可靠性維修性和保障性

1、國外直升機可靠性、維修性和保障性發(fā)展綜述1. 引言可靠性、維修性和保障性(RMS)是響影軍用直升機作戰(zhàn)效能、作戰(zhàn)適用性和壽命周期費用的關(guān)鍵特性。特別是在現(xiàn)代高技術(shù)戰(zhàn)爭中，RMS成為武裝直升機戰(zhàn)斗力的關(guān)鍵因素。美國武裝直升機AH-64“阿柏支”由于在研制中重視RMS工作，具有較高的RMS水平，保證AH-64具有較的戰(zhàn)備完好性和任務(wù)成功概率。在1990年12月至1991年4月的海灣戰(zhàn)爭中，美國陸軍101師攻擊直升機營的8架AH-64直升機，突襲伊拉克，摧毀了通往巴格達沿途的雷達站，為盟國空軍執(zhí)行空戰(zhàn)任務(wù)開辟了空中通道，僅在2月28日，第一武裝分隊的AH-64摧毀了36輛坦克，俘獲了850名伊軍官兵

2、。在海灣戰(zhàn)爭中，美軍出動了288架AH-64，累計飛行18700小時，僅有一架AH-64被地面炮火擊落，在“沙漠盾牌”和“沙漠風(fēng)暴”行動中，AH-64的能執(zhí)行任務(wù)率分別達到80%和90%，超過了設(shè)計要求。AH-64的戰(zhàn)例充分表明，RMS是現(xiàn)代武裝直升機形成戰(zhàn)斗力的基礎(chǔ)，是發(fā)揮其作戰(zhàn)效能的保證，也是現(xiàn)代軍用直升機設(shè)計中必須考慮的、與性能同等重要的設(shè)計特性。2. 國外直升機RMS技術(shù)的發(fā)展隨著直升機在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中和國民經(jīng)濟建設(shè)中的作用及地位的日益提高，直升機RMS越發(fā)引起各工業(yè)發(fā)達國家的重視，特別是對直升機可靠性和安全性問題早就得到重視；隨著武裝直升機的應(yīng)用與發(fā)展、機載雷達及火控系統(tǒng)的可靠性及維修性

3、也相繼引起各國軍方的重視；近十多年來，尤其是海灣戰(zhàn)爭之后，為了滿足現(xiàn)代高技術(shù)戰(zhàn)爭的需要，要求直升機具有快速出動能力和高的戰(zhàn)備完好性，降低武裝直升機的壽命周期費用，要求直升機具有低的維修工時、少量維修人力、少量備件和良好的測試性和保障性?？偟恼f來，近50年來，國外直升機RMS技術(shù)的發(fā)展大至可劃分為如下3個階段。2.1 50年代中期至60年代末期50年代中期或末期開始研制或60年代初期開始研制、在60年代投入服役的直升機，如美國的CH-47A、CH-53A、AH-1A、AH-56A、OH-58A、UH-1A等。這些直升機主要是采用工程設(shè)計和試驗的方法來保證直升機的可靠性、維修性、保障性，沒有專門制

4、訂RMS大綱，既沒有提出專門的RMS指標(biāo)，也沒有開展專門的RMS分析設(shè)計和專門的RMS試驗工作。因此，這一批直升機普遍存在著故障多、可靠性低、維修工時較高，因此使用和保障費用較高。美國陸軍和直升機公司都建立了直升機的RMS信息系統(tǒng)，收集大量的RMS數(shù)據(jù)，進行分析研究后，找出了影響可靠性及維修性的主要原因和部件，并隨后進行改進改型。例如，CH-47D制訂了專門的可靠性改進計劃，投資237 萬美元，使整個直升機的MTBF提高一倍，維修工時降低28%。2.2 70年代初至80年代中期經(jīng)過越南戰(zhàn)爭后，軍用直升機的作用更加引起世界各軍事大國的重視，在執(zhí)行戰(zhàn)斗保障和后勤支援任務(wù)中，直升機充分顯示了具有良好

5、的機動性和靈活性、快速反應(yīng)能力和不受地形限制的特點。此外，裝備武器的武裝直升機用于對地火力支援和護航任務(wù)中，出色地完成任務(wù)。在戰(zhàn)爭實踐中證實了武裝直升機對現(xiàn)代戰(zhàn)爭具有重要的意義，是現(xiàn)代戰(zhàn)爭不可缺少的重要武器之一。為了充分發(fā)揮軍用直升機在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的作用，在此階段發(fā)展及改型的一些軍用直升機如AH-64A、UH-60A、CH-47D、CH-53E和OH-581D等，都重視可靠性與維修性，全面開展可靠性及維修性工作，制訂可靠性及維修性大綱，根據(jù)美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-785“系統(tǒng)和設(shè)備可靠性管理大綱”、MIL-STD-470“系統(tǒng)和設(shè)備維修性管理大綱”，制訂型號的大綱；提出明確的可靠性及維修性要

6、求，例如UH-60A“黑鷹”直升機的MFHBF4.0(目標(biāo)值)/3.5(門限值)小時、MCSP=0.987安全可靠度RS0.997、MTTR=0.95小時，MMH/FH=3.8工時、使用可用度Ao=0.82(目標(biāo)值)/0.80(門限值)；并根據(jù)MIL-STD-785和MIL-STD-470的要求開展可靠性及維修性分析和設(shè)計，進行可靠性及維修性試驗和驗證，特別是開展專門可靠性研制試驗，例如，S-70“黑鷹”直升機的地面試驗、樣機飛行試驗和生產(chǎn)飛機的飛行試驗；此外，這些飛機還采用較為完善的機內(nèi)測試技術(shù)(BIT)，從而大大減少直升機的維修時間。在研制與生產(chǎn)過程中，對航空電子設(shè)備的元器件、組件和設(shè)備等

7、三級設(shè)備進行嚴(yán)格的環(huán)境應(yīng)力篩選，確保直升機投入外場使用具備規(guī)定的可靠性。2.3 80年代后期至2000年自80年代后期以來出現(xiàn)了蘇聯(lián)解體，兩大陣營對抗的冷戰(zhàn)結(jié)束。世界出現(xiàn)了多極化的格局。全球性的縮減軍費、裁減軍隊的趨勢日益明朗，費用成為現(xiàn)代武器裝備研制的主要約束條件。特別是經(jīng)過90年代初的“海灣戰(zhàn)爭”以及98年的“科索沃沖突”兩次現(xiàn)代局部高技術(shù)戰(zhàn)爭，進一步表明直升機的后勤保障工作在現(xiàn)代高技術(shù)戰(zhàn)爭中的重要作用和突出地位，通過提高可靠性、維修性和保障性來提高武器裝備的戰(zhàn)斗力、降低使用和保障費用成為一種經(jīng)濟有效的途徑。80年代后期以來，新研制和改型的軍用直升機，如美國的RAH-66、V-22、AH-

8、64D、S-70A和北約NH90等都更加重視可靠性、維修性和保障性，更加嚴(yán)格地開展可靠性、維修性和保障性的設(shè)計和試驗，其主要特點如下：(1) 嚴(yán)格開展R&M試驗。 S-70A直升機一共進行大約13000小時的可靠性和維修性試驗。從地面試驗開始，一直到飛行試驗及生產(chǎn)型飛機試驗。通過專門的可靠性和維修性研制試驗與系統(tǒng)研制試驗相結(jié)合，以實現(xiàn)可靠性及維修性增長。其中，地面試驗1900小時，樣機飛行試驗2000小時，生產(chǎn)型飛機試驗8755小時。(2) 重視機載故障診斷技術(shù)的應(yīng)用。 在新一代直升機中普遍采用先進的機載狀態(tài)及使用監(jiān)控系統(tǒng)(HUMS)、監(jiān)控與診斷系統(tǒng)和機載綜合診斷系統(tǒng)。對直升機的旋翼、

9、尾槳、傳動裝置和發(fā)動機等關(guān)鍵系統(tǒng)進行狀態(tài)監(jiān)測和故障診斷，并監(jiān)測機體主承力件的疲勞壽命、發(fā)動機和傳動裝置的振動、旋翼槳葉結(jié)冰速度和航線飛行的剩余油量等，通過座艙儀表板的告警功能，可準(zhǔn)確向駕駛員發(fā)出提醒和告警，使駕駛員及時發(fā)現(xiàn)異?，F(xiàn)象并采取應(yīng)急措施，以確保直升機的飛行安全。例如，V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機采用了發(fā)動機功率監(jiān)測、金屬屑監(jiān)測和發(fā)動機部件壽命監(jiān)測等多種監(jiān)測技術(shù)，并診斷故障發(fā)生；又如，RAH-66直升機的發(fā)動機T800采用全權(quán)數(shù)字式控制系統(tǒng)和狀態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)，監(jiān)測發(fā)動機的性能、振動、壽命、油量和溫度等。4. CH-53E重型多用途直升機CH-53E“超種馬”是美國海軍陸戰(zhàn)隊用于執(zhí)行兩棲突擊任務(wù)，運載5

10、5名全副武裝士兵、運輸重型裝備和彈藥；美國海軍用于艦上垂直補給和運輸?shù)囊环N重型三發(fā)多用途直升機，由美國西科斯基飛機公司研制，公司代號為S-80/H-53E。CH-53E是在CH-53D的基礎(chǔ)上研制的，1971年開始研究與發(fā)展工作。1974年3月1日第一架原型機YCH-53E開始試飛，1981年6月16日開始交付給美國海軍陸戰(zhàn)隊使用。CH-53E是按照美國海軍航空系統(tǒng)司令部在裝備采辦過程中加強可靠性設(shè)計的“新觀點”的目標(biāo)要求，積極開展可靠性及維修性(R&M)工作，嚴(yán)格進行可靠性和維修性分析設(shè)計和試驗實踐，采用已經(jīng)實際考驗的零部件，在生產(chǎn)和研制過程中，應(yīng)用故障報告和糾正措施系統(tǒng)。4.1 R

11、&M要求按照美國海軍航空系統(tǒng)司令部有關(guān)加強R&M工作的要求，對CH-53E規(guī)定如下的R&M要求：·任務(wù)可靠度Rm=0.93·平均故障間隔飛行小時 MFHBF0.71h(研制階段)、0.92h(生產(chǎn)階段)·每飛行小時的維修工時 MMH/FH=12.0h(在基層級)·平均修復(fù)時間MTTR=2.4h·平均任務(wù)中斷間隔飛行小時 MFHBA13.8h4.2 R&M分析與設(shè)計為了確保CH-53E能夠滿足軍方規(guī)定的R&M要求，使得CH-53E成為一架可靠的、可維修的重型運輸直升機，采用下述R&M分析與設(shè)計技術(shù)。

12、(1)故障模式影響及危害性分析(FMECA)在直升機設(shè)計初期，F(xiàn)MECA作為直升機設(shè)計的一個組成部分，在每個產(chǎn)品層次開展FMECA，確定作能產(chǎn)生的故障模式以及對直升機可能產(chǎn)生的影響，在圖紙發(fā)放前，確定直升機初步設(shè)計缺陷，并進行分析和改正。隨著設(shè)計進展，不斷修改FMECA以反映各種設(shè)計更改，以及出現(xiàn)的故障模式的影響。進行FMECA的系統(tǒng)包括：旋翼系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)、飛行操縱裝置、2號發(fā)動機安裝(1號、3號與CH-53D相同)發(fā)動機起動系統(tǒng)和自動飛行控制系統(tǒng)等。在分析期間，共發(fā)現(xiàn)1507個故障模式，并按照它們的影響進行分類，采取了改進設(shè)計、材料和工藝過程，以防止這些故障模式再度發(fā)生，某些典型示例如下：

13、a. 傳動系統(tǒng)·主錐形齒輪滾柱軸承的材料改成M50真空熔化鋼；·第一級行星正齒輪中的齒輪偶接觸系數(shù)增大以減小應(yīng)力和齒輪損壞的概率；·在主旋翼測速器正齒輪的垂直驅(qū)動裝置采用彈性絕緣體為防止傳動裝置磨損提供襯墊。b. 主旋翼葉片與搭座拆疊在尾槳槳葉定位器組件上加裝一個開關(guān)，以便延緩到尾漿槳葉鎖定位置后才使搭座拆疊。c. 飛行操縱裝置·飛行控制系統(tǒng)助力器重新定位，使更多的部件增大液壓輸入信號，從而減少堵塞概率；·飛行操制系統(tǒng)的伺服機構(gòu)重新安裝，從旋翼搭座移到機身隔艙更溫和的環(huán)境中。(2)R&M建模與分配在直升機研制階段開始，根據(jù)CH-53E的

14、任務(wù)剖面建立了可靠性框圖與數(shù)學(xué)模型，包括直升機各分系統(tǒng)的構(gòu)型，確定為成功完成任務(wù)的各種通道(各種余度通道)，作為開展可靠性分配、可靠性預(yù)計和FMECA的基礎(chǔ)。CH-53E的R&M分配是以CH-53D的外場使用數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)進行的，也就是由美國海軍3M(管理、維修的器材)系統(tǒng)提供的R&M數(shù)據(jù)，根據(jù)CH-53E與CH-53D的結(jié)構(gòu)及技術(shù)狀態(tài)的差別，對CH-53D的數(shù)據(jù)進行調(diào)整而得到CH-53E的各個分系統(tǒng)的R&M數(shù)據(jù)。對各分系統(tǒng)和重要部件都分配了MHFBF、MMH/FH和MFHBA都進行分配。表2給出了CH-53E的分配值和CH-53D的外場使用可靠性，用每飛行小時的故障率表示

15、，即是MFHBF的倒數(shù)。表2所列的數(shù)據(jù)是1976年完成的可靠性分配。從表中看出，CH-53E導(dǎo)航與飛行綜合系統(tǒng)的故障率比CH-53D增加了50%，主要是由于增加了3個陀螺與3個加速度計，并增加放大器、雙通道同步器等的功能。為了提高該系統(tǒng)的可靠性，將模擬式系統(tǒng)改進為數(shù)字式系統(tǒng)，其故障率將從55.764/1000飛行小時降低到4.255/1000飛行小時，整個直升機的故障率從1007.477/1000飛行小時降低到955.968/1000飛行小時，MFHBF從0.993小時提高到1.046小時。表2 CH-53E可靠性分配表(故障數(shù)/1000飛行小時)系統(tǒng)CH-53D變化量CH-53E機體141.

16、87811.393153.271燃油隔艙32.031-0.05131.980起落架86.574-1.68484.890飛行操縱73.753-7.72466.028旋翼134.727-3.671131.056輔助動力裝置28.858-1.90526.953傳動系統(tǒng)86.278-0.42485.854動力裝置儀表49.33827.50576.843空調(diào)與防水1.8620.7832.645電氣系統(tǒng)16.9254.04120.966照明37.0660.07837.144液壓系統(tǒng)16.840-1.22315.617燃油系統(tǒng)9.26711.59420.861其他能源8.3781.83310.211儀表41

17、.17114.51455.685飛行參考系統(tǒng)10.875-2.7058.170綜合導(dǎo)航飛行控制38.08217.08255.764總故障率(不含政府提供設(shè)備)813.90370.036883.938政府提供的設(shè)備159.733-36.175123.539整個直升機973.63633.8411007.477總的MFHBF(小時)1.0270.993(3) 元器件及材料控制為了最大限度地提高CH-53E的可靠性，在直升機設(shè)計及研制中強調(diào)元器件(零部件)和材料的控制。用于CH-53E的元器件及材料都由工程標(biāo)準(zhǔn)機構(gòu)和系統(tǒng)工程機構(gòu)進行嚴(yán)格審查，確正正確應(yīng)用并達到高的可靠性。元器件與材料的審查與批準(zhǔn)過程按

18、照下述方式進行。直升機研制公司內(nèi)部設(shè)計的分系統(tǒng)和組件，R&M工程機構(gòu)和有審批權(quán)的設(shè)計組一起規(guī)定在設(shè)計中使用的元器件和材料，在工程圖紙發(fā)放之前，由R&M工程機構(gòu)確認(rèn)元器件和材料得到正確規(guī)定。機械零件應(yīng)對應(yīng)力特性、環(huán)境兼容性、腐蝕防護和光潔度進行審查。電子與電氣元器件應(yīng)對與MIL-E-5400規(guī)范要求的符合性進行審查，以確保這些元器件具有所要求的可靠性水平。供應(yīng)商設(shè)計和制造的分系統(tǒng)和組件，它們的元器件和材料的要求應(yīng)在采購規(guī)范中規(guī)定，通常采用西科斯基公司的工程規(guī)范。供應(yīng)商對采購規(guī)范規(guī)定要求的執(zhí)行情況的符合性應(yīng)由R&M工程機構(gòu)進行審查，當(dāng)未能全面符合時，應(yīng)提出最好的解決辦法。在

19、設(shè)計和研制階段，應(yīng)繼續(xù)對元器件和材料的應(yīng)用進行審查，以證實供應(yīng)商符合規(guī)定要求。經(jīng)批準(zhǔn)的元器件應(yīng)列入元器件選擇清單(PPSL)。當(dāng)具體元器件和材料出現(xiàn)可靠性問題時，R&M工程機構(gòu)應(yīng)與供應(yīng)商一起工作以通過采用備選元器件、增加篩選、改進供應(yīng)商的工藝過程、質(zhì)量控制等措施來解決有關(guān)R&M問題。例如，用于執(zhí)行飛行關(guān)鍵功能的航空電子設(shè)備的連接器(符合MIL-C-83733)，在供應(yīng)商的生產(chǎn)過程中及在外場使用中，連接器插針連接插座時，經(jīng)常出現(xiàn)反彈而解脫現(xiàn)象，CH-53E的R&M工程機構(gòu)與供應(yīng)商的工程機構(gòu)協(xié)同工作，對連接器設(shè)計、制造工藝過程和質(zhì)量保證活動的各種問題進行全面調(diào)研，對連接器設(shè)

20、計，工藝和質(zhì)量控制過程進行改進后，消除了連接器問題。(4) 降額設(shè)計在CH-53設(shè)計過程中，為提高可靠性水平，元器件(零部件)降額是一項關(guān)鍵措施。在所有設(shè)計的關(guān)鍵評審中，都對應(yīng)力降額要求進行嚴(yán)格評審。電子元器件降額是各種元器件的耗電功率和溫度不超過規(guī)定的值(遠(yuǎn)低于制造商規(guī)定額定值)。無源器件要求規(guī)定可靠性最低值。電阻殼體溫度不大于額定溫度的80%，功率不超過50%額定功率時達到70(在某些情況下小于70)；電容器殼體溫度至少必須低于額定溫度20，直流工作電壓必須不超過50%的額定電壓。所加的直流電壓加峰值交流脈動電壓必須不超過55%的額定電壓。有源器件(半導(dǎo)體和微型器件)必須滿足下列要求。結(jié)溫

21、可能不超過110。半導(dǎo)體必須滿足MIL-S-19500JANTX。微型電子器件必須滿足MIL-M-38510B求。數(shù)字式或飛行控制系統(tǒng)元器件選擇所采用的降額準(zhǔn)則。如表3所示。表3 數(shù)字式飛控系統(tǒng)的降額準(zhǔn)則元器件可靠性水平 降額水平 微電子器件半導(dǎo)體無源器件電阻器電容器MIL-M-38510B級MIL-S-19500JanTX規(guī)定可靠性(ER)“R”級最小值“R”級最小值 最大結(jié)溫110最大結(jié)溫110殼體溫度80%額定溫度最大殼溫(50%功率到70)加直流電壓交溫脈動峰值55%額定電壓 機械部件降額涉及到使應(yīng)力均值與強度均值之間的差值最大，機體、傳動系統(tǒng)和動部件的應(yīng)力降額應(yīng)證實在使用中承受的應(yīng)力

22、降值到低于由設(shè)計準(zhǔn)則規(guī)定的那些值。見圖1和圖2。圖1 振動應(yīng)力降額圖2 傳動系統(tǒng)設(shè)計應(yīng)力范圍應(yīng)力降額4.3 耐久性及生存性試驗在生產(chǎn)樣機試飛之前，整個CH-53E動力系統(tǒng)，包括主旋翼、尾旋翼、傳動系統(tǒng)和發(fā)動機進行200小時的耐久性試驗和50小時的過應(yīng)力試驗以驗證系統(tǒng)動部件的兼容性。這些試驗包括軸的自然頻率和臨界頻率響應(yīng)，油量校準(zhǔn)和空載潤滑試驗。在每一階段的試驗完成后，所有主要的動部件都被拆卸并進行全面的目視檢查。主齒輪箱、附件齒輪箱、中間齒輪箱和尾部齒輪箱都被分解并進行詳細(xì)的目視檢查并采用穿透劑檢驗。所有齒輪箱和發(fā)動機金屬屑檢測器和各種油濾都被拆卸并檢查各種可見的可能異常和可疑異常的征侯。所有

23、部件都應(yīng)顯示出無可疑的故障征侯，表示所有部件都無故障。最終試驗CH-53E的齒輪箱，包括耐久性和生存性試驗，主齒輪箱、附件齒輪箱、附件齒輪箱、中間齒輪箱和尾齒輪箱的生存性試驗驗證了CH-53E直升機在最大內(nèi)部載重下一旦齒輪箱失去其主潤滑系統(tǒng)后安全飛行30分鐘的能力。4.4 可靠性研制試驗與老煉要求飛行控制系統(tǒng)的重大改進是采用兩臺數(shù)字式計算機。該系統(tǒng)進行了可靠性研制試驗，其主要目的是以發(fā)現(xiàn)設(shè)計和研制問題，這些問題解決方法可在生產(chǎn)型飛機采用。可靠性研制試驗的另一個目的是驗證系統(tǒng)的平均故障間隔時間(MTBF)。該試驗包括2臺數(shù)字式計算機、1個飛行控制系統(tǒng)的控制板、6個加速度計和5個駕駛桿位置傳感器。

24、該試驗的環(huán)境條件如下：振動：21Hz、0.5g, 50分鐘(每小時)21Hz、2.0g, 10分鐘(每小時)溫度：在溫度從71(熱狀態(tài))到-54(冷狀態(tài))變化過程中，工作30分；在非工作狀態(tài)冷浸90分；在轉(zhuǎn)移到熱狀態(tài)、熱浸工作360分。在試驗期間部件進行連續(xù)測試和檢查，并由目視手動控制，當(dāng)檢測到故障時，計算機儲存故障代碼并指示故障。該系統(tǒng)驗證MTBF163小時，發(fā)現(xiàn)5個故障模式，并采取糾正措施。為CH-53E研制的電子設(shè)備進行了嚴(yán)格的老煉，包括熱循環(huán)與振動。老煉的溫度極限為-5471。對飛控計算機的老煉要求為168小時的熱循環(huán)和正弦振動1Hz、0.5g，50分鐘(每小時)；21Hz、2.0g，

25、10分鐘(每小時)。在生產(chǎn)計劃開始后，對飛控計算機增加老煉，按NAVAMAT P-9492的要求0.04g2/Hz10分鐘，隨機振動，并增加44小時老煉而不發(fā)生故障的要求，包括最終驗收試驗。這使得飛控計算機的驗收率從50%提高到80%。4.5 飛行試驗與部署良好的R&M工作是閉環(huán)故障分析和糾正措施工作的一個組成部分。在西科斯基中心的項目，故障產(chǎn)品分析報告(FIAR)作為一種控制文件。故障或問題數(shù)據(jù)由R&M數(shù)據(jù)跟蹤人員收集和作為缺陷記錄進入計算機，包括所有CH-53E的缺陷。故障分析報告包括缺陷說明、故障歷史、初步故障分析和建議采取措施。最終形成最終的工程更改通告(ECN)、工程

26、更改建議(ECP)以及生產(chǎn)控制委員會(PCB)的有效性定義。并利用FIAR的數(shù)據(jù)評估CH-53E的可靠性。1976年首次評估CH-53E生產(chǎn)樣機的外場MTBF，飛機共飛行了126飛行小時。同時也利用外場發(fā)現(xiàn)的故障信息對飛機進行設(shè)計更改。在CH-53E從生產(chǎn)型樣機到批生產(chǎn)的技術(shù)狀態(tài)進展過程中，R&M要求也不斷改進，并增加了專門的可靠性試驗，即質(zhì)量符合性試驗(在首批生產(chǎn)的飛機上進行)；在5架初始生產(chǎn)的飛機上完成14次、每次一小時的飛行任務(wù)，根據(jù)對生產(chǎn)型CH-53E的MFHBF要求，14次飛行中，允許發(fā)生15次故障。但是，5架飛機從1981年6月至12月的試飛中，僅觀測到4個故障模式，針對這

27、些故障模式改進了設(shè)計。隨著第一架CH-53E投入服役之后，便開始執(zhí)行R&M現(xiàn)場監(jiān)測計劃，評估飛機的R&M水平，進行故障分析和采取糾正措施，建立了CH-53E的R&M數(shù)據(jù)庫。到1983年2月，總共32架CH-53E部署在東西海岸，累計飛行8000小時，其MFHBF與MFHBA比規(guī)定值高60%，見表4。表4CH-53E與CH-53D的R&M水平比較CH-53D(觀測值)CH-53E(要求值)CH-53E(觀測值)MFHBF0.57h0.92h1.5hMFHBA10.95h13.9h22.8hMTTR2.60h2.4h2.27hA0780%5. AH-64武裝直升機早

28、在1972年，美國陸軍開始執(zhí)行先進攻擊直升機(AAH)計劃，1975年9月30日YAH-63與YAH-64開始競爭試飛。AH-64A直升機中標(biāo)后于1977年元月開始研制，1984年元月開始交付部隊使用。1995年AH-64開始服役，AH-64D于1990年開始改型，1991年3月首飛，1996年開始交付部隊，成為目前現(xiàn)役美軍最先進的武裝直升機。5.1RMS要求在AH-64研制中，美國陸軍特別強調(diào)無故障執(zhí)行任務(wù)能力和快速維修能力，AH-64A的可靠性、維修性及保障性指標(biāo)見表5。表中的RMS指標(biāo)為目標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)，要求在10萬飛行小時后達到值。測定值分列為AH-64A研制階段、生產(chǎn)階段和外場飛行300小時

29、的統(tǒng)計值。表5 AH-64A的RMS指標(biāo)及測定值指標(biāo)值研制階段1生產(chǎn)階段2外場使用3MFHBF(飛行小時)2.801.702.402.50MTBCF(飛行小時)19.024.716.815.4MMH/FH(工時)9.006.456.44.8MTTR(小時)0.901.11.270.82Ao(%)75799186注：1. 研制階段指累計飛行5680小時的統(tǒng)計值；2. 生產(chǎn)階段指累計飛行2543飛行小時的統(tǒng)計值；3. 外場使用指在外場服役后累計飛行500小時的統(tǒng)計值。5.2 可靠性設(shè)計為了使AH-64A服役后能夠滿足陸軍提出的RMS要求，美國原麥道公司在直升機和電子設(shè)備的設(shè)計中嚴(yán)格開展了可靠性分析

30、和設(shè)計，包括可靠性分配、預(yù)計、采用高可靠的元器件、余度設(shè)計、熱設(shè)計、降額設(shè)計和成熟技術(shù)等設(shè)計措施。例如，AH-64航空電子系統(tǒng)等數(shù)據(jù)傳輸采用MIL-STD-1553B總線，使航空電子和火控系統(tǒng)的13個終端交連一起，與常規(guī)設(shè)計相比，可靠性提高20%，安全性提高30%，維修時間降低25%，維修費用減少20%。AH-64重要系統(tǒng)和部件都采用余度設(shè)計，如裝有2臺發(fā)動機，雙通道的供電系統(tǒng)和2套主液壓系統(tǒng)、多余度的電傳操縱系統(tǒng)，保證系統(tǒng)的致命性故障率達到1.208×10-7。AH-64的旋翼結(jié)構(gòu)是是以已經(jīng)飛行了數(shù)百萬小時的OH-6A直升機的旋翼為基礎(chǔ)進行改進的，關(guān)鍵部件采用成熟的技術(shù)，確保直升機

31、的可靠性。為了確保AH-64發(fā)動機T700具有99.799.9%的任務(wù)成功概率和很低的非計劃拆卸率0.29/1000飛行小時，T700在研制中加強了可靠性管理，陸軍與通用電氣公司成立了R&M領(lǐng)導(dǎo)機構(gòu)，負(fù)責(zé)T700研制過程中的R&M工作，從設(shè)計一開始使開展優(yōu)化設(shè)計，把R&M作為重要的優(yōu)化參數(shù)；并制定了可靠性改進保證計劃、部件可靠性改進計劃以及嚴(yán)格的內(nèi)廠和外場的綜合研制試驗；建立T700的內(nèi)場和外場的綜合研制試驗計劃。5.3 維修性設(shè)計AH-64設(shè)計中重視維修性設(shè)計，直升機的動力艙、減速器艙和各設(shè)備艙都設(shè)計成易于接近的構(gòu)形。主要電子系統(tǒng)和火控系統(tǒng)的設(shè)備大都裝在前機身下部兩側(cè)

32、的浮筒式機艙內(nèi)，在地面便接近，發(fā)動機罩向下打開可構(gòu)成維修工作平臺，便于維修人員進行維修工作。為了改善維修性，T700發(fā)動機全部采用單元體設(shè)計，發(fā)動機的4個單元體僅需2478分鐘便可拆卸更換；任何一個發(fā)動機附件在外場的維修時間僅小于或等于15分鐘；整個發(fā)動機僅有24個外場可更換部件、外場維修僅需要10把手動工具。左右兩臺發(fā)動機相同，可以互換。為了縮短維修時間，直升機上裝有機載故障檢測和定位系統(tǒng)(FD/LS)，可識別外場可更換單元的故障，并能識別機上電子設(shè)備95%的故障。該系統(tǒng)由主計算機、多路遠(yuǎn)距終端裝置、備用總控制器、數(shù)據(jù)輸入鍵盤、數(shù)據(jù)總線、電傳打字機自動發(fā)送系統(tǒng)等。為了改進中繼級維修，在中繼級

33、維修車間采用自動測試系統(tǒng)，對外場可更換單元(LRU)進行測試，檢測LRU的故障，并在中繼級(內(nèi)場)通過更換內(nèi)場可更換單元(SRU)進行修復(fù)。該系統(tǒng)可對AH-64直升機的75個部件故障進行檢測和診斷。一臺自動測試系統(tǒng)可承擔(dān)54架AH-64或在戰(zhàn)斗條件下3個直升機營的測試任務(wù)。該系統(tǒng)的核心是中央計算機、輸入和輸出裝置、控制設(shè)備和被測裝置接口的試驗臺等，其代號為AMUSM-410。5.4 可靠性試驗為了提高AH-64A的可靠性，在研制階段，對系統(tǒng)處理機、任務(wù)處理機、顯示處理機、環(huán)境控制系統(tǒng)和其他重要部件等進行了可靠性增長試驗，通常取2個試件，在隨機振動和溫度循環(huán)的模擬環(huán)境條件下，進行4000小時的試

34、驗。通過試驗，發(fā)現(xiàn)了集成電路組件因制造時殘留的焊料膜導(dǎo)致在振動應(yīng)力下導(dǎo)線連接拉脫；另發(fā)現(xiàn)外場可更換單元導(dǎo)線固定不牢，在高振動應(yīng)力下，導(dǎo)線連接處于斷續(xù)狀態(tài)，出現(xiàn)間隙故障。隨即改進設(shè)計和制造工藝，進一步提高設(shè)備的固有可靠性。5.5 建立RMS數(shù)據(jù)系統(tǒng)美國陸軍建立了一個較完善的可靠性、維修性和保障性數(shù)據(jù)系統(tǒng)，取名為RAM/LOG系統(tǒng)。在AH-64直升機方案論證、研制、生產(chǎn)和外場飛行試驗中，陸軍利用該數(shù)據(jù)系統(tǒng)收集RMS數(shù)據(jù)，分析并評估各階段的RMS性能及其增長趨勢。為確定RMS在各階段的增長水平、發(fā)現(xiàn)各階段的RMS問題，通過改進設(shè)計使AH-64的RMS水平不斷增長，取得了成功。該系統(tǒng)包括如下4個主要功

35、能：·5個獨立的，包含了1842個獨立要素的相關(guān)表格：飛行和使用信息表、故障修復(fù)/糾正措施表、零部件使用數(shù)表、使用/診斷/報告表、事件簡單說明表。·故障審查委員會用來確定RMS評估的邏輯決斷圖；·用于查詢，存取RAM/LOG數(shù)據(jù)文檔的各種計算機程序；·用于查詢故障檢測與定位性能的專用程序。5.6AH-64D(長弓阿柏支)的RMSAH-64D是AH-64A的改型，使AH-64設(shè)計更改了1/3，加裝了毫米波火控雷達，成為21世紀(jì)數(shù)字化戰(zhàn)場的重要武器。該機的可靠性水平比AH-64提高了50%，其RMS要求見表6。表6 AH-64D的RMS要求及外場使用值參數(shù)要

36、求值(5000飛行小時)外場測定值(3000飛行小時) MFHBF (小時)MTBCF (小時)故障檢測率(FDR)(%)故障隔離率(FIR)(%)4.8018.4098.0%95.0% 8.5525.4798.6%98.6% AH-64D從設(shè)計更改開始便重視RMS工作，加強RMS管理，建立了政府、主承包商、轉(zhuǎn)承包商組成聯(lián)合工作組，建立綜合產(chǎn)品組(IPT)、并由陸軍AH-64D項目辦公室、麥道直升機公司和火控雷達承包商共同組成可靠性工作組，負(fù)責(zé)實施可靠性工作計劃，了解可靠性要求進展，處理RMS工作中的問題。同時設(shè)立由各方面專家組成的可靠性評審委員會，審查了1500項故障，發(fā)現(xiàn)了108個重大的可

37、靠性問題，有100個故障得到了處理?；鹂乩走_等新研制的產(chǎn)品都開展嚴(yán)格的可靠性研制/增長試驗和環(huán)境應(yīng)力篩選。整個雷達系統(tǒng)進行1000小時的可靠性研制/增長試驗，以發(fā)現(xiàn)和糾正設(shè)計缺陷。包括所有處理機在內(nèi)的許多設(shè)備進行了4000小時的可靠性研制/增長試驗。每個新研制的外場可更換單元在裝上飛機之前都進行了嚴(yán)格的環(huán)境應(yīng)力篩選。在研制過程的早期，在AH-64D飛機上利用模型進行了維修性驗證，以發(fā)現(xiàn)各種維修性設(shè)計問題，并對有關(guān)的設(shè)備(LRU)進行再設(shè)計或更改安裝位置。同時，采用注入故障的方法對各種LRU的機內(nèi)測試(BIT)進行驗證，一共注入近800故障，以發(fā)現(xiàn)和糾正LRU測試性缺陷，并通過增加測試點和修改軟

38、件來提高LRU的測試能力。維修性驗證在外場試飛中作為后勤驗證的一個組成部分，由受過訓(xùn)練的陸軍維修人員執(zhí)行各種維修作業(yè)，并對各個基本作業(yè)統(tǒng)計維修時間，驗證了許多維修作業(yè)都能按規(guī)定維修時間完成。AH-64D采用交互式電子技術(shù)手冊，各種故障診斷程序也納入該手冊中，并存入便攜式維修輔助裝置(PMA)，從而大大改進維修性。PMA是計劃中的綜合維修保障系統(tǒng)(IMSS)的關(guān)鍵，可提供故障數(shù)據(jù)記錄，通過飛機上數(shù)據(jù)總線或下載各種維修信息，并可與部隊的后勤系統(tǒng)接口。使AH-64D成為一架易于維修和保障的飛機。通過吸取AH-64D的經(jīng)驗教訓(xùn)，AH-64D制定了綜合訓(xùn)練計劃，包括在整個訓(xùn)練基地中的所有教程、訓(xùn)練媒體和

39、硬件的綜合化以及與武器系統(tǒng)設(shè)計的綜合。該計劃的實施保證了訓(xùn)練教材的編制和訓(xùn)練器材的研制能夠密切地與飛機研制的進展和保障技術(shù)資料的編寫相協(xié)調(diào)。6.RAH-66輕型偵察攻擊直升機RAH-66“科曼奇”是美國陸軍的新一代輕型偵察攻擊直升機，它由波音直升機公司和西科斯基飛機公司聯(lián)合研制的。該機于1988年6月開始研制，原定1994年首飛，1998年開始服役。RAH-66具有現(xiàn)代直升機的高可靠性、維修性和保障性特性。例如，采用5個耐久性好的全復(fù)合材料旋翼、高可靠的無軸承主旋翼槳轂、易接近的后電子設(shè)備艙、高可靠性的航空電子設(shè)備、二級維修方案和低的使用和保障費用。6.1 保障性設(shè)計RAH-66最重要的保障性

40、設(shè)計特性是飛機設(shè)計成采用二級維修體制進行保障，以便有助于降低使用和保障費用，因為取消了中繼級維修而減少維修資源，包括維修人力、設(shè)施、測試、測量和診斷設(shè)備以及其他專用保障設(shè)備。從直升機設(shè)計開始，便盡一起努力來確定和消除需要中繼級維修的設(shè)計特性。這一個過程集中在部件分類和診斷兩個關(guān)鍵特性。RAH-66直升機的部件進行了分類，以便容易拆卸和更換。通過綜合診斷設(shè)計，取消各種昂貴的測試、測量和診斷設(shè)備?！翱坡妗敝鄙龣C具有機載綜合診斷和故障預(yù)測能力，包括結(jié)構(gòu)壽命使用程序、應(yīng)用狀態(tài)識別和飛行安全關(guān)鍵的動態(tài)部件跟蹤等能力。最終的設(shè)計原則禁止部件分層安裝，限制設(shè)計用的緊固件尺寸的數(shù)量并強調(diào)人力和人員綜合特性，

41、這種特性與可達性、人體測量要求及維修作業(yè)復(fù)雜性有關(guān)。保障性特性的實現(xiàn)主要通過參與設(shè)計的綜合產(chǎn)品組的保障性人員和努力，嚴(yán)格進行測試性分析和維修性評估以及通過修理級別分析確認(rèn)兩級維修體制的費用效能。這一過程的實現(xiàn)可以成功地消除中繼級維修工作，并可減少基層級和基地級維修工作量?；鶎蛹?外場部隊)維修工作包括拆卸和更換、原位修理和小的離位修理(即在飛機附近的修理)?；丶?大修廠)工作包括部件修理和大型結(jié)構(gòu)件修理和翻修等。為了改進可達性，50%機體表面都設(shè)計成檢查口蓋蓋板和維修平臺。與其他直升機相比較，RAH-66需要很少的開口銷、板手和保險絲。經(jīng)過陸軍確認(rèn)的時間統(tǒng)計分析表明，該直升機再次加油和重新裝

42、掛武器的時間小于15分鐘。RAH-66還采用便攜式維修輔助設(shè)備。作為數(shù)字化的自動記錄履歷薄，向交互式電子技術(shù)手冊和直接與飛機MIL-STD-1553B數(shù)據(jù)總線接口的機外診斷輔助設(shè)備提供信息，而且從該數(shù)據(jù)總線獲得每個分系統(tǒng)、LRU或LRM的所有故障數(shù)據(jù)。與現(xiàn)役的輕型直升機相比，RAH-66設(shè)計具有如下特性：·人力需求減少32%；·所需的維修人員專業(yè)從9種專業(yè)減少到4種專業(yè)；·工具和保障設(shè)備減少83%，在起飛線的工具箱的工具不到50個；·訓(xùn)練費用降低50%；·從三級維修減少到兩級維修；·每飛行小時的維修工時為2.6工時/飛行小時，僅為OH

43、-58A輕型觀察直升機維修工時的58%，AH-64D的30%；·使用和保障(O&S)費用大大低于其他型別的觀察與攻擊直升機，RAH-66每飛行小時的O&S費用為1815美元(2000年美元值)，僅為AH-64A的53%，CH-64D的50%。·平均基本維修活動間隔時間(MTBEMA)為4.26小時。·平均影響任務(wù)故障間隔時間(MTBMAT)相當(dāng)于(MTBCF)為9.5小時。·基層級故障模塊誤拆率為3%，而現(xiàn)役直升機LRU誤拆，率高達50%；·戰(zhàn)時的使用可用度Ao大于或等于75%，每天飛行6小時。6.2 診斷、維修和保障RAH-6

44、6的診斷測試、維修與保障通過采用便攜式智能維修輔助設(shè)備(PMA，亦稱PIMA)、綜合診斷和兩級維修體制等得到顯著的改進，從而顯著地減少維修時間、降后使用和保障費用，其維修保障方案參見圖3。PMA是一臺包括小型計算機和顯示器的便攜式維修輔助設(shè)備，它為外場維修人員在起飛線進行維修提供詳細(xì)的維修信息，包括各種技術(shù)指令和工程信息、擴充的診斷方法和診斷過程，以及每架飛機的全部維修歷史信息，通過接口裝置可以從直升機載診斷系統(tǒng)獲取信息。RAH-66采用高度綜合的容錯航空電子設(shè)備，由雙任務(wù)計算機控制，雙任務(wù)計算機具有共享的海量存儲裝置(MSU)，MSU記錄了直升機上各種自測試故障代碼，還可調(diào)用發(fā)生故障時的飛行

45、狀態(tài)，這些故障代碼通過MIL-STD-1553B數(shù)據(jù)總線可以收集到。RAH-66采用50兆赫(MHz)高速光纖總線作為各任務(wù)傳感器與任務(wù)計算機的連接。激光陀螺、雷達高度表和發(fā)動機傳感器等飛機系統(tǒng)的接口采用1兆赫的1553B總線。當(dāng)直升機著陸之后，維修人員便從機身的任務(wù)設(shè)備艙中拆取出PMA并從海量存儲裝置檢索飛機故障記錄。這些故障數(shù)據(jù)通過在飛機上的MIL-3TD-1533B數(shù)據(jù)總線連接接頭檢索。PMA軟件自動在電子履歷簿上填入所有的故障信息。風(fēng)檔刷及其他機械部件的故障信息(未在數(shù)據(jù)總線上)可由駕駛員通過座艙顯示器手工填入或由維修人員通過PMA的觸摸顯示器或鍵盤手工填入。當(dāng)履歷薄填寫好了之后，PM

46、A便可從飛機上斷開。維修人員選擇首先處理的故障信息，PMA在三條途徑上向維修人員傳送信息。如果故障代碼是明確的，則PMA指導(dǎo)維修人員對交互式技術(shù)手冊的故障部件進行正確拆卸、修理和更換。RAH-66的PMA在一個6京彼特(6千兆字節(jié))的硬盤上存有所有的技術(shù)手冊。目前黑鷹直升機的手冊共有2030本。電子手冊可以裝入CD-ROM并可利用互聯(lián)網(wǎng)下載或向用戶傳送數(shù)據(jù)。當(dāng)故障信息是一個“模糊組”(包括2個或3個可能發(fā)生故障的單元)，便請求診斷發(fā)動機給出最可能的修理和更換程序。為解決更復(fù)雜的多重模糊，診斷發(fā)動機給出人工查找故障順序，并把PMA與便攜式測試儀器包(PIP)連接，PMA診斷發(fā)動機根據(jù)由相對故障率

47、和到達飛機上測試點所需的時間決定的順序提出診斷程序建議。PIP利用PMA連接在模糊組中的部件，然后對具體部件進行自動測試，進一步確定故障模糊組中的有故障的部件。RAH-66采用兩級維修體制，外場維修人員借助于機上的機內(nèi)測試設(shè)備(BIT)將故障離到航空電子設(shè)備的模塊或機電設(shè)備的外場可更換單元，在基層級即外場可更換單元，在基層級即外場停機坪，維修人員拆卸并更換有故障的航空電子模塊和機電設(shè)備的LRU，然后把這些模塊和LRU送到后方大修廠或者制造廠修理或更深入的翻修。大修廠的自動測試設(shè)備采用垂直綜合測試設(shè)備，它是在制造廠使用的制造測試設(shè)備的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的，采用與制造測試功能相等同的標(biāo)準(zhǔn)測試硬件和測試

48、軟件；而制造廠用的測試設(shè)備具有與工程設(shè)備用的和外場維修用的相等同的校準(zhǔn)測試硬件和軟件，參見圖3。RAH-66的測試，維修和保障過程，主要依靠由計算機輔助采辦和后勤保障(CALS)系統(tǒng)提供的共享電子數(shù)據(jù)(電子數(shù)據(jù)庫)，開展工作，從而提高效率，減少維修和保障費用。圖3 RAH-66的測試、維修和保障方案7. 北約NH90戰(zhàn)術(shù)運輸直升機NH90是由北約集團的法國、德國、意大利和荷蘭聯(lián)合研制的軍用直升機，用于海軍和陸軍的戰(zhàn)術(shù)運輸，1992年9月1日簽訂設(shè)計和開發(fā)合同，1995年12月18日試飛，預(yù)計2003年開始交付，研制周期為11年。7.1RMS要求NH90直升機從項目開始便強調(diào)開展綜合保障工作，把

49、可靠性、維修性和保障性作為與性能、進度和費用同等重要的設(shè)計要素考慮，強調(diào)必須通過開展綜合保障(ILS)工作來影響直升機設(shè)計，把可靠性、維修性、測試性、互換性、運輸性等作為與飛機保障有關(guān)的特性進行設(shè)計；同時通過開展保障性分析等綜合保障活動來制定優(yōu)化的綜合保障計劃，以降低直升機的使用和保障費用。把可靠性、維修性、測試性、保障性等要求寫入合同文件。以下為寫入NH90直升機“武器系統(tǒng)設(shè)計要求”的定量指標(biāo)和定性要求：a. 可用度87%；b. 任何產(chǎn)品的設(shè)計壽命5000h；c. 任務(wù)可靠度97.5%；d. 故障率250/1000飛行小時， MTBF4飛行小時；e.MMH/FH2.5h (第1及2級維修，不

50、包括發(fā)動機)；f. 廣泛采用監(jiān)控與診斷系統(tǒng)實現(xiàn)視情維修；g. 監(jiān)控與診斷系統(tǒng)之類的詳細(xì)性能要求；h. 限制修復(fù)性維修工作；I. 無翻修間隔期；k. 潤滑間隔時間600飛行小時(成熟狀態(tài))；l. 維修間隔時間900飛行小時(成熟狀態(tài))；m. 對第一線(外場)維修和更換發(fā)動機的人力和時間應(yīng)加以限制；n. 所需的地面保障設(shè)備最少；o. 專用測試設(shè)備的要求應(yīng)最少；p. 對模塊化、可達性和互換性提出要求。7.2RMS活動在NH90設(shè)計與研制階段中首先制訂用戶和承包商的可靠性計劃。工業(yè)承包商提出可靠性計劃的草案。包括在設(shè)計和研制過程中的各項可靠性工作，各種方法、工具和程序，并在ILS工作組進行協(xié)調(diào)，用戶所

51、關(guān)心的是綜合方法，明確指出雙方的接口，用戶參與的程度和影響。例如，F(xiàn)MECA的結(jié)果要納入保障性分析的數(shù)據(jù)庫中；FRACAS系統(tǒng)的完善性和新研制設(shè)備的環(huán)境應(yīng)力篩選；可靠性驗證試驗的方法和時機；可靠性分析及預(yù)計結(jié)果是否滿足用戶提出的基本可靠性和任務(wù)可靠性要求，因為可靠性目標(biāo)是減少維修工作和提高可用度的基礎(chǔ)，經(jīng)過用戶的審查及雙方協(xié)商后形成正式的可靠性計劃。維修性和測試性計劃的制定過程與可靠性計劃的制定相同。但是，用戶與工業(yè)方對測試性計劃進行了艱苦和長時間的討論和協(xié)調(diào)才最終取得一致意見。作為機上測試性工具的監(jiān)控與診斷系統(tǒng)方案的綜合，最終承包商接受了用戶的建議把專用的監(jiān)控與診斷系統(tǒng)計劃納入維修性和測試性

52、計劃，因這個計劃涉及到所有NH90的子承包商，實現(xiàn)機上故障自動管理。這個故障自動管理系統(tǒng)涉及到需要增加新的傳感器、飛行中故障診斷能力、信息分配和綜合，從而需要增加機載計算能力，由于這個系統(tǒng)影響到視情維修方案的實施，對降低每飛行小時的維修工時，減少地面保障設(shè)備等起到至關(guān)重要的影響，用戶堅持要開發(fā)該系統(tǒng)。維修和診斷系統(tǒng)的基本概念是，根據(jù)紀(jì)錄的磨損和耗損參數(shù)進行計算，可了解系統(tǒng)直到各LRU的性能下降到某一水平時，這時不允許某個LRU再使用或當(dāng)某個LRU需要進行維修時，監(jiān)控與診斷系統(tǒng)使及時發(fā)出告警信號，向飛機上的駕駛員或地面維修人員告警。這可以最大限度地使系統(tǒng)和分系統(tǒng)有效地工作，盡量減少預(yù)防性維修，盡

53、可能取消定時維修。從而最大限度地降低維修和保障費用和壽命周期費用。7.3 綜合后勤保障系統(tǒng)在NH90的研制過程中，所采用的綜合后勤保障(ILS)包括后勤保障分析(也稱保障性分析LSA、維修、技術(shù)出版物、地面保障設(shè)備、器件保障、訓(xùn)練和ILS的自動數(shù)據(jù)處理(ADP)保障等。(1)ILS的自動數(shù)據(jù)處理保障在實施ILS的過程中，ILS自動數(shù)據(jù)處理(ADP)保障是一種革新的方法，它是實現(xiàn)綜合和改善裝備保障的基礎(chǔ)。在NH90的設(shè)計中，應(yīng)該采用數(shù)字技術(shù)，圖紙均由計算機輔助設(shè)計產(chǎn)生；在生產(chǎn)中采用計算機輔助制造；在培訓(xùn)中采用計算機輔助培訓(xùn)技術(shù)。在某些項目中，已采用交互式電子技術(shù)手冊之類的無紙技術(shù)資料，元器件清單

54、也是采用數(shù)字化的。信息綜合就是應(yīng)用并行工程原理實現(xiàn)，廣義上的CALS原則。它對當(dāng)今有限的資源條件下尤為重要，為承包商與用戶提供數(shù)據(jù)共享。實現(xiàn)信息綜合的前提是數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)格式和數(shù)據(jù)語言的標(biāo)準(zhǔn)化。(2)保障性分析(LSA)保障性分析(又稱后勤保障分析)是一種使保障性能夠影響設(shè)計和能確定經(jīng)濟有效保障的工具。LSA是ILS用于驗證保障性目標(biāo)是否達到的主要工具，同時也是推行并行工程的工具。LSA過程開始于對所有后勤保障數(shù)據(jù)的收集，選擇用戶與承包商一致的裝備?；趯@些數(shù)據(jù)的分析，提出每個備選方案的最經(jīng)濟有效的分析方法，以供用戶選擇，并得出再設(shè)計的要求。LSA數(shù)據(jù)庫包括為所有保障要求儲存的數(shù)據(jù)，不僅是設(shè)計和研