CN113031564B - 一种航空发动机控制器在回路容错验证方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机控制器在回路容错验证方法，方法中，在航空发动机的模型机上写入传感器故障注入代码，所述传感器故障注入代码设定传感器故障注入模式、传感器故障注入位置、故障注入周期和系统恢复周期，实现故障随机地注入，在航空发动机的控制器上写入在发动机包线范围内不同应用场景的飞行控制代码，加入随机设定模块，根据发动机实际工作环境和参数限定生成随机数区间，随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度以实现发动机在包线范围内飞行；分别在模型机和航空发动机的控制器输入控制指令，使航空发动机的控制器在注入故障下考核在全包线范围内不同应用场景的容错。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机控制系统考核领域，特别是一种航空发动机控制器在回路容错验证方法。
背景技术
控制系统是发动机的“神经中枢”，其任务可靠性与安全性是发动机的生命。容错控制是控制系统的“重要使命”，是保障发动机安全高效运行的核心技术。容错控制技术是突破传统“保安全”、瞄准性能不降级，最终实现带故障派遣的核心技术，是提高任务可靠性的重要途径。然而，容错控制方法却缺乏有效的验证方法。
航空发动机容错控制验证技术的难点有两处：一、缺乏一个有效的故障注入手段。航空发动机传感器故障类型繁多，单一的故障注入无法有效说明容错控制方法的普适性，而快速自动遍历和随机故障注入具有很大的难度。二、全包线范围内的飞行场景设定困难。发动机的任务剖面非常复杂，如何有效的模拟出全包线范围任意位置，对飞行状态进行有效模拟十分困难。
在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。
发明内容
针对现有技术中的问题，本发明提出一种航空发动机控制器在回路容错验证方法。自动遍历和随机注入故障，全面模拟发动机的各类型故障，通过各种飞行应用场景的设定，实现全包线范围内发动机工作状态的准确模拟，解决航空发动机容错控制方法验证困难的问题。
本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种航空发动机控制器在回路容错验证方法包括以下步骤：
第一步骤，在航空发动机的模型机上写入传感器故障注入代码以实现故障随机地注入，所述传感器故障注入代码设定传感器故障注入模式、传感器故障注入位置、故障注入周期和系统恢复周期，
第二步骤，在航空发动机的控制器上写入在发动机包线范围内不同应用场景的飞行控制代码，加入随机设定模块，根据发动机实际工作环境和参数限定生成随机数区间，随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度以实现发动机在包线范围内飞行；
第三步骤，分别在模型机和航空发动机的控制器输入控制指令，使航空发动机的控制器在注入故障下考核在全包线范围内不同应用场景的容错，其中，通过检测超温、超转、喘振、推力降级指标以考核控制器容错。
所述的方法中，第一步骤中，传感器为双余度传感器，其至少包括温度传感器和压力传感器。
所述的方法中，第一步骤中，传感器故障注入模式包括短路、断路、比例漂移及偏置漂移故障，通过调整IO电压值来模拟故障传感器。
所述的方法中，第一步骤中，通过代码复用设定为单一传感器故障注入和两两组合传感器故障注入。
所述的方法中，第一步骤中，通过随机设定模块以实现故障随机地注入，其中，对不同类型的传感器故障设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障类型的随机设定；通过对不同位置传感器设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障位置的随机设定。
所述的方法中，第二步骤中，应用场景包括地面起动到慢车、地面加速到中间状态、阶梯加速到中间状态、地面减速、飞行到指定高度马赫数、风车起动、地面加速到最大状态和停车。其中，地面起动到慢车中，控制器的油门杆角度为10度，高度、马赫数均为0，运行发动机使其地面起动到慢车中；地面加速到中间状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成到慢车状态；再在油门杆角度为60度，高度、马赫数为0的状态下运行至中间状态；阶梯加速到中间状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成到慢车状态；再将油门杆角度每运行1000个控制周期增加0.5度，直至油门杆达到70度；地面减速中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态，再在油门杆角度为70度，高度、马赫数为0的状态下运行1000个控制周期至中间状态，最后在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下减速至慢车状态；飞行到指定高度马赫数中，控制器先在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成到地面慢车状态，再在油门杆角度为10度的状态下，将高度、马赫数沿10000个控制周期线性升高到指定目标值，最后在目标高度、马赫数下将油门杆推至50度；风车起动中，控制器先将飞机飞行到指定高度马赫数，并且油门杆保持10度不变，再将油门杆推至0度，使发动机熄火，最后在指定高度、马赫数下将油门杆推至10度，完成空中风车起动；地面加速到最大状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态，再将油门杆推至60度运行至中间状态后运行10000个控制周期，最后将油门杆推至120度运行至加力状态；停车中，控制器将油门杆角度推至0度，完成发动机停车。
所述的方法中，第二步骤中，在完成起动到慢车状态后，开始随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度随机数，在每一次飞行单次飞行周期结束后再重新随机生成下一次的飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度，在飞行周期内，飞行高度和马赫数随飞行时间在上一次飞行周期结束目标值到生成目标区间成线性关系。
所述的方法中，第二步骤中，建立大气环境表，求取各网格点的总温总压，依据飞行过程中的高度和马赫数进行网格点的插值计算，从而获得包线任意位置的总温总压。
所述的方法中，第三步骤中，注入故障包括：
单一电子电气短路故障遍历注入；
单一电子电气断路故障遍历注入；
单一电子电气比例漂移故障遍历注入；
单一电子电气偏置漂移故障遍历注入；
单一电子电气随机故障注入；
两两组合短路故障遍历注入；
两两组合断路故障遍历注入；
两两组合比例漂移故障遍历注入；
两两组合偏置漂移故障遍历注入；
两两组合短路断路故障遍历注入；
两两组合短路比例漂移故障遍历注入；
两两组合短路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合断路比例漂移故障遍历注入；
两两组合断路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合比例漂移偏置漂移故障遍历注入；
两两组合随机故障注入。
所述的方法中，第三步骤中，检测超温、超转、喘振、推力降级指标以考核控制器容错。超温指的是涡轮后温度超过设计限定值，超转指发动机风扇转速或压气机转速超过设计限定值，喘振是指气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象，它会导致发动机机件的强烈机械振动，对飞行安全造成严重影响。推力降级是指发动机所能提供推力低于适航规定明确的百分比下限，对于军机和民机有不同的要求。
有益效果
本发明写入传感器故障注入代码，包括温度、压力等双余度传感器短路、断路、比例漂移及偏置漂移类等故障的遍历和随机注入。随后在控制器上写入在发动机包线范围内的地面起动、慢车、加速、减速等各类应用场景下飞行控制代码。最后，分别在模型机和控制器的上位机上输入控制指令，使航空发动机的控制器在回路仿真系统在注入故障的环境下考核控制器在全包线范围内各类应用场景的容错性能。该方法简单易行，适用于航空发动机的控制器容错验证测试。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够使得本发明的技术手段更加清楚明白，达到本领域技术人员可依照说明书的内容予以实施的程度，并且为了能够让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，下面以本发明的具体实施方式进行举例说明。
附图说明
通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。
在附图中：
图1所示为航空发动机的控制器在回路仿真考核平台的示意图；
图2所示为本发明的一个实施例的容错验证故障注入与应用场景匹配模式示意图；
以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。
具体实施方式
下面将参照附图1至图2更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，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。
需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。
为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。
一种航空发动机控制器在回路容错验证方法包括以下步骤：
第一步骤，在航空发动机的模型机上写入传感器故障注入代码，所述传感器故障注入代码设定传感器故障注入模式、传感器故障注入位置、故障注入周期和系统恢复周期，实现故障随机地注入。
第二步骤，在航空发动机的控制器上写入在发动机包线范围内不同应用场景的飞行控制代码，加入随机设定模块，根据发动机实际工作环境和参数限定生成随机数区间，随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度以实现发动机在包线范围内飞行；
第三步骤，分别在模型机和航空发动机的控制器输入控制指令，使航空发动机的控制器在注入故障下考核在全包线范围内不同应用场景的容错。
所述的方法的优选实施方式中，第一步骤中，传感器为双余度传感器，其至少包括温度传感器和压力传感器。双余度传感器为提高可靠性，一般测量同一物理量的传感器采用2个备份，或者双线圈结构，这样有冗余备份，部分甚至是4个备份。
所述的方法的优选实施方式中，第一步骤中，传感器故障注入模式包括短路、断路、比例漂移及偏置漂移故障，通过调整IO电压值来模拟故障传感器。
所述的方法的优选实施方式中，第一步骤中，通过代码复用设定为单一传感器故障注入和两两组合传感器故障注入。
所述的方法的优选实施方式中，第一步骤中，通过随机设定模块以实现故障随机地注入，其中，对不同类型的传感器故障设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障类型的随机设定；通过对不同位置传感器设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障位置的随机设定。
所述的方法的优选实施方式中，第二步骤中，应用场景包括地面起动到慢车、地面加速到中间状态、阶梯加速到中间状态、地面减速、飞行到指定高度马赫数、风车起动、地面加速到最大状态和停车，其中，地面起动到慢车中，控制器的油门杆角度为10度，高度、马赫数均为0，运行发动机使其地面起动到慢车中；地面加速到中间状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成到慢车状态；再在油门杆角度为60度，高度、马赫数为0的状态下运行至中间状态；阶梯加速到中间状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成到慢车状态；再将油门杆角度每运行1000个控制周期增加0.5度，直至油门杆达到70度；地面减速中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态，再在油门杆角度为70度，高度、马赫数为0的状态下运行1000个控制周期至中间状态，最后在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下减速至慢车状态；飞行到指定高度马赫数中，控制器先在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成到地面慢车状态，再在油门杆角度为10度的状态下，将高度、马赫数沿10000个控制周期线性升高到指定目标值，最后在目标高度、马赫数下将油门杆推至50度；风车起动中，控制器先将飞机飞行到指定高度马赫数，并且油门杆保持10度不变，再将油门杆推至0度，使发动机熄火，最后在指定高度、马赫数下将油门杆推至10度，完成空中风车起动；地面加速到最大状态中，控制器先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态，再将油门杆推至60度运行至中间状态后运行10000个控制周期，最后将油门杆推至120度运行至加力状态；停车中，控制器将油门杆角度推至0度，完成发动机停车。
所述的方法的优选实施方式中，第二步骤中，在完成起动到慢车状态后，开始随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度随机数，在每一次飞行单次飞行周期结束后再重新随机生成下一次的飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度，在飞行周期内，飞行高度和马赫数随飞行时间在上一次飞行周期结束目标值到生成目标区间成线性关系。
所述的方法的优选实施方式中，第二步骤中，建立大气环境表，求取各网格点的总温总压，依据飞行过程中的高度和马赫数进行网格点的插值计算，从而获得包线任意位置的总温总压。总温总压是发动机进气条件的总温总压，是输入条件，受大气环境决定的。
所述的方法的优选实施方式中，第三步骤中，注入故障包括：
单一电子电气短路故障遍历注入；
单一电子电气断路故障遍历注入；
单一电子电气比例漂移故障遍历注入；
单一电子电气偏置漂移故障遍历注入；
单一电子电气随机故障注入；
两两组合短路故障遍历注入；
两两组合断路故障遍历注入；
两两组合比例漂移故障遍历注入；
两两组合偏置漂移故障遍历注入；
两两组合短路断路故障遍历注入；
两两组合短路比例漂移故障遍历注入；
两两组合短路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合断路比例漂移故障遍历注入；
两两组合断路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合比例漂移偏置漂移故障遍历注入；
两两组合随机故障注入。
所述的方法的优选实施方式中，第三步骤中，检测超温、超转、喘振、推力降级指标以考核控制器容错。
为了进一步理解本发明，在一个实施例中，参照图1所示为航空发动机的控制器在回路仿真考核平台，其由控制器、模型仿真设备、执行机构仿真设备及相应的上位机和显示系统部分组成，可完成各种飞行应用场景下各类故障注入的容错控制的检测。
1)在模型机上写入传感器故障注入代码，包括温度、压力等双余度传感器短路、断路、比例漂移及偏置漂移类等故障的遍历和随机注入。
2)在控制器上写入在发动机包线范围内的地面起动、慢车、加速、减速等各类应用场景下飞行控制代码。
3)分别在模型机和控制器的上位机上输入控制指令，使航空发动机的控制器在回路仿真系统在注入故障的环境下考核控制器在全包线范围内各类应用场景的容错性能。参照图2所示为容错验证故障注入与应用场景匹配模式的示意图。在各种飞行应用场景下开展完成不同类型故障注入，通过遍历或随机的方式通过大量试验验证容错方法的有效性。
所述的步骤1)，具体包括以下：
1)通过switch——case在代码中设定传感器故障注入模式，主要包括短路、断路、比例漂移及偏置漂移类故障，通过调整IO电压值来模拟故障传感器。
2)通过switch——case在代码中设定传感器故障注入位置，这是由具体型号发动机搭载的传感器配置决定。选择控制器各输入接口，实现对故障传感器的锁定。
3)通过代码复用设定为单一传感器故障注入和两两组合传感器故障注入。两两组合传感器故障注入只是复用单一传感器故障注入的代码。
4)加入随机设定模块，实现任意类型故障、任意位置故障的注入。通过对不同类型的传感器故障设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障类型的随机设定；通过对不同位置传感器设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障位置的随机设定。
5)通过上位机设定指定某一位置、某一类型故障注入。通过VERISTAND上位机软件对代码进行监控，实现模型机运行过程中的控制，利用switch-case，通过选择不同代码中case来实现控制过程。
6)通过代码设定故障注入周期和系统恢复周期分别为500个控制周期，编程对故障连续自动注入，实现故障遍历注入和随机注入。
所述的步骤2)具体包括以下内容：
1)通过switch——case在代码中设定飞行应用场景，包括地面起动到慢车、地面加速到中间状态、阶梯加速到中间状态、地面减速、飞行到指定高度马赫数、风车起动、地面加速到最大状态、停车。
(1)地面起动到慢车
控制器在此状态下的油门杆角度为10度，高度、马赫数均为0。在此状态下运行发动机，使发动机能够平稳的起动到慢车状态。
(2)地面加速到中间状态
控制器在此状态下，先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态；再在油门杆角度为60度，高度、马赫数为0的状态下运行至中间状态。
(3)阶梯加速到中间状态
控制器在此状态下，先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态；再将油门杆角度每运行1000个控制周期增加0.5度，直至油门杆达到70度。
(4)地面减速
控制器在此状态下，先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态；再在油门杆角度为70度，高度、马赫数为0的状态下运行1000个控制周期至中间状态；最后在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下减速至慢车状态。
(5)飞行到指定高度马赫数
控制器在此状态下，先在油门杆角度为10度，高度、马赫数为0的状态下运行5000个控制周期至发动机起动完成到地面慢车状态；再在油门杆角度为10度的状态下，将高度、马赫数沿10000个控制周期线性升高到指定目标值；最后在目标高度、马赫数下将油门杆推至50度。
(6)风车起动
控制器在此状态下，先将飞机飞行到指定高度马赫数，并且油门杆保持10度不变；再将油门杆推至0度，使发动机熄火；最后在指定高度、马赫数下将油门杆推至10度，完成空中风车起动。
(7)地面加速到最大状态
控制器在此状态下，先在油门杆角度为15度，高度、马赫数为0的状态下运行6000个控制周期至发动机起动完成，到慢车状态；再将油门杆推至60度运行至中间状态后运行10000个控制周期；最后将油门杆推至120度运行至加力状态。
(8)停车
控制器在此状态下，将油门杆角度推至0度，完成发动机停车。
2)加入随机设定模块，根据发动机实际工作环境和参数限定生成随机数区间，随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度，实现发动机在包线范围内自由飞翔。在完成起动到慢车状态后，开始随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度随机数。在每一次飞行单次飞行周期结束后再重新随机生成下一次的飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度。在飞行周期内，飞行高度和马赫数随飞行时间在上一次飞行周期结束目标值到生成目标区间成线性关系。
3)飞行外部环境条件(包括压力和温度)通过查表插值获取。首先建立大气环境表，求取各网格点的总温总压，依据飞行过程中的高度和马赫数进行网格点的插值计算，从而获得包线任意位置的总温总压。
4)通过上位机设定好油门杆角度、高度和马赫数，控制发动机按照给定控制目标运行。通过VERISTAND上位机软件对代码进行监控，实现控制器运行过程中的控制，利用switch-case，通过选择不同代码中case来实现控制过程。
所述的步骤3)，具体包含以下内容：
1)通过上位机设定控制器处于等待起动状态，发动机控制器不执行控制程序，进行空循环运行。
2)通过上位机设定模型机处于故障注入模式，类型包括：
(1)单一电子电气短路故障遍历注入；
(2)单一电子电气断路故障遍历注入；
(3)单一电子电气比例漂移故障遍历注入；
(4)单一电子电气偏置漂移故障遍历注入；
(5)单一电子电气随机故障注入；
(6)两两组合短路故障遍历注入；
(7)两两组合断路故障遍历注入；
(8)两两组合比例漂移故障遍历注入；
(9)两两组合偏置漂移故障遍历注入；
(10)两两组合短路断路故障遍历注入；
(11)两两组合短路比例漂移故障遍历注入；
(12)两两组合短路偏置漂移故障遍历注入；
(13)两两组合断路比例漂移故障遍历注入；
(14)两两组合断路偏置漂移故障遍历注入；
(15)两两组合比例漂移偏置漂移故障遍历注入；
(16)两两组合随机故障注入。
3)通过上位机选择控制器处于测试模式，测试类型包括地面起动到慢车、地面加速到中间状态、阶梯加速到中间状态、地面减速、飞行到指定高度马赫数、风车起动、地面加速到最大状态、停车、手动控制和自由飞翔。
4)等待测试结束后，检查超温、超转、喘振、推力降级等指标，考核控制器容错能力。
尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。
Claims (8)
1.一种航空发动机控制器在回路容错验证方法，所述方法包括以下步骤：
第一步骤，在航空发动机的模型机上写入传感器故障注入代码以实现故障随机地注入，所述传感器故障注入代码设定传感器故障注入模式、传感器故障注入位置、故障注入周期和系统恢复周期；
第二步骤，在航空发动机的控制器上写入在发动机包线范围内不同应用场景的飞行控制代码，加入随机设定模块，根据发动机实际工作环境和参数限定生成随机数区间，随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度以实现发动机在包线范围内飞行，在完成起动到慢车状态后，开始随机生成飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度随机数，在每一次飞行单次飞行周期结束后再重新随机生成下一次的飞行高度目标、飞行马赫数目标、单次飞行周期和油门杆角度，在飞行周期内，飞行高度和马赫数随飞行时间在上一次飞行周期结束目标值到生成目标区间成线性关系；
第三步骤，分别在模型机和控制器输入控制指令，使控制器在注入故障下考核在全包线范围内不同应用场景的容错，其中，通过检测超温、超转、喘振、推力降级指标以考核控制器容错。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，第一步骤中，传感器为双余度传感器，其至少包括温度传感器和压力传感器。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，第一步骤中，传感器故障注入模式包括短路、断路、比例漂移及偏置漂移故障，通过调整IO电压值来模拟传感器故障。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，第一步骤中，通过代码复用设定为单一传感器故障注入和两两组合传感器故障注入。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，第一步骤中，通过随机设定模块以实现故障随机地注入，其中，对不同类型的传感器故障设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障类型的随机设定；通过对不同位置传感器设定标签，利用随机数来生成随机标签实现传感器故障位置的随机设定。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，第二步骤中，应用场景包括地面起动到慢车、地面加速到中间状态、阶梯加速到中间状态、地面减速、飞行到指定高度马赫数、风车起动、地面加速到最大状态和停车。
7.根据权利要求5所述的方法，其中，第二步骤中，建立大气环境表，求取各网格点的总温总压，依据飞行过程中的高度和马赫数进行网格点的插值计算，从而获得包线任意位置的总温总压。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，第三步骤中，注入故障包括：
单一电子电气短路故障遍历注入；
单一电子电气断路故障遍历注入；
单一电子电气比例漂移故障遍历注入；
单一电子电气偏置漂移故障遍历注入；
单一电子电气随机故障注入；
两两组合短路故障遍历注入；
两两组合断路故障遍历注入；
两两组合比例漂移故障遍历注入；
两两组合偏置漂移故障遍历注入；
两两组合短路断路故障遍历注入；
两两组合短路比例漂移故障遍历注入；
两两组合短路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合断路比例漂移故障遍历注入；
两两组合断路偏置漂移故障遍历注入；
两两组合比例漂移偏置漂移故障遍历注入；
两两组合随机故障注入。
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Patent Citations (6)
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| 基于EEC模型的大涵道比涡扇发动机全状态实时仿真模型研究;王冠夫 等;《军民两用技术与产品》;20151231(第12（下）期);全文 * |
| 某涡扇发动机智能容错控制系统设计及半物理验证;刘渊;《中国优秀博硕士学位论文全文数据库（硕士） 工程科技II辑》;20170315(第03期);第二、三、五、六章 * |
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