景博，黃崧琳，王生龍，崔展博，盛増津

（1.空軍工程大學 航空工程學院，西安 710038）

（2.空軍研究院 戰(zhàn)略預警所，北京 100089）

0 引言

隨著通信技術、材料科學、人工智能、工業(yè)自動化等技術的創(chuàng)新發(fā)展與深度融合，軍用飛機裝備復雜度呈指數(shù)型上升。系統(tǒng)功能結構交聯(lián)緊密，故障耦合模式復雜多樣，確保系統(tǒng)安全穩(wěn)定運行的飛機健康管理系統(tǒng)設計已逐漸成為涉及產(chǎn)品設計、生產(chǎn)工藝、使用環(huán)境、維修決策的系統(tǒng)性問題，傳統(tǒng)的基于時間的計劃維修已無法滿足復雜裝備的健康管理需求。隨著故障預測與健康管理（Prognostic and Health Management，簡 稱PHM）技術的發(fā)展，面向高效率、低成本的診斷和預測為基于狀態(tài)的視情維修提供了技術手段。

PHM技術在F-35飛機的維護保障中帶來了巨大的經(jīng)濟效益，故障不可復現(xiàn)率降低82%，維修人力減少20%～40%，后勤規(guī)模減少50%，出動架次率提高25%，飛機的使用與保障費用比過去減少50%，使用壽命達8 000 fh，極大地降低了維修成本，提高了保障性與安全性。美國在AH-64“阿帕奇”等武裝直升機安裝了健康與使用監(jiān)控系統(tǒng)（HUMS），其任務完好率提高了10%。然而，國外軍用飛機PHM系統(tǒng)仍存在虛警率高、數(shù)據(jù)質量差的問題。目前國內PHM技術工程化應用水平同國外有較大差距，仍存在諸多實際問題，需進一步研究完善。張洪亮構建了特種飛機PHM系統(tǒng)層次化體系架構，并針對PHM系統(tǒng)應用場景設計了可視化軟件；宋麗茹等提出有人機/無人機協(xié)同的PHM系統(tǒng)架構，并以系統(tǒng)工程的視角建立了系統(tǒng)用例圖與活動圖模型。國內軍用飛機PHM系統(tǒng)工程化技術成熟度低，尤其缺少系統(tǒng)設計標準以及設計與驗證的有效手段。知識工程混沌化、結構設計模糊化、工程實現(xiàn)碎片化等問題嚴重制約了軍用飛機PHM技術的發(fā)展。典型的飛機系統(tǒng)具有由數(shù)千個傳感器產(chǎn)生的大量數(shù)據(jù)，然而由于缺乏合理的系統(tǒng)規(guī)劃設計，數(shù)據(jù)的管理與應用效率較低，極大地限制了健康管理的效果。同時，片面地追求設備級PHM的準確性忽視了系統(tǒng)級相關因素的影響，導致系統(tǒng)設計相互獨立，從而產(chǎn)生了故障診斷虛警率較高的現(xiàn)象。

針對以上問題，本文從數(shù)據(jù)、結構、功能維度出發(fā)，基于軍用飛機系統(tǒng)特點，提出PHM系統(tǒng)三維多相迭代設計準則；在此基礎上提出包括基于軟硬件協(xié)同加速的健康管理實時化、基于知識圖譜的知識邏輯可視化、基于MBSE的PHM系統(tǒng)模型化的三化一體設計架構，并通過多領域模型聯(lián)合仿真進行驗證。

1 三維多相迭代設計準則

PHM技術以數(shù)據(jù)科學為基礎，通過面向飛機層次結構的設計實現(xiàn)飛機PHM系統(tǒng)的健康管理相關功能。在三維多相PHM系統(tǒng)設計準則中，數(shù)據(jù)、功能與結構三個維度生成設計準則空間，每個維度由邏輯關系清晰的多個相構成，空間中每個坐標代表了設計過程需要滿足的系統(tǒng)需求與遵循的設計準則，如圖1所示。

圖1 三維多相設計準則Fig.1 Three dimensional polyphase design criteria

1.1 數(shù)據(jù)維度

數(shù)據(jù)維度包含設計數(shù)據(jù)、實驗數(shù)據(jù)、使用數(shù)據(jù)、維護數(shù)據(jù)四種類型的數(shù)據(jù)（如圖2所示），是PHM系統(tǒng)功能維度與結構維度的數(shù)字化表達與數(shù)量化結果。數(shù)據(jù)維度為PHM系統(tǒng)設計提供設計需求與數(shù)據(jù)基礎，同時為系統(tǒng)驗證評估提供數(shù)據(jù)支撐。

（1）設計數(shù)據(jù)是PHM系統(tǒng)設計的起點。設計數(shù)據(jù)是PHM系統(tǒng)設計階段收集和產(chǎn)生的數(shù)據(jù)集合，具體包括歷史設計方案、功能性需求、非功能性需求、功能邏輯、系統(tǒng)架構、仿真模型、產(chǎn)品型號等。設計數(shù)據(jù)存儲載體多樣，存儲格式各異，但以清晰的耦合關系覆蓋裝備全壽命周期，具有耦合性、多源異構的特點。

（2）實驗數(shù)據(jù)是PHM模型建立的基礎。實驗數(shù)據(jù)包括飛機設備仿真模型、半實物模型、智能算法模型、各類實驗監(jiān)測數(shù)據(jù)。通過實驗模擬飛機理想運行環(huán)境及非理想運行環(huán)境，采集相應狀態(tài)下的實驗數(shù)據(jù)并進行集中標準化存儲，為實現(xiàn)PHM算法建模與驗證評估，以低成本迭代優(yōu)化PHM系統(tǒng)設計創(chuàng)造條件，實驗數(shù)據(jù)具有可控性、標準化的特點。

（3）使用數(shù)據(jù)是PHM系統(tǒng)運行的輸入。使用數(shù)據(jù)包括飛參數(shù)據(jù)、實時空地數(shù)據(jù)鏈，詳細記錄了飛機在運行過程中飛機裝備及PHM系統(tǒng)輸出的數(shù)據(jù)。反映了飛機裝備及PHM系統(tǒng)實際服役環(huán)境下的工作運行狀態(tài)，為PHM系統(tǒng)設計優(yōu)化提供直接的數(shù)據(jù)來源。由于機載設備故障率較低，運行環(huán)境復雜，因此使用數(shù)據(jù)具有非平衡、強噪聲的特點。

（4）維護數(shù)據(jù)是PHM系統(tǒng)優(yōu)化的保證。維護數(shù)據(jù)是在飛機維護過程中獲取的狀態(tài)數(shù)據(jù)的集合，包括故障數(shù)據(jù)、維修測試數(shù)據(jù)等。維護數(shù)據(jù)采集在地面進行，環(huán)境條件單一，因此維護數(shù)據(jù)具有理想化、多維海量的特點。

圖2 數(shù)據(jù)維度內容與關系Fig.2 Data dimension content and relationships

PHM數(shù)據(jù)維度囊括了以上四個領域，結合不同數(shù)據(jù)域的特點，PHM系統(tǒng)設計在數(shù)據(jù)維度應滿足如下準則：

（1）模型化或結構化的數(shù)據(jù)管理是實現(xiàn)PHM系統(tǒng)的驗證與迭代的基礎，因此，PHM知識工程的頂層設計應以設計數(shù)據(jù)為根節(jié)點，保證系統(tǒng)需求的可追溯性。

（2）實驗與設計應同步進行，將復雜系統(tǒng)分解為小型分系統(tǒng)，通過分布式實驗向集中式實驗過渡的方式，實現(xiàn)實驗數(shù)據(jù)向設計數(shù)據(jù)的實時反饋迭代，提高設計迭代的效率。

（3）PHM系統(tǒng)設計應通過優(yōu)化數(shù)據(jù)鏈路與數(shù)據(jù)結構保證數(shù)據(jù)流的流暢性。

（4）數(shù)據(jù)存儲與計算系統(tǒng)應支持海量離線數(shù)據(jù)的可靠存儲與高速并行計算。

1.2 結構維度

結構維度由組件級、分系統(tǒng)級、系統(tǒng)級、平臺級構成，在對PHM系統(tǒng)數(shù)據(jù)與功能維度特點的分析后，提出PHM系統(tǒng)多級設計方案（如圖3所示），統(tǒng)一數(shù)據(jù)流在層級間的傳輸方向，為系統(tǒng)功能進行結構維度上的分工。

（1）平臺級PHM系統(tǒng)對數(shù)據(jù)進行管理，通過空地接口及人機接口設計為飛機健康狀態(tài)監(jiān)測提供軟硬件接口，實現(xiàn)飛機整體健康狀態(tài)的綜合評估并給出維修決策。

（2）系統(tǒng)級PHM系統(tǒng)設計從飛機系統(tǒng)的視角對PHM系統(tǒng)結構、功能進行設計。通過決策邏輯、故障反饋、容錯控制的設計，主要實現(xiàn)信息整合與維修決策推理。

（3）分系統(tǒng)級PHM系統(tǒng)設計以分布式的視角通過數(shù)據(jù)總線排布對飛機分系統(tǒng)進行合理劃分與數(shù)據(jù)整合，主要實現(xiàn)健康評估與故障預測的功能。

（4）組件級PHM系統(tǒng)的構建包括計算資源選擇、測量參數(shù)選擇、傳感器布置等設計內容，主要實現(xiàn)數(shù)據(jù)預處理的功能。

圖3 結構維度內容與關系Fig.3 Structural dimension content and relationships

通過分析總結PHM系統(tǒng)結構維度的分類與特點，PHM系統(tǒng)在結構維度設計中應遵循以下準則：

（1）在平臺級的數(shù)據(jù)傳輸功能實現(xiàn)中，空地數(shù)據(jù)通信應滿足安全性、高速性的要求，根據(jù)信道資源合理分配通信信道。

（2）加強系統(tǒng)級健康管理算法驗證評估，提高維修決策的可靠性。

（3）針對飛機重要部件健康管理加強可靠性試驗，選擇具有較強計算能力的計算資源對分系統(tǒng)及其包含組件的健康狀態(tài)進行實時檢測，形成故障信息。

（4）分布式布置傳感器，通過邊緣計算同步進行數(shù)據(jù)采集與預處理，提升數(shù)據(jù)利用率及信噪比。

1.3 功能維度

PHM系統(tǒng)功能維度設計參考OSA-CBM標準，包含數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理、狀態(tài)監(jiān)測、健康評估、故障預測、推理決策、接口七個部分的功能，如圖4所示。功能維度為結構維度提供方法支撐，系統(tǒng)功能的通用性和工程化應用是制約PHM技術發(fā)展的核心問題。

圖4 功能維度內容與關系Fig.4 Functional dimensions content and relationships

（1）數(shù)據(jù)采集使用傳感器采集飛行過程中機載部件承載的內部應力、環(huán)境應力、運行參數(shù)、環(huán)境噪聲等物理量，并通過“物理量—信號—數(shù)據(jù)”的轉換實現(xiàn)飛機狀態(tài)的感知、傳輸與存儲。

（2）數(shù)據(jù)處理基于信號處理算法對傳感器采集的數(shù)據(jù)進行預處理，實現(xiàn)信號的降噪、降維、特征提取。

（3）狀態(tài)監(jiān)測接收來自傳感器與數(shù)據(jù)處理模塊的數(shù)據(jù)，基于專家知識庫通過固定的失效閾值判斷裝備故障狀態(tài)，以實現(xiàn)基本的BIT功能。

（4）健康評估基于飛機實時數(shù)據(jù)，利用智能算法模型對故障狀態(tài)進行推理，得到離散的故障類型判斷并確定故障發(fā)生概率。

（5）故障預測在健康評估的基礎上進行壽命預測，綜合利用上述模塊數(shù)據(jù)，基于輸出向量空間連續(xù)的智能算法模型進行故障預測。

（6）推理決策融合前級所有信息推理得到飛機系統(tǒng)級故障狀態(tài)，并對飛機健康狀態(tài)進行綜合評估，給出維修決策建議，是實現(xiàn)視情維修的關鍵模塊。

（7）接口主要分為人機接口與機機接口，人機接口將PHM系統(tǒng)最終結果信息以可視化的形式進行展示，機機接口實現(xiàn)系統(tǒng)內與系統(tǒng)間數(shù)據(jù)的傳輸。

通過分析總結PHM系統(tǒng)功能維度的組成與特點，PHM系統(tǒng)在功能維度設計中應遵循以下準則：

（1）數(shù)據(jù)采集功能的設計應以測試性設計為基礎，在確保故障診斷率、故障隔離率的前提下壓縮數(shù)據(jù)量。同時，數(shù)據(jù)采集速率與數(shù)據(jù)處理的降維功能應滿足空地數(shù)據(jù)鏈的帶寬限制。

（2）針對重要易損部件應開展充分的可靠性實驗，根據(jù)實際服役條件合理調整實驗條件，通過邊界實驗、加速壽命試驗實現(xiàn)全壽命周期數(shù)據(jù)的采集與建模。

（3）算法模型的可靠性須滿足PHM系統(tǒng)工程化的要求，使用在線訓練、離線訓練相結合的方法，加強算法模型的驗證評估。

（4）人機接口應具有針對性，面向PHM系統(tǒng)功能采用模塊化設計提高軟件的靈活性，從而降低軟件學習使用成本。

2 PHM系統(tǒng)設計開發(fā)流程

基于PHM系統(tǒng)功能、結構、數(shù)據(jù)三個維度設計準則要求，結合系統(tǒng)工程V&V模型，提出PHM系統(tǒng)設計開發(fā)流程，如圖5所示。該流程遵循系統(tǒng)工程流程，每階段以功能維度為主線，包括自上而下的系統(tǒng)設計與自下而上的系統(tǒng)實現(xiàn)。

圖5 PHM系統(tǒng)設計開發(fā)流程Fig.5 PHM system design and development process

在系統(tǒng)設計階段，按照“功能—結構—數(shù)據(jù)”的基本流程進行分析。

（1）從功能性需求識別出發(fā)，明確PHM系統(tǒng)具體任務（Mission）與運行能力（Operation capability）。

（2）根據(jù)飛機系統(tǒng)結構確定系統(tǒng)需求基線，并對系統(tǒng)功能進行分配。

（3）從數(shù)據(jù)角度出發(fā)，根據(jù)信息流串聯(lián)功能維度與結構維度，抽象出系統(tǒng)功能邏輯。

（4）基于功能邏輯設計系統(tǒng)物理架構并進行模塊細節(jié)設計。

在系統(tǒng)實現(xiàn)階段，按照與設計階段逆向的順序，依照“數(shù)據(jù)—結構—功能”的基本流程進行PHM系統(tǒng)的工程實現(xiàn)。

（1）從數(shù)據(jù)維度出發(fā)，基于數(shù)據(jù)采集方案的設計開展設備可靠性試驗與仿真實驗，獲取理想數(shù)據(jù)，通過試驗數(shù)據(jù)的分析、挖掘，建立設備健康管理診斷與預測模型。

（2）根據(jù)機上空間資源，對各級PHM系統(tǒng)計算資源進行選型、分配與模型固化。

（3）根據(jù)具體應用場景，通過軟件設計開發(fā)專業(yè)、友好的人機界面，最終實現(xiàn)PHM系統(tǒng)的正常運行與人機交互。

3 PHM系統(tǒng)三化一體設計架構

在三維多相設計準則的基礎上，提出集成實時化、可視化、模型化的一體化PHM設計架構要求。

3.1 基于軟硬件協(xié)同加速的實時化設計架構

軍用飛機故障的瞬發(fā)性與嚴重性要求機載PHM系統(tǒng)具有較好的實時性，對飛機狀態(tài)變化敏感，能夠對故障現(xiàn)象與故障癥候做出及時反應與決策，其設計思路如圖6所示。

圖6 軟硬件協(xié)同的實時化設計Fig.6 Real-time design of hardware and software collaboration

（1）分布式硬件資源配置

隨著半導體制造技術的發(fā)展，包括ASIC、DSP、FPGA在內的嵌入式計算芯片成為飛機各系統(tǒng)的關鍵部件。在半導體制造技術的飛速發(fā)展下，現(xiàn)場可編程邏輯門陣列（FPGA）與數(shù)字信號處理器（DSP）的應用場景更加廣泛。尤其在飛機PHM系統(tǒng)設計中，由于數(shù)據(jù)模型的動態(tài)性與迭代性，可靈活重構的FPGA能夠以較低的成本實現(xiàn)PHM系統(tǒng)的維護保障，其小型化、低功耗的特點為PHM系統(tǒng)提供了分布式并行邊緣計算的能力，是PHM系統(tǒng)設計的重要部件。

（2）PHM算法實時性優(yōu)化

軍用飛機實際服役條件下由傳感器采集的數(shù)據(jù)多為具有非平衡、強噪聲、不完備等特點的非理想數(shù)據(jù)，為降低因噪聲干擾帶來的虛警率，提高實時故障預測的準確率，保證維修決策的有效性，需要對PHM算法進行實時性優(yōu)化，強調實現(xiàn)濾波去噪、缺失值補全、信號降維等功能。

（3）軟硬件協(xié)同加速

PHM系統(tǒng)實時化設計應統(tǒng)籌計算硬件資源與PHM算法資源，綜合考慮運行效果與效能，使算法精度與運行效率之間達到平衡?；谠撛O計思想搭建PHM桌面超算平臺，平臺具體配置如表1所示，平臺組成如圖7所示。以SVM算法為例，PHM超算平臺計算171個數(shù)據(jù)點的SVM故障診斷過程訓練時間平均為180.02 ms，診斷時間平均為4.40 ms，總時間平均為184.42 ms；CPU平臺上Matlab訓練時間耗時平均約為1 025.47 ms，診斷時間平均為12.81 ms，總時間平均為1 038.28 ms，相較CPU獲得的加速比平均約為5.63。計算過程中PC平臺平均功耗為24.571 W，超算平臺平均功耗為4.262 W，相比PC平臺縮減了83.7%。

表1 PHM桌面超算平臺配置Table 1 PHM Desktop supercomputing platform configuration

圖7 PHM桌面超算平臺Fig.7 PHM Desktop supercomputing platform

通過算法分解、模型裁剪等操作，在FPGA中將面向在線非理想數(shù)據(jù)的算法進行硬件化移植，達到算法加速的效果，并在此基礎上實現(xiàn)數(shù)據(jù)流與PHM算法的驗證評估。

3.2 基于知識圖譜的數(shù)據(jù)可視化設計架構

PHM系統(tǒng)從飛機健康狀態(tài)出發(fā)，經(jīng)過數(shù)據(jù)處理、故障推理、維修決策等環(huán)節(jié)，產(chǎn)生了大量多層次異構數(shù)據(jù)，其中在設計階段、實現(xiàn)階段產(chǎn)生的數(shù)據(jù)具有可追溯性與差異性。軍用飛機PHM系統(tǒng)主要完成飛行數(shù)據(jù)實時監(jiān)測分析與離線數(shù)據(jù)訓練挖掘，給出故障維修建議，為工程師的維修決策提供參考，實現(xiàn)飛機結構與功能的修復，是一種人在環(huán)的反饋控制。但是在軍用飛機全壽命周期數(shù)據(jù)管理中沒有充分利用各類數(shù)據(jù)，為提升復雜多源異構數(shù)據(jù)的利用效率，需要對數(shù)據(jù)進行結構化管理。因此，需要使用數(shù)據(jù)可視化方法進行高效的數(shù)據(jù)管理與使用方法融合，如圖8所示。

圖8 基于知識圖譜的PHM數(shù)據(jù)可視化Fig.8 PHM data visualization based on knowledge graph

經(jīng)信息抽取、知識融合、知識加工等數(shù)據(jù)操作將非結構化數(shù)據(jù)轉換為結構化圖數(shù)據(jù)，知識圖譜以圖數(shù)據(jù)庫的形式不僅存儲了數(shù)據(jù)數(shù)值信息，同時將數(shù)據(jù)文件之間的邏輯關系以“實體—關系—對象”三元組載體的形式存儲。具體可應用于故障手冊語義搜索、設計數(shù)據(jù)智能問答、維修工作輔助決策等場景下。知識圖譜圖數(shù)據(jù)庫支持網(wǎng)絡同步管理，便于保持系統(tǒng)設計過程中各部門數(shù)據(jù)的一致性。因此，知識圖譜的應用能夠提升設計過程中知識搜索的效率，加強數(shù)據(jù)的管理能力。

在此設計方法的指導下建立的知識圖譜將故障邏輯與維修策略以有向圖的形式進行可視化顯示，如圖9所示，為軍用飛機維修決策與健康管理帶來豐富的參考信息。

圖9 機載設備PHM知識圖譜Fig.9 PHM knowledge graph of airborne equipment

3.3 基于MBSE的系統(tǒng)模型化設計架構

PHM系統(tǒng)涉及數(shù)據(jù)處理、網(wǎng)絡通信、人機交互、多系統(tǒng)耦合等多學科技術，具有復雜性、綜合性、信息化的特點，因此PHM系統(tǒng)設計是一個復雜的系統(tǒng)工程問題。由于健康管理信息維度爆炸式增長、層級交聯(lián)復雜度提升、功能流程耦合性加強，PHM系統(tǒng)設計與工程化實現(xiàn)面臨碎片化的問題。

基于模型的系統(tǒng)工程（Model-based System Engineering，簡稱MBSE）采用靈活、統(tǒng)一的模型元素代替了傳統(tǒng)系統(tǒng)工程模糊、局限的文本式描述，使得系統(tǒng)具有更強的通用性、可靠性與可追溯性。使用MBSE方法指導PHM系統(tǒng)的設計能夠有效發(fā)揮其模型化設計的優(yōu)勢，將包括數(shù)據(jù)、功能、結構等設計信息進行整合，克服PHM系統(tǒng)設計過程中存在的對象多樣、環(huán)境復雜、耦合泛在的問題，聯(lián)合多領域模型、多學科技術，加速PHM系統(tǒng)設計進程。該設計架構面向PHM系統(tǒng)設計開發(fā)流程進行優(yōu)化，通過模型的手段建立設計階段與實現(xiàn)階段的聯(lián)系，如圖10所示，具體包括以下內容：

（1）通過設計過程對系統(tǒng)模型進行定義，在對機務工作人員、飛行員、工程師等利益攸關者進行需求收集后將需求整合轉化為成熟的系統(tǒng)需求，在系統(tǒng)需求的指導下對系統(tǒng)邏輯、系統(tǒng)架構進行模型表示，得到功能完備、結構合理的系統(tǒng)模型。

（2）對機載設備物理模型以及健康管理算法模型進行建模，通過兩者內部聯(lián)合仿真及半實物仿真進行模型迭代優(yōu)化，提高模型精確度。

（3）將包含物理模型、算法模型、系統(tǒng)模型在內的多領域模型相關聯(lián)進行模型級系統(tǒng)測試與驗證。系統(tǒng)的分層集成實現(xiàn)DVT（Design，Verification，Test）過程并行化，在系統(tǒng)測試驗證過程中對設計過程及時提出新的需求，實現(xiàn)系統(tǒng)設計與迭代的同步推進。

圖10 基于MBSE的軍用飛機PHM系統(tǒng)設計Fig.10 MBSE based PHM system design for military aircraft

在此設計方法指導下通過運行分析、系統(tǒng)分析、邏輯架構建立、物理架構建立等流程基于MBSE建立PHM開發(fā)平臺業(yè)務模型，如圖11所示。

圖11 PHM開發(fā)平臺MBSE模型Fig.11 PHM development platform MBSE model

以機載燃油泵與氧氣濃縮器為例，通過PHM領域多模型聯(lián)合仿真，如圖12所示，將包括機載設備、數(shù)據(jù)采集設備、智能算法、人機接口等在內的PHM系統(tǒng)組成部分以模型聯(lián)系起來。

圖12 PHM系統(tǒng)多領域模型聯(lián)合仿真Fig.12 Multi-domain model co-simulation of PHM system

人機接口模塊的仿真結果如圖13所示，通過機載設備實時壽命預測對健康水平進行評估，基于健康狀態(tài)評級可實現(xiàn)面向視情維修的輔助決策。

圖13 機載設備PHM系統(tǒng)聯(lián)合仿真可視化結果Fig.13 Visualization results of airborne PHM system co-simulation

3.4 軍用飛機PHM系統(tǒng)一體化設計特點

在PHM系統(tǒng)一體化設計過程中，模型化設計貫穿始終，規(guī)范了PHM系統(tǒng)設計流程；以建立實時化的PHM系統(tǒng)為工程化目標，強調了PHM系統(tǒng)運行效率；呈現(xiàn)方式具有面向應用層的可視化特征，旨在高效、充分利用知識信息，如圖14所示。

圖14 PHM系統(tǒng)一體化設計架構Fig.14 PHM system integration design architecture

其一體性特點主要體現(xiàn)在以下3個方面。

（1）理想與非理想條件的一體化

從軍用PHM系統(tǒng)需求論證階段開始，如何克服實際服役條件非理想的環(huán)境因素與條件制約影響始終是設計的關鍵問題。因此，在實驗、仿真等理想環(huán)境條件下的系統(tǒng)設計流程須以實際服役條件為驗證，通過邊界實驗探索系統(tǒng)安全使用包線，將設備狀態(tài)以可視化的形式展現(xiàn)，結合設計與實驗測試結果，對設計進行進一步迭代優(yōu)化，使其滿足實際服役條件下的非理想工況。

（2）模型測試驗證一體化

在軍用飛機復雜系統(tǒng)設計過程中，涉及多領域模型的建立與驗證，以及仿真環(huán)境。在進行PHM系統(tǒng)一體化模型設計時，基于通用的功能模擬接口（FMI）建立不同仿真環(huán)境間的數(shù)據(jù)交換通路，實現(xiàn)包括業(yè)務模型、算法模型、電路模型、計算卡模型、軟件模型等多領域模型建模與可視化的仿真環(huán)境一體化，通過模型聯(lián)合仿真逐步進行PHM系統(tǒng)模擬、半實物與實物仿真，實現(xiàn)PHM系統(tǒng)的功能驗證與迭代優(yōu)化，形成PHM系統(tǒng)設計的閉環(huán)。

（3）系統(tǒng)工程設計一體化

基于模型的系統(tǒng)工程將文本式的設計數(shù)據(jù)基于建模語言（如SysML、DSML、KARMA）以邏輯清晰的圖元形式展現(xiàn)，并通過建模工具（如IBM Rational Rhapsody、Capella、MagicDraw）提供簡潔的圖形化編程手段。尤其在實時化嵌入式系統(tǒng)設計上，國內外在復雜系統(tǒng)設計中積累了較為豐富的實踐經(jīng)驗，形成了較為成熟的設計方法，如Harmony方法論串聯(lián)了嵌入式設計過程中互相制約但設計割裂的系統(tǒng)工程階段與軟件工程階段，為PHM系統(tǒng)實時化設計提供了可視化、經(jīng)濟性的方法。

4 結論

（1）三維多相設計準則創(chuàng)新性地融合數(shù)據(jù)、結構、功能維度的設計特點，有利于促進軍用飛機PHM系統(tǒng)設計標準化。

（2）在技術驗證過程中，基于軟硬件協(xié)同加速的實時化PHM系統(tǒng)設計架構為PHM系統(tǒng)帶來了5.63倍的加速效果以及82.7%的能耗縮減。

（3）基于知識圖譜的數(shù)據(jù)可視化PHM系統(tǒng)設計架構以結構化、關系型的數(shù)據(jù)庫對知識數(shù)據(jù)進行管理，極大地提高了數(shù)據(jù)搜索與維修決策的效率。

（4）基于MBSE的PHM系統(tǒng)模型化設計架構以模型為線索串聯(lián)了系統(tǒng)設計、測試與驗證環(huán)節(jié)，縮短了系統(tǒng)迭代周期，降低了系統(tǒng)設計成本。