一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法
阅读：337发布：2020-06-16
专利汇可以提供一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种计算飞机 电子 系统任务可靠度的仿真方法，在考虑飞机电子系统替换式维修方案的情况下，系统及其元件状态随时间变化的仿真方法，具体包括第1次飞行任务、第2次飞行任务…第N次飞行任务执行期间元件及系统状态变化的仿真实施步骤。本 发明 反映飞机电子系统在维修实践中以新元件替换已故障元件的事实，使得计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性和应用价值，具有广泛的应用前景。，下面是一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法专利的具体信息内容。
1.一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，确定通过建模得到的飞机电子系统任务可靠性框图中的元件个数Num，并为每个元件编号；
步骤2，建立仿真参数：
所述建立的仿真参数是指：
Ⅰ步骤1所述的飞机电子系统平均执行一次飞行任务所需的时间△t；
Ⅱ步骤1所述的飞机电子系统执行任务次数N；所述执行任务次数N>0；
Ⅲ对步骤1中所述的飞机电子系统进行的仿真次数M；所述仿真次数M>0；
对于M次仿真中的各次仿真，每次仿真结束的时间为N△t，即各次仿真的时间范围为[0,N△t]；
步骤3，建立仿真过程中的数据记录数组及变量：具体过程是：
Ⅰ建立记录仿真历程的变量Simm,n，并初始化m＝1，n＝1；所述Simm,n中的Sim表示仿真simulate，而Simm,n中的m表示对步骤1所述的飞机电子系统正在进行第m次仿真，Simm,n中的n表示步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务，1≤m≤M，1≤n≤N；也就是说，变量Simm,n中存在两个变量m和n，m和n共同表达的含义为：在对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次飞行任务；
Ⅱ建立一维数组Record[N']，初始化数组中各元素为0，N'为数组Record的大小，且N'＝N；其中，数组Record中第j个元素Record[j]，用于累计从0到M次仿真过程中，步骤1中所述的飞机电子系统在第j次飞行任务期间发生的故障次数，1≤j≤N'；即Record[j]用于累计步骤1所述的飞机电子系统在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…SimM,j时，步骤1所述的飞机电子系统发生故障的次数；
Ⅲ建立一维数组History[Num']，Num'为数组History的大小，且Num'＝Num；对于M次仿真中的各次仿真，数组History用于记录步骤1中所述飞机电子系统各组成元件的累计飞行次数，累计飞行次数代表了元件服役的时间；
步骤4，对变量进行初始化：
对于变量Simm,n，设置n＝1；设置数组History中各元素为1；
设置n＝1，表示步骤1所述的飞机电子系统执行第1次飞行任务；当飞机电子系统执行第1次飞行任务时，飞机电子系统的各组成元件是全新的，因此设置History中各元素设置为1，表示步骤1所述飞机电子系统各组成元件均第1次执行飞行任务；
步骤5，计算各组成元件的可靠度：
所述计算各组成元件的可靠度是指飞机电子系统在进行第n次飞行任务时系统各组成元件在第m次仿真中的可靠度；
步骤6，确定各元件状态：
对于变量Simm,n，应用蒙特卡洛仿真直接抽样法，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统各组成元件在进行第n次飞行任务期间的状态：故障或正常；
步骤7，确定飞机电子系统的状态
对于变量Simm,n，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统在进行第n次飞行任务期间的状态；所述系统的状态包括正常和故障两种；确定步骤1所述飞机电子系统的状态的具体过程如下：
依据步骤6中已确认的各元件在飞机第n次飞行任务期间的状态，结合步骤1中的系统任务可靠性框图，确认第n次飞行任务期间系统的状态；若系统状态为故障，数组Record中第n'个元素Record[n']自加1，n'＝n，以累计系统在第n次任务期间发生故障总次数；若系统状态为正常，则数组Record中第n'个元素Record[n']不发生变化；
步骤8，更新History数组中的所有元素：
对于变量Simm,n，更新History数组中的所有元素；更新过程实施如下：
若步骤1所述飞机电子系统中第i个元件正常，未发生故障，则对于History数组中第i个元素进行操作：History[i]＝History[i]+1，且1≤i≤Num'；若系统中第i个元件故障，则将History数组中第i个元素重置为1，即进行赋值操作：History[i]＝1；
步骤9，对飞机电子系统的M次仿真：
重复步骤4～8，完成对步骤1所述的飞机电子系统的M次仿真；具体实施步骤如下：
Ⅰ对Simm,n中的n自加1：n＝n+1；若n
至此，完成了对某型机的电子系统任务可靠度的仿真计算。
2.如权利要求1所述计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，其特征在于，所述各组成元件的可靠度计算方法如下：
依据系统各组成元件可靠度分布R(t)，将各元件服役时间分别代入各自可靠度分布R(t)中，计算出各元件在步骤1所述飞机电子系统运行时刻n△t时的可靠度；其中，第i个元件的服役时间从数组History中第i个元素获得，服役时间为△t·History[i]，1≤i≤Num'。
3.如权利要求1所述计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，其特征在于，应用蒙特卡洛仿真直接抽样法确定各元件状态的具体过程如下：
首先，对系统中各元件，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数U1～U[0,1]；
其次，比较U1与在步骤5中计算得到的元件可靠度大小，当U1小于元件可靠度时，认为元件没有发生故障；否则认为元件发生了故障，需要在飞行任务结束后进行维修。
4.如权利要求1所述计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，其特征在于，步骤7中所述的任务可靠性框图通常包含串联和并联两种基本结构；通过确认任务可靠性框图中各串联和并联结构的状态：正常或故障，就能够判断出系统的状态；对于任务可靠性框图中的并联结构，若并联结构中所有元件故障，则并联结构失效或故障，否则，并联结构正常；对于任务可靠性框图中的串联结构，若串联系统中任意元件故障，则串联结构故障，否则串联结构正常。
5.如权利要求1所述计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，其特征在于，步骤9中重复步骤4～8完成飞机电子系统的M次仿真的具体过程是：
在对步骤1所述的飞机电子系统的第m次仿真中，通过步骤5～8完成对所述飞机电子系统的第n次飞行任务的仿真，1≤n≤N；对步骤1所述的飞机电子系统在[0,N△t]时间区间内的仿真包括对该飞机电子系统第1个次飞行任务、第2个次飞行任务…第N次飞行任务的仿真；将步骤5～8循环N次，才能够完成对步骤1所述飞机电子系统在[0,3000h]内[0,N△t]时间区间内的仿真；Simm,n中的n表示了第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务；当第n次飞行任务结束后，就需要对n进行第n+1次仿真，因此需要对n进行自加，当n自加后，判断n与N+1的大小；当n
一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法
技术领域
[0001] 本发明属于工程系统可靠性分析领域，具体涉及一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法。
背景技术
[0002] 任务可靠性是系统或复杂设备的重要性能指标。系统寿命周期内对任务可靠度的评估是维修工程领域选择维修方案、确定最佳维修时间、降级维修成本的关键。
[0004] 飞机的检修和维护，是指对飞机各组成元件进行健康检查，然后对使用到规定时限或出现损伤的飞机组成元件进行的恢复其规定技术状态的各种技术活动，又称修复。工
程实践中，修复主要包括两种形式：①在已损伤或不合格的元件基础上对其进行修补维护，达到维修如旧的目的；②用新的相同替用件替换已损伤或不合格的元件，达到维修如新的
目的。其中，飞机电子系统一般采用第二种修复方式。
程实践中，修复主要包括两种形式：①在已损伤或不合格的元件基础上对其进行修补维护，达到维修如旧的目的；②用新的相同替用件替换已损伤或不合格的元件，达到维修如新的
目的。其中，飞机电子系统一般采用第二种修复方式。
[0005] 目前工程上对飞机电子系统进行任务可靠度评估时，仅计算系统首飞任务可靠度，并将其作为以后其它各次飞行任务的可靠度，将这种仅计算系统首飞任务可靠度的方
式简称方法1。那么，对于不同次飞行任务，电子系统的任务可靠度相等。例如，某飞机第1次飞行与第5000次飞行的任务可靠度相等。显然，目前存在的评估方法违背了工程实践：随着系统服役时间的推进，电子元器件存在损耗等现象，电子系统的任务可靠度必然随时间变
化。而现有的仅计算系统首飞任务可靠度的方式并未考虑系统的服役时间。
式简称方法1。那么，对于不同次飞行任务，电子系统的任务可靠度相等。例如，某飞机第1次飞行与第5000次飞行的任务可靠度相等。显然，目前存在的评估方法违背了工程实践：随着系统服役时间的推进，电子元器件存在损耗等现象，电子系统的任务可靠度必然随时间变
化。而现有的仅计算系统首飞任务可靠度的方式并未考虑系统的服役时间。
[0006] 考虑系统服役时间因素后，目前理论上存在一种直接计算方法，该计算方法可用于评估系统在寿命周期内的任务可靠度，该直接计算方法简称方法2，可参考文献Trivedi K S,Hunter S,Garg S,et al.Reliability analysis techniques explored through a
communication network exmple。在方法2中，首先，在系统各组成元件可靠度函数R(t)已知情况下，通过将时间参数t＝T代入函数R(t)中，计算T时刻下各元件的可靠度R(T)；其次，通过元件与系统的关系模型，例如可靠性框图、故障树等模型，计算时刻T下系统的任务可靠度；然后，采用同样的计算方法，计算多个时间参数下系统的任务可靠度；最后，将多个时间参数下对应的任务可靠度依时间顺序连线，以获得系统全寿命周期下的任务可靠度曲
线。随着时间的推移，通过方法2获得的飞机电子系统可靠度曲线降速很快。一般的，当电子系统服役时间达到5000h时，系统可靠度就会降到0.8以下，与工程实践严重不符。
communication network exmple。在方法2中，首先，在系统各组成元件可靠度函数R(t)已知情况下，通过将时间参数t＝T代入函数R(t)中，计算T时刻下各元件的可靠度R(T)；其次，通过元件与系统的关系模型，例如可靠性框图、故障树等模型，计算时刻T下系统的任务可靠度；然后，采用同样的计算方法，计算多个时间参数下系统的任务可靠度；最后，将多个时间参数下对应的任务可靠度依时间顺序连线，以获得系统全寿命周期下的任务可靠度曲
线。随着时间的推移，通过方法2获得的飞机电子系统可靠度曲线降速很快。一般的，当电子系统服役时间达到5000h时，系统可靠度就会降到0.8以下，与工程实践严重不符。
[0007] 方法2所得结果与工程实践严重不符的根本原因在于并未考虑系统组成元件的可维修性——飞机每次结束飞行任务时，维修人员均要对其进行检修。前面提到，对于已损坏或不合格的电子元器件需要被新的元器件替代。这样，在飞机电子系统中，每个元件的服役时间可能不同，且一定等于系统服役时间。例如，对于由一个两个电子元件组成的简单串联系统，第1次飞行任务后，元件1故障，元件2完好；维修时，元件1被替换，元件2仅需简单保养甚至不进行任何维护；那么，在执行第2次任务时，虽然串联系统的已服役时间为1次飞行任务，而元件1的服役时间为0，元件2的服役时间为1次飞行任务。这意味着，系统服役时间并不能代表所有组成元件的服役时间，各组成元件的服役时间必然小于或等于系统服役时
间。因此，对于同一系统，各组成元件服役时间的不同导致不能简单的将系统服役时间参数代入各元件的可靠度函数R(t)中，以计算系统任务可靠度。此时，方法2失效，且利用直接计算得到的系统可靠度必然小于等于系统可靠度的真实情况。
间。因此，对于同一系统，各组成元件服役时间的不同导致不能简单的将系统服役时间参数代入各元件的可靠度函数R(t)中，以计算系统任务可靠度。此时，方法2失效，且利用直接计算得到的系统可靠度必然小于等于系统可靠度的真实情况。
[0008] 综上，工程实践中采用的电子系统可靠度分析法(方法1)及理论上存在的直接计算法(方法2)均不能正确反映飞机电子系统可靠度随时间变化的真实情况，通过两种方法
分析得到的系统任务可靠度与真实情况差别很大。因此，需寻求一种在考虑飞机电子系统
维修实践后，飞机电子系统任务可靠度随时间变化的计算方法。
分析得到的系统任务可靠度与真实情况差别很大。因此，需寻求一种在考虑飞机电子系统
维修实践后，飞机电子系统任务可靠度随时间变化的计算方法。
发明内容
[0010] 本发明的具体过程是：
[0011] 步骤1，确定通过建模得到的飞机电子系统任务可靠性框图中的元件个数Num，并为每个元件编号。
[0012] 步骤2，建立仿真参数：
[0013] 所述建立的仿真参数是指：
[0014] ①步骤1所述的飞机电子系统平均执行一次飞行任务所需的时间Δt；
[0015] ②步骤1所述的飞机电子系统执行任务次数N；所述执行任务次数N>0；
[0016] ③对步骤1中所述的飞机电子系统进行的仿真次数M；所述仿真次数M>0。
[0017] 对于M次仿真中的各次仿真，每次仿真结束的时间为NΔt，即各次仿真的时间范围为[0,NΔt]。
[0018] 步骤3，建立仿真过程中的数据记录数组及变量：
[0019] 具体过程是：
[0020] Ⅰ建立记录仿真历程的变量Simm,n，并初始化m＝1，n＝1。所述Simm,n中的Sim表示仿真simulate，而Simm,n中的m表示对步骤1所述的飞机电子系统正在进行第m次仿真，Simm,n中的n表示步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务，1≤m≤M，1≤n≤N。也就是说，变量Simm,n中存在两个变量m和n，m和n共同表达的含义为：在对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次飞行任务。
[0021] Ⅱ建立一维数组Record[N']，初始化数组中各元素为0，N'为数组Record的大小，且N'＝N。其中，数组Record中第j个元素Record[j]，用于累计从0到M次仿真过程中，步骤1中所述的飞机电子系统在第j次飞行任务期间发生的故障次数，1≤j≤N'。即Record[j]用
于累计步骤1所述的飞机电子系统在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…SimM,j时，步骤1所述的飞机电子系统发生故障的次数。
于累计步骤1所述的飞机电子系统在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…SimM,j时，步骤1所述的飞机电子系统发生故障的次数。
[0022] Ⅲ建立一维数组History[Num']，Num'为数组History的大小，且Num'＝Num。对于M次仿真中的各次仿真，数组History用于记录步骤1中所述飞机电子系统各组成元件的累计飞行次数，累计飞行次数代表了元件服役的时间。
[0023] 步骤4，对变量进行初始化：
[0024] 对于变量Simm,n，设置n＝1；设置数组History中各元素为1。
[0025] 设置n＝1，表示步骤1所述的飞机电子系统执行第1次飞行任务；当飞机电子系统执行第1次飞行任务时，飞机电子系统的各组成元件是全新的，因此设置History中各元素
设置为1，表示步骤1所述飞机电子系统各组成元件均第1次执行飞行任务。
设置为1，表示步骤1所述飞机电子系统各组成元件均第1次执行飞行任务。
[0026] 步骤5，计算各组成元件的可靠度：
[0027] 所述计算各组成元件的可靠度是指飞机电子系统在进行第n次飞行任务时系统各组成元件在第m次仿真中的可靠度。
[0028] 所述各组成元件的可靠度计算方法如下：
[0029] 依据系统各组成元件可靠度分布R(t)，将各元件服役时间分别代入各自可靠度分布R(t)中，计算出各元件在步骤1所述飞机电子系统运行时刻nΔt时的可靠度。其中，第i个元件的服役时间从数组History中第i个元素获得，服役时间为Δt·History[i]，1≤i≤
Num'。
Num'。
[0030] 步骤6，确定各元件状态：
[0031] 对于变量Simm,n，应用蒙特卡洛仿真直接抽样法，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统各组成元件在进行第n次飞行任务期间的状态：故障或正常。应用蒙特卡洛仿真直接抽样法确定各元件状态的实施过程如下：
[0032] 首先，对系统中各元件，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数U1～U[0,1]；
[0033] 其次，比较U1与在步骤5中计算得到的元件可靠度大小，当U1小于元件可靠度时，认为元件没有发生故障；否则认为元件发生了故障，需要在飞行任务结束后进行维修。
[0034] 步骤7，确定飞机电子系统的状态
[0035] 对于变量Simm,n，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统在进行第n次飞行任务期间的状态。所述系统的状态包括正常和故障两种。确定步骤1所述飞机电子系统的状态的具体过程如下：
[0036] 依据步骤6中已确认的各元件在飞机第n次飞行任务期间的状态，结合步骤1中的系统任务可靠性框图，确认第n次飞行任务期间系统的状态。若系统状态为故障，数组
Record中第n'个元素Record[n']自加1，n'＝n，以累计系统在第n次任务期间发生故障总次数。若系统状态为正常，则数组Record中第n'个元素Record[n']不发生变化。
Record中第n'个元素Record[n']自加1，n'＝n，以累计系统在第n次任务期间发生故障总次数。若系统状态为正常，则数组Record中第n'个元素Record[n']不发生变化。
[0037] 所述任务可靠性框图通常包含串联和并联两种基本结构。通过确认任务可靠性框图中各串联和并联结构的状态：正常或故障，就能够判断出系统的状态。对于任务可靠性框图中的并联结构，若并联结构中所有元件故障，则并联结构失效或故障，否则，并联结构正常；对于任务可靠性框图中的串联结构，若串联系统中任意元件故障，则串联结构故障，否则串联结构正常。
[0038] 步骤8，更新History数组中的所有元素：
[0039] 对于变量Simm,n，更新History数组中的所有元素。更新过程实施如下：
[0040] 若步骤1所述飞机电子系统中第i个元件正常，未发生故障，则对于History数组中第i个元素进行操作：History[i]＝History[i]+1，且1≤i≤Num'；若系统中第i个元件故
障，则将History数组中第i个元素重置为1，即进行赋值操作：History[i]＝1。
障，则将History数组中第i个元素重置为1，即进行赋值操作：History[i]＝1。
[0041] 步骤9，重复步骤4～8，完成对步骤1所述的飞机电子系统的M次仿真。具体实施步骤如下：
[0042] Ⅰ对Simm,n中的n自加1：n＝n+1。若n
[0043] Ⅱ对Simm,n中的m自加1：m＝m+1。若m
[0044] 在对步骤1所述的飞机电子系统的第m次仿真中，通过步骤5～8完成对所述飞机电子系统的第n次飞行任务的仿真，1≤n≤N。对步骤1所述的飞机电子系统在[0,NΔt]时间区间内的仿真包括对该飞机电子系统第1个次飞行任务、第2个次飞行任务…第N次飞行任务
的仿真。将步骤5～8循环N次，才能够完成对步骤1所述飞机电子系统在[0,3000h]内[0,NΔt]时间区间内的仿真。Simm,n中的n表示了第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务。当第n次飞行任务结束后，就需要对n进行第n+1次仿真，因此需要对n进行自加，当n自加后，判断n与N+1的大小。当n间范围，第m次仿真结束。当对步骤1所述飞机电子系统的第m次仿真结束后，就需要进行第m+1次仿真，因此需要对m进行自加，当m自加后，判断m与M+1的大小。当mHistory进行初始化操作；否则，表明仿真次数m达到了设定的仿真截止次数M，结束仿真，转到步骤10对Record数组进行统计。
的仿真。将步骤5～8循环N次，才能够完成对步骤1所述飞机电子系统在[0,3000h]内[0,NΔt]时间区间内的仿真。Simm,n中的n表示了第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务。当第n次飞行任务结束后，就需要对n进行第n+1次仿真，因此需要对n进行自加，当n自加后，判断n与N+1的大小。当n
[0045] 步骤10，对数组Record进行统计分析。根据系统在1Δt、2Δt…nΔt…NΔt时刻发生故障的总次数Record[1]、Record[2]…Record[n]…Record[N]，依次计算步骤1所述的飞机电子系统在nΔt时刻的可靠度，可靠度计算公式为1.0-Record[n]/M，1≤n≤N。其中，n表示步骤1所述的飞机电子系统执行第n次飞行任务，且第n个飞行任务对应的时刻为nΔt。除此之外，步骤1所述飞机电子系统在0时刻未开始服役时，其任务可靠度为1.0。依时间顺序0、1Δt、2Δt…nΔt…NΔt，连接这N+1个时刻的系统任务可靠度，得到步骤1所述飞机电子系统在[0,NΔt]时间区间内的任务可靠度曲线。
[0046] 至此，完成了对某型机的电子系统任务可靠度的仿真计算。
[0047] 本发明在结合飞机电子系统维修实际情况的基础上，结合蒙特卡洛抽样方法，提供一种随时间变化计算飞机电子系统任务可靠度的方法。该方法可反映飞机电子系统在维
修实践中以新元件替换已故障元件的事实，使得计算得到的系统任务可靠度更具工程参考
性和应用价值。
修实践中以新元件替换已故障元件的事实，使得计算得到的系统任务可靠度更具工程参考
性和应用价值。
[0048] 本发明核心是：在考虑飞机电子系统替换式维修方案的情况下，系统及其元件状态随时间变化的仿真方法，具体包括第1次飞行任务、第2次飞行任务…第N次飞行任务执行期间元件及系统状态变化的仿真实施步骤。
[0049] 本发明提出的方法实质包括了两层循环，外层循环完成对仿真次数的控制，内层循环完成对任务执行次数的控制。内层循环每执行一次，例如第n次，代表了对系统第n次飞行任务执行情况的一次完整仿真，所述情况为系统及其组成元件状态的变化；内层循环每
执行完N次，可完成了一次外层循环的执行，也就构成了对步骤1所述飞机电子系统在[0,N
Δt]时间区间内元件及系统状态变化的一次完整仿真。M和N分别代表了外层循环和内层循
环结束的条件。其中，步骤5～8可完成一次内层循环的执行；执行步骤5～8共N次，可完成一次外层循环的执行。
执行完N次，可完成了一次外层循环的执行，也就构成了对步骤1所述飞机电子系统在[0,N
Δt]时间区间内元件及系统状态变化的一次完整仿真。M和N分别代表了外层循环和内层循
环结束的条件。其中，步骤5～8可完成一次内层循环的执行；执行步骤5～8共N次，可完成一次外层循环的执行。
[0050] 相对现有技术，本发明的有益效果为：
[0051] (1)有效结合了飞机电子系统维修实践，可反映飞机电子系统在维修实践中采用新元件替换已损坏或故障元件的事实，正确反映了飞机电子系统寿命周期内元件及系统状
态变化的真实情况，计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
态变化的真实情况，计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
[0052] 本发明提出的方法用到的一维数组History，用于记录在役元件在飞机电子系统在[0,NΔt]时间区间内的累计飞行次数，以真实反映各元件服役时间的不同。具体而言，由于飞机电子系统采用的是替换式维修，即系统中的组成元件若故障了，则需采用新的等价
元件替换掉已故障的元件，因此对于同一个飞机电子系统，其组成元件的服役时间可以是
不同的。例如，对于一个已执行10个飞行任务的飞机电子系统，存在某个元件在第9次飞行任务时发生故障，而其余元件从飞机电子系统执行第1次飞行任务起，就均未发生过故障。
根据飞机电子系统的维修实践可知，在飞机电子系统执行第10个飞行任务前，该已故障的
元件就必须被全新的等价元件替代掉，而其余未发生故障的元件则不需要被替换。因此该
飞机电子系统在执行第10次飞行任务时，用于替换已故障元件的新元件才执行第1次飞行
任务，而飞机电子系统中的其余元件执行第10次飞行任务。从该例子可看出，对于同一个飞机电子系统，其组成元件的服役时间可以是不同的。
元件替换掉已故障的元件，因此对于同一个飞机电子系统，其组成元件的服役时间可以是
不同的。例如，对于一个已执行10个飞行任务的飞机电子系统，存在某个元件在第9次飞行任务时发生故障，而其余元件从飞机电子系统执行第1次飞行任务起，就均未发生过故障。
根据飞机电子系统的维修实践可知，在飞机电子系统执行第10个飞行任务前，该已故障的
元件就必须被全新的等价元件替代掉，而其余未发生故障的元件则不需要被替换。因此该
飞机电子系统在执行第10次飞行任务时，用于替换已故障元件的新元件才执行第1次飞行
任务，而飞机电子系统中的其余元件执行第10次飞行任务。从该例子可看出，对于同一个飞机电子系统，其组成元件的服役时间可以是不同的。
[0053] 从本发明步骤8中可以看出，如果元件发生故障，则其飞行累积次数在History数组中被重置为1，表示在仿真下次飞行任务时，该元件已经被等价新元件替换掉，下次飞行任务的执行正是该全新元件的首次服役，故数组History中对应元素置为1；对于未发生故
障的元件，则在原服役飞行次数基础上累加1个飞行任务数，故数组History中对应元素自
加1，以表示元件真实服役时间。在工程实践中，对于已发生损坏或故障的电子元器件，是需要被新元件替换掉的。可见，本发明提出的仿真方法与飞机电子系统的维修实践完全相符。
故理论上能够有效计算飞机电子系统随时间变化的任务可靠度。本发明方法可有效结合飞
机电子维修实践，因此计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
障的元件，则在原服役飞行次数基础上累加1个飞行任务数，故数组History中对应元素自
加1，以表示元件真实服役时间。在工程实践中，对于已发生损坏或故障的电子元器件，是需要被新元件替换掉的。可见，本发明提出的仿真方法与飞机电子系统的维修实践完全相符。
故理论上能够有效计算飞机电子系统随时间变化的任务可靠度。本发明方法可有效结合飞
机电子维修实践，因此计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
[0054] (2)方案结构简单，实现起来方便，适用于系统组成元件服从各种可靠度函数形式的飞机电子系统，具有广泛的应用前景和使用价值。
[0055] 应用本发明方法对飞机电子系统任务可靠度进行计算时，由实施例的具体实施过程可看出，只需将系统中各组成元件的累计服役时间带入到各元件的可靠度函数中，就可
计算出系统各组成元件可靠度。其中元件的累积服役时间可通过数组History获得，通过数组History计算各元件可靠度的方法见本发明的步骤5。对系统各组成元件，抽取一服从[0,
1]均匀分布的随机数U1～U[0,1]，通过判断随机数与各元件可靠度的大小，就可对各元件
在系统时刻的状态进行判断，方法直观简单，适用于系统组成元件服从各种可靠度函数形
式的飞机电子系统。图3为本发明技术方案的示意图，从图3中可看出，本发明结构简单，仅涉及简单的代数计算，实现起来方便，且不受限于系统组成元件的可靠度函数的分布形式，因此有广泛的应用前景和使用价值。
附图说明
计算出系统各组成元件可靠度。其中元件的累积服役时间可通过数组History获得，通过数组History计算各元件可靠度的方法见本发明的步骤5。对系统各组成元件，抽取一服从[0,
1]均匀分布的随机数U1～U[0,1]，通过判断随机数与各元件可靠度的大小，就可对各元件
在系统时刻的状态进行判断，方法直观简单，适用于系统组成元件服从各种可靠度函数形
式的飞机电子系统。图3为本发明技术方案的示意图，从图3中可看出，本发明结构简单，仅涉及简单的代数计算，实现起来方便，且不受限于系统组成元件的可靠度函数的分布形式，因此有广泛的应用前景和使用价值。
附图说明
[0056] 图1是飞机电子系统的仿真历程框图；
[0057] 图2是本发明的流程图；
[0058] 图3是本发明技术方案的示意图；
[0059] 图4是某飞行控制计算系统及其组成元件；
[0060] 图5是某飞行控制计算机系统任务可靠性框图；
[0061] 图6是应用本发明提出的方法得到的任务可靠度曲线；
[0062] 图7是应用现有方法得到的任务可靠度曲线；
具体实施方式
[0063] 本实施例是一种计算飞机电子系统任务可靠度的仿真方法，具体过程是：
[0064] 步骤1，确定通过建模得到的飞机电子系统任务可靠性框图中的元件个数Num，并为每个元件编号。
[0065] 所述飞机电子系统是指由相互作用和相互依赖的若干电子元件结合成的用以实现飞机特定功能的有机整体。所述系统任务可靠性框图是指为预计和估算系统的任务可靠
性所建立的数学模型。所述系统可靠性框图是表示系统中各元件之间的功能关系的逻辑
图，逻辑图中给出各元件的故障或它们的组合如何导致系统故障的逻辑关系。数学模型是
可靠性所表示的可靠性特征值的数学表达式。系统可靠性框图分为两类，(1)基本可靠性框图，所述基本可靠性框图是一个全串联模型；(2)任务可靠性框图，任务可靠性框图往往是一个复杂的串并联结构，用以估计系统在执行任务过程中完成规定功能的概率，能够作为
度量工作有效性的一种模型。在系统既没有冗余的情况下，基本可靠性框图与任务可靠性
框图相同。所述系统任务可靠性框图即为系统可靠性框图中第(2)类。
性所建立的数学模型。所述系统可靠性框图是表示系统中各元件之间的功能关系的逻辑
图，逻辑图中给出各元件的故障或它们的组合如何导致系统故障的逻辑关系。数学模型是
可靠性所表示的可靠性特征值的数学表达式。系统可靠性框图分为两类，(1)基本可靠性框图，所述基本可靠性框图是一个全串联模型；(2)任务可靠性框图，任务可靠性框图往往是一个复杂的串并联结构，用以估计系统在执行任务过程中完成规定功能的概率，能够作为
度量工作有效性的一种模型。在系统既没有冗余的情况下，基本可靠性框图与任务可靠性
框图相同。所述系统任务可靠性框图即为系统可靠性框图中第(2)类。
[0066] 本实施例中，所述飞机电子系统为飞机的飞行控制计算机系统，该飞行控制计算机系统由8个元件构成，见图4。由于飞行控制计算机系统中各元件均唯一，不存在冗余情
况，故该飞行控制计算机系统为8个元件组成的串联系统，任务可靠性框图如图5所示。在图
5中，统计元件数目Num＝8。8个元件中，每个元件均有正常和故障两种状态。该飞行控制计算机系统不存在冗余情况，当飞行控制计算机系统中任意元件发生故障时，将导致该飞行
控制计算机系统不能正常工作，即导致任务失效。该飞行控制计算机所在飞机每执行一次
飞行任务平均需要6小时。图3所示的飞行控制计算机系统中的8个元件依次是BP板、BST板、AFDX板、PS板、AIO板、DIO板、MBI板和CPU板。为元件BP板、BST板、AFDX板、PS板、AIO板、DIO板、MBI板和CPU板编号1、2、3、4、5、6、7和8。飞行控制计算机系统中8个元件的可靠度函数R(t)均服从指数分布，8个元件的故障率依次为λ1＝1.3148×10-5、λ2＝8.738×10-6、λ3＝
9.328×10-6、λ4＝6.986×10-6、λ5＝9.607×10-6、λ6＝8.961×10-6、λ7＝1.0633×10-5和λ8＝
1.9119×10-5。λi(1≤i≤8)表示编号为i的元件对应的故障率。所述各元件的可靠度分布R(t)是指元件可靠度R随时间t变化的函数，函数中的自变量为时间t，t的范围需大于等于0，函数因变量R表示的是概率，因此范围为[0.0,1.0]。所述故障率指的是工作到某时刻t尚未故障的产品或元件，在时刻t以后的下一个单位时间内发生故障的概率，通常用符号λ表示。
通过故障率λ，可获得元件的可靠度函数： exp为数学常量：自然对数
的底数。当元件的可靠度函数R(t)服从指数分布的元件，其故障率λ为常数，且R(t)＝e-λt，e为exp的另一种等价数学表达形式。
况，故该飞行控制计算机系统为8个元件组成的串联系统，任务可靠性框图如图5所示。在图
5中，统计元件数目Num＝8。8个元件中，每个元件均有正常和故障两种状态。该飞行控制计算机系统不存在冗余情况，当飞行控制计算机系统中任意元件发生故障时，将导致该飞行
控制计算机系统不能正常工作，即导致任务失效。该飞行控制计算机所在飞机每执行一次
飞行任务平均需要6小时。图3所示的飞行控制计算机系统中的8个元件依次是BP板、BST板、AFDX板、PS板、AIO板、DIO板、MBI板和CPU板。为元件BP板、BST板、AFDX板、PS板、AIO板、DIO板、MBI板和CPU板编号1、2、3、4、5、6、7和8。飞行控制计算机系统中8个元件的可靠度函数R(t)均服从指数分布，8个元件的故障率依次为λ1＝1.3148×10-5、λ2＝8.738×10-6、λ3＝
9.328×10-6、λ4＝6.986×10-6、λ5＝9.607×10-6、λ6＝8.961×10-6、λ7＝1.0633×10-5和λ8＝
1.9119×10-5。λi(1≤i≤8)表示编号为i的元件对应的故障率。所述各元件的可靠度分布R(t)是指元件可靠度R随时间t变化的函数，函数中的自变量为时间t，t的范围需大于等于0，函数因变量R表示的是概率，因此范围为[0.0,1.0]。所述故障率指的是工作到某时刻t尚未故障的产品或元件，在时刻t以后的下一个单位时间内发生故障的概率，通常用符号λ表示。
通过故障率λ，可获得元件的可靠度函数： exp为数学常量：自然对数
的底数。当元件的可靠度函数R(t)服从指数分布的元件，其故障率λ为常数，且R(t)＝e-λt，e为exp的另一种等价数学表达形式。
[0067] 步骤2，建立仿真参数：
[0068] 所述建立的仿真参数是指：
[0069] ①步骤1所述的飞机电子系统平均执行一次飞行任务所需的时间Δt；
[0070] ②步骤1所述的飞机电子系统执行任务次数N；所述执行任务次数N>0；
[0071] ③对步骤1中所述的飞机电子系统进行的仿真次数M；所述仿真次数M>0。
[0072] 对于M次仿真中的各次仿真，每次仿真结束的时间为NΔt，即各次仿真的时间范围为[0,NΔt]。
[0073] 在本实施例中，1、飞行控制计算机系统平均执行一次飞行任务所需的时间Δt＝6小时；2、建立表示飞控计算机系统执行任务次数的参数N＝250；3、建立表示仿真次数的参数M＝20000，将表示仿真次数的参数M设定为其它任何大于0的整数，例如M＝100000等。根据概率论中的大数定理，随着仿真次数M的增大，仿真结果越接近真实情况。
[0074] 对于M＝20000次仿真中的各次仿真，每次仿真结束时间为NΔt＝250×6＝1500小时，即对于M＝20000次仿真中的各次仿真，仿真包括的时间范围为[0,1500h]。
[0075] 步骤3，建立仿真过程中的数据记录数组及变量：
[0076] 具体过程是：
[0077] ①建立记录仿真历程的变量Simm,n，并初始化m＝1，n＝1。所述Simm,n中的Sim表示仿真simulate，而Simm,n中的m表示对步骤1所述的飞机电子系统正在进行第m次仿真，Simm,n中的n表示步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务，1≤m≤M，1≤n≤N。也就是说，变量Simm,n中存在两个变量m和n，m和n共同表达的含义为：在对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次飞行任务。用变量Simm,n记录仿真历程的方式可用图1所示的矩阵表示。图1为一M·N的二维矩阵，矩阵第m行表示对步骤1所述的飞机电子系统正在执行第m次仿真，矩阵第n列表示步骤1所述的飞机电子系统正在
执行第n次飞行任务，则矩阵中第m行第n列元素Simm,n表示了对步骤1所述的飞机电子系统
进行第m次仿真时，对步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次飞行任务的仿真。此外，从图1可知，对步骤1所述的系统进行第m次仿真，第m次仿真包括对对步骤1所述的飞机电子系统进行第1次飞行任务的仿真、第2次飞行任务的仿真、第3次飞行任务的仿真…第N次飞行
任务的仿真；且分别用变量Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N表示对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，系统正在执行第1次飞行任务、第2次飞行任务、第3次飞行任务…第N次飞行任务。
执行第n次飞行任务，则矩阵中第m行第n列元素Simm,n表示了对步骤1所述的飞机电子系统
进行第m次仿真时，对步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次飞行任务的仿真。此外，从图1可知，对步骤1所述的系统进行第m次仿真，第m次仿真包括对对步骤1所述的飞机电子系统进行第1次飞行任务的仿真、第2次飞行任务的仿真、第3次飞行任务的仿真…第N次飞行
任务的仿真；且分别用变量Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N表示对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，系统正在执行第1次飞行任务、第2次飞行任务、第3次飞行任务…第N次飞行任务。
[0078] 由①可知，整个仿真流程为：
[0079] 对步骤1所述的飞机电子系统进行第1次仿真，仿真包括对步骤1所述的飞机电子系统进行第1次、第2次…第N次飞行任务的仿真，第1次的仿真历程依次用Sim1,1、Sim1,2…Sim1,N表示；
[0080] 第1次仿真执行完后，对步骤1所述的飞机电子系统进行第2次仿真，仿真包括对步骤1所述的飞机电子系统进行第1次、第2次…第N次飞行任务的仿真，第2次的仿真历程依次用Sim2,1、Sim2,2…Sim2,N表示；
[0081] 与上述两段通过变量Simm,n对第1次、第2次仿真历程描述方式相同，通过变量Simm,n可依次完成对步骤1所述的飞机电子系统在第3次、第4次…第M次的仿真历程的描述。
[0082] 综上，在本发明提出的仿真方法中，M次仿真包含仿真历程为：{Sim1,1、Sim1,2、Sim1,3…Sim1,N}、{Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,N}、{Sim3,1、Sim3,2、Sim3,3…Sim3,N}…{SimM,1、SimM,2、SimM,3…SimM,N}，如图1所示。
[0083] ②建立一维数组Record[N']，初始化数组中各元素为0，N'为数组Record的大小，且N'＝N。其中，数组Record中第j个元素Record[j]，用于累计从0到M次仿真过程中，步骤1中所述的飞机电子系统在第j次飞行任务期间发生的故障次数，1≤j≤N'。即Record[j]用
于累计步骤1所述的飞机电子系统在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…SimM,j时，步骤1所述的飞机电子系统发生故障的次数。
于累计步骤1所述的飞机电子系统在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…SimM,j时，步骤1所述的飞机电子系统发生故障的次数。
[0084] ③建立一维数组History[Num']，Num'为数组History的大小，且Num'＝Num。对于M次仿真中的各次仿真，数组History用于记录步骤1中所述飞机电子系统各组成元件的累计飞行次数，累计飞行次数代表了元件服役的时间。例如，对于M次仿真中的第m次仿真，数组History第i个元素History[i]用于累计对步骤1所述的飞机电子系统进行第m次仿真时，步
骤1所述的飞机电子系统在依次经历仿真历程Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N时的第i个元件的累计飞行次数，各元件的累计飞行次数与Δt的乘积等于各元件的服役时间，1≤i≤
Num'。例如在某次仿真中，History[i]＝2，表示步骤1所述的飞机电子系统在该次仿真中第i个元件的累计飞行次数为2，该元件的服役时间为2Δt。
骤1所述的飞机电子系统在依次经历仿真历程Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N时的第i个元件的累计飞行次数，各元件的累计飞行次数与Δt的乘积等于各元件的服役时间，1≤i≤
Num'。例如在某次仿真中，History[i]＝2，表示步骤1所述的飞机电子系统在该次仿真中第i个元件的累计飞行次数为2，该元件的服役时间为2Δt。
[0085] 在本实施例中：
[0086] ①建立记录仿真历程的变量Simm,n，Simm,n表示对飞行控制计算机系统正在进行第m次仿真，且在第m次仿真过程中，飞行控制计算机系统正在进行第n次任务，1≤m≤M，1≤n≤N，M＝20000，N＝250。此外，在进行步骤4之前，设置Simm,n中m＝1，n＝1。
[0087] 在本实施例中，对飞行控制计算机系统的整个仿真流程为：
[0088] 对飞行控制计算机系统进行第1次仿真，仿真包括对飞行控制计算机系统进行第1次、第2次…第250次飞行任务的仿真，第1次的仿真历程依次用Sim1,1、Sim1,2…Sim1,250表示；
[0089] 第1次仿真执行完后，对飞行控制计算机系统进行第2次仿真，仿真包括对飞行控制计算机系统进行第1次、第2次…第250次飞行任务的仿真，第2次的仿真历程依次用
Sim2,1、Sim2,2…Sim2,250表示；
Sim2,1、Sim2,2…Sim2,250表示；
[0090] 与上述两段通过变量Simm,n对第1次、第2次仿真历程描述方式相同，通过变量Simm,n可依次完成对飞行控制计算机系统在第3次、第4次…第20000次的仿真历程的描述。
[0091] ②建立一维数组Record[N']，N'＝250，初始化数组Record中的250个元素均为0。其中，数组Record中的第j个元素Record[j]用于在20000次仿真过程中，累计系统在第j次
飞行任务期间发生的故障次数，且1≤j≤250。即Record[j]用于累计飞行控制计算机系统
在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…Sim20000，j时，飞行控制计算机系统发生故障的次数。
飞行任务期间发生的故障次数，且1≤j≤250。即Record[j]用于累计飞行控制计算机系统
在经历仿真历程Sim1,j、Sim2,j、Sim3,j…Sim20000，j时，飞行控制计算机系统发生故障的次数。
[0092] ③建立一维数组History[Num']，Num'＝8，数组History用于记录每次仿真中，步骤1所述的飞行控制计算机系统中8个元件的累计飞行次数，在各次仿真中，各元件的累计
飞行次数与Δt的乘积等于各元件的服役时间。例如，在本实施例中，对于M＝20000次仿真中的第m＝2次仿真，数组History第i个元素History[i]用于累计对飞行控制计算机系统进
行第2次仿真时，步骤1所述的飞机电子系统在依次经历仿真历程Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,250时的第i个元件的累计飞行次数。进一步的，如果在某次仿真中History[i]＝2，则表示本实施中的飞行控制计算机系统在该次仿真中第i个元件的累计飞行次数为2，该元件在
该次仿真中的服役时间为2Δt＝12小时。
飞行次数与Δt的乘积等于各元件的服役时间。例如，在本实施例中，对于M＝20000次仿真中的第m＝2次仿真，数组History第i个元素History[i]用于累计对飞行控制计算机系统进
行第2次仿真时，步骤1所述的飞机电子系统在依次经历仿真历程Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,250时的第i个元件的累计飞行次数。进一步的，如果在某次仿真中History[i]＝2，则表示本实施中的飞行控制计算机系统在该次仿真中第i个元件的累计飞行次数为2，该元件在
该次仿真中的服役时间为2Δt＝12小时。
[0093] 步骤4，对于变量Simm,n，设置n＝1；设置数组History中各元素为1。
[0094] 设置n＝1，表示步骤1所述的飞机电子系统执行第1次飞行任务；当飞机电子系统执行第1次飞行任务时，飞机电子系统的各组成元件是全新的，因此设置History中各元素
设置为1，表示步骤1所述飞机电子系统各组成元件均第1次执行飞行任务。
设置为1，表示步骤1所述飞机电子系统各组成元件均第1次执行飞行任务。
[0095] 本发明是一种仿真方法，由步骤2可知，步骤1所述的飞机电子系统的仿真次数是M次。对于M次仿真，每次仿真之前，必须要对仿真数据进行初始化，所述需要初始化的仿真数据包括Simm,n中的n和步骤3建立的History数组。而步骤4所述的将n设置为1和将数组
Histroy中各元素设置为1就是对步骤1所述的飞机电子系统任务可靠性框图进行的初始化
操作。在进行M次仿真的各次仿真前，需要进行步骤4所述的操作。
Histroy中各元素设置为1就是对步骤1所述的飞机电子系统任务可靠性框图进行的初始化
操作。在进行M次仿真的各次仿真前，需要进行步骤4所述的操作。
[0096] 在本实施例中，在对飞行控制计算机系统进行第1、2、3…20000次仿真前，需将Simm,n中的n设置为n＝1；将数组History中的8个元素设置为1：History[1]＝1、History[2]＝1…History[8]＝1。
[0097] 步骤5，对于变量Simm,n，计算在第m次仿真中，步骤1所述的飞机电子系统在进行第n次飞行任务时系统各组成元件的可靠度。所述各组成元件的可靠度计算方法如下：
[0098] 依据系统各组成元件可靠度分布R(t)，将各元件服役时间分别代入各自可靠度分布R(t)中，计算出各元件在步骤1所述飞机电子系统运行时刻nΔt时的可靠度。其中，第i个元件的服役时间从数组History中第i个元素获得，服役时间为Δt·History[i]，1≤i≤
Num'。
Num'。
[0099] 在本实施例中，各元件均服从指数分布，并且各元件的可靠度函数形式均为R(t)＝e-λt。将各元件服役时间分别代入可靠度函数，得到各元件在飞行控制计算机系统第n次飞行任务期间的可靠度。飞控计算机系统第i个元件的服役时间为：Δt·History[i]＝6·
History[i]，以Ri表示飞行控制计算机系统中的第i个元件的可靠度，则飞行控制计算机系统中8个元件的可靠度计算公式依次如下：
History[i]，以Ri表示飞行控制计算机系统中的第i个元件的可靠度，则飞行控制计算机系统中8个元件的可靠度计算公式依次如下：
[0100] 对于BP板，其可靠度为
[0101] 对于BST板，其可靠度为
[0102] 对于AFDX板，其可靠度为
[0103] 对于PS板，其可靠度为
[0104] 对于AIO板，其可靠度为
[0105] 对于DIO板，其可靠度为
[0106] 对于MBI板，其可靠度为
[0107] 对于CPU板，其可靠度为
[0108] 其中，第1次飞行任务期间系统各组成元件均为首次工作，因此数组History中各元素均等于1。当第1次飞行任务结束后，可能存在某些元件发生故障的情况，这些发生故障的元件需要被新元件替换掉，因此第2次飞行任务期间数组History中各元件的累计飞行次
数会存在不同的情况。这意味着第2次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第1次飞行期间
各元件的状态，以此类推，第3次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第2次飞行期间各元
件的状态…第250次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第249次飞行期间各元件的状态。
因此，系统第2次、第3次…第250次飞行任务期间，系统8个元件的服役时间可能是不同的。
数会存在不同的情况。这意味着第2次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第1次飞行期间
各元件的状态，以此类推，第3次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第2次飞行期间各元
件的状态…第250次飞行期间各元件累计飞行次数依赖于第249次飞行期间各元件的状态。
因此，系统第2次、第3次…第250次飞行任务期间，系统8个元件的服役时间可能是不同的。
[0109] 为对本实施例提出的方法作进一步详细说明，此处假设飞机在第n次飞行任务期间，数组History中各元素为：{History[1]＝100，History[2]＝50，History[3]＝70，
[0110] History[4]＝121，History[5]＝25，History[6]＝230，History[7]＝300，History[8]＝170}。将数组History中的8个元素依次代入8个元件的可靠度计算公式，得到
8个元件的可靠度依次是：
8个元件的可靠度依次是：
[0111]
[0112]
[0113]
[0114]
[0115]
[0116]
[0117]
[0118]
[0119] 步骤6，对于变量Simm,n，应用蒙特卡洛仿真直接抽样法，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统各组成元件在进行第n次飞行任务期间的状态：故障或正常。应用蒙特卡洛仿真直接抽样法确定各元件状态的实施过程如下：
[0120] 首先，对系统中各元件，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数U1～U[0,1]；
[0121] 其次，比较U1与在步骤5中计算得到的元件可靠度大小，当U1小于元件可靠度时，认为元件没有发生故障；否则认为元件发生了故障，需要在飞行任务结束后进行维修。
[0122] 应用matlab和C编程软件均能够产生服从[0,1]均匀分布的随机数。此处采用C编程软件进行随机数抽取。由于本实施例提出的方法基于随机抽样，因此每次抽样得到的随
机数可能不同，本步骤仅以一种可能的抽样结果为例对本发明提出的方法进行说明。
机数可能不同，本步骤仅以一种可能的抽样结果为例对本发明提出的方法进行说明。
[0123] 对系统中的8个元件分别抽取随机数，结果如下：
[0124] 对于BP板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.855281，小于BP板可靠度R1，R1＝0.992142235，故BP板正常工作；
[0125] 对于BST板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.359172，小于BST板可靠度R2，R2＝0.997382033，故BST板正常工作；
[0126] 对于AFDX板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.504725，小于AFDX板可靠度R3，R3＝0.996089904，故AFDX板正常工作；
[0127] 对于PS板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.997821，大于PS板可靠度R4，R4＝0.994941004，故PS板故障；
[0128] 对于AIO板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.495835，小于AIO板可靠度R5，R5＝0.998559988，故AIO板正常工作；
[0129] 对于DIO板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.993276，大于DIO板可靠度R6，R6＝0.987709967，故DIO板故障；
[0130] 对于MBI板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.0235603，小于MBI板可靠度R7，R7＝0.981042595，故MBI板正常工作；
[0131] 对于CPU板，随机抽取服从[0,1]均匀分布的随机数为0.736595，小于CPU板可靠度R8，R8＝0.980687542，故CPU板正常工作；
[0132] 步骤7，对于变量Simm,n，确定在第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统在进行第n次飞行任务期间的状态。所述系统的状态包括正常和故障两种。确定步骤1所述飞机电子系统的状态的实施方法具体如下：
[0133] 依据步骤6中已确认的各元件在飞机第n次飞行任务期间的状态，结合步骤1中的系统任务可靠性框图，确认第n次飞行任务期间系统的状态。若系统状态为故障，数组
Record中第n'个元素Record[n']自加1，n'＝n，以累计系统在第n次任务期间发生故障总次数。若系统状态为正常，则数组Record中第n'个元素Record[n']不发生变化。所述任务可靠性框图通常包含串联和并联两种基本结构。通过确认任务可靠性框图中各串联和并联结构
的状态：正常或故障，就能够判断出系统的状态。对于任务可靠性框图中的并联结构，若并联结构中所有元件故障，则并联结构失效或故障，否则，并联结构正常；对于任务可靠性框图中的串联结构，若串联系统中任意元件故障，则串联结构故障，否则串联结构正常。
Record中第n'个元素Record[n']自加1，n'＝n，以累计系统在第n次任务期间发生故障总次数。若系统状态为正常，则数组Record中第n'个元素Record[n']不发生变化。所述任务可靠性框图通常包含串联和并联两种基本结构。通过确认任务可靠性框图中各串联和并联结构
的状态：正常或故障，就能够判断出系统的状态。对于任务可靠性框图中的并联结构，若并联结构中所有元件故障，则并联结构失效或故障，否则，并联结构正常；对于任务可靠性框图中的串联结构，若串联系统中任意元件故障，则串联结构故障，否则串联结构正常。
[0134] 在本实施例中，图5为飞行控制计算机系统的任务可靠性框图。在图5所示的任务可靠性框图中，8个元件串联。对于图5所示的串联系统，仅存在由8个元件组成的串联结构，而不存在并联结构，当任意元件故障，则系统故障。根据步骤6可知，发生故障的元件有{第4个元件PS板、第6个元件DIO板}，这两个已故障元件必然会导致飞行控制计算机故障。因此，对于数组Record中n'个元素进行操作：
[0135] Record[n']＝Record[n']+1，n'＝n。
[0136] 步骤8，对于变量Simm,n，更新History数组中的所有元素。更新过程实施如下：
[0137] 若步骤1所述飞机电子系统中第i个元件正常，未发生故障，则对于History数组中第i个元素进行操作：History[i]＝History[i]+1，且1≤i≤Num'；若系统中第i个元件故
障，则将History数组中第i个元素重置为1，即进行赋值操作：History[i]＝1。
障，则将History数组中第i个元素重置为1，即进行赋值操作：History[i]＝1。
[0138] 由步骤6可知，第n次飞行任务期间未发生故障元件有{第1个元件BP板、第2个元件BST板、第3个元件AFDX板、第5个元件AIO板、第7个元件MBI板、第8个元件CPU板}，这些元件需在History数组中对应数据基础上再增加1，即进行累加操作History[1]＝History[1]+
1、History[2]＝History[2]+1、History[3]＝History[3]+1、History[5]＝History[5]+1、History[7]＝History[7]+1、History[8]＝History[8]+1。
1、History[2]＝History[2]+1、History[3]＝History[3]+1、History[5]＝History[5]+1、History[7]＝History[7]+1、History[8]＝History[8]+1。
[0139] 由步骤6可知，第n次飞行任务期间故障元件有{第4个元件PS板、第6个元件DIO板}，这两个元件的飞行次数需在History数组中对应位置重置为1，即进行重置操作
History[4]＝1、History[6]＝1。
History[4]＝1、History[6]＝1。
[0140] 步骤9，重复步骤4～8，完成对步骤1所述的飞机电子系统的M次仿真。具体实施步骤如下：
[0141] ①对Simm,n中的n自加1：n＝n+1。若n
[0142] ②对Simm,n中的m自加1：m＝m+1。若m
[0143] 在对步骤1所述的飞机电子系统的第m次仿真中，通过步骤5～8完成对所述飞机电子系统的第n次飞行任务的仿真，1≤n≤N。对步骤1所述的飞机电子系统在[0,NΔt]时间区间内的仿真包括对该飞机电子系统第1个次飞行任务、第2个次飞行任务…第N次飞行任务
的仿真。将步骤5～8循环N次，才能够完成对步骤1所述飞机电子系统在[0,3000h]内[0,NΔt]时间区间内的仿真。Simm,n中的n表示了第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务。当第n次飞行任务结束后，就需要对n进行第n+1次仿真，因此需要对n进行自加，当n自加后，判断n与N+1的大小。当n间范围，第m次仿真结束。即步骤9中的步骤①通过对n与N+1大小的比较完成了对m次仿真是否结束的判断。进一步的，当对步骤1所述飞机电子系统的第m次仿真结束后，就需要进行第m+1次仿真，因此需要对m进行自加，当m自加后，判断m与M+1的大小。当mHistory进行初始化操作；否则，表明仿真次数m达到了设定的仿真截止次数M，结束仿真，转到步骤10对Record数组进行统计。
的仿真。将步骤5～8循环N次，才能够完成对步骤1所述飞机电子系统在[0,3000h]内[0,NΔt]时间区间内的仿真。Simm,n中的n表示了第m次仿真过程中，步骤1所述的飞机电子系统正在执行第n次任务。当第n次飞行任务结束后，就需要对n进行第n+1次仿真，因此需要对n进行自加，当n自加后，判断n与N+1的大小。当n
[0144] 对于步骤1所述的飞机电子系统的M次仿真，每次仿真包括对飞机电子系统进行第1次、第2次…第N次飞行任务的仿真。也就是说，在对步骤1所述的飞机电子进行第m次仿真时，在进行步骤4所述的初始化操作后，通过对步骤5-8重复N次，就可完成仿真历程Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N。换句话说，仿真历程Simm,1、Simm,2、Simm,3…Simm,N构成对步骤1所述的飞机电子系统的第m次仿真。同时，对步骤4所述的仿真初始化操作执行M次，意味着步骤5～
8被执行了M·N次。
8被执行了M·N次。
[0145] 综上，通过步骤9所述的操作可依次完成图1所示的仿真历程：{Sim1,1、Sim1,2、Sim1,3…Sim1,N}、{Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,N}、{Sim3,1、Sim3,2、Sim3,3…Sim3,N}…{SimM,1、SimM,2、SimM,3…SimM,N}。
[0146] 在本实施例中，对飞行控制计算机系统进行一次仿真包括对该系统执行第1个次飞行任务、第2个次飞行任务…第250次飞行任务的仿真，所述仿真指的是对飞行控制计算
机系统及其组成元件状态变化的仿真。在对飞行控制计算机系统进行第m次仿真时，通过步骤9中的步骤①可完成对飞行控制计算机系统在执行第1次飞行任务、第2个次飞行任务…
第250次飞行任务的仿真控制。具体而言，当n<251时，需要转到步骤5，对飞行控制计算机系统进行接下来的一次飞行任务的仿真；否则，表明在对飞行控制计算机进行第m次仿真时，已完成了对其进行第1次飞行任务、第2次飞行任务…第250次飞行任务的仿真，第m次仿真
任务结束了，需要进入步骤9中的步骤②，进行第m+1次仿真，即对m进行自加1。进一步的，若m<20001，则说明仿真次数还未超出设定的最大仿真次数M＝20000，可进行下一次仿真；否则，表明第m次仿真已达到设定的最大仿真次数M＝20000，仿真结束，需要进入到步骤10，对数组Record进行统计。也就是说，通过步骤9所述的可依次完成对本实施例中飞行控制计算机系统如图1所示的仿真历程：{Sim1,1、Sim1,2、Sim1,3…Sim1,250}、{Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,250}、{Sim3,1、Sim3,2、Sim3,3…Sim3,250}…{Sim20000,1、Sim20000,2、Sim20000,3…Sim20000,250}。
机系统及其组成元件状态变化的仿真。在对飞行控制计算机系统进行第m次仿真时，通过步骤9中的步骤①可完成对飞行控制计算机系统在执行第1次飞行任务、第2个次飞行任务…
第250次飞行任务的仿真控制。具体而言，当n<251时，需要转到步骤5，对飞行控制计算机系统进行接下来的一次飞行任务的仿真；否则，表明在对飞行控制计算机进行第m次仿真时，已完成了对其进行第1次飞行任务、第2次飞行任务…第250次飞行任务的仿真，第m次仿真
任务结束了，需要进入步骤9中的步骤②，进行第m+1次仿真，即对m进行自加1。进一步的，若m<20001，则说明仿真次数还未超出设定的最大仿真次数M＝20000，可进行下一次仿真；否则，表明第m次仿真已达到设定的最大仿真次数M＝20000，仿真结束，需要进入到步骤10，对数组Record进行统计。也就是说，通过步骤9所述的可依次完成对本实施例中飞行控制计算机系统如图1所示的仿真历程：{Sim1,1、Sim1,2、Sim1,3…Sim1,250}、{Sim2,1、Sim2,2、Sim2,3…Sim2,250}、{Sim3,1、Sim3,2、Sim3,3…Sim3,250}…{Sim20000,1、Sim20000,2、Sim20000,3…Sim20000,250}。
[0147] 本发明提出的方法基于随机抽样，因此通过步骤1～9，不同分析者最终得到的Record数组中各元素值会略有差异。但依据大数定理，随着仿真次数M的增大，即使每次实施完步骤1～9获得的Record数组存在差异，但各次得到的Record数组中各元素值将围绕常
值波动。在本实施例中，通过步骤1～9，下面给出M＝20000时，Record数组存在的仿真结果。
值波动。在本实施例中，通过步骤1～9，下面给出M＝20000时，Record数组存在的仿真结果。
[0148] Record数组中包含的250个元素依次是{11、22、30、54、53、70、74、77、104、106、125、132、136、114、153、165、167、167、197、204、249、237、221、232、292、258、260、282、297、
292、288、328、326、321、327、310、375、422、380、366、391、420、425、417、467、448、501、489、
485、497、488、511、489、509、487、544、547、586、603、554、595、598、567、605、573、617、646、
656、615、626、621、669、641、645、662、709、695、723、689、686、711、718、703、706、787、758、
767、728、759、777、746、777、766、808、817、803、833、818、827、813、789、849、816、801、866、
858、851、873、889、840、813、868、873、864、899、862、858、839、941、918、938、911、955、856、
894、911、906、965、931、944、936、893、947、964、934、966、958、977、941、966、969、910、975、
947、998、960、961、994、925、994、932、998、981、986、1005、1001、971、1045、938、949、971、
1032、1004、952、986、1063、958、992、1002、1034、977、1005、1015、957、1001、1054、1021、
1020、981、962、989、980、981、1023、1044、1074、987、1019、970、1015、1050、1007、1059、
1042、974、1029、1003、1001、980、1014、1006、1020、955、993、1006、981、1009、1025、1048、
1008、1054、1089、1048、967、1005、989、1005、1003、1009、1073、993、993、996、1041、1015、
1044、986、977、1023、993、967、1008、1023、1005、1043、1027、1040、1004、1045、925、990、
1035、1015、1060、975、1025、1006、1018、953、945}
292、288、328、326、321、327、310、375、422、380、366、391、420、425、417、467、448、501、489、
485、497、488、511、489、509、487、544、547、586、603、554、595、598、567、605、573、617、646、
656、615、626、621、669、641、645、662、709、695、723、689、686、711、718、703、706、787、758、
767、728、759、777、746、777、766、808、817、803、833、818、827、813、789、849、816、801、866、
858、851、873、889、840、813、868、873、864、899、862、858、839、941、918、938、911、955、856、
894、911、906、965、931、944、936、893、947、964、934、966、958、977、941、966、969、910、975、
947、998、960、961、994、925、994、932、998、981、986、1005、1001、971、1045、938、949、971、
1032、1004、952、986、1063、958、992、1002、1034、977、1005、1015、957、1001、1054、1021、
1020、981、962、989、980、981、1023、1044、1074、987、1019、970、1015、1050、1007、1059、
1042、974、1029、1003、1001、980、1014、1006、1020、955、993、1006、981、1009、1025、1048、
1008、1054、1089、1048、967、1005、989、1005、1003、1009、1073、993、993、996、1041、1015、
1044、986、977、1023、993、967、1008、1023、1005、1043、1027、1040、1004、1045、925、990、
1035、1015、1060、975、1025、1006、1018、953、945}
[0149] 步骤10，对数组Record进行统计分析。根据系统在1Δt、2Δt…nΔt…NΔt时刻发生故障的总次数Record[1]、Record[2]…Record[n]…Record[N]，依次计算步骤1所述的飞机电子系统在nΔt时刻的可靠度，可靠度计算公式为1.0-Record[n]/M，1≤n≤N。其中，n表示步骤1所述的飞机电子系统执行第n次飞行任务，且第n个飞行任务对应的时刻为nΔt。除此之外，步骤1所述飞机电子系统在0时刻未开始服役时，其任务可靠度为1.0。依时间顺序0、1Δt、2Δt…nΔt…NΔt，连接这N+1个时刻的系统任务可靠度，得到步骤1所述飞机电子系统在[0,NΔt]时间区间内的任务可靠度曲线。
[0150] 在本实施例中，根据步骤9计算得到的飞行控制计算机系统在1Δt、2Δt…250Δt时刻发生故障的总次数Record[1]、Record[2]…Record[250]，依次计算飞行控制计算机系统在以上250个时刻的任务可靠度：1.0-Record[n]/M，且1≤n≤250，M＝20000，结果依次为{0.99945、0.9989、0.9985、0.9973、0.99735、0.9965、0.9963、0.99615、0.9948、0.9947、
0.99375、0.9934、0.9932、0.9943、0.99235、0.99175、0.99165、0.99165、0.99015、0.9898、
0.98755、0.98815、0.98895、0.9884、0.9854、0.9871、0.987、0.9859、0.98515、0.9854、
0.9856、0.9836、0.9837、0.98395、0.98365、0.9845、0.98125、0.9789、0.981、0.9817、
0.98045、0.979、0.97875、0.97915、0.97665、0.9776、0.97495、0.97555、0.97575、0.97515、
0.9756、0.97445、0.97555、0.97455、0.97565、0.9728、0.97265、0.9707、0.96985、0.9723、
0.97025、0.9701、0.97165、0.96975、0.97135、0.96915、0.9677、0.9672、0.96925、0.9687、
0.96895、0.96655、0.96795、0.96775、0.9669、0.96455、0.96525、0.96385、0.96555、
0.9657、0.96445、0.9641、0.96485、0.9647、0.96065、0.9621、0.96165、0.9636、0.96205、
0.96115、0.9627、0.96115、0.9617、0.9596、0.95915、0.95985、0.95835、0.9591、0.95865、
0.95935、0.96055、0.95755、0.9592、0.95995、0.9567、0.9571、0.95745、0.95635、0.95555、
0.958、0.95935、0.9566、0.95635、0.9568、0.95505、0.9569、0.9571、0.95805、0.95295、
0.9541、0.9531、0.95445、0.95225、0.9572、0.9553、0.95445、0.9547、0.95175、0.95345、
0.9528、0.9532、0.95535、0.95265、0.9518、0.9533、0.9517、0.9521、0.95115、0.95295、
0.9517、0.95155、0.9545、0.95125、0.95265、0.9501、0.952、0.95195、0.9503、0.95375、
0.9503、0.9534、0.9501、0.95095、0.9507、0.94975、0.94995、0.95145、0.94775、0.9531、
0.95255、0.95145、0.9484、0.9498、0.9524、0.9507、0.94685、0.9521、0.9504、0.9499、
0.9483、0.95115、0.94975、0.94925、0.95215、0.94995、0.9473、0.94895、0.949、0.95095、
0.9519、0.95055、0.951、0.95095、0.94885、0.9478、0.9463、0.95065、0.94905、0.9515、
0.94925、0.9475、0.94965、0.94705、0.9479、0.9513、0.94855、0.94985、0.94995、0.951、
0.9493、0.9497、0.949、0.95225、0.95035、0.9497、0.95095、0.94955、0.94875、0.9476、
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0.97025、0.9701、0.97165、0.96975、0.97135、0.96915、0.9677、0.9672、0.96925、0.9687、
0.96895、0.96655、0.96795、0.96775、0.9669、0.96455、0.96525、0.96385、0.96555、
0.9657、0.96445、0.9641、0.96485、0.9647、0.96065、0.9621、0.96165、0.9636、0.96205、
0.96115、0.9627、0.96115、0.9617、0.9596、0.95915、0.95985、0.95835、0.9591、0.95865、
0.95935、0.96055、0.95755、0.9592、0.95995、0.9567、0.9571、0.95745、0.95635、0.95555、
0.958、0.95935、0.9566、0.95635、0.9568、0.95505、0.9569、0.9571、0.95805、0.95295、
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0.9503、0.9534、0.9501、0.95095、0.9507、0.94975、0.94995、0.95145、0.94775、0.9531、
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0.9493、0.9497、0.949、0.95225、0.95035、0.9497、0.95095、0.94955、0.94875、0.9476、
0.9496、0.9473、0.94555、0.9476、0.95165、0.94975、0.95055、0.94975、0.94985、0.94955、
0.94635、0.95035、0.95035、0.9502、0.94795、0.94925、0.9478、0.9507、0.95115、0.94885、
0.95035、0.95165、0.9496、0.94885、0.94975、0.94785、0.94865、0.948、0.9498、0.94775、
0.95375、0.9505、0.94825、0.94925、0.947、0.95125、0.94875、0.9497、0.9491、0.95235、
0.95275}
[0151] 除此之外，系统在0时刻未开始服役时，其任务可靠度为1.0。依时间顺序0、1Δt、2Δt…250Δt，连接这251个时刻对应的系统任务可靠度，得到飞机电子系统在寿命周期[0,250Δt]内的任务可靠度曲线，见图6。图6中，横坐标均表示飞行任务次数，纵坐标均表示飞行控制计算机的任务可靠度。
[0152] 至此，完成了对某型机的电子系统任务可靠度的仿真计算。
[0153] 从图6所示曲线可看出，随着飞行任务次数由1开始增多，系统任务可靠度随之降低；但当飞行次数累积达到150次时，系统任务可靠度开始趋于稳定值0.95，并随着飞行次数的继续增大，任务可靠度围绕0.95略有波动。
[0154] 为了验证本发明方法的优越性，此处应用背景技术部分中提到的两种已有方法计算实施例中的飞行控制计算机任务可靠度。
[0155] 方法1：以系统首飞任务可靠度作为以后其它各次飞行任务的可靠度。作为串联系统，该飞行控制计算机的故障率 其任务可靠度计算公式为R(t)＝e
-λt。将t＝Δt＝6代入计算公式可得R＝0.999481，也即第2次、第3次…以后各次飞行时系统的任务可靠度。
-λt。将t＝Δt＝6代入计算公式可得R＝0.999481，也即第2次、第3次…以后各次飞行时系统的任务可靠度。
[0156] 方法2：将t＝Δt,2Δt，3Δt…依次代入系统任务可靠度计算公式R(t)＝e-λt中，可得系统在各次飞行期间的任务可靠度。将各次任务可靠度依时间顺序连接起来，可获得系统随时间变化的任务可靠度曲线，见图7。图7中，横坐标均表示飞行任务次数，纵坐标均表示飞行控制计算机的任务可靠度。对图7曲线进行积分 可获得飞行控制计算
机平均寿命T＝11558小时，约合1926次飞行。
机平均寿命T＝11558小时，约合1926次飞行。
[0157] 通过方法1获得的任务可靠度为常值，并未考虑电子元器件随时间推移故障概率会发生变化这一事实，因此与工程实践不符；方法2虽然考虑到了电子元器件故障概率随时间变化这一事实，但未考虑替换式维修这一实际情况。通过方法2获得的系统任务可靠度曲线降速很快，当累计飞行次数为450时，飞行控制计算机系统的任务可靠为
系统任务可靠度就已经降到0.8以下，并随着时间继续推移，系统任
务可靠度最终趋于0。任务可靠度的快速下降使得系统平均寿命大幅度降低，应用方法2获
得的飞行控制计算机平均寿命为1926次的平均6小时飞行。事实上，在替换式维修下，工程人员认为电子系统的寿命是无穷的。而通过方法2获得的系统平均寿命很小，与工程实践严重不符。事实上对于一个由多个元件集成的系统，当其中任何一个元件故障后，若都被及时以新等价元件替换掉，而不是在原故障元件基础上继续维修后使用，这样故障与替换式维
修的交替发生作为一种随机过程，随着时间的推移会达到一种稳态，相应的系统任务可靠
度也将趋于一个不为0的常值。因此这个系统是永远不会报废的，其寿命无穷。相比之下，通过本发明提出的方法获得的任务可靠度曲线更符合工程实际情况，见图6。
系统任务可靠度就已经降到0.8以下，并随着时间继续推移，系统任
务可靠度最终趋于0。任务可靠度的快速下降使得系统平均寿命大幅度降低，应用方法2获
得的飞行控制计算机平均寿命为1926次的平均6小时飞行。事实上，在替换式维修下，工程人员认为电子系统的寿命是无穷的。而通过方法2获得的系统平均寿命很小，与工程实践严重不符。事实上对于一个由多个元件集成的系统，当其中任何一个元件故障后，若都被及时以新等价元件替换掉，而不是在原故障元件基础上继续维修后使用，这样故障与替换式维
修的交替发生作为一种随机过程，随着时间的推移会达到一种稳态，相应的系统任务可靠
度也将趋于一个不为0的常值。因此这个系统是永远不会报废的，其寿命无穷。相比之下，通过本发明提出的方法获得的任务可靠度曲线更符合工程实际情况，见图6。
[0158] 通过分析对比3种方法获得的系统任务可靠度结果可知，本发明提出的方法有效结合了飞机电子系统维修实践，可反映飞机电子系统在维修实践中采用新元件替换已损坏
或故障元件的事实，正确反映了飞机电子系统寿命周期内元件及系统状态变化的真实情
况，计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
或故障元件的事实，正确反映了飞机电子系统寿命周期内元件及系统状态变化的真实情
况，计算得到的系统任务可靠度更具工程参考性。
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