左殼體變形開裂0.14x4噴嘴環(huán)組件型面磨損1.06x15右殼體支撐面磨損0.14x5噴嘴環(huán)組件變形1.06x16右殼體變形開裂0.14x6渦輪蝸殼殼體破裂0.14x17密封板磨損52.21x7軸組件表面磨損63.24x18密封板密封損壞52.21x8軸組件變形63.24x19密封圈表面損傷0.36x9動壓徑向軸承涂層過度磨損105.26x20密封圈斷裂0.36x10動壓徑向軸承過燒損壞105.26x21轉速測量裝置無信號輸出1.02x11動壓止推軸承涂層過度磨損105.26x22轉速測量裝置信號輸出有誤1.02

表3 座艙溫度升高時各部件故障及發(fā)生概率

Tab.3 Each component failure probability and occurrence probability when cabin temperature rises

部件故障概率(×10-6)發(fā)生概率/%空氣-空氣換熱器100×10-69.36燃油-空氣換熱器102×10-69.55調節(jié)活門201×10-618.73溫度傳感器6×10-60.56渦輪659×10-661.80

由于渦輪部件的故障樹并不復雜且底事件故障概率很小，因此概率重要度和結構重要度約等于1，重點分析關鍵重要度。根據(jù)故障概率函數(shù)公式,計算得出座艙溫度升高時以渦輪部件故障為頂事件的發(fā)生概率為330×10-6。其中，嚴酷度類別為Ⅰ的底事件按關鍵重要度排為

x10=x12>x8>x18>x3>x14=x16

嚴酷度類別為Ⅱ的底事件按關鍵重要度排序為

x5>x20>x6

嚴酷度類別為Ⅲ的底事件按關鍵重要度排序為

x9=x11>x7>x17>x1=x4=x21=

x22>x2>x19>x13=x15

當通過檢測各監(jiān)測點溫度發(fā)現(xiàn)渦輪發(fā)生Ⅰ嚴酷度等級的故障時，引起渦輪故障的故障模式排查的優(yōu)先順序為動壓徑向軸承過燒損壞、動壓止推軸承過燒損壞、軸組件變形、密封板密封損壞、渦輪葉輪葉片斷裂、左殼體變形開裂和右殼體變形開裂。當確定渦輪發(fā)生嚴酷度等級為Ⅱ級的故障時，最有可能發(fā)生的故障模式為噴嘴環(huán)組件變形，其次為密封圈斷裂，最后為渦輪蝸殼殼體破裂。當檢測出渦輪發(fā)生的故障嚴酷度等級為Ⅲ級時，其故障模式排序的優(yōu)先順序為動壓徑向軸承涂層過度磨損、動壓止推軸承涂層過度磨損、軸組件表面磨損、密封板磨損、渦輪葉輪表面粗糙、噴嘴環(huán)組件型面磨損、轉速測量裝置無信號輸出、轉速測量裝置信號輸出有誤、渦輪葉輪葉片磨損、密封圈表面損傷、左殼體支撐面磨損和右殼體支撐面磨損。計算結果如表4所示。

表4 座艙溫度升高時渦輪部件基本事件重要度

Tab.4 Basic event importance of the turbine fault when cabin temperature rises

序號底事件底事件概率×10-6關鍵重要度×10-4x1渦輪葉輪表面粗糙1.2020x2渦輪葉輪葉片磨損0.6010x3渦輪葉輪葉片斷裂0.203x4噴嘴環(huán)組件型面磨損1.0620x5噴嘴環(huán)組件變形1.0620x6渦輪蝸殼殼體破裂0.142x7軸組件表面磨損63.24960x8軸組件變形63.24960x9動壓徑向軸承涂層磨損105.261600x10動壓徑向軸承過燒損壞105.261600x11動壓止推軸承涂層磨損105.261600x12動壓止推軸承過燒損壞105.261600x13左殼體支撐面磨損0.142x14左殼體變形開裂0.142x15右殼體支撐面磨損0.142x16右殼體變形開裂0.142x17密封板磨損52.21790x18密封板密封損壞52.21790x19密封圈表面損傷0.365x20密封圈斷裂0.365x21轉速測量裝置無信號1.0220x22轉速測量裝置信號有誤1.0220

2 系統(tǒng)故障仿真與分析

2.1 空調系統(tǒng)主要部件模型

2.1.1 渦 輪

渦輪的出口溫度Tex、功率和效率特性的數(shù)學模型為

2.1.2 換熱器

空氣-空氣換熱器和燃油-空氣換熱器均采用不銹鋼殼管式換熱器。其中，換熱器殼程的工作介質分別是沖壓空氣和燃油，管程的工作介質是空氣。

換熱器的計算主要包括壓力損失的計算和熱效率的計算，其數(shù)學模型如下。

流體流經(jīng)換熱器時的總壓力損失可以表示為

Δp=Δp'+Δpcf-Δp''+Δpa

(4)

其中：Δp'為換熱器芯體進口壓力損失；Δp''為芯體出口壓力回升；Δpcf為芯體內的壓力損失；Δpa為連接端蓋的附加壓力損失。

換熱器效率表示換熱器的實際傳熱量Q與理論上最大可能的傳熱量Qmax之比，即

(5)

當W1=Wmin時，有

其中：A為熱流體的冷卻程度；B為兩流體的進口溫差。

當W2=Wmin時，有

其中：C為冷流體的加熱程度；B為兩流體的進口溫差。2.1.3 水分離器

濕空氣流經(jīng)水分離器時，水分離器的出口游離水含量d和氣流壓降Δpw分別為

d=d0(1-ηw)

(6)

Δpw=ξρv2/2

(7)

其中：ηw為水分離器的除水效率；ξ為阻力系數(shù)。

2.1.4 調節(jié)閥門

蝶閥為飛機空調系統(tǒng)中常用閥門類型，本研究采用蝶閥進行仿真計算。在建模時將蝶閥模型看作一個最小截面積可變的噴管且忽略通過氣流溫度的變化。經(jīng)過蝶閥的流量、壓降可表示為

其中：θ為閥門開度；ξ為阻力系數(shù)，由經(jīng)驗公式所得。

2.2 空調系統(tǒng)仿真模型

從圖1飛機空調系統(tǒng)可以看出，經(jīng)過發(fā)動機引氣的高溫高壓氣體經(jīng)過空氣-空氣初級散熱器、燃油-空氣次級散熱器初步降溫后，通過高壓除水器將空氣中的游離水排出，再由渦輪進行降溫降壓。所形成的低溫低壓氣體經(jīng)過調溫活門進行溫度控制，再由低壓除水器分離空氣中的游離水后，通往座艙和電子艙。利用Matlab/Simulink進行故障仿真，得到的仿真結果如下。

2.3 仿真結果與分析

2.3.1 故障判定

采用系統(tǒng)通風溫度來定義系統(tǒng)的嚴酷度并定義故障。飛機中系統(tǒng)通風溫度對飛行員的影響，一般認為供給座艙的正常通風溫度為10～12℃。定義當系統(tǒng)通風溫度達到24℃以上即為災難性的故障，嚴酷度類別為Ⅰ；系統(tǒng)通風溫度在20～24℃之間或者5℃以下，分別達到了人體的冷熱應激區(qū)，定義其嚴酷度類別為Ⅱ，即致命的故障；系統(tǒng)通風溫度為15～20℃時，可以達到人體的功效保證區(qū)，雖然舒適度降低，但是可以完成任務，定義其為中等故障，嚴酷度類別為Ⅲ；系統(tǒng)通風溫度為5～10℃和12～15℃時，為輕度的故障，此時座艙舒適程度稍有降低，但不影響執(zhí)行任務。當系統(tǒng)中只有單一部件故障而其他部件正常工作時，定義空調系統(tǒng)主要部件故障的嚴酷度如表5[13]～表8所示。

表5 系統(tǒng)嚴酷度定義

表6 空氣-空氣換熱器嚴酷度定義

表7 燃油-空氣換熱器嚴酷度定義

表8 渦輪嚴酷度定義

2.3.2 算例與分析

當發(fā)動機引氣溫度為380℃、壓力為400kPa、流量為4 320 kg/h、飛機的飛行高度為8 km、Ma數(shù)為1.2的巡航狀態(tài)下，根據(jù)每個部件的嚴酷度類別判斷故障。以渦輪部件為例，給出了渦輪部件正常工作和不同嚴酷度等級故障時的仿真數(shù)據(jù)，見表9?？梢妴我还收舷拢瑴囟葹槊舾袇?shù)，壓力、流量參數(shù)則變化不明顯，因此可根據(jù)檢測各部件出口溫度變化來分布傳感器，找出渦輪部件的故障。通過實時數(shù)據(jù)與額定工作和不同嚴酷度下的仿真結果的比較，可以得出發(fā)生故障的部件及故障排序。例如當實時數(shù)據(jù)結果與嚴酷度為Ⅲ故障的數(shù)據(jù)接近時，可以得到故障樹分析中的故障排序為

表9 渦輪故障時穩(wěn)態(tài)仿真結果

x9=x11>x7>x17>x1=x4=x21=

x22>x2>x19>x13=x15

即導致座艙溫度異常的原因是渦輪部件故障，且最有可能發(fā)生的故障模式為動壓徑向軸承涂層過度磨損、動壓止推軸承涂層過度磨損。同樣，不同的參數(shù)條件可以通過故障仿真模擬得到其故障模式。

3 結束語

通過對飛機空調系統(tǒng)各部件的FMEA分析，得到故障模式的故障數(shù)據(jù)及故障模式的風險優(yōu)先排序。同時以座艙溫度異常(高于舒適區(qū)溫度)時為例，對飛機空調系統(tǒng)進行故障診斷，結果顯示渦輪故障的可能性最大，達到了61.8%，說明渦輪部件是導致座艙溫度變化的關鍵部件，與事實情況一致。利用Matlab/Simulink對飛機空調系統(tǒng)進行故障診斷仿真，通過各部件出口參數(shù)的監(jiān)測與實時數(shù)據(jù)對比，可以快速找到故障原因及故障模式的排序。以座艙通風溫度作為故障判據(jù)，用部件效率來量化不同嚴酷度下的故障判據(jù)是判斷空調系統(tǒng)故障可行的方法。

[1] 康銳, 石榮德, 王江山. GJB/Z 1391—2006 故障模式、影響及危害性分析指南[S].

[2] GBJ/Z 768A—1998故障分析指南[S].

[3] 莫固良, 汪慧云, 李興旺,等. 飛機健康監(jiān)測與預測系統(tǒng)的發(fā)展及展望[J]. 振動、測試與診斷, 2013, 33(6):925-930.

Mo Guliang, Wang Huiyun, Li Xingwang,et al. Health monitoring and prognostics system for aircraft[J]. Journal of Vibration, Measurement & Diagnosis,2013,33(6):925-930.(in Chinese)

[4] 楊世錫, 尚小林, 柳亦兵,等. 大型旋轉機械狀態(tài)監(jiān)測與故障診斷研究進展[J]. 振動、測試與診斷, 2015(1):1-11.

Yang Shixi, Shang Xiaolin, Liu Yibing,et al. State of the art of state monitoring and fault diagnosis for large rotating machinery[J].Journal of Vibration,Measurement & Diagnosis,2015(1):1-11.(in Chinese)

[5] 劉占生, 曹智選, 沈勇,等. 某型渦軸發(fā)動機氣路故障數(shù)值仿真[J]. 振動、測試與診斷, 2014, 34(5):844-850.

Liu Zhansheng, Cao Zhixuan,Shen Yong,et al. Numeric simulation of gas-path fault for a turboshaft[J].Journal of Vibration,Measurement & Diagnosis,2014,34(5):844-850. (in Chinese)

[6] 危虹, 王浚. 飛機環(huán)控系統(tǒng)可靠性設計與評價[J]. 航空學報, 1998(2):224-227.

Wei Hong , Wang Jun. Aircraft ECS reliability design and evalution[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，1998(2):224-227. (in Chinese)

[7] 趙俊茹. 飛機環(huán)境控制系統(tǒng)的故障診斷研究[D]. 西安：西北工業(yè)大學, 2005.

[8] 何杰, 朱磊, 趙競全. 飛機換熱器故障診斷仿真研究[J]. 計算機仿真, 2012(7):65-69.

He Jie, Zhu Lei, Zhao Jingquan. Research on simulation of fault diagnosis of aircraft heat exchangers[J].Comouter Simulation,2012(7): 65-69. (in Chinese)

[9] 王兆兵, 呂琛, 陳卓. 基于多信號模型的飛機環(huán)控系統(tǒng)故障診斷建模及應用[J]．南京理工大學學報，2011，35(S)：196-201．

Wang Zhaobing, Lü Chen, Chen Zhuo. Fault diagnosis modeling based on multisignal model for aircraft emiomment control system[J]．Journal of Nanjing University of Science and Technology, 2011,35(S):196-201．(in Cinese)

[10] Laster J, Maxwell M,Garner. J. Proven dynamic modeling techniques for concurrent design and analysis of ECS controllers [R]. [S.l.]：SAE, 1990.

[11] Price D C. Thermal management of military fighter aircraft electro-optics pod: an invited paper[C]∥Annual IEEE Semiconductor Thermal Measurement and Management Symposium. San Jose, USA:IEEE, 2003:341-350.

[12] 歐陽驊，任兆生.軍用飛機座艙溫度控制的生理學要求[J].中華航空醫(yī)學雜志， 1995, 6(4): 197-201.

Ou Yanghua, Ren Zhaosheng. Physiological requirements for temperature control in military aircraft cabins[J].China Journal of Aviation Medicine,1995, 6(4):197-201. (in Chinese)

[13] 孫智, 孫建紅, 趙明,等. 基于改進PMV指標的飛機駕駛艙熱舒適性分析[J]. 航空學報, 2015, 36(3):819-826.

Sun Zhi, Sun Jianhong, Zhao Ming,et al. Analysis of thermal comfort in aircraft cockpit based on the modified PMV index[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2015,36(3):819-826. (in Chinese)

[14] 袁修干. MATLAB 在飛機環(huán)境控制系統(tǒng)仿真中的應用[J]. 北京航空航天大學學報， 2002， 28(1):43-46.

Yuan Xiugan. MATLAB simulation model of environmental control system[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2002,28(1):43-46. (in Chinese)

[15] Keller A Z, Kara-Zairi C. Further applications of fuzzy logic to reliability assessment and safety analysis[J].Microelectronics Reliability, 1989, 29(3):399-404.

[16] 冉倩.載人航天器艙內熱舒適性研究[D].南京：南京航空航天大學，2012.

[17] 吳丹. 飛行器座艙熱舒適性研究[D]. 南京：南京航空航天大學，2011.

[18] 吳丹，許常悅，孫建紅.來流馬赫數(shù)對座艙氣動加熱影響的數(shù)值模擬[J]. 南京航空航天大學學報，2011,43(4)；464-469.

Wu Dan, Xu Changyue, Sun Jianhong.Numercal simulation ablut effect of Mach number on aerodynamic heating around cabin[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2011,43(4): 464-469. (in Chinese)

10.16450/j.cnki.issn.1004-6801.2017.03.026

2015-12-31；

2016-01-15

TH17; V240.2

李冰月，女，1991年1月生，碩士。主要研究方向為飛行器環(huán)境控制。 E-mail：1105244427@qq.com