基于模型驱动的飞机强度积木式验证需求规划与能力匹配

doi:10.7527/S1000-6893.2025.32418

Abstract

Abstract:

The verification of aircraft structural strength is an important part of aircraft development process. In order to address many challenges such as verification system planning， technical capability matching， cost budget control， and cycle schedule control， this paper conducted research on model-driven requirement capturing and capability matching for aircraft structural strength building-block verification. A data capture method for aircraft strength building-block based verification requirement planning and capability matching was constructed， a model database was formed， and their mapping relationships were established. Based on the captured strength verification requirement data， a building-block verification plan was carried out to achieve full process traceability from stakeholder requirements， top-level requirements， and system requirements to verification requirements. And the plan can be classified and updated according to structure， development stage， scenario， etc. According to the building-block verification planning strategy of virtual-real integration， a planning algorithm with multiple constraints such as cost， risk， and cycle was constructed to achieve on-demand matching of verification capabilities and effective control of experimental resources. Integrating the above methods， data， and models， a Model-Based Systems Engineering （MBSE） based civil aircraft strength verification planning and management platform was built， providing strength verification planning tools for civil aircraft development.

Key words: aircraft, strength verification, model-driven, requirement capturing, capability matching

CLC Number:

V216

Peng ZOU, Junchao YANG, Xiangming CHEN, Lei LI, Yong LIANG, Yiwen LIU. Model-driven requirement capturing and capability matching of aircraft structural strength building-block verification[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(21): 532418.

Figures/Tables 25

Fig.1

Fig.2

Table 1

Table 2

Captured requirement item list based on airworthiness clause 25.631

序号	名称	场景	强度验证需求内容	来源	研制阶段	结构名称	结构隶属	积木式层级	载荷类型	试验性质	验项目	所需资源
1	尾翼结构鸟撞需求	低空飞行	尾翼结构设计必须保证：与3.6 kg重的鸟体相撞，撞击时鸟体和飞机相对速度等于海平面V_c，撞击之后飞机仍能继续安全飞行和着陆	25.631	试制验证	尾翼	后机身	部件	动强度	验证试验	尾翼结构的抗鸟撞特性分析及鸟撞试验	尾翼鸟撞试验件
1.1	平尾前缘鸟撞需求	低空飞行	平尾前缘应该按下述要求进行设计： 1）平尾前缘允许穿透，前梁剩余强度满足离散源载荷要求 2）平尾前缘内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等	25.631	试制验证	平尾前缘	尾翼	组件	动强度	验证试验	平尾前缘鸟撞试验及平尾前缘布置图	平尾前缘鸟撞试验件
1.2	垂尾前缘鸟撞需求	低空飞行	垂尾前缘应该按下述要求进行设计： 1）垂尾前缘允许穿透，前梁剩余强度满足离散源载荷要求 2）垂尾前缘内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等	25.631	试制验证	垂尾前缘	尾翼	组件	动强度	验证试验	垂尾前缘鸟撞试验及垂尾前缘布置图	垂尾前缘鸟撞试验件
1.3	背鳍鸟撞需求	低空飞行	背鳍应按下述要求进行设计： 1）背鳍允许穿透 2）背鳍内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等	25.631	试制验证	背鳍	尾翼	部件	动强度	验证试验	背鳍抗鸟撞特性分析及背鳍布置图	背鳍鸟撞试验件
1.4	方向舵鸟撞需求	低空飞行	方向舵按下述要求进行设计：方向舵允许破损	25.631	试制验证	方向舵	尾翼	部件	动强度	验证试验	方向舵抗鸟撞特性分析	方向舵鸟撞试验件
1.5	升降舵鸟撞需求	低空飞行	升降舵按下述要求进行设计：升降舵允许破损	25.631	试制验证	升降舵	尾翼	部件	动强度	验证试验	升降舵抗鸟撞特性分析	升降舵鸟撞试验件

Table 2

Fig.3

Fig.4

Fig.5

Fig.6

Fig.7

Table 3

Requirement model of strength verification

序号	名称	内容	来源	层级	类别	验证项目	验证所需资源
1	2.2_Ph_4 尾翼鸟撞要求	尾翼结构设计必须保证飞机在与3.6 kg（8磅）重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，撞击时鸟体和飞机相对速度（沿飞机飞行航迹）等于海平面V_c（设计巡航速度）	适航条款25.631	部件	动强度	尾翼结构的抗鸟撞特性分析及鸟撞试验	尾翼鸟撞试验件
2	2.2_Ph_4.1 平尾前缘鸟撞要求	平尾前缘应按照下述要求进行设计： 1）平尾前缘允许穿透，前梁剩余强度满足离散源载荷要求 2）平尾前缘内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等 3）气动专业评估平尾前缘穿透后的气动和稳定性影响	适航条款25.631	组件	动强度	平尾前缘鸟撞试验及平尾前缘布置图	平尾前缘鸟撞试验件
3	2.2_Ph_4.2 背鳍鸟撞要求	背鳍应按照下述要求进行设计： 1）背鳍允许穿透 2）背鳍内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等	适航条款25.631	部件	动强度	背鳍抗鸟撞特性分析及背鳍布置图
4	2.2_Ph_4.3 垂尾前缘鸟撞要求	垂尾前缘应按照下述要求进行设计： 1）垂尾前缘允许穿透 2）垂尾前缘内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等 3）气动专业评估垂尾前缘穿透后的气动和稳定性影响	适航条款25.631	组件	动强度	垂尾前缘鸟撞试验及垂尾前缘布置图	垂尾前缘鸟撞试验件
5	2.2_Ph_4.4 升降舵鸟撞要求	升降舵按下述要求进行设计：升降舵允许破损	适航条款25.631	部件	动强度	升降舵抗鸟撞特性分析
6	2.2_Ph_4.5 方向舵鸟撞要求	方向舵按下述要求进行设计：方向舵允许破损	适航条款25.631	部件	动强度	方向舵抗鸟撞特性分析

Table 3

Fig.8

Table 4

Table 5

Table 6

Capability item list

序号

强度评

定方法

名称

专业

方向

子专业方向

积木式

层级

结构

名称

方法

类型

载荷类型

技术成熟度

成本

周期

典型设备

需求

总体流程

典型

案例

来源

是否

存在

规范

规范类型及规范名称

尾翼结

构鸟撞

试验

冲击动力学

离散源撞击

试验

全机

级/部件级/

零组

件级

尾翼

试验

动强度

TRL 6

5×10⁴/次

2个月

低速气炮

系统、高速

摄像系统、

动态数据

采集系统、

试验总控

系统

1）按照试验需求安装试验件，并调整撞击点位置，安装测量系统

2）将规定质量的撞击物放入弹壳，装进空气炮管中，启动空气压缩机

3）当压力容器中的压力达到所需值时，打开空气快速释放机构，在压缩空气的作用下，将离散源发射并在炮口处由弹壳剥离装置将弹壳剥离，仅将离散源射出

4）试验总控系统同步触发各测试子系统和高速摄像机设备，并在试验件完全静止后结束数据采集

AG600平尾前

缘鸟撞

试验

25.631

是

作业文件：离散源撞击试验规程（ZWC-115-19-NZ）、离散源撞击试验系统维护保养规程（ZWC-115-22-NZ）、鸟弹制作工艺规程（ZWC-115-20-NZ）、离散源试验安装与检验规程（ZWC-115-23-NZ）、高速摄像操作规程（ZWC-115-31-SC）等

平尾前缘鸟撞试验

冲击动力学

离散源撞击

试验

全机

级/部件级/

零组

件级

平尾

前缘

试验

动强度

TRL 6

5×10⁴/次

2个月

低速气炮

系统、高速

摄像系统、

动态数据

采集系统、

试验总控

系统

1）按照试验需求安装试验件，并调整撞击点位置，安装测量系统

2）将规定质量的撞击物放入弹壳，装进空气炮管中，启动空气压缩机

4）试验总控系统同步触发各测试子系统和高速摄像机设备，并在试验件完全静止后结束数据采集

AG600平尾前

缘鸟撞

试验

25.631

是

垂尾前缘鸟撞试验

冲击动力学

离散源

撞击

试验

全机

级/部件级/

零组

件级

垂尾

前缘

试验

动强度

TRL 6

5×10⁴/次

2个月

低速气炮

系统、高速

摄像系统、

动态数据

采集系统、

试验总控

系统

1）按照试验需求安装试验件，并调整撞击点位置，安装测量系统

2）将规定质量的撞击物放入弹壳，装进空气炮管中，启动空气压缩机

4）试验总控系统同步触发各测试子系统和高速摄像机设备，并在试验件完全静止后结束数据采集

MA700飞机垂

尾前缘

抗鸟撞

适航验

证试验

大纲

25.631

是

Table 6

Fig.9

Fig.10

Fig.11

Fig.12

Fig.13

Table 7

Fig.14

Fig.15

Fig.16

Fig.17

Fig.18

References 24

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序号	利益攸关方需求	顶层需求	场景	用例	层级2	承载要求2	层级3	承载要求3	层级4	承载要求4	评定需求
1	25.631 尾翼结构鸟撞损伤	2.2_D_4 尾翼鸟撞要求	低空飞行	鸟撞	尾翼结构	尾翼结构	背鳍	鸟撞：背鳍与3.6 kg/ 8磅重的鸟体相撞（鸟体和飞机相对速度等于海平面V_c），仍能继续安全飞行和着陆。	背鳍	鸟撞：背鳍允许穿透	2.2_Ph_4.2 背鳍鸟撞要求
2	25.631 尾翼结构鸟撞损伤	2.2_D_4 尾翼鸟撞要求	低空飞行	鸟撞	尾翼结构	尾翼结构	背鳍	鸟撞：背鳍与3.6 kg/8磅重的鸟体相撞（鸟体和飞机相对速度等于海平面V_c），仍能继续安全飞行和着陆。	背鳍	鸟撞：背鳍内不得布置遭受鸟撞后影响继续安全飞行的设备、管路、操纵系统和电缆等	2.2_Ph_4.2 背鳍鸟撞要求
3	25.631 尾翼结构鸟撞损伤	2.2_D_4 尾翼鸟撞要求	低空飞行	鸟撞	尾翼结构	尾翼结构	背鳍	鸟撞：背鳍与3.6 kg/8磅重的鸟体相撞（鸟体和飞机相对速度等于海平面V_c），仍能继续安全飞行和着陆。	背鳍	鸟撞：气动专业评估背鳍破损后的气动影响	2.2_Ph_4.2 背鳍鸟撞要求
13	25.631 尾翼结构鸟撞损伤	2.2_D_4 尾翼鸟撞要求	低空飞行	鸟撞	尾翼结构	尾翼结构	升降舵	鸟撞：升降舵与3.6 kg/8磅重的鸟体相撞（鸟体和飞机相对速度等于海平面V_c），仍能继续安全飞行和着陆。	升降舵	鸟撞：气动、操稳评估升降舵破损后的影响	2.2_Ph_4.4 升降舵鸟撞要求

项目	内容
序号	1，2，…，方便定位能力条目位置。
强度验证方法名称	应包含对象、试验类型等，例：长桁蒙皮三点弯试验。
专业方向	依据专业划分，包括材料表征、静、冲击动力学、振动、噪声、疲、复材、全机、气候等。
积木式层级	划分为全机级、部件级、零组件级以及材料级4个层级。
结构名称	该项能力实施的对象结构名称。
方法类型	强度验证的方法分类，包括试验、仿真、计算等。
载荷类型	对强度验证需求内容，按静强度、动强度、疲劳/损伤容限、噪声、环境等不同专业进行分类管理。
技术成熟度	定义每一项技术能力所处的技术成熟度等级。
成本	开展该项技术所需的费用。
周期	开展该项技术所需的周期。
典型设备需求	该验证方法需要的某个软件、相关控制测量加载设备等。
总体流程	该验证方法开展验证的总体流程。
典型案例	以压缩包形式提供相关案例。
来源	CCAR25、客户需求等。
备注	其他需要备注的信息。

Model-driven requirement capturing and capability matching of aircraft structural strength building-block verification

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项目	内容
序号	1，1.1，…，2，2.1，2.1.1，…，准确定位的同时，方便查看需求隶属关系。
名称	对“需求内容”的精练概括、总结性描述。
场景	结构的典型载荷情况、恶劣使用环境和典型任务剖面等。
强度验证需求内容	根据需求来源，识别出的强度验证需求内容，以及分解、落实的结构设计要求。
来源	适用于民机强度设计工作的适航条款、国军标/航标规定、同类飞机设计惯例，以及用户要求等内容。
研制阶段	依据HB 8525—2017《民用飞机研制程序》将研制阶段分为：需求与概念论证、初步设计、详细设计、试制与验证、批量生产等5个阶段，以便明确该项需求所处的飞机研制全生命周期阶段及成熟度。
结构名称	依据结构组成，明确该项需求对应的结构名称。
结构隶属	依据结构组成与积木式层级，明确该项需求对应的结构/材料隶属于上一积木式层级的结构名称。
积木式层级	对强度验证需求内容，按全机、部件、零/组件和材料，划分4个层级，进行分层管理。
载荷类型	对强度验证需求内容，按静强度、动强度、疲劳/损伤容限、噪声、环境等不同专业进行分类管理。
试验性质	研发性试验、验证性试验等。
验证项目	按试验、分析、试验+分析、试飞等方式，对强度验证需求内容，以一一对应形式，分别列出具体的验证项目。
所需资源	如果验证项目有试验或试飞内容，应该说明所需资源，包括试验件、试飞飞机改装情况。

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