測(cè)試性建模能夠從設(shè)計(jì)之初改善飛行器的自主檢測(cè)能力,有效降低設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn),從而更準(zhǔn)確地掌握其運(yùn)行狀態(tài)。本文闡述了測(cè)試性建模與分析原理,提出了測(cè)試性建模系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析流程,采用多信息流的圖形化建模手段對(duì)某飛行器典型系統(tǒng)核心控制單元進(jìn)行實(shí)例設(shè)計(jì)應(yīng)用,結(jié)果表明該設(shè)計(jì)方法有效,滿足總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。 

【文章來(lái)源】：電子測(cè)試. 2020,(14)

【文章頁(yè)數(shù)】：3 頁(yè)

【圖文】：

測(cè)試性建模原理示意圖

開(kāi)展測(cè)試性建模與分析工作主要用于：（1）使系統(tǒng)（飛行器）、分系統(tǒng)、單機(jī)的測(cè)試性相關(guān)信息按照統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行描述，實(shí)現(xiàn)模型數(shù)據(jù)的共享、交換以及技術(shù)狀態(tài)的統(tǒng)一管理，確保測(cè)試性設(shè)計(jì)與產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)保持一致；（2）在全壽命周期內(nèi)對(duì)產(chǎn)品測(cè)試性水平進(jìn)行分析預(yù)計(jì)；（3）能夠直觀了解產(chǎn)品的診斷設(shè)計(jì)方案，支持測(cè)試點(diǎn)布局優(yōu)化；（4）針對(duì)不同診斷要素以及不同級(jí)別的維修層次，生成優(yōu)化的診斷建議，能夠支持BIT以及外部輔助測(cè)試手段的設(shè)計(jì)；（5）通過(guò)測(cè)試性模型并結(jié)合其他輔助信息，支持完成面向各層次診斷能力的一體化設(shè)計(jì)以及綜合診斷的實(shí)現(xiàn)。測(cè)試性分析的主要指標(biāo)為故障檢測(cè)率FDR與故障隔離率FIR等，如圖2所示，F(xiàn)i為故障模式i,Ti為測(cè)點(diǎn)i，根據(jù)圖中理論模型轉(zhuǎn)換為D矩陣后判斷FDR=100%,FIR=100%。

某飛行器典型系統(tǒng)控制單元主要由核心處理電路、總線管理電路、BK電路、離散量電路、二次電源轉(zhuǎn)換電路等模塊構(gòu)成，經(jīng)過(guò)FMECA分析，共存在17種故障模式，主要包括CPU故障、內(nèi)存故障、FLASH故障、NVRAM故障、晶振故障、FPGA故障、總線管理接口故障、BK故障、驅(qū)動(dòng)電路故障、二次電壓電路故障、復(fù)位電路故障等，上述各電路模塊存在不同嚴(yán)酷度類(lèi)別的故障模式，故各模塊測(cè)試性模型需包含全部故障模式，根據(jù)電路設(shè)計(jì)實(shí)際約束，設(shè)置相應(yīng)測(cè)點(diǎn)[4][5]，建立控制單元級(jí)模型，如圖4所示，細(xì)化控制單元各功能子電路級(jí)模型，如圖5所示。4 結(jié)果分析

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]測(cè)試性建模與分析在顯示控制單元中的應(yīng)用[J]. 閔庭蔭,步鑫.  航空電子技術(shù). 2014(03)

碩士論文
[1]航天器電源功率控制器故障診斷研究[D]. 趙輝.南京航空航天大學(xué) 2019
[2]基于系統(tǒng)原理和多信號(hào)流的飛機(jī)系統(tǒng)測(cè)試診斷方法研究[D]. 顧晨軒.南京航空航天大學(xué) 2018



本文編號(hào)：3124650