一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法
【專利摘要】一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，在考慮飛機(jī)電子系統(tǒng)替換式維修方案的情況下，系統(tǒng)及其元件狀態(tài)隨時間變化的仿真方法，具體包括第1次飛行任務(wù)、第2次飛行任務(wù)…第N次飛行任務(wù)執(zhí)行期間元件及系統(tǒng)狀態(tài)變化的仿真實(shí)施步驟。本發(fā)明反映飛機(jī)電子系統(tǒng)在維修實(shí)踐中以新元件替換已故障元件的事實(shí)，使得計算得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度更具工程參考性和應(yīng)用價值，具有廣泛的應(yīng)用前景。
【專利說明】
一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于工程系統(tǒng)可靠性分析領(lǐng)域，具體涉及一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠 度的仿真方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 任務(wù)可靠性是系統(tǒng)或復(fù)雜設(shè)備的重要性能指標(biāo)。系統(tǒng)壽命周期內(nèi)對任務(wù)可靠度的 評估是維修工程領(lǐng)域選擇維修方案、確定最佳維修時間、降級維修成本的關(guān)鍵。
[0003] 任何飛行器都有離地升空的過程，除了一次性使用的火箭導(dǎo)彈和不需要回收的航 天器之外，絕大部分飛行器都有著落或回收階段。其中，飛機(jī)各系統(tǒng)更是要在落地之后進(jìn)行 檢修和維護(hù)。
[0004] 飛機(jī)的檢修和維護(hù)，是指對飛機(jī)各組成元件進(jìn)行健康檢查，然后對使用到規(guī)定時 限或出現(xiàn)損傷的飛機(jī)組成元件進(jìn)行的恢復(fù)其規(guī)定技術(shù)狀態(tài)的各種技術(shù)活動，又稱修復(fù)。工 程實(shí)踐中，修復(fù)主要包括兩種形式:①在已損傷或不合格的元件基礎(chǔ)上對其進(jìn)行修補(bǔ)維護(hù)， 達(dá)到維修如舊的目的；②用新的相同替用件替換已損傷或不合格的元件，達(dá)到維修如新的 目的。其中，飛機(jī)電子系統(tǒng)一般采用第二種修復(fù)方式。
[0005]目前工程上對飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行任務(wù)可靠度評估時，僅計算系統(tǒng)首飛任務(wù)可靠 度，并將其作為以后其它各次飛行任務(wù)的可靠度，將這種僅計算系統(tǒng)首飛任務(wù)可靠度的方 式簡稱方法1。那么，對于不同次飛行任務(wù)，電子系統(tǒng)的任務(wù)可靠度相等。例如，某飛機(jī)第1次 飛行與第5000次飛行的任務(wù)可靠度相等。顯然，目前存在的評估方法違背了工程實(shí)踐:隨著 系統(tǒng)服役時間的推進(jìn)，電子元器件存在損耗等現(xiàn)象，電子系統(tǒng)的任務(wù)可靠度必然隨時間變 化。而現(xiàn)有的僅計算系統(tǒng)首飛任務(wù)可靠度的方式并未考慮系統(tǒng)的服役時間。
[0006] 考慮系統(tǒng)服役時間因素后，目前理論上存在一種直接計算方法，該計算方法可用 于評估系統(tǒng)在壽命周期內(nèi)的任務(wù)可靠度，該直接計算方法簡稱方法2,可參考文獻(xiàn)Trivedi K S,Hunter S1Garg S,et al.Reliability analysis techniques explored through a communication network exmple。在方法2中，首先，在系統(tǒng)各組成元件可靠度函數(shù)R(t)已 知情況下，通過將時間參數(shù)t = T代入函數(shù)R(t)中，計算T時刻下各元件的可靠度R(T);其次， 通過元件與系統(tǒng)的關(guān)系模型，例如可靠性框圖、故障樹等模型，計算時刻T下系統(tǒng)的任務(wù)可 靠度;然后，采用同樣的計算方法，計算多個時間參數(shù)下系統(tǒng)的任務(wù)可靠度;最后，將多個時 間參數(shù)下對應(yīng)的任務(wù)可靠度依時間順序連線，以獲得系統(tǒng)全壽命周期下的任務(wù)可靠度曲 線。隨著時間的推移，通過方法2獲得的飛機(jī)電子系統(tǒng)可靠度曲線降速很快。一般的，當(dāng)電子 系統(tǒng)服役時間達(dá)到5000h時，系統(tǒng)可靠度就會降到0.8以下，與工程實(shí)踐嚴(yán)重不符。
[0007] 方法2所得結(jié)果與工程實(shí)踐嚴(yán)重不符的根本原因在于并未考慮系統(tǒng)組成元件的可 維修性一一飛機(jī)每次結(jié)束飛行任務(wù)時，維修人員均要對其進(jìn)行檢修。前面提到，對于已損壞 或不合格的電子元器件需要被新的元器件替代。這樣，在飛機(jī)電子系統(tǒng)中，每個元件的服役 時間可能不同，且一定等于系統(tǒng)服役時間。例如，對于由一個兩個電子元件組成的簡單串聯(lián) 系統(tǒng)，第1次飛行任務(wù)后，元件1故障，元件2完好;維修時，元件1被替換，元件2僅需簡單保養(yǎng) 甚至不進(jìn)行任何維護(hù);那么，在執(zhí)行第2次任務(wù)時，雖然串聯(lián)系統(tǒng)的已服役時間為1次飛行任 務(wù)，而元件1的服役時間為0,元件2的服役時間為1次飛行任務(wù)。這意味著，系統(tǒng)服役時間并 不能代表所有組成元件的服役時間，各組成元件的服役時間必然小于或等于系統(tǒng)服役時 間。因此，對于同一系統(tǒng)，各組成元件服役時間的不同導(dǎo)致不能簡單的將系統(tǒng)服役時間參數(shù) 代入各元件的可靠度函數(shù)R(t)中，以計算系統(tǒng)任務(wù)可靠度。此時，方法2失效，且利用直接計 算得到的系統(tǒng)可靠度必然小于等于系統(tǒng)可靠度的真實(shí)情況。
[0008] 綜上，工程實(shí)踐中采用的電子系統(tǒng)可靠度分析法(方法1)及理論上存在的直接計 算法(方法2)均不能正確反映飛機(jī)電子系統(tǒng)可靠度隨時間變化的真實(shí)情況，通過兩種方法 分析得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度與真實(shí)情況差別很大。因此，需尋求一種在考慮飛機(jī)電子系統(tǒng) 維修實(shí)踐后，飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度隨時間變化的計算方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不能正確反映飛機(jī)電子系統(tǒng)可靠度隨時間變化的真實(shí) 情況的不足，本發(fā)明提出了一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法。
[0010] 本發(fā)明的具體過程是：
[0011] 步驟1，確定通過建模得到的飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖中的元件個數(shù)Num，并 為每個元件編號。
[0012] 步驟2,建立仿真參數(shù)：
[0013]所述建立的仿真參數(shù)是指：
[0014] ①步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)平均執(zhí)行一次飛行任務(wù)所需的時間△ t;
[0015] ②步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N;所述執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N>0;
[0016] ③對步驟1中所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行的仿真次數(shù)Μ;所述仿真次數(shù)M>0。
[0017] 對于M次仿真中的各次仿真，每次仿真結(jié)束的時間為N △ t，即各次仿真的時間范圍 為[0，ΝΔ t]。
[0018] 步驟3，建立仿真過程中的數(shù)據(jù)記錄數(shù)組及變量：
[0019] 具體過程是：
[0020] I建立記錄仿真歷程的變量Simm,n，并初始化m=l，n = l。所述Simm,n中的Sim表示仿 真simulate，而Sink, n中的m表示對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在進(jìn)行第m次仿真，Sink, n中 的η表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次任務(wù)，l<m<M，l<n<N。也就是說，變量 Simm,n中存在兩個變量m和n，m和η共同表達(dá)的含義為:在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行 第m次仿真時，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次飛行任務(wù)。
[0021] Π 建立一維數(shù)組Record[N']，初始化數(shù)組中各元素為0，Ν'為數(shù)組Record的大小， 且Ν' =N。其中，數(shù)組Record中第j個元素 Record[ j]，用于累計從0至IjM次仿真過程中，步驟1 中所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在第j次飛行任務(wù)期間發(fā)生的故障次數(shù)，1彡j彡Ν'。即Re C〇rd[j]用 于累計步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在經(jīng)歷仿真歷程3;[1]11,」、5;[1]12,』、3;[1]13,』'"3;[11?,』時，步驟1所 述的飛機(jī)電子系統(tǒng)發(fā)生故障的次數(shù)。
[0022] ΙΠ 建立一維數(shù)組History[Num' ]，Num'為數(shù)組History的大小，且Num' =Num。對于M 次仿真中的各次仿真，數(shù)組History用于記錄步驟1中所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件的累計 飛行次數(shù)，累計飛行次數(shù)代表了元件服役的時間。
[0023]步驟4,對變量進(jìn)行初始化：
[0024] 對于變量Sink,n，設(shè)置n = l;設(shè)置數(shù)組History中各元素為1。
[0025] 設(shè)置n=l，表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第1次飛行任務(wù)；當(dāng)飛機(jī)電子系統(tǒng) 執(zhí)行第1次飛行任務(wù)時，飛機(jī)電子系統(tǒng)的各組成元件是全新的，因此設(shè)置History中各元素 設(shè)置為1，表示步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件均第1次執(zhí)行飛行任務(wù)。
[0026]步驟5,計算各組成元件的可靠度：
[0027] 所述計算各組成元件的可靠度是指飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn)行第η次飛行任務(wù)時系統(tǒng)各 組成元件在第m次仿真中的可靠度。
[0028] 所述各組成元件的可靠度計算方法如下：
[0029] 依據(jù)系統(tǒng)各組成元件可靠度分布R(t)，將各元件服役時間分別代入各自可靠度分 布R(t)中，計算出各元件在步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)運(yùn)行時刻n At時的可靠度。其中，第i個 元件的服役時間從數(shù)組把81：(^7中第;[個元素獲得，服役時間為八1：?!^81：(^7[;[]，1<;[< Num '。
[0030] 步驟6,確定各元件狀態(tài)：
[0031]對于變量Simm,n，應(yīng)用蒙特卡洛仿真直接抽樣法，確定在第m次仿真過程中，步驟1 所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件在進(jìn)行第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài):故障或正常。應(yīng)用蒙特 卡洛仿真直接抽樣法確定各元件狀態(tài)的實(shí)施過程如下：
[0032]首先，對系統(tǒng)中各元件，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)U1~U[0，1 ];
[0033]其次，比較山與在步驟5中計算得到的元件可靠度大小，當(dāng)U1小于元件可靠度時，認(rèn) 為元件沒有發(fā)生故障；否則認(rèn)為元件發(fā)生了故障，需要在飛行任務(wù)結(jié)束后進(jìn)行維修。
[0034]步驟7,確定飛機(jī)電子系統(tǒng)的狀態(tài)
[0035] 對于變量Simm,n，確定在第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn)行第η 次飛行任務(wù)期間的狀態(tài)。所述系統(tǒng)的狀態(tài)包括正常和故障兩種。確定步驟1所述飛機(jī)電子系 統(tǒng)的狀態(tài)的具體過程如下：
[0036] 依據(jù)步驟6中已確認(rèn)的各元件在飛機(jī)第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài)，結(jié)合步驟1中的 系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖，確認(rèn)第η次飛行任務(wù)期間系統(tǒng)的狀態(tài)。若系統(tǒng)狀態(tài)為故障，數(shù)組 Record中第η'個元素 Record[n' ]自加 I，η' =η，以累計系統(tǒng)在第η次任務(wù)期間發(fā)生故障總次 數(shù)。若系統(tǒng)狀態(tài)為正常，則數(shù)組Record中第η '個元素 Record[n ' ]不發(fā)生變化。
[0037] 所述任務(wù)可靠性框圖通常包含串聯(lián)和并聯(lián)兩種基本結(jié)構(gòu)。通過確認(rèn)任務(wù)可靠性框 圖中各串聯(lián)和并聯(lián)結(jié)構(gòu)的狀態(tài):正?；蚬收?，就能夠判斷出系統(tǒng)的狀態(tài)。對于任務(wù)可靠性框 圖中的并聯(lián)結(jié)構(gòu)，若并聯(lián)結(jié)構(gòu)中所有元件故障，則并聯(lián)結(jié)構(gòu)失效或故障，否則，并聯(lián)結(jié)構(gòu)正 常;對于任務(wù)可靠性框圖中的串聯(lián)結(jié)構(gòu)，若串聯(lián)系統(tǒng)中任意元件故障，則串聯(lián)結(jié)構(gòu)故障，否 則串聯(lián)結(jié)構(gòu)正常。
[0038] 步驟8，更新History數(shù)組中的所有元素：
[0039]對于變量Simm,n，更新History數(shù)組中的所有元素。更新過程實(shí)施如下：
[0040]若步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)中第i個元件正常，未發(fā)生故障，則對于History數(shù)組中 第i個元素進(jìn)行操作:History[i] =History[i] + l，且Ki彡Num' ；若系統(tǒng)中第i個元件故 障，則將History數(shù)組中第i個元素重置為1，即進(jìn)行賦值操作:History[i] = 1。
[0041]步驟9,重復(fù)步驟4~8,完成對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的M次仿真。具體實(shí)施步 驟如下：
[0042] 1對5;[1]1111,11中的11自加1:11 = 11+1。若11〈肝1，轉(zhuǎn)到步驟5;
[0043] Π 對Sink, η中的m自加 I: m=m+1。若m〈M+1，則轉(zhuǎn)到步驟4，否則轉(zhuǎn)到步驟10;
[0044] 在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真中，通過步驟5~8完成對所述飛機(jī)電 子系統(tǒng)的第η次飛行任務(wù)的仿真，1<η<Ν。對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，NAt]時間區(qū) 間內(nèi)的仿真包括對該飛機(jī)電子系統(tǒng)第1個次飛行任務(wù)、第2個次飛行任務(wù)…第N次飛行任務(wù) 的仿真。將步驟5~8循環(huán)N次，才能夠完成對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，3000h]內(nèi)[0，Ν Δ t]時間區(qū)間內(nèi)的仿真。Simm,n中的η表示了第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正 在執(zhí)行第η次任務(wù)。當(dāng)?shù)讦谴物w行任務(wù)結(jié)束后，就需要對η進(jìn)行第n+1次仿真，因此需要對η進(jìn) 行自加，當(dāng)η自加后，判斷η與N+1的大小。當(dāng)n〈N+1時，表明需要在m次仿真中，繼續(xù)進(jìn)行對飛 機(jī)執(zhí)行接下來的一次任務(wù)的仿真；否則，表明接下來進(jìn)行的仿真已超出[0，N At]的時間區(qū) 間范圍，第m次仿真結(jié)束。當(dāng)對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真結(jié)束后，就需要進(jìn)行第m +1次仿真，因此需要對m進(jìn)行自加，當(dāng)m自加后，判斷m與M+1的大小。當(dāng)m〈M+1，表明仿真次數(shù)m 未達(dá)到設(shè)定的仿真截止次數(shù)M，需進(jìn)行下一次新的仿真，轉(zhuǎn)到步驟4對仿真數(shù)據(jù)η和數(shù)組 Hi story進(jìn)行初始化操作;否則，表明仿真次數(shù)m達(dá)到了設(shè)定的仿真截止次數(shù)M，結(jié)束仿真，轉(zhuǎn) 到步驟10對Record數(shù)組進(jìn)行統(tǒng)計。
[0045] 步驟10,對數(shù)組Record進(jìn)行統(tǒng)計分析。根據(jù)系統(tǒng)在1 Δ t、2 Δ ?···η Δ ?···ΝΔ t時刻發(fā) 生故障的總次數(shù)Record[l]、Record[2]'"Record[n]…Record[N]，依次計算步驟1所述的飛 機(jī)電子系統(tǒng)在η Δ t時刻的可靠度，可靠度計算公式為I .〇-Record[n]/M，Kn彡N。其中，η表 示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第η次飛行任務(wù)，且第η個飛行任務(wù)對應(yīng)的時刻為n At。除 此之外，步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在0時刻未開始服役時，其任務(wù)可靠度為1.0。依時間順序 0、1 Δ t、2 △ ?···η Δ ?···ΝΔ t，連接這N+1個時刻的系統(tǒng)任務(wù)可靠度，得到步驟1所述飛機(jī)電子 系統(tǒng)在[0，NAt]時間區(qū)間內(nèi)的任務(wù)可靠度曲線。
[0046] 至此，完成了對某型機(jī)的電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真計算。
[0047] 本發(fā)明在結(jié)合飛機(jī)電子系統(tǒng)維修實(shí)際情況的基礎(chǔ)上，結(jié)合蒙特卡洛抽樣方法，提 供一種隨時間變化計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的方法。該方法可反映飛機(jī)電子系統(tǒng)在維 修實(shí)踐中以新元件替換已故障元件的事實(shí)，使得計算得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度更具工程參考 性和應(yīng)用價值。
[0048] 本發(fā)明核心是:在考慮飛機(jī)電子系統(tǒng)替換式維修方案的情況下，系統(tǒng)及其元件狀 態(tài)隨時間變化的仿真方法，具體包括第1次飛行任務(wù)、第2次飛行任務(wù)…第N次飛行任務(wù)執(zhí)行 期間元件及系統(tǒng)狀態(tài)變化的仿真實(shí)施步驟。
[0049] 本發(fā)明提出的方法實(shí)質(zhì)包括了兩層循環(huán)，外層循環(huán)完成對仿真次數(shù)的控制，內(nèi)層 循環(huán)完成對任務(wù)執(zhí)行次數(shù)的控制。內(nèi)層循環(huán)每執(zhí)行一次，例如第η次，代表了對系統(tǒng)第η次飛 行任務(wù)執(zhí)行情況的一次完整仿真，所述情況為系統(tǒng)及其組成元件狀態(tài)的變化；內(nèi)層循環(huán)每 執(zhí)行完N次，可完成了一次外層循環(huán)的執(zhí)行，也就構(gòu)成了對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，Ν At]時間區(qū)間內(nèi)元件及系統(tǒng)狀態(tài)變化的一次完整仿真。M和N分別代表了外層循環(huán)和內(nèi)層循 環(huán)結(jié)束的條件。其中，步驟5~8可完成一次內(nèi)層循環(huán)的執(zhí)行;執(zhí)行步驟5~8共N次，可完成一 次外層循環(huán)的執(zhí)行。
[0050] 相對現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的有益效果為：
[0051] (1)有效結(jié)合了飛機(jī)電子系統(tǒng)維修實(shí)踐，可反映飛機(jī)電子系統(tǒng)在維修實(shí)踐中采用 新元件替換已損壞或故障元件的事實(shí)，正確反映了飛機(jī)電子系統(tǒng)壽命周期內(nèi)元件及系統(tǒng)狀 態(tài)變化的真實(shí)情況，計算得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度更具工程參考性。
[0052]本發(fā)明提出的方法用到的一維數(shù)組History，用于記錄在役元件在飛機(jī)電子系統(tǒng) 在[0，NAt]時間區(qū)間內(nèi)的累計飛行次數(shù)，以真實(shí)反映各元件服役時間的不同。具體而言，由 于飛機(jī)電子系統(tǒng)采用的是替換式維修，即系統(tǒng)中的組成元件若故障了，則需采用新的等價 元件替換掉已故障的元件，因此對于同一個飛機(jī)電子系統(tǒng)，其組成元件的服役時間可以是 不同的。例如，對于一個已執(zhí)行10個飛行任務(wù)的飛機(jī)電子系統(tǒng)，存在某個元件在第9次飛行 任務(wù)時發(fā)生故障，而其余元件從飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第1次飛行任務(wù)起，就均未發(fā)生過故障。 根據(jù)飛機(jī)電子系統(tǒng)的維修實(shí)踐可知，在飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第10個飛行任務(wù)前，該已故障的 元件就必須被全新的等價元件替代掉，而其余未發(fā)生故障的元件則不需要被替換。因此該 飛機(jī)電子系統(tǒng)在執(zhí)行第10次飛行任務(wù)時，用于替換已故障元件的新元件才執(zhí)行第1次飛行 任務(wù)，而飛機(jī)電子系統(tǒng)中的其余元件執(zhí)行第10次飛行任務(wù)。從該例子可看出，對于同一個飛 機(jī)電子系統(tǒng)，其組成元件的服役時間可以是不同的。
[0053] 從本發(fā)明步驟8中可以看出，如果元件發(fā)生故障，則其飛行累積次數(shù)在History數(shù) 組中被重置為1，表示在仿真下次飛行任務(wù)時，該元件已經(jīng)被等價新元件替換掉，下次飛行 任務(wù)的執(zhí)行正是該全新元件的首次服役，故數(shù)組History中對應(yīng)元素置為1;對于未發(fā)生故 障的元件，則在原服役飛行次數(shù)基礎(chǔ)上累加1個飛行任務(wù)數(shù)，故數(shù)組History中對應(yīng)元素自 加1，以表示元件真實(shí)服役時間。在工程實(shí)踐中，對于已發(fā)生損壞或故障的電子元器件，是需 要被新元件替換掉的?？梢姡景l(fā)明提出的仿真方法與飛機(jī)電子系統(tǒng)的維修實(shí)踐完全相符。 故理論上能夠有效計算飛機(jī)電子系統(tǒng)隨時間變化的任務(wù)可靠度。本發(fā)明方法可有效結(jié)合飛 機(jī)電子維修實(shí)踐，因此計算得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度更具工程參考性。
[0054] (2)方案結(jié)構(gòu)簡單，實(shí)現(xiàn)起來方便，適用于系統(tǒng)組成元件服從各種可靠度函數(shù)形式 的飛機(jī)電子系統(tǒng)，具有廣泛的應(yīng)用前景和使用價值。
[0055] 應(yīng)用本發(fā)明方法對飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度進(jìn)行計算時，由實(shí)施例的具體實(shí)施過 程可看出，只需將系統(tǒng)中各組成元件的累計服役時間帶入到各元件的可靠度函數(shù)中，就可 計算出系統(tǒng)各組成元件可靠度。其中元件的累積服役時間可通過數(shù)組History獲得，通過數(shù) 組History計算各元件可靠度的方法見本發(fā)明的步驟5。對系統(tǒng)各組成元件，抽取一服從[0， 1]均勻分布的隨機(jī)數(shù)山~1][0，1]，通過判斷隨機(jī)數(shù)與各元件可靠度的大小，就可對各元件 在系統(tǒng)時刻的狀態(tài)進(jìn)行判斷，方法直觀簡單，適用于系統(tǒng)組成元件服從各種可靠度函數(shù)形 式的飛機(jī)電子系統(tǒng)。圖3為本發(fā)明技術(shù)方案的示意圖，從圖3中可看出，本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，僅 涉及簡單的代數(shù)計算，實(shí)現(xiàn)起來方便，且不受限于系統(tǒng)組成元件的可靠度函數(shù)的分布形式， 因此有廣泛的應(yīng)用前景和使用價值。
【附圖說明】
[0056] 圖1是飛機(jī)電子系統(tǒng)的仿真歷程框圖；
[0057] 圖2是本發(fā)明的流程圖；
[0058]圖3是本發(fā)明技術(shù)方案的示意圖；
[0059]圖4是某飛行控制計算系統(tǒng)及其組成元件；
[0060] 圖5是某飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖；
[0061] 圖6是應(yīng)用本發(fā)明提出的方法得到的任務(wù)可靠度曲線；
[0062] 圖7是應(yīng)用現(xiàn)有方法得到的任務(wù)可靠度曲線；
【具體實(shí)施方式】
[0063] 本實(shí)施例是一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，具體過程是：
[0064]步驟1，確定通過建模得到的飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖中的元件個數(shù)Num，并 為每個元件編號。
[0065]所述飛機(jī)電子系統(tǒng)是指由相互作用和相互依賴的若干電子元件結(jié)合成的用以實(shí) 現(xiàn)飛機(jī)特定功能的有機(jī)整體。所述系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖是指為預(yù)計和估算系統(tǒng)的任務(wù)可靠 性所建立的數(shù)學(xué)模型。所述系統(tǒng)可靠性框圖是表示系統(tǒng)中各元件之間的功能關(guān)系的邏輯 圖，邏輯圖中給出各元件的故障或它們的組合如何導(dǎo)致系統(tǒng)故障的邏輯關(guān)系。數(shù)學(xué)模型是 可靠性所表示的可靠性特征值的數(shù)學(xué)表達(dá)式。系統(tǒng)可靠性框圖分為兩類，（1)基本可靠性框 圖，所述基本可靠性框圖是一個全串聯(lián)模型；（2)任務(wù)可靠性框圖，任務(wù)可靠性框圖往往是 一個復(fù)雜的串并聯(lián)結(jié)構(gòu)，用以估計系統(tǒng)在執(zhí)行任務(wù)過程中完成規(guī)定功能的概率，能夠作為 度量工作有效性的一種模型。在系統(tǒng)既沒有冗余的情況下，基本可靠性框圖與任務(wù)可靠性 框圖相同。所述系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖即為系統(tǒng)可靠性框圖中第(2)類。
[0066]本實(shí)施例中，所述飛機(jī)電子系統(tǒng)為飛機(jī)的飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)，該飛行控制計算 機(jī)系統(tǒng)由8個元件構(gòu)成，見圖4。由于飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中各元件均唯一，不存在冗余情 況，故該飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)為8個元件組成的串聯(lián)系統(tǒng)，任務(wù)可靠性框圖如圖5所示。在圖 5中，統(tǒng)計元件數(shù)目Num = S13S個元件中，每個元件均有正常和故障兩種狀態(tài)。該飛行控制計 算機(jī)系統(tǒng)不存在冗余情況，當(dāng)飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中任意元件發(fā)生故障時，將導(dǎo)致該飛行 控制計算機(jī)系統(tǒng)不能正常工作，即導(dǎo)致任務(wù)失效。該飛行控制計算機(jī)所在飛機(jī)每執(zhí)行一次 飛行任務(wù)平均需要6小時。圖3所示的飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中的8個元件依次是BP板、BST板、 AFDX 板、PS 板、AIO 板、DIO 板、MBI 板和 CPU 板。為元件 BP 板、BST 板、Ai7DX 板、PS 板、AIO 板、DIO 板、MBI板和CPU板編號1、2、3、4、5、6、7和8。飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中8個元件的可靠度函數(shù)尺 (〇均服從指數(shù)分布，8個元件的故障率依次為1 1 = 1.3148\10_5、12 = 8.738 \10_6山= 9.328X10-6、λ4 = 6·986Χ10-6、λ5 = 9·607Χ10-6、λ6 = 8·961Χ10-6、λ7=1·0633Χ10-5 和 λ8 = 1.9119 X HT5 表示編號為i的元件對應(yīng)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隨時間t變化的函數(shù)，函數(shù)中的自變量為時間t，t的范圍需大于等于0， 函數(shù)因變量R表示的是概率，因此范圍為[0.0, 1.0]。所述故障率指的是工作到某時刻t尚未 故障的產(chǎn)品或元件，在時刻t以后的下一個單位時間內(nèi)發(fā)生故障的概率，通常用符號λ表示。 通過故障率λ，可獲得元件的可靠度函數(shù)：/?⑴=cxp[-￡Z(作//] ]。exp為數(shù)學(xué)常量：自然對數(shù) 的底數(shù)。當(dāng)元件的可靠度函數(shù)R(t)服從指數(shù)分布的元件，其故障率λ為常數(shù)，且R(t) = e4t，e 為exp的另一種等價數(shù)學(xué)表達(dá)形式。
[0067]步驟2,建立仿真參數(shù)：
[0068]所述建立的仿真參數(shù)是指：
[0069]①步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)平均執(zhí)行一次飛行任務(wù)所需的時間△ t;
[0070] ②步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N;所述執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N>0;
[0071] ③對步驟1中所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行的仿真次數(shù)Μ;所述仿真次數(shù)M>0。
[0072] 對于M次仿真中的各次仿真，每次仿真結(jié)束的時間為NA t，即各次仿真的時間范圍 為[0，ΝΔ t]。
[0073] 在本實(shí)施例中，1、飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)平均執(zhí)行一次飛行任務(wù)所需的時間Δ t = 6 小時；2、建立表示飛控計算機(jī)系統(tǒng)執(zhí)行任務(wù)次數(shù)的參數(shù)N = 250; 3、建立表示仿真次數(shù)的參 數(shù)M = 20000,將表示仿真次數(shù)的參數(shù)M設(shè)定為其它任何大于0的整數(shù)，例如M= 100000等。根 據(jù)概率論中的大數(shù)定理，隨著仿真次數(shù)M的增大，仿真結(jié)果越接近真實(shí)情況。
[0074] 對于1 = 20000次仿真中的各次仿真，每次仿真結(jié)束時間為~八〖=250\6 = 1500小 時，即對于M=20000次仿真中的各次仿真，仿真包括的時間范圍為[0，1500h]。
[0075]步驟3,建立仿真過程中的數(shù)據(jù)記錄數(shù)組及變量：
[0076] 具體過程是：
[0077] ①建立記錄仿真歷程的變量Simm,n，并初始化m= I，n = l。所述Simm,n中的Sim表示 仿真simulate，而Sink, n中的m表示對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在進(jìn)行第m次仿真，Sink, n 中的η表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次任務(wù)，I ，I Sn SN。也就是說，變 量Simm,n中存在兩個變量m和n，m和η共同表達(dá)的含義為:在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn) 行第m次仿真時，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次飛行任務(wù)。用變量Simm,η記錄仿 真歷程的方式可用圖1所示的矩陣表示。圖1為一M · N的二維矩陣，矩陣第m行表示對步驟1 所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第m次仿真，矩陣第η列表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在 執(zhí)行第η次飛行任務(wù)，則矩陣中第m行第η列元素 Simm,η表示了對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng) 進(jìn)行第m次仿真時，對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次飛行任務(wù)的仿真。此外，從 圖1可知，對步驟1所述的系統(tǒng)進(jìn)行第m次仿真，第m次仿真包括對對步驟1所述的飛機(jī)電子系 統(tǒng)進(jìn)行第1次飛行任務(wù)的仿真、第2次飛行任務(wù)的仿真、第3次飛行任務(wù)的仿真…第N次飛行 任務(wù)的仿真;且分別用變量Simm, 1、Simm, 2、Simm, 3··· Simm, N表示對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng) 進(jìn)行第m次仿真時，系統(tǒng)正在執(zhí)行第1次飛行任務(wù)、第2次飛行任務(wù)、第3次飛行任務(wù)…第N次 飛行任務(wù)。
[0078]由①可知，整個仿真流程為：
[0079] 對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第1次仿真，仿真包括對步驟1所述的飛機(jī)電子 系統(tǒng)進(jìn)行第1次、第2次…第N次飛行任務(wù)的仿真，第1次的仿真歷程依次用Sim 1^Sim1,2··· Simi，N 表不；
[0080] 第1次仿真執(zhí)行完后，對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第2次仿真，仿真包括對步 驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第1次、第2次…第N次飛行任務(wù)的仿真，第2次的仿真歷程依次 用Sim2，i、Sim2,2."Sim2，N^:;^；;
[0081] 與上述兩段通過變量Simm,n對第1次、第2次仿真歷程描述方式相同，通過變量 Simm,n可依次完成對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在第3次、第4次…第M次的仿真歷程的描述。 [00 82]綜上，在本發(fā)明提出的仿真方法中，M次仿真包含仿真歷程為：{Simi,i、Simi,2、 Simi，3...Simi，N}、{Sim2，i、Sim2,2、Sim2,3...Sim2，N}、{Sim3，i、Sim3,2、Sim3,3...Sim3，N}…{SimM，i、 SimM,2、SimM,3."SimM,N}，如圖I所示。
[0083] ②建立一維數(shù)組Record[N']，初始化數(shù)組中各元素為0，N'為數(shù)組Record的大小， 且Ν' =N。其中，數(shù)組Record中第j個元素 Record[j]，用于累計從O至IjM次仿真過程中，步驟I 中所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在第j次飛行任務(wù)期間發(fā)生的故障次數(shù)，1彡j彡Ν'。即ReC〇rd[j]用 于累計步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在經(jīng)歷仿真歷程3;[1]11,」、5;[1]12,』、3;[1]13,』'"3;[11?,』時，步驟1所 述的飛機(jī)電子系統(tǒng)發(fā)生故障的次數(shù)。
[0084] ③建立一維數(shù)組History[Num' ]，Num'為數(shù)組History的大小，且Num' =Num。對于M 次仿真中的各次仿真，數(shù)組History用于記錄步驟1中所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件的累計 飛行次數(shù)，累計飛行次數(shù)代表了元件服役的時間。例如，對于M次仿真中的第m次仿真，數(shù)組 History第i個元素 History[i]用于累計對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第m次仿真時，步 驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在依次經(jīng)歷仿真歷程Simm, 1、Simm, 2、Sink, 3··· Simm, N時的第i個元件 的累計飛行次數(shù)，各元件的累計飛行次數(shù)與At的乘積等于各元件的服役時間， Num'。例如在某次仿真中，History[i]=2,表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在該次仿真中第 i個元件的累計飛行次數(shù)為2,該元件的服役時間為2 At。
[0085] 在本實(shí)施例中：
[0086]①建立記錄仿真歷程的變量Simm,n，Simm, n表示對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)正在進(jìn)行第 m次仿真，且在第m次仿真過程中，飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)正在進(jìn)行第η次任務(wù)，Kn <N，M=20000，N=250。此外，在進(jìn)行步驟4之前，設(shè)置Simm,n中m=l，n = l。
[0087] 在本實(shí)施例中，對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)的整個仿真流程為：
[0088] 對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第1次仿真，仿真包括對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第1 次、第2次…第250次飛行任務(wù)的仿真，第1次的仿真歷程依次用Simi, 1、Simi, 2"_Simi, 250表示；
[0089] 第1次仿真執(zhí)行完后，對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第2次仿真，仿真包括對飛行控 制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第1次、第2次…第250次飛行任務(wù)的仿真，第2次的仿真歷程依次用 Sim2，i、Sim2,2."Sim2,25〇 表不；
[0090] 與上述兩段通過變量Simm,n對第1次、第2次仿真歷程描述方式相同，通過變量 Simm,n可依次完成對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)在第3次、第4次…第20000次的仿真歷程的描述。
[0091] ②建立一維數(shù)組Record[N' ]，N' = 250，初始化數(shù)組Record中的250個元素均為0。 其中，數(shù)組Record中的第j個元素 Record[j]用于在20000次仿真過程中，累計系統(tǒng)在第j次 飛行任務(wù)期間發(fā)生的故障次數(shù)，且1彡j彡250。即Re C〇rd[j]用于累計飛行控制計算機(jī)系統(tǒng) 在經(jīng)歷仿真歷程3；[1]11,」、3；[1]12,』、3；[1]13,』"_3；[1]12()_,』時，飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)發(fā)生故障的次數(shù)。
[0092] ③建立一維數(shù)組History[Num' ]，Num' =8,數(shù)組History用于記錄每次仿真中，步 驟1所述的飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中8個元件的累計飛行次數(shù)，在各次仿真中，各元件的累計 飛行次數(shù)與△ t的乘積等于各元件的服役時間。例如，在本實(shí)施例中，對于M = 20000次仿真 中的第m = 2次仿真，數(shù)組History第i個元素 History[i]用于累計對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn) 行第2次仿真時，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在依次經(jīng)歷仿真歷程Sim 2,^Sim2,2、Sim2,3··· Sim2,25Q時的第i個元件的累計飛行次數(shù)。進(jìn)一步的，如果在某次仿真中History[i] = 2,則表 示本實(shí)施中的飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)在該次仿真中第i個元件的累計飛行次數(shù)為2,該元件在 該次仿真中的服役時間為2 △ t = 12小時。
[0093] 步驟4，對于變量Sink, n，設(shè)置η = 1;設(shè)置數(shù)組Hi story中各元素為1。
[0094] 設(shè)置n=l，表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第1次飛行任務(wù)；當(dāng)飛機(jī)電子系統(tǒng) 執(zhí)行第1次飛行任務(wù)時，飛機(jī)電子系統(tǒng)的各組成元件是全新的，因此設(shè)置History中各元素 設(shè)置為I，表示步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件均第1次執(zhí)行飛行任務(wù)。
[0095] 本發(fā)明是一種仿真方法，由步驟2可知，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的仿真次數(shù)是M 次。對于M次仿真，每次仿真之前，必須要對仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行初始化，所述需要初始化的仿真數(shù) 據(jù)包括Simm, n中的η和步驟3建立的History數(shù)組。而步驟4所述的將η設(shè)置為1和將數(shù)組 Histroy中各元素設(shè)置為1就是對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖進(jìn)行的初始化 操作。在進(jìn)行M次仿真的各次仿真前，需要進(jìn)行步驟4所述的操作。
[0096] 在本實(shí)施例中，在對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第1、2、3···20000次仿真前，需將 Simm,n中的η設(shè)置為η = 1;將數(shù)組History中的8個元素設(shè)置為I :History[ 1] = I、History[2] =I--.Hi story [8] = I 〇
[0097] 步驟5,對于變量Simm,η，計算在第m次仿真中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn)行第 η次飛行任務(wù)時系統(tǒng)各組成元件的可靠度。所述各組成元件的可靠度計算方法如下：
[0098] 依據(jù)系統(tǒng)各組成元件可靠度分布R(t)，將各元件服役時間分別代入各自可靠度分 布R(t)中，計算出各元件在步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)運(yùn)行時刻n At時的可靠度。其中，第i個 元件的服役時間從數(shù)組把81：(^7中第;[個元素獲得，服役時間為八1：?!^81：(^7[;[]，1<;[< Num '。
[0099] 在本實(shí)施例中，各元件均服從指數(shù)分布，并且各元件的可靠度函數(shù)形式均為R(t) = e4t。將各元件服役時間分別代入可靠度函數(shù)，得到各元件在飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)第η次 飛行任務(wù)期間的可靠度。飛控計算機(jī)系統(tǒng)第i個元件的服役時間為：A t · Hist〇ry[i]=6 · History [i ]，以Ri表示飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)中的第i個元件的可靠度，則飛行控制計算機(jī)系 統(tǒng)中8個元件的可靠度計算公式依次如下：
[0100] 對于BP板，其可靠度為戽== 0 . ] = 3 .1I];.
[0101] 對于BST板，其可靠度為美
[0102] 對于 AFDX 板，其可靠度為 ％ =?^.Δ，也雇^丨31;
[0103] 對于PS板，其可靠度為及4 =e-=Zq86xlr6>6、他_[4];
[0104] 對于AIO板，其可靠度為式=e-々Δ?·_'[51 = e-9:607χ1?-6χ6χ·_:[5];
[0105] 對于DIO板，其可靠度為尺= . -β
[0106] 對于MBI板，其可靠度為i?7 = e-νΔ"歷_Ι7] = e-1U63VW-5x6x/fcton'm ;
[0107] 對于CPU板，其可靠度為= = e-1911_~6__序]。：
[0108] 其中，第1次飛行任務(wù)期間系統(tǒng)各組成元件均為首次工作，因此數(shù)組History中各 元素均等于1。當(dāng)?shù)?次飛行任務(wù)結(jié)束后，可能存在某些元件發(fā)生故障的情況，這些發(fā)生故障 的元件需要被新元件替換掉，因此第2次飛行任務(wù)期間數(shù)組Hi s tory中各元件的累計飛行次 數(shù)會存在不同的情況。這意味著第2次飛行期間各元件累計飛行次數(shù)依賴于第1次飛行期間 各元件的狀態(tài)，以此類推，第3次飛行期間各元件累計飛行次數(shù)依賴于第2次飛行期間各元 件的狀態(tài)…第250次飛行期間各元件累計飛行次數(shù)依賴于第249次飛行期間各元件的狀態(tài)。 因此，系統(tǒng)第2次、第3次…第250次飛行任務(wù)期間，系統(tǒng)8個元件的服役時間可能是不同的。
[0109] 為對本實(shí)施例提出的方法作進(jìn)一步詳細(xì)說明，此處假設(shè)飛機(jī)在第η次飛行任務(wù)期 間，數(shù)組History中各元素為：{History[l] = 100，History[2] =50，History[3] =70，
[0110] History[4] = 121,History [5]=25,History [6]=230,History[7] = 300, History [8] = 170}。將數(shù)組Hi story中的8個元素依次代入8個元件的可靠度計算公式，得到 8個元件的可靠度依次是：
[0111] 及=f 細(xì)0_5xi>xi-fts如r[i] = 1.·3Μ8χ10-'χ糾(X) = () 992142235
[01 1 2] = e-^my^x6xHl^o0i2] = e-8-738xltr6x6x5〇 -〇 997382033
[0113]兒=.e_-9'3撕10- &難冊_,[3] = e_qj28__6喊觀.=(λ#9608.9904 [01 14] R4 _ e-&-9^xl〇^x6x//?ton-[4] _ e：-6,986x10^x6x121 - 〇_994941〇04
[0115] 馬=e-9 術(shù)1?-<,x6x^uM5] = e-9607xlu-6x6x25 = 0.9:985599 擲
[0116] R6 = ^-8*i><i〇^^a'w?n'[6] _ e-8.96ixi〇-6x6x23〇 - 〇_9g77〇9957
[0117] 及=己一1.0633x!(廠、6xiHs,o,T[ 7] = ^1xj633xlCx6x細(xì)=〇 98104259.5.
[0118] A = Z 州 9χ1(「5χ6χ伽町[8] = e;19119激、6x170 = 0.980687542
[0119] 步驟6,對于變量Simm,n，應(yīng)用蒙特卡洛仿真直接抽樣法，確定在第m次仿真過程中， 步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件在進(jìn)行第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài):故障或正常。應(yīng) 用蒙特卡洛仿真直接抽樣法確定各元件狀態(tài)的實(shí)施過程如下：
[0120] 首先，對系統(tǒng)中各元件，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)山~譏。，1 ];
[0121]其次，比較山與在步驟5中計算得到的元件可靠度大小，當(dāng)U1小于元件可靠度時，認(rèn) 為元件沒有發(fā)生故障；否則認(rèn)為元件發(fā)生了故障，需要在飛行任務(wù)結(jié)束后進(jìn)行維修。
[0122] 應(yīng)用matlab和C編程軟件均能夠產(chǎn)生服從[0，1]均勻分布的隨機(jī)數(shù)。此處采用C編 程軟件進(jìn)行隨機(jī)數(shù)抽取。由于本實(shí)施例提出的方法基于隨機(jī)抽樣，因此每次抽樣得到的隨 機(jī)數(shù)可能不同，本步驟僅以一種可能的抽樣結(jié)果為例對本發(fā)明提出的方法進(jìn)行說明。
[0123] 對系統(tǒng)中的8個元件分別抽取隨機(jī)數(shù)，結(jié)果如下：
[0124] 對于BP板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.855281，小于BP板可靠度 R1, R1 = O. 992142235,故 BP 板正常工作；
[0125] 對于BST板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.359172，小于BST板可靠度 R2，R2 = 0.997382033，故 BST 板正常工作；
[0126] 對于AFDX板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.504725，小于AFDX板可靠 度 R3，R3 = 0.996089904，故 AFDX 板正常工作；
[0127] 對于PS板，隨機(jī)抽取服從[0，1]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.997821，大于PS板可靠度 R4，R4 = 0 · 994941004，故 PS 板故障；
[0128] 對于AIO板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.495835，小于AIO板可靠度 R5，R5 = 0 · 998559988，故 AIO 板正常工作；
[0129] 對于DIO板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.993276，大于DIO板可靠度 R6，R6 = O · 987709967，故 DIO 板故障；
[0130] 對于MBI板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.0235603，小于MBI板可靠 度 R7，R7 = 0.981042595，故 MBI 板正常工作；
[0131]對于CPU板，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)為0.736595，小于CPU板可靠度 R8，R8 = O · 980687542，故 CPU 板正常工作；
[0132] 步驟7,對于變量Simm,n，確定在第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn) 行第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài)。所述系統(tǒng)的狀態(tài)包括正常和故障兩種。確定步驟1所述飛機(jī) 電子系統(tǒng)的狀態(tài)的實(shí)施方法具體如下：
[0133] 依據(jù)步驟6中已確認(rèn)的各元件在飛機(jī)第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài)，結(jié)合步驟1中的 系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖，確認(rèn)第η次飛行任務(wù)期間系統(tǒng)的狀態(tài)。若系統(tǒng)狀態(tài)為故障，數(shù)組 Record中第η'個元素 Record[n' ]自加 I，η' =η，以累計系統(tǒng)在第η次任務(wù)期間發(fā)生故障總次 數(shù)。若系統(tǒng)狀態(tài)為正常，則數(shù)組Record中第η '個元素 Record [η ']不發(fā)生變化。所述任務(wù)可靠 性框圖通常包含串聯(lián)和并聯(lián)兩種基本結(jié)構(gòu)。通過確認(rèn)任務(wù)可靠性框圖中各串聯(lián)和并聯(lián)結(jié)構(gòu) 的狀態(tài):正常或故障，就能夠判斷出系統(tǒng)的狀態(tài)。對于任務(wù)可靠性框圖中的并聯(lián)結(jié)構(gòu)，若并 聯(lián)結(jié)構(gòu)中所有元件故障，則并聯(lián)結(jié)構(gòu)失效或故障，否則，并聯(lián)結(jié)構(gòu)正常;對于任務(wù)可靠性框 圖中的串聯(lián)結(jié)構(gòu)，若串聯(lián)系統(tǒng)中任意元件故障，則串聯(lián)結(jié)構(gòu)故障，否則串聯(lián)結(jié)構(gòu)正常。
[0134] 在本實(shí)施例中，圖5為飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)的任務(wù)可靠性框圖。在圖5所示的任務(wù) 可靠性框圖中，8個元件串聯(lián)。對于圖5所示的串聯(lián)系統(tǒng)，僅存在由8個元件組成的串聯(lián)結(jié)構(gòu)， 而不存在并聯(lián)結(jié)構(gòu)，當(dāng)任意元件故障，則系統(tǒng)故障。根據(jù)步驟6可知，發(fā)生故障的元件有{:第4 個元件PS板、第6個元件DIO板}，這兩個已故障元件必然會導(dǎo)致飛行控制計算機(jī)故障。因此， 對于數(shù)組Record中η '個元素進(jìn)行操作：
[0135] Record[n' ] =Record[n' ]+1，η' =η。
[0136] 步驟8,對于變量Simm,η，更新History數(shù)組中的所有元素。更新過程實(shí)施如下：
[0137] 若步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)中第i個元件正常，未發(fā)生故障，則對于History數(shù)組中 第i個元素進(jìn)行操作:History[i] =History[i] + l，且Ki彡Num' ；若系統(tǒng)中第i個元件故 障，則將History數(shù)組中第i個元素重置為1，即進(jìn)行賦值操作:History[i] = 1。
[0138] 由步驟6可知，第η次飛行任務(wù)期間未發(fā)生故障元件有{:第1個元件BP板、第2個元件 BST板、第3個元件AFDX板、第5個元件AIO板、第7個元件MBI板、第8個元件CPU板}，這些元件 需在History數(shù)組中對應(yīng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上再增加1，即進(jìn)行累加操作History[l] =History[l] + I、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 〇
[0139] 由步驟6可知，第η次飛行任務(wù)期間故障元件有{:第4個元件PS板、第6個元件DIO 板}，這兩個元件的飛行次數(shù)需在History數(shù)組中對應(yīng)位置重置為1，即進(jìn)行重置操作 History[4] = I、History[6] = 1〇
[0140] 步驟9,重復(fù)步驟4~8,完成對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的M次仿真。具體實(shí)施步 驟如下：
[0141 ] ①對Simm,n中的n自加 l:n = n+l。若n〈N+l，轉(zhuǎn)到步驟5;
[0142] ②對Sink, n中的m自加 I:m=m+1。若m〈M+1，則轉(zhuǎn)到步驟4，否則轉(zhuǎn)到步驟10;
[0143] 在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真中，通過步驟5~8完成對所述飛機(jī)電 子系統(tǒng)的第η次飛行任務(wù)的仿真，1<η<Ν。對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，NAt]時間區(qū) 間內(nèi)的仿真包括對該飛機(jī)電子系統(tǒng)第1個次飛行任務(wù)、第2個次飛行任務(wù)…第N次飛行任務(wù) 的仿真。將步驟5~8循環(huán)N次，才能夠完成對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，3000h]內(nèi)[0，Ν Δ t]時間區(qū)間內(nèi)的仿真。Simm,n中的η表示了第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正 在執(zhí)行第η次任務(wù)。當(dāng)?shù)讦谴物w行任務(wù)結(jié)束后，就需要對η進(jìn)行第n+1次仿真，因此需要對η進(jìn) 行自加，當(dāng)η自加后，判斷η與N+1的大小。當(dāng)n〈N+1時，表明需要在m次仿真中，繼續(xù)進(jìn)行對飛 機(jī)執(zhí)行接下來的一次任務(wù)的仿真；否則，表明接下來進(jìn)行的仿真已超出[0，N At]的時間區(qū) 間范圍，第m次仿真結(jié)束。即步驟9中的步驟①通過對η與N+1大小的比較完成了對m次仿真是 否結(jié)束的判斷。進(jìn)一步的，當(dāng)對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真結(jié)束后，就需要進(jìn)行第 m+Ι次仿真，因此需要對m進(jìn)行自加，當(dāng)m自加后，判斷m與M+1的大小。當(dāng)m〈M+l，表明仿真次數(shù) m未達(dá)到設(shè)定的仿真截止次數(shù)M，需進(jìn)行下一次新的仿真，轉(zhuǎn)到步驟4對仿真數(shù)據(jù)η和數(shù)組 Hi story進(jìn)行初始化操作;否則，表明仿真次數(shù)m達(dá)到了設(shè)定的仿真截止次數(shù)M，結(jié)束仿真，轉(zhuǎn) 到步驟10對Record數(shù)組進(jìn)行統(tǒng)計。
[0144] 對于步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的M次仿真，每次仿真包括對飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第 1次、第2次…第N次飛行任務(wù)的仿真。也就是說，在對步驟1所述的飛機(jī)電子進(jìn)行第m次仿真 時，在進(jìn)行步驟4所述的初始化操作后，通過對步驟5-8重復(fù)N次，就可完成仿真歷程Sim m, i、 Sink, 2、Sink, 3··· Simm, n。換句話說，仿真歷程 Simm, 1、Sink, 2、Sink, 3··· Simm, N 構(gòu)成對步驟 1 所述的 飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真。同時，對步驟4所述的仿真初始化操作執(zhí)行M次，意味著步驟5~ 8被執(zhí)行了M · N次。
[0145] 綜上，通過步驟9所述的操作可依次完成圖1所示的仿真歷程：{Sinu,2、 Simi，3...Simi，N}、{Sim2，i、Sim2,2、Sim2,3...Sim2，N}、{Sim3，i、Sim3,2、Sim3,3...Sim3，N}…{SimM，i、 SimM，2、SimM，3."SimM，N} 〇
[0146] 在本實(shí)施例中，對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行一次仿真包括對該系統(tǒng)執(zhí)行第I個次 飛行任務(wù)、第2個次飛行任務(wù)…第250次飛行任務(wù)的仿真，所述仿真指的是對飛行控制計算 機(jī)系統(tǒng)及其組成元件狀態(tài)變化的仿真。在對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行第m次仿真時，通過步 驟9中的步驟①可完成對飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)在執(zhí)行第1次飛行任務(wù)、第2個次飛行任務(wù)… 第250次飛行任務(wù)的仿真控制。具體而言，當(dāng)n〈251時，需要轉(zhuǎn)到步驟5，對飛行控制計算機(jī)系 統(tǒng)進(jìn)行接下來的一次飛行任務(wù)的仿真；否則，表明在對飛行控制計算機(jī)進(jìn)行第m次仿真時， 已完成了對其進(jìn)行第1次飛行任務(wù)、第2次飛行任務(wù)…第250次飛行任務(wù)的仿真，第m次仿真 任務(wù)結(jié)束了，需要進(jìn)入步驟9中的步驟②，進(jìn)行第m+Ι次仿真，即對m進(jìn)行自加1。進(jìn)一步的，若 m〈20001，則說明仿真次數(shù)還未超出設(shè)定的最大仿真次數(shù)M = 20000,可進(jìn)行下一次仿真；否 貝1J，表明第m次仿真已達(dá)到設(shè)定的最大仿真次數(shù)M = 20000，仿真結(jié)束，需要進(jìn)入到步驟10，對 數(shù)組Record進(jìn)行統(tǒng)計。也就是說，通過步驟9所述的可依次完成對本實(shí)施例中飛行控制計算 機(jī)系統(tǒng)如圖1所示的仿真歷程：{3；[1]11,1、3；[1]11,2、3；[1]11,3~3；[1]11,25()}、{3；[1]12,1、3；[1]12,2、3；[1]12,3··· Sim2,25〇}、{Sim3,i、Sim3,2、Sim3,3'"Sim3,25〇}···· {Sim2〇ooo,i、Sim2〇ooo,2、Sim2〇ooo,3'"Sim2〇ooo,25〇}· 〇
[0147] 本發(fā)明提出的方法基于隨機(jī)抽樣，因此通過步驟1~9,不同分析者最終得到的 Record數(shù)組中各元素值會略有差異。但依據(jù)大數(shù)定理，隨著仿真次數(shù)M的增大，即使每次實(shí) 施完步驟1~9獲得的Record數(shù)組存在差異，但各次得到的Record數(shù)組中各元素值將圍繞常 值波動。在本實(shí)施例中，通過步驟1~9,下面給出M=20000時，Record數(shù)組存在的仿真結(jié)果。
[0148] Record 數(shù)組中包含的 250 個元素依次是{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}
[0149] 步驟10,對數(shù)組Record進(jìn)行統(tǒng)計分析。根據(jù)系統(tǒng)在1 Δ t、2 Δ ?···η Δ ?···ΝΔ t時刻發(fā) 生故障的總次數(shù)Record[l]、Record[2]'"Record[n]…Record[N]，依次計算步驟1所述的飛 機(jī)電子系統(tǒng)在η Δ t時刻的可靠度，可靠度計算公式為I .〇-Record[n]/M，Kn彡N。其中，η表 示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第η次飛行任務(wù)，且第η個飛行任務(wù)對應(yīng)的時刻為n At。除 此之外，步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在0時刻未開始服役時，其任務(wù)可靠度為1.0。依時間順序 0、1 Δ t、2 △ ?···η Δ ?···ΝΔ t，連接這N+1個時刻的系統(tǒng)任務(wù)可靠度，得到步驟1所述飛機(jī)電子 系統(tǒng)在[0，NAt]時間區(qū)間內(nèi)的任務(wù)可靠度曲線。
[0150] 在本實(shí)施例中，根據(jù)步驟9計算得到的飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)在1 Δ t、2 Δ ?···250 Δ t 時刻發(fā)生故障的總次數(shù)Record[l]、Record[2]"_Record[250]，依次計算飛行控制計算機(jī)系 統(tǒng)在以上250個時刻的任務(wù)可靠度：1.0-1^(^^(1[11]/]\1，且1彡11彡250，]\1=20000，結(jié)果依次為 {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、 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，系統(tǒng)在0時刻未開始服役時，其任務(wù)可靠度為1.0。依時間順序0、lAt、2 Af"250 At，連接這251個時刻對應(yīng)的系統(tǒng)任務(wù)可靠度，得到飛機(jī)電子系統(tǒng)在壽命周期[0， 250 △ t]內(nèi)的任務(wù)可靠度曲線，見圖6。圖6中，橫坐標(biāo)均表示飛行任務(wù)次數(shù)，縱坐標(biāo)均表示飛 行控制計算機(jī)的任務(wù)可靠度。
[0152] 至此，完成了對某型機(jī)的電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真計算。
[0153] 從圖6所示曲線可看出，隨著飛行任務(wù)次數(shù)由1開始增多，系統(tǒng)任務(wù)可靠度隨之降 低;但當(dāng)飛行次數(shù)累積達(dá)到150次時，系統(tǒng)任務(wù)可靠度開始趨于穩(wěn)定值0.95,并隨著飛行次 數(shù)的繼續(xù)增大，任務(wù)可靠度圍繞0.95略有波動。
[0154]為了驗(yàn)證本發(fā)明方法的優(yōu)越性，此處應(yīng)用【背景技術(shù)】部分中提到的兩種已有方法計 算實(shí)施例中的飛行控制計算機(jī)任務(wù)可靠度。
[0155] 方法1:以系統(tǒng)首飛任務(wù)可靠度作為以后其它各次飛行任務(wù)的可靠度。作為串聯(lián)系 統(tǒng)，該飛行控制計算機(jī)的故障_
，.其任務(wù)可靠度計算公式為R(t) = e -'將λ t = 6代入計算公式可得R = 0.999481，也即第2次、第3次…以后各次飛行時系統(tǒng) 的任務(wù)可靠度。
[0156] 方法2:將t = Δ t，2 Δ t，3 Δ t···依次代入系統(tǒng)任務(wù)可靠度計算公式R(t) = eTAt中， 可得系統(tǒng)在各次飛行期間的任務(wù)可靠度。將各次任務(wù)可靠度依時間順序連接起來，可獲得 系統(tǒng)隨時間變化的任務(wù)可靠度曲線，見圖7。圖7中，橫坐標(biāo)均表示飛行任務(wù)次數(shù)，縱坐標(biāo)均 表示飛行控制計算機(jī)的任務(wù)可靠度。對圖7曲線進(jìn)行積彡、可獲得飛行控制計算 機(jī)平均壽命T = 11558小時，約合1926次飛行。
[0157] 通過方法1獲得的任務(wù)可靠度為常值，并未考慮電子元器件隨時間推移故障概率 會發(fā)生變化這一事實(shí)，因此與工程實(shí)踐不符;方法2雖然考慮到了電子元器件故障概率隨時 間變化這一事實(shí)，但未考慮替換式維修這一實(shí)際情況。通過方法2獲得的系統(tǒng)任務(wù)可靠度曲 線降速很快，當(dāng)累計飛行次數(shù)為4 5 0時，飛行控制計算機(jī)系統(tǒng)的任務(wù)可靠為 i? 游1份5,系統(tǒng)任務(wù)可靠度就已經(jīng)降到〇.8以下，并隨著時間繼續(xù)推移，系統(tǒng)任 務(wù)可靠度最終趨于0。任務(wù)可靠度的快速下降使得系統(tǒng)平均壽命大幅度降低，應(yīng)用方法2獲 得的飛行控制計算機(jī)平均壽命為1926次的平均6小時飛行。事實(shí)上，在替換式維修下，工程 人員認(rèn)為電子系統(tǒng)的壽命是無窮的。而通過方法2獲得的系統(tǒng)平均壽命很小，與工程實(shí)踐嚴(yán) 重不符。事實(shí)上對于一個由多個元件集成的系統(tǒng)，當(dāng)其中任何一個元件故障后，若都被及時 以新等價元件替換掉，而不是在原故障元件基礎(chǔ)上繼續(xù)維修后使用，這樣故障與替換式維 修的交替發(fā)生作為一種隨機(jī)過程，隨著時間的推移會達(dá)到一種穩(wěn)態(tài)，相應(yīng)的系統(tǒng)任務(wù)可靠 度也將趨于一個不為O的常值。因此這個系統(tǒng)是永遠(yuǎn)不會報廢的，其壽命無窮。相比之下，通 過本發(fā)明提出的方法獲得的任務(wù)可靠度曲線更符合工程實(shí)際情況，見圖6。
[0158]通過分析對比3種方法獲得的系統(tǒng)任務(wù)可靠度結(jié)果可知，本發(fā)明提出的方法有效 結(jié)合了飛機(jī)電子系統(tǒng)維修實(shí)踐，可反映飛機(jī)電子系統(tǒng)在維修實(shí)踐中采用新元件替換已損壞 或故障元件的事實(shí)，正確反映了飛機(jī)電子系統(tǒng)壽命周期內(nèi)元件及系統(tǒng)狀態(tài)變化的真實(shí)情 況，計算得到的系統(tǒng)任務(wù)可靠度更具工程參考性。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，具體過程是： 步驟1，確定通過建模得到的飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠性框圖中的元件個數(shù)Num，并為每 個元件編號； 步驟2,建立仿真參數(shù)： 步驟3，建立仿真過程中的數(shù)據(jù)記錄數(shù)組及變量:具體過程是： I建立記錄仿真歷程的變量Simm,n，并初始化m=l，n = l;所述Simm,n中的Sim表示仿真 simulate，而Simm, n中的m表示對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在進(jìn)行第m次仿真，Simm, n中的 η表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí)行第η次任務(wù)，1<!11^^，1<11^^;也就是說，變量 存在兩個變量m和n，m和η共同表達(dá)的含義為： 在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行第m次仿真時，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí) 行第η次飛行任務(wù)； Π 建立一維數(shù)組Record[N']，初始化數(shù)組中各元素為0，Ν'為數(shù)組Record的大小，且Ν' =Ν;其中，數(shù)組Record中第j個元素 Record[ j]，用于累計從0至IjM次仿真過程中，步驟1中所 述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在第j次飛行任務(wù)期間發(fā)生的故障次數(shù)，1彡j彡Ν'； 即ReC〇rd[j]用于累 計步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在經(jīng)歷仿真歷程3;[1]11,」、3;[1]12小3;[1]13,^"3;[1]?,』時，步驟1所述的 飛機(jī)電子系統(tǒng)發(fā)生故障的次數(shù)； ΙΠ 建立一維數(shù)組Hi story [Num ' ]，Num '為數(shù)組Hi story的大小，且Num ' =Num;對于]\1次仿 真中的各次仿真，數(shù)組History用于記錄步驟1中所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件的累計飛行 次數(shù)，累計飛行次數(shù)代表了元件服役的時間； 步驟4，對變量進(jìn)行初始化： 對于變量Simm, η，設(shè)置η = 1;設(shè)置數(shù)組Hi story中各元素為1; 設(shè)置n=l，表示步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第1次飛行任務(wù)；當(dāng)飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行 第1次飛行任務(wù)時，飛機(jī)電子系統(tǒng)的各組成元件是全新的，因此設(shè)置History中各元素設(shè)置 為1，表示步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件均第1次執(zhí)行飛行任務(wù)； 步驟5,計算各組成元件的可靠度： 所述計算各組成元件的可靠度是指飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn)行第η次飛行任務(wù)時系統(tǒng)各組成 元件在第m次仿真中的可靠度； 步驟6,確定各元件狀態(tài)： 對于變量Simm,η，應(yīng)用蒙特卡洛仿真直接抽樣法，確定在第m次仿真過程中，步驟1所述 的飛機(jī)電子系統(tǒng)各組成元件在進(jìn)行第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài):故障或正常;步驟7,確定飛 機(jī)電子系統(tǒng)的狀態(tài) 對于變量Simm,n，確定在第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在進(jìn)行第η次飛 行任務(wù)期間的狀態(tài);所述系統(tǒng)的狀態(tài)包括正常和故障兩種;確定步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)的 狀態(tài)的具體過程如下： 依據(jù)步驟6中已確認(rèn)的各元件在飛機(jī)第η次飛行任務(wù)期間的狀態(tài)，結(jié)合步驟1中的系統(tǒng) 任務(wù)可靠性框圖，確認(rèn)第η次飛行任務(wù)期間系統(tǒng)的狀態(tài);若系統(tǒng)狀態(tài)為故障，數(shù)組Record中 第η'個元素 Rec〇rd[n']自加 l，n'=n，以累計系統(tǒng)在第η次任務(wù)期間發(fā)生故障總次數(shù);若系 統(tǒng)狀態(tài)為正常，則數(shù)組Record中第η '個元素 Record[n ' ]不發(fā)生變化； 步驟8，更新Hi story數(shù)組中的所有元素： 對于變量Simm,n，更新History數(shù)組中的所有元素;更新過程實(shí)施如下： 若步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)中第i個元件正常，未發(fā)生故障，則對于History數(shù)組中第i 個元素進(jìn)行操作:History[i] =History[i]+l，且Ki彡Num' ；若系統(tǒng)中第i個元件故障，貝lj 將History數(shù)組中第i個元素重置為1，即進(jìn)行賦值操作:History[i] = 1;步驟9,對飛機(jī)電子 系統(tǒng)的Μ次仿真： 重復(fù)步驟4~8,完成對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的Μ次仿真;具體實(shí)施步驟如下： I對Simm,n中的η自加1 :η = η+1;若η〈Ν+1，轉(zhuǎn)到步驟5; Π 對S imm, η中的m自加1: m=m+1;若m〈M+1，則轉(zhuǎn)到步驟4，否則轉(zhuǎn)到步驟10;步驟10，對數(shù) 組Record進(jìn)行統(tǒng)計分析；根據(jù)系統(tǒng)在1 Δ t、2 Δ t…η Δ t…Ν Δ t時刻發(fā)生故障的總次數(shù) Record[ 1]、Record[2]"_Record[n]…Record[N]，依次計算步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在η Δ t時刻的可靠度，可靠度計算公式為1 .〇-Record[n]/M，Κη彡Ν;其中，η表示步驟1所述的 飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行第η次飛行任務(wù)，且第η個飛行任務(wù)對應(yīng)的時刻為n At;除此之外，步驟1 所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在〇時刻未開始服役時，其任務(wù)可靠度為1.0;依時間順序〇、14^2/^·· 11八14八〖，連接這奸1個時刻的系統(tǒng)任務(wù)可靠度，得到步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0少八 t ]時間區(qū)間內(nèi)的任務(wù)可靠度曲線； 至此，完成了對某型機(jī)的電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真計算。2. 如權(quán)利要求1所述計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，所述建立 的仿真參數(shù)是指： I步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)平均執(zhí)行一次飛行任務(wù)所需的時間A t; Π 步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N;所述執(zhí)行任務(wù)次數(shù)N>0; ΙΠ 對步驟1中所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)進(jìn)行的仿真次數(shù)Μ;所述仿真次數(shù)M>0; 對于Μ次仿真中的各次仿真，每次仿真結(jié)束的時間為N △ t，即各次仿真的時間范圍為 [0，NAt]。3. 如權(quán)利要求1所述計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，所述各組 成元件的可靠度計算方法如下： 依據(jù)系統(tǒng)各組成元件可靠度分布R(t)，將各元件服役時間分別代入各自可靠度分布R (t)中，計算出各元件在步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)運(yùn)行時刻n At時的可靠度;其中，第i個元 件的服役時間從數(shù)組Hi story中第i個元素獲得，服役時間為Δ t · History [i]，Ki彡 Num'。4. 如權(quán)利要求1所述計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，應(yīng)用蒙特 卡洛仿真直接抽樣法確定各元件狀態(tài)的具體過程如下： 首先，對系統(tǒng)中各元件，隨機(jī)抽取服從[0，1 ]均勻分布的隨機(jī)數(shù)山~1][0，1 ]; 其次，比較山與在步驟5中計算得到的元件可靠度大小，當(dāng)山小于元件可靠度時，認(rèn)為元 件沒有發(fā)生故障；否則認(rèn)為元件發(fā)生了故障，需要在飛行任務(wù)結(jié)束后進(jìn)行維修。5. 如權(quán)利要求1所述計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，步驟7中 所述的任務(wù)可靠性框圖通常包含串聯(lián)和并聯(lián)兩種基本結(jié)構(gòu);通過確認(rèn)任務(wù)可靠性框圖中各 串聯(lián)和并聯(lián)結(jié)構(gòu)的狀態(tài):正常或故障，就能夠判斷出系統(tǒng)的狀態(tài);對于任務(wù)可靠性框圖中的 并聯(lián)結(jié)構(gòu)，若并聯(lián)結(jié)構(gòu)中所有元件故障，則并聯(lián)結(jié)構(gòu)失效或故障，否則，并聯(lián)結(jié)構(gòu)正常;對于 任務(wù)可靠性框圖中的串聯(lián)結(jié)構(gòu)，若串聯(lián)系統(tǒng)中任意元件故障，則串聯(lián)結(jié)構(gòu)故障，否則串聯(lián)結(jié) 構(gòu)正常。6.如權(quán)利要求1所述計算飛機(jī)電子系統(tǒng)任務(wù)可靠度的仿真方法，其特征在于，步驟9中 重復(fù)步驟4~8完成飛機(jī)電子系統(tǒng)的Μ次仿真的具體過程是： 在對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真中，通過步驟5~8完成對所述飛機(jī)電子系 統(tǒng)的第η次飛行任務(wù)的仿真，1<η<Ν;對步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，NAt]時間區(qū)間內(nèi) 的仿真包括對該飛機(jī)電子系統(tǒng)第1個次飛行任務(wù)、第2個次飛行任務(wù)…第N次飛行任務(wù)的仿 真;將步驟5~8循環(huán)N次，才能夠完成對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)在[0，3000h]內(nèi)[Ο，N △ t]時 間區(qū)間內(nèi)的仿真;Simm,n中的η表示了第m次仿真過程中，步驟1所述的飛機(jī)電子系統(tǒng)正在執(zhí) 行第η次任務(wù)；當(dāng)?shù)讦谴物w行任務(wù)結(jié)束后，就需要對η進(jìn)行第n+1次仿真，因此需要對η進(jìn)行自 加，當(dāng)η自加后，判斷η與Ν+1的大?。划?dāng)η〈Ν+1時，表明需要在m次仿真中，繼續(xù)進(jìn)行對飛機(jī)執(zhí) 行接下來的一次任務(wù)的仿真；否則，表明接下來進(jìn)行的仿真已超出[〇，N At]的時間區(qū)間范 圍，第m次仿真結(jié)束；當(dāng)對步驟1所述飛機(jī)電子系統(tǒng)的第m次仿真結(jié)束后，就需要進(jìn)行第m+1次 仿真，因此需要對m進(jìn)行自加，當(dāng)m自加后，判斷m與M+1的大??；當(dāng)m〈M+l，表明仿真次數(shù)m未達(dá) 到設(shè)定的仿真截止次數(shù)Μ，需進(jìn)行下一次新的仿真，轉(zhuǎn)到步驟4對仿真數(shù)據(jù)η和數(shù)組Hi story 進(jìn)行初始化操作；否則，表明仿真次數(shù)m達(dá)到了設(shè)定的仿真截止次數(shù)M，結(jié)束仿真，轉(zhuǎn)到步驟 10對Record數(shù)組進(jìn)行統(tǒng)計。
【文檔編號】G06F17/50GK106055783SQ201610367971
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年5月26日
【發(fā)明人】孫秦, 王瑤
【申請人】西北工業(yè)大學(xué)