CN111693289B - 飞机发动机转速辨识方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机发动机转速辨识方法及系统，其中方法包括：获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；能够在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。

Description

飞机发动机转速辨识方法及系统
技术领域
本发明涉及飞机检测技术领域，特别涉及一种飞机发动机转速辨识方法以及一种飞机发动机转速辨识系统。
背景技术
飞机发动机转速的辨识是飞机整个系统运行过程中所必不可少的环节。
在相关技术中，对发动机转速进行辨识多采用机械、红外辨识，或者电信号辨识的方法；当采用机械、红外辨识或者电信号辨识时，均需要在机上增加外部设备，可能会对飞机原有设备的布局造成影响；并且，以上方法对于发动机转速的辨识结果准确度低，进而对以发动机转速作为输入的设备的正常工作及系统性能造成影响。
发明内容
本发明旨在至少在一定程度上解决上述技术中的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种飞机发动机转速辨识方法，能够在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
本发明的第二个目的在于提出一种飞机发动机转速辨识系统。
为达到上述目的，本发明第一方面实施例提出了一种飞机发动机转速辨识方法，包括以下步骤：获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据所述实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算所述期望信号值和所述估计信号值之间的误差值；根据所述误差值计算信号频率系数，并根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新，直至所述误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识。
根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识方法，首先，获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；接着，获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；然后，根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；从而实现在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
另外，根据本发明上述实施例提出的飞机发动机转速辨识方法还可以具有如下附加的技术特征：
可选地，所述信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、信号频率、参考正弦波、参考余弦波、迭代系数、实测信号频率基准值和实测信号采样率。
可选地，在根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新时，还判断所述信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果所述信号频率系数不处于预设取值区间内，则将所述信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
可选地，所述信号参数根据以下公式进行初始化：
a(1)＝0,b(1)＝0,c(1)＝0,ω(1)＝0
xa(1)＝cos(-1·2πf0/fs)xa(2)＝cos(-2·2πf0/fs)
xb(1)＝sin(-1·2πf0/fs)xb(2)＝sin(-2·2πf0/fs)
c(1)＝-2cos(2πf0/fs)
c0＝-2cos(2πf0/fs)
其中，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，c(n)表示信号频率系数，ω(n)表示估计信号频率，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，c0表示信号频率系数初始值，f0表示实测信号频率基准值，fs表示实测信号采样率，n为正整数。
可选地，所述误差值根据以下公式计算：
e(n)＝d(n)-xa(n)a(n)+xb(n)b(n)
其中，e(n)表示误差值，d(n)表示期望信号值，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数。
可选地，根据以下公式对所述信号参数进行迭代更新：
c(n+1)＝c(n)-μce(n){a(n)xa(n-1)+b(n)xb(n-1)}
a(n+1)＝a(n)+μe(n)xa(n)
b(n+1)＝b(n)+μe(n)xb(n)
ω(n+1)＝ω(n)+arccos(-c(n)/2)
其中，c(n)表示信号频率系数，μc表示第一迭代系数，e(n)表示误差值，μ表示第二迭代系数，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，ω(n)表示估计信号频率。
可选地，在所述误差值收敛之后，还包括：
根据所述估计信号值进行实时信号频率值的计算；
其中，所述实时信号频率值根据以下公式计算：
f(n)＝arccos(-c(n)/2)/2π·fs
其中，f(n)表示实时信号频率值，c(n)表示信号频率系数，fs表示实测实测信号采样率。
为达到上述目的，本发明第二方面实施例提出了一种飞机发动机转速辨识系统，包括：初始化模块，所述初始化模块用于获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据所述实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；计算模块，所述计算模块用于获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算所述期望信号值和所述估计信号值之间的误差值；迭代模块，所述迭代模块用于根据所述误差值计算信号频率系数，并根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新，直至所述误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识。
根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识系统，通过设置初始化模块用于获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；计算模块用于获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；迭代模块用于根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；从而实现在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
另外，根据本发明上述实施例提出的飞机发动机转速辨识系统还可以具有如下附加的技术特征：
可选地，所述信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、信号频率、参考正弦波、参考余弦波和迭代系数。
可选地，在根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新时，还判断所述信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果所述信号频率系数不处于预设取值区间内，则将所述信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
附图说明
图1为根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识方法的流程示意图；
图2为根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识系统的方框示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
相关技术中，在对飞机发动机转速进行辨识时，多需要进行外部设备的添加，并且转数辨识结果准确度低；根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识方法，首先，获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；接着，获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；然后，根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；从而实现在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
为了更好的理解上述技术方案，下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。
图1为根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识方法的流程示意图，如图1所示，该飞机发动机转速辨识方法包括以下步骤：
S101，获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化。
也就是说，获取实测信号频率的基准值和实测信号的采样频率，并根据实测信号频率基准值和实测信号的采样率对发动机转速辨识过程中所需要使用的信号参数进行初始化。
其中，信号参数可以包括多种；例如，信号参数可以包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值等。
作为一种示例，信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、信号频率、参考正弦波、参考余弦波、迭代系数、实测信号频率基准值和实测信号采样率。
在一些实施例中，信号参数根据以下公式进行初始化：
a(1)＝0,b(1)＝0,c(1)＝0,ω(1)＝0
xa(1)＝cos(-1·2πf0/fs)xa(2)＝cos(-2·2πf0/fs)
xb(1)＝sin(-1·2πf0/fs)xb(2)＝sin(-2·2πf0/fs)
c(1)＝-2cos(2πf0/fs)
c0＝-2cos(2πf0/fs)
其中，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，c(n)表示信号频率系数，ω(n)表示估计信号频率，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，c0表示信号频率系数初始值，f0表示实测信号频率基准值，fs表示实测信号采样率，n为正整数。
S102，获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值。
即言，获取期望信号值，该期望信号值即通过转速传感器采集得到的实时信号值，然后，根据初始化后的信号参数进行估计信号值的计算，并计算估计信号值与期望信号值之间的误差值。
需要说明的是，期望信号值是一个频率变化的正弦波，而估计信号值是通过正余弦波估计得到的固定频率信号。
在一些实施例中，误差值根据以下公式计算：
e(n)＝d(n)-xa(n)a(n)+xb(n)b(n)
其中，e(n)表示误差值，d(n)表示期望信号值，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数。
S103，根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识。
也就是说，根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，即言，使得误差均方根达到最小；以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识。
在一些实施例中，根据以下公式对信号参数进行迭代更新：
c(n+1)＝c(n)-μce(n){a(n)xa(n-1)+b(n)xb(n-1)}
a(n+1)＝a(n)+μe(n)xa(n)
b(n+1)＝b(n)+μe(n)xb(n)
ω(n+1)＝ω(n)+arccos(-c(n)/2)
其中，c(n)表示信号频率系数，μc表示第一迭代系数，e(n)表示误差值，μ表示第二迭代系数，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，ω(n)表示估计信号频率。
需要说明的是，在根据上述方式进行迭代计算，直至误差值收敛之后，可以根据得到的信号频率系数和公式x(n)＝arccos(-c(n)/2)进行实时信号频率的计算，以便根据实时信号频率进行后续的分析和判断。
在一些实施例中，在误差值收敛之后，还包括：
根据估计信号值进行实时信号频率值的计算；
其中，实时信号频率值根据以下公式计算：
f(n)＝arccos(-c(n)/2)/2π·fs
其中，f(n)表示实时信号频率值，c(n)表示信号频率系数，fs表示实测实测信号采样率。
即言，在误差值收敛之后，可以认为估计信号值与期望信号值是相等的，从而，可以根据估计信号值代替期望信号值进行下一步的计算。
在一些实施例中，在根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新时，还判断信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果信号频率系数不处于预设取值区间内，则将信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
即言，在迭代更新的过程中，由于计算方式是反余弦函数，因此，进一步地判断信号频率系数是否处于取值范围内，以防止信号频率系数的取值超出取值范围而无法计算。
综上所述，根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识方法，首先，获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；接着，获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；然后，根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；从而实现在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
为了实现上述实施例，本发明实施例还提出了一种飞机发动机转速辨识系统，如图2所示，该飞机发动机转速辨识系统包括：初始化模块10、计算模块20和迭代模块30。
其中，初始化模块10用于获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；
计算模块20用于获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；
迭代模块30用于根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识。
在一些实施例中，信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、信号频率、参考正弦波、参考余弦波和迭代系数。
在一些实施例中，在根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新时，还判断信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果信号频率系数不处于预设取值区间内，则将信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
需要说明的是，上述关于图1中飞机发动机转速辨识方法的描述同样适用于该飞机发动机转速辨识系统，在此不做赘述。
综上所述，根据本发明实施例的飞机发动机转速辨识系统，通过设置初始化模块用于获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；计算模块用于获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算期望信号值和估计信号值之间的误差值；迭代模块用于根据误差值计算信号频率系数，并根据误差值和信号频率系数对信号参数进行迭代更新，直至误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转数的辨识；从而实现在不增加机上外部设备的情况下，对发动机转速进行高精度的辨识，以保证系统的稳定运行。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
应当注意的是，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的部件或步骤。位于部件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的部件。本发明可以借助于包括有若干不同部件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不应理解为必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种飞机发动机转速辨识方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据所述实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；
获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算所述期望信号值和所述估计信号值之间的误差值；
根据所述误差值计算信号频率系数，并根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新，直至所述误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转速的辨识；
其中，所述信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、估计信号频率、参考正弦波、参考余弦波和迭代系数；
在根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新时，还判断所述信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果所述信号频率系数不处于预设取值区间内，则将所述信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
2.如权利要求1所述的飞机发动机转速辨识方法，其特征在于，所述信号参数根据以下公式进行初始化：
a(1)＝0,b(1)＝0,c(1)＝0,ω(1)＝0
xa(1)＝cos(-1·2πf0/fs)xa(2)＝cos(-2·2πf0/fs)
xb(1)＝sin(-1·2πf0/fs)xb(2)＝sin(-2·2πf0/fs)
c(1)＝-2cos(2πf0/fs)
c0＝-2cos(2πf0/fs)
其中，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，c(n)表示信号频率系数，ω(n)表示估计信号频率，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，c0表示信号频率系数初始值，f0表示实测信号频率基准值，fs表示实测信号采样率，n为正整数。
3.如权利要求1所述的飞机发动机转速辨识方法，其特征在于，所述误差值根据以下公式计算：
e(n)＝d(n)-xa(n)a(n)+xb(n)b(n)
其中，e(n)表示误差值，d(n)表示期望信号值，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数。
4.如权利要求1所述的飞机发动机转速辨识方法，其特征在于，根据以下公式对所述信号参数进行迭代更新：
c(n+1)＝c(n)-μce(n){a(n)xa(n-1)+b(n)xb(n-1)}
a(n+1)＝a(n)+μe(n)xa(n)
b(n+1)＝b(n)+μe(n)xb(n)
ω(n+1)＝ω(n)+arccos(-c(n)/2)
其中，c(n)表示信号频率系数，μc表示第一迭代系数，e(n)表示误差值，μ表示第二迭代系数，a(n)表示余弦分量系数，b(n)表示正弦分量系数，xa(n)表示参考余弦波，xb(n)表示参考正弦波，ω(n)表示估计信号频率。
5.如权利要求1所述的飞机发动机转速辨识方法，其特征在于，在所述误差值收敛之后，还包括：
根据所述估计信号值进行实时信号频率值的计算；
其中，所述实时信号频率值根据以下公式计算：
f(n)＝arccos(-c(n)/2)/2π·fs
其中，f(n)表示实时信号频率值，c(n)表示信号频率系数，fs表示实测信号采样率。
6.一种飞机发动机转速辨识系统，其特征在于，包括：
初始化模块，所述初始化模块用于获取实测信号频率基准值和实测信号采样率，并根据所述实测信号频率基准值和实测信号采样率对信号参数进行初始化；
计算模块，所述计算模块用于获取期望信号值，并根据初始化后的信号参数计算估计信号值，以及计算所述期望信号值和所述估计信号值之间的误差值；
迭代模块，所述迭代模块用于根据所述误差值计算信号频率系数，并根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新，直至所述误差值收敛，以便根据收敛后的误差值进行飞机发动机转速的辨识；
其中，所述信号参数包括余弦分量系数、正弦分量系数、信号频率系数初始值、信号频率系数、信号频率、参考正弦波、参考余弦波和迭代系数；
在根据所述误差值和所述信号频率系数对所述信号参数进行迭代更新时，还判断所述信号频率系数是否处于预设取值区间内，如果所述信号频率系数不处于预设取值区间内，则将所述信号频率系数赋值为信号频率系数初始值。
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