电传飞行控制系统容错设计
模型参考自适应电传飞行控制系统纵向控制律设计
模 型 参 考 自适应 电传 飞行 控 制 系统 纵 向控 制律 设 计
王 首斌 ， 新 民 ， 王 李
（ 北 工 业 大 学 自动 化 学 院 ， 安 西 西
俨
７０２） １控 制 系统 中 被 控 对 象 模 型 参 数 时变 的 特 点 ， 用 模 型 参 考 自适 应 控 制 方 法 设 计 纵 向控 制 律 。论 述 针 应 飞 机 纵 向运 动 的动 力 学 模 型 和参 考 模 型 的建 立 ， 以及 基 于 此 参 考 模 型 用 超 稳 定 性 理论 设 计 自适 应 控 制 律 的方 法 ， 且 通 过仿 并 真 试 验 进 行 控 制性 能验 证 。 仿 真 结 果 表 明 ， 设 计 的控 制 律可 以 根 据 飞 行 状 态 的 不 同 自适 应 的调 节 控 制 律 ， 制 性 能指 标 满 所 控 足 飞行 品 质 规 范要 求 ， 计 方 法 可 行 。 设 关键词 ： 电传 飞 行 控 制 系 统 ， 型参 考 自适 应 控 制 ， 稳 定 性 理 论 模 超
引 言
以古 典方 法 设计 电传 飞行 控 制 系统 的控 制律 ，
由于 被控 对 象 时变 的 特点 ， 控 制 参数 不 能 满足 所 其
有 飞 行状 态 ， 故需 要 根 据 飞行 状 态 实 时调 整 控制 律
Ｘｐ Ａｐｆ ｐ Ｂｐ￡ ： （） ＋ （）
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式 （） １ 中 ：Ｆ ｙ， ａ △ ， ｏ 为状 态 向量 ， ａ Ａ ，ｇ ａ ３ ４个分 量 分别 为速 度变化 量 、 角 变化量 、 迎 俯仰 角速 率变化
ｌ ｎｇ ｔ ｉ ａ ｖｅ ｅ ｏ ｒ ａ ｗａ ｅ ｉ ｎｅ ａ ｅ ｎ ｔ ｈｅ ｙ ｏ ｄｅ ｅ ｅ ｅ ｅ ａ ｐ ｉ ｅ ｃ ｎ ｒ １ ｏ ｉｕｄ ｎ ｌｍｏ ｍ ｎｔｃ ｎｔｏｌｌ ｗ ｓ ｄ ｓｇ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ ｈｅ ｔ ｏｒ ｆｍｏ ｌｒ ｆ ｒ ｎｃ ｄａ ｔｖ ｏ ｔ ｏ ．
A320飞机电传操纵系统中的安全保护探讨
226百家论坛A320飞机电传操纵系统中的安全保护探讨李丹北京飞机维修工程有限公司摘要：随着我国民用航空领域的发展，民用航空的班次正逐年增多，民用机场的规模也在逐步扩大，随之而来的是民用航空器的安全性能受重视的程度越来越高。
基于这种背景，本文以A320飞机为研究对象，分析阐述了电传操纵系统的工作机理，并就飞机的保护功能、控制法则以及机械备份等方面展开论述，供读者参考。
关键词：民用航空；电传操纵系统；保护民用航空器的安全性能是当今社会的热门话题之一，民用航空器的安全不仅能够保证国民出行的人身安全，更能促进我们国家物质文化的对外交流，从而保证国家经济的稳定发展。
因此，对于民用航空器安全性的探讨就显得十分有必要。
因此，本文就A320飞机电传操纵系统中的安全保护展开探讨。
A320飞机是空客旗下的一款载客航空飞机，其历史性的改变了以往的操纵系统而采用了电传操纵系统，这在民用航空飞机上属于第一次。
在对A320配置上电传操纵系统之后，空客公司制订了一系列的关于飞机电传操纵系统的标准，在行业内属于领先地位。
电传操纵系统的安装使得航空器的安全性能有了质的飞跃，在飞机供电系统出现故障时，电传操纵系统可以协助飞行员对飞机进行飞行姿态或者航线调整，确保航行的安全性。
除此之外，电传操纵系统在很大程度上降低了飞行员的工作强度。
因此，电传操纵系统是民用航空器发展历史上的一大进步。
.一、电传操纵系统工作机理整个电传操纵系统由自动驾驶模块、侧杆、飞行控制模块、液压助力模块、操纵面以及舵面响应等这几部分构成。
其中侧杆是飞行员进行手动操纵时的输入机构。
自动驾驶模块负责对飞机的飞行姿态和航线进行自动调整，当由飞行员进行手动操纵控制飞机时，飞行员通过侧杆输入机械信号，输入的机械信号被飞行控制模块转换为电信号，飞行控制模块再对输入的电信号进行分析处理，然后将相应的动作指令传达给液压助力器，液压助力器控制操纵面进而实现对飞机飞行姿态和航线的控制。
非相似度 UAV 飞控系统的故障自检设计
非相似度 UAV 飞控系统的故障自检设计经本钦;詹家礼;卢望【摘要】为有效解决无人机冗余控制结构设计复杂，成本高的问题，提出一种非相似三余度控制系统；重点描述了系统的故障自检测方法，控制模块故障的自隔离方法，控制模块之间的表决方式，通过马尔科夫链故障分析方法验证了设计的可靠性。
【期刊名称】《桂林航天工业学院学报》【年(卷),期】2014(000)004【总页数】5页(P340-344)【关键词】非相似余度;无人飞行器(UAV);CAN 总线;故障自隔离;马尔科夫链【作者】经本钦;詹家礼;卢望【作者单位】桂林航天工业学院自动化系，广西桂林 541004;桂林航天工业学院机械工程系，广西桂林 541004;桂林航天工业学院自动化系，广西桂林 541004【正文语种】中文【中图分类】TP273飞行器的设计包括了机架结构设计和控制系统设计，两方面共同构成了推动飞行器快速发展的关键因素。
由于控制算法的快速发展，UAV(Unmanned Aerial Vehicle)的设计也渐渐走向成熟，UAV的电传操纵系统对控制系统的可靠性提出了更高的要求。
冗余设计是提高控制系统可靠性的一种有效方法，国内外对于飞控系统冗余设计开展了广泛的研究。
采用表决冗余设计可以提高系统的安全性，但是在可靠性上却不如去掉表决器，直接采用冗余设计的系统高[1]；目前常见的大型客机如boeing777和A320普遍采用了非相似度冗余设计方法，该冗余设计系统可保证飞行器可靠性达到10-10/飞行小时，系统可靠性较高，但是该方法设计出来的结构体积庞大，成本高[2-3]；基于CAN总线实现了单主机控制系统与执行部件的通信，验证了CAN总线可实现UAV的通信，但是系统为单控制模块，可靠性低[4-5]；基于马尔科夫链可定量的分析冗余系统的可靠性指标，该方法可以很好的用来验证冗余系统设计是否达到了设计指标[6]，通过改进该方法可以用来验证的UAV 可靠性。
飞控系统与仿真
伺服作动分系统设计开发流程
伺服分系统测试与综合
• 1，集成测试综合环境一般由综合测试柜、飞行控制仿真计算机、FTI计算机、MBIT计算机、试验台几 部分组成。
• 2，伺服作动系统综合测试项目主要考核作动器与作动器控制器综合时的功能性能，主要包括伺服作动 系统试验前准备测试、功能性能测试、监控器测试、故障模态测试等内容。
段。飞行试验使评定飞行控制系统性能的最终阶段，飞行试验验证结果也具有权威性。 • 飞行试验通常在几架飞机上进行，每架飞机有专门的的测试目标。 • 飞行试验的目的是暴露与纠正系统、硬件、软件存在的设计问题和故障，优化控制率，评定电邮飞行
控制系统的飞机稳定性、操纵性、满足飞机飞行品质要求的程度，检查飞行控制系统的各种功能实现 及应用效果。考核飞机控制系统硬、软件在真是机载条件下工作的正确性与适应性，考察飞行控制系 统与飞机其他功能支架你的工作兼容性，完成对整个飞机控制系统的确认，并为进一步改进提供依据。
全机系统综合试验
• 2，机上地面试验 • 经过地面铁鸟台架综合试验之后，飞行控制系统应按照规定的技术要求装到飞机上，进行机上地面试
验。 • 机上地面试验一般分为三种：飞行控制系统性能校核试验，结构模态耦合试验，全机电磁干扰试验。
全机系统综合试验
• 3，飞行试验 • 经过系统综合试验，铁鸟综合试验和机上地面试验对飞行控制系统的验证与确认后，进入飞行试验阶
飞行控制系统研发与验证
现代飞机飞行控制系统工程学习总结
蔡壮
2020/02.29
飞控系统设计及验证概述
• 系统级设计包含：功能和性能设计（控制率设计），安全性和可 靠性设计（系统结构和余度管理设计），系统综合和验证任务。
• 分系统和部件级包含：飞行控制计算机（硬件）分系统，软件分 系统，伺服作动分系统，传感器分系统。
基于适航安全的民用飞机电传飞控系统架构设计考虑
航空科学技术Aeronautical Science &TechnologyMar.252021Vol.32No.0321-28基于适航安全的民用飞机电传飞控系统架构设计考虑李天为*，石鹏飞，刘宏明航空工业西安飞行自动控制研究所，陕西西安710065摘要：在民用飞机电传飞控系统架构设计中，安全性需求占据着至关重要的地位。
本文介绍了民用飞机适航规范和行业准则，梳理了系统架构设计要求，从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面，对适航安全性在飞控系统架构设计中的具体体现进行了研究，并以滚转轴（纵轴）基本控制功能为例，提出了满足适航安全要求的设计考虑，为民用飞机电传飞控系统架构设计提供参考。
关键词：民用飞机；电传飞控系统；适航；安全性；架构设计中图分类号：V249.1文献标识码：ADOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2021.03.004民用飞机从需求设计到试飞取证再到最终进入市场，安全性是贯穿整个过程的重要需求，电传飞控系统作为执行飞行的主要控制设备，是决定飞机安全性的核心系统之一，其主要功能的失效或异常均会导致灾难性的事故。
适航规范则针对安全性在飞机和机载设备的开发、制造、使用等方面提出了更多需求，对于系统研制中不同阶段也提出了安全性方面的要求，包括需求捕获、方案设计、分析与验证工作，这些阶段之间紧密衔接，为飞机安全提供保障。
因此，如何将适航要求体现在飞控系统架构设计中，针对安全性需求的原则，在架构权衡中提出相应的解决方案，成为现代民机飞控系统设计与研制面对的首要问题。
本文介绍了民用飞机电传飞控系统架构设计中需要考虑的适航规范要求，并从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面进行阐述，通过滚转轴副翼控制功能为例，给出了满足适航安全要求的设计考虑。
1民用飞机适航规范安全性要求1.1民用飞机适航标准中国民用航空规章第25部（CCAR 25）是我国对于大型运输类固定翼飞机进行适航审核的标准，在1985年首次颁布以来，先后经过4次修订，目前广泛使用的是CCAR 25-R4[1]版本，由中国民用航空局制定而成。
飞控系统
1.升降舵载荷感觉定中机构的特点？P246升降舵一般采用动压载荷感觉装置，该装置除了具有弹簧式感觉定中机构的特性外，还可以将空速的信号引进感觉定中机构中，即随着飞行速度的增加，驾驶员的感觉力也会增加，这样就更加真实地模拟舵面的铰链力矩，使驾驶员在不同的空速情况下，准确控制飞机。
2.为什么采用非线性传动机构操纵系统？P230操纵系统中，如果没有特殊的机构来改变传动系数，舵偏角随杆行程的变化近似成直线关系，即线性关系。
飞行速度的不同要求操纵系统的传动系数也不同，同一架飞机上不可能安装多套传动系数各异的操作系统，因此在操作系统中设置了专门的非线性传动机构，即杆行程与舵面偏角之间成曲线关系。
3.什么是马赫配平？P247马赫配平装置是一套自动控制装置，当飞行马赫数达到产生下俯现象的数值时，马赫配平装置自动操纵升降舵向上偏转一个角度，从而避免自动下俯。
4.水平安定面操作方式以及它们的权限？人工操作（安定面配平手轮）电动配平（安定面配平电门）自动驾驶操纵优先权：手动操纵的优先权最大，自动驾驶仪的优先权最小。
5.升降舵压差感觉电门如何工作？压差电门监控两路升降舵动压感觉机构提供的与空速成正比的计量液压压力，当两个计量压力相差超过25％时，压差电门工作，压差指示灯亮。
6.四余度系统的组成和功能，3个要求及特点？P231 ？表决和监控、故障隔离、双故障保护表决和监控：判断输入信号中有无故障信号，选择器选择正确的无故障信号故障隔离：如果任何一个信号被检查出是故障信号后，监控器自动隔离这个故障信号，不使它再输入到后面的舵回路中双故障保护：如果某一输入信号出现故障，切换器自动切除与助力器的联系，将正确信号接入系统。
7.电传系统优缺点？（P232）优点：（1）减轻了操纵系统的重量、体积，节省操纵系统设计和安装时间。
（2）消除了机械操纵系统中的摩擦、间隙、非线性因素以及飞机结构变形的影响。
（3）简化了主操纵系统与自动驾驶仪的组合（4）可采用小侧杆操纵机构。
27飞行控制
27飞行控制系统1.升降舵载荷感觉定中机构的特点？P246升降舵一般采用动压载荷感觉装置，该装置除了具有弹簧式感觉定中机构的特性外，还可以将空速的信号引进感觉定中机构中，即随着飞行速度的增加，驾驶员的感觉力也会增加，这样就更加真实地模拟舵面的铰链力矩，使驾驶员在不同的空速情况下，准确控制飞机。
2.为什么采用非线性传动机构操纵系统？操纵系统中，如果没有特殊的机构来改变传动系数，舵偏角随杆行程的变化近似成直线关系，即线性关系。
飞行速度的不同要求操纵系统的传动系数也不同，同一架飞机上不可能安装多套传动系数各异的操作系统，因此在操作系统中设置了专门的非线性传动机构，即杆行程与舵面偏角之间成曲线关系。
3.什么是马赫配平？P247马赫配平装置是一套自动控制装置，当飞行马赫数达到产生下俯现象的数值时，马赫配平装置自动操纵升降舵向上偏转一个角度，从而避免自动下俯。
4.简述水平安定面的控制形式，其控制权限如何？1：人工操纵（安定面配平手轮）；2：电动配平（安定面配平电门）；3：自动驾驶操纵。
以上三种输入优选权是不同的：手动操纵的优先权最大，而自动驾驶仪的优先权最小。
5.升降舵压差感觉电门如何工作？压差电门监控两路升降舵动压感觉机构提供的与空速成正比的计量液压压力，当两个计量压力相差超过25％时，压差电门工作，压差指示灯亮。
6.电传系统优缺点？（P232）优点：（1）减轻了操纵系统的重量、体积，节省操纵系统设计和安装时间。
（2）消除了机械操纵系统中的摩擦、间隙、非线性因素以及飞机结构变形的影响。
（3）简化了主操纵系统与自动驾驶仪的组合（4）可采用小侧杆操纵机构。
（5）飞机操稳特性不仅得到根本改善，且可以发生质的变化。
缺点：（1）单通道可靠性不高；（2）电传操纵系统成本较高。
（3）系统易受雷击和电磁脉冲波干扰影响。
7.飞机的重要操纵面，各操纵什么运动？副翼操纵飞机产生绕纵轴转动的系统；升降舵操纵飞机绕横轴转动的系统；方向舵操作飞机产生绕立轴转动的系统。
「干货」A320飞行操纵系统
「干货」A320飞行操纵系统源自@3系飞行员摘要A320是第一个使用电传操纵系统的民用机型。
随后A330/A340飞行操纵都是在A320基础上做了改进，目前A380和A350使用的技术更先进，安全性更高。
作为空客机型飞行员，需要充分了解和掌握电传飞行操纵系统的基本原理。
飞行操纵舵面介绍飞机操纵面都是：‐ 电控的‐ 液压作动的水平安定面和方向舵可机械操纵。
侧杆用于控制飞机的俯仰及横滚(和偏航，间接通过转弯协调)。
计算机分析飞行员的输入，按需移动飞行操纵面，以完成飞行员要求的指令。
然而，在正常法则下，不论飞行员输入什么信息，计算机都将防止过度的机动飞行和超过俯仰和横滚轴安全包线的飞行。
但是，方向舵和传统飞机上的一样，不具备这种保护。
飞行操纵计算机介绍7个飞行操纵计算机根据正常、备用或直接法则处理飞行员和自动驾驶的输入，计算机有：2个 ELACs(升降舵副翼计算机)提供: 正常升降及安定面控制副翼的操纵。
3 个SECs(扰流板升降舵计算机)提供: 扰流板的操纵。
备用升降舵和安定面控制。
2 个FACs(飞行增稳计算机)提供: 方向舵电动控制。
另外的2个FCDC（飞行操纵数据集中器）从ELAC (升降舵副翼计算机)和 SEC (扰流板升降舵计算机)获得数据并将数据送至 EIS (电子仪表系统)和 CFDS (中央故障显示系统)。
*飞行操纵系统控制逻辑A320飞机所有操纵面都需要液压驱动控制（G/B/Y）。
并且每个飞行操纵计算机和液压作动筒之间有着默认的对应关系。
【表1】扰流板控制逻辑每块扰流板都由一个伺服传动装置来定位。
每个伺服传动接收分别来自于G、 B或Y液压系统的动力，由SEC1、2 或3 来控制。
当相应的计算机出现故障或失去电控时，扰流板自动收至0位。
在液压供给失效的情况下，扰流板保持在失效时的偏转位置，或如果在空气动力的推动下，保持在较小的位置。
当一个机翼上的扰流面失效时，另一个机翼上相对称的扰流板被抑制。
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电传飞行控制系统容错设计
摘要在过去几十年中，随着集成航电模块和先进数字总线技术在民用航空领域中的广泛应用，容错技术在电传飞控系统设计中得到广泛应用。
本文先根据容错要求和经验数据定义飞控系统的容错等级，其次对波音777和空客320的飞控计算机冗余架构进行对比和分析；最后对电传飞控系统设计中采用的容错技术，包括比较监控，冗余信号表决和同步问题等进行了详细分析，分析结论可供实际设计参考。
关键词容错技术；电传；飞行控制系统；bit
中图分类号v5 文献标识码a 文章编号 1674-6708（2013）
96-0041-02
0引言
飞行控制系统是民用飞机的关键系统之一，将飞行员输入命令，传感器输入，经过控制律解算，产生驱动飞机舵面运动的指令，驱动飞机副翼，升降舵，方向舵等控制面的运动，改变飞机运动方向和速度。
其涉及部件种类多，部件间交联关系复杂，功能安全性要求高（一般要求丧失控制的概率低于1e-9）。
典型飞控系统包括：飞行控制计算机，作动器控制，位置、角度传感器和飞机舵面等组成。
飞控计算机、作动器和传感器间通过先进数字总线，包括点对点数字arinc429总线，可保证数据传输安全性的arinc664网络等连接起来，构成整个飞行控制系统的处理核心。
1 容错等级和安全性要求
设计中，为了防止部件或功能的故障导致飞机丧失控制，满足安全性要求。
首先要列出飞控系统的主要部件清单，根据现场数据等方式对部件的主要故障模式和概率进行统计，预先确定各部件的容错要求。
容错要求分为以下几类：
fail-operation：当部件发生故障时，系统工作可靠。
fail-passive：当部件发生故障时，系统工作可靠但性能有下降。
fail-safe：当故障发生时，系统仍能够恢复到安全状态。
2国外飞机飞控系统架构
波音777飞控系统采用3台主飞控计算机（pfcs），每个pfc有3个独立支路，每个支路的cpu不同，分别为：命令支路，备用支路和监控支路。
主飞控系统有三种运行模式：normal，secondary和direct。
当各种输入正常时，主飞控系统运行在normal模式；当pfcs探测到丧失重要的空速和姿态数据时，进入secondary模式，自动飞行无法在此模式下运行。
在direct模式，不用pfcs，飞行员可直接通过ace来进行飞机舵面控制。
支路之间用arinc629总线，三条支路间互相监控。
空客320飞机中，其冗余架构为：飞机副翼控制和正常俯仰控制由两台升降舵和副翼控制（elacs）实现；两台elac计算机，一台工作在主动模式，另一台工作在阻尼模式，作为故障时的备份系统运行。
每台elac为冗余双通道：即控制通道和监控通道，共四台计算机，包含四个不同的软件包。
扰流板控制和备份俯仰控制由三台扰流板升降舵（secs）执行。
三台sec计算机相互独立，互为备份。
方向舵控制由两台飞行增强计算机（fac）实现。
其架构和elac 一样，每台计算机包括控制通道和监控通道。
3 容错技术设计
3.1 冗余技术
冗余是用多个低可靠性部件构成高可靠性系统的常用方法。
冗余技术一般分为四种：硬件冗余、软件冗余、时间冗余和信息冗余。
硬件冗余通过相似或非相似的多个硬件，实现相似功能，以达到提高可靠性的目的。
硬件冗余成本较高，一般只有最关键的功能才采用硬件冗余手段。
在权衡是否采用硬件冗余时，主要应考虑：系统能耗，散热能力和空间等约束。
硬件冗余用于架构级，如多台飞控计算机，多个舵面做动器等。
软件冗余是提高软件可靠性的措施，包括非相似软件，多版本软件等形式。
由于软件和硬件产品具有完全不同的特性，传统提高软件可靠性主要通过过程审查方式，do-178b中对此进行详细指导。
但依然对设计错误无能为力，因此通过软件冗余来减缓设计错误。
但这两种方式的金钱和时间成本相当高，需要进行仔细权衡。
时间冗余：当任务调度周期较长时，一些任务如果需要，可以重新运行，这样仍能够满足任务时间要求。
最简单的是retry，即重新执行失败的指令。
还包括：返回到受影响计算的前一个检查点，继续开始；或从开始重新进行所有计算。
时间冗余主要应用在软件
设计中，需要权衡的方面包括：程序储存检查点处的状态和信息所需的存储区。
信息冗余：这是在数据层级，即应用层数据传输时，为保持数据传输完整性，在数据载荷中可加入奇偶校验，或crc码，提高数据交付的完整性，探测传输中的错误。
可以看出，信息冗余是这四种冗余手段中最低级的方式，只应用于信号层，以损失数据有效载荷来换取可靠性提高。
3.2 表决监控
冗余技术应用时，配合表决技术，从多个尤其是硬件冗余和软件冗余输出中选择一个，用于控制命令。
飞控系统的表决监控点一般选择为：飞行员命令输入端；传感器输出数据处；控制律解算前；作动器命令输入点；告警命令显示输入。
监控器和表决器的正确性和可用性是冗余技术的关键环节。
表决器的表决原则，包括：最简单按照预定顺序选择；中值表决，平均值表决甚至加权表决算法等。
每类表决算法都各有优缺点，需要从多方面权衡，以选出的值可信度高，对系统其它相关功能影响最小为标准。
此外比较监控器也是双冗余飞控架构的重要技术，常采用交叉通道比较技术，这样可实现对本通道的监控，提高通道输出的可靠性。
比较监控器即：将来自不同源的同一参数的两个值进行比较，如果其差值超过门限，时间超过设定延时，则认为两者不一致，有可能发生错误，因此可采用安全默认值或直接关闭输出。
可见，监控门
限和设定延时的设定对故障探测和告警有重要影响。
仅采用比较监控和表决技术，依然无法满足对飞控系统的维修性和测试性，以及故障覆盖率的要求。
此时，机内自检（bit）技术是不可或缺的补充，它能使系统架构更加简单。
飞行控制系统中，bit应用于三种情况：上电自检测（pbit）、维护自检测（mbit）和初始自检测（ibit）。
mbit是由操作人员发出命令，进入维护模式，检测系统新替换的部件，校准传感器，检测系统关键部件。
mbit的检测结果有些由控制器直接做出判断，有些由操作人员根据控制器输出做出判断。
pbit是飞控计算机上电后，对ram、flash和nvm等存储器和数字总线等电路进行的例行检测，用于确保飞控计算机硬件的完整性；ibit用于对飞控系统重要安全部件，如翼尖刹车和做动器马达刹车等部件进行的检测，以确保飞机无故障起飞。
4 结论
本文主要就电传飞行控制系统设计中，一系列关键技术进行了详细对比和分析。
对飞控系统设计中，不同层级的容错技术进行优缺点分析，可作为工程设计之参考。
目前，我国电传飞控系统研究刚刚起步，还需要进一步深入研究。
参考文献
[1]刘林，郭恩友.飞行控制系统的分系统[m].北京：国防工业出版社，2003，1.
[2]金星.系统可靠性与可用性分析方法[m].北京：国防工业出版
社，2007.。