[发明专利]一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法

权利要求书

1.一种基于动力学模型的飞行系统安全性分析方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)根据系统及其部件的动力学模型，利用Simulink为系统建立无故障状态下的名义模型；

(2)获取故障信息并建立基于Simulink的部件故障模型，将部件故障模型与步骤(1)所述名义模型相融合，得到系统带故障的拓展模型；

(3)注入单个故障，通过故障注入后的系统性能响应来确定故障影响，自动化地完成故障模式及影响分析；

(4)通过递归法生成所有故障组合，并约简故障组合以提高分析效率；

(5)遍历约简故障组合并监控系统性能的响应，记录导致系统失效的故障组合，获得系统的最小割集，并计算顶层失效状态的发生概率，自动化地完成故障树分析。

2.根据权利要求1所述的一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法，其特征在于，步骤(2)中建立基于Simulink的部件故障模型，将部件故障模型与步骤(1)所述名义模型相融合的实现过程为：借助Simulink中的Constant、Random、Delay、Memory、Gain、Add模块，为系统部件的典型故障模式分别建模；将名义模型中部件的正常输出信号和部件的故障模型均连接到Simulink的Multiport Switch模块上，利用信号控制端口，可以实现正常信号与各个故障信号之间的切换。

3.根据权利要求1所述的一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法，其特征在于，步骤(3)中通过故障注入后的系统性能响应来确定故障影响的实现过程如下：

根据功能危害性评估确定系统的顶层失效状态，并为每个失效状态定义性能指标和阈值；依次注入单个故障，并监控注入故障后的系统响应，各个性能指标的响应应限制在可接受的范围内，一旦性能指标超出了阈值，则系统顶层失效状态发生。

4.根据权利要求1所述的一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法，其特征在于，步骤(4)所述的通过递归法生成所有故障组合的实现过程如下：

假设系统由m个部件组成，每个部件的故障模式数用向量N来表示：

N＝[n_i]_1×m(i＝1,2,…,m) (1)

式中，n_i表示第i个部件具有n_i种故障模式。

每个故障组合用向量C来表示：

C＝[c_i]_1×m(i＝1,2,…,m；c_i＝0,1,2,…n_i) (2)

式中，c_i＝0表示第i个部件无故障；c_i＝j(j＝1,2,…n_i)表示第i个部件的第j种故障模式发生；假设一个故障组合中有n_i个部件故障，则向量C中有q个非零元素；

输入故障部件的个数q，部件的总个数m，部件的故障模式数向量N，通过递归算法，即可输出q个部件故障的所有故障组合，每个故障组合用一个向量C表示。

5.根据权利要求1所述的一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法，其特征在于，步骤(4)所述的约简故障组合以提高分析效率的方法主要包含两种：

1)若某一故障组合的子集是最小割集，则该故障组合舍弃，不用再进行故障注入；即在遍历q个元素的故障组合时，若该故障组合包含最小割集，阶数小于q，则该故障组合无需考虑，因为其已经在之前的迭代中考虑过；

2)利用相似余度，余度架构中的相似部件的故障在故障组合中不重复考虑。

6.根据权利要求1所述的一种基于动力学模型的飞机系统安全性分析方法，其特征在于，步骤(5)所述的遍历约简故障组合并监控系统性能的响应，记录导致系统失效的故障组合，获得系统的最小割集，并计算顶层失效状态的发生概率的实现过程如下：

将约简后的故障组合一一注入系统模型并分析系统响应，一旦性能指标的响应超出阈值，即为导致系统顶层失效状态发生，记录当前故障组合为顶层失效状态的一个割集；遍历所有故障组合，得到导致系统顶层失效状态发生的最小割集，即确定系统失效的原因，以便于改进系统设计；同时利用故障模式的故障率数据，能够根据最小割集计算顶层失效状态的概率。