CN114997597B - 一种飞行器热管理系统的评价方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器热管理系统的评价方法，包括步骤：(1)以飞行器热管理系统为研究对象，设计飞行器热管理系统评价指标体系；所述的评价指标体系包括：控温效果TCE、热沉冷量利用效率CE、能量利用效率EE、冷/损比CLR、热耐受性ED、空间占用比SO、成本COS；(2)对飞行器热管理系统进行仿真，获取飞行器热管理系统评价指标体系中各评价指标所包含的基本参数，并根据获取的基本参数计算出各评价指标；(3)对各评价指标进行归一化处理；(4)通过归一化处理后的各指标数值计算获取飞行器热管理系统的综合评分，通过比较综合评分的大小判定飞行器热管理系统的优劣。本发明能够对飞行器热管理系统进行综合评估，比较飞行器热管理系统的优劣。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器热管理系统性能评价的技术领域，具体是涉及一种飞行器热管理系统的评价方法。
背景技术
现代飞行器设计过程中，尤其是军用高性能战斗机，更高的热负荷以及冷源的紧张使得热管理系统已经成为一个举足轻重的部分。高Ma条件下，特别是高超飞行器产生的气动热负荷不仅增加了热防护设计所需要的投入，同时也使得冲压空气需要附加体积重量更大的装置以满足使用条件。高性能战斗机一般配备大功率的电子设备和动能武器，它们在使用时会极大增加热负荷，需要及时冷却以保持正常运行。当飞行器具有隐身需求时，冲压空气的使用进一步受到限制，使得冷源更为紧张。同时，热管理系统必须在满足飞行器正常运行的条件下尽可能减少对其飞行性能的影响，这使得热管理系统设计面临更大的挑战。
飞行器热管理系统是在系统资源范围内满足任务对冷却和温度控制的组件的整合，它包含了热沉、换热器、热源、泵、阀门、隔热装置、冷却剂分配网络、控制策略和热防护系统等多个方面。在飞行器设计过程中，往往需要考虑到不同的热管理方案，如使用不同的材料、改变热管理系统的架构以及使用先进的冷却方式等。然而，不同热管理方案在具有其优势的同时也对飞行器性能具有不利的影响。
飞行器热管理系统必须在满足控制温度的基本需求前提下对系统带来的优势和负面影响间做出平衡，随着多种热管理系统方案被考虑，如何选出综合条件更优秀的热管理方案成为关注的问题，而现在还未有一套成体系的飞行器热管理系统综合评价方法以帮助设计者全面地分析热管理系统方案性能，为实际应用中根据需求对热管理系统进行合理设计和方案选择提供依据。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种飞行器热管理系统的评价方法，能够对飞行器热管理系统进行综合评估，从而比较飞行器热管理系统的优劣。
技术方案：为解决上述问题，本发明公开一种飞行器热管理系统的评价方法，包括以下步骤；
(1)以飞行器热管理系统为评价对象，设计飞行器热管理系统评价指标体系；所述的评价指标体系包括：控温效果TCE、热沉冷量利用效率CE、能量利用效率EE、冷/损比CLR、热耐受性ED、空间占用比SO、成本COS；
(2)对飞行器热管理系统进行仿真，获取飞行器热管理系统评价指标体系中各评价指标所包含的基本参数，并根据获取的基本参数计算出各评价指标；
(3)对各评价指标进行归一化处理；
(4)通过归一化处理后的各指标数值计算获取飞行器热管理系统的综合评分，通过比较综合评分的大小判定飞行器热管理系统的优劣。
进一步的，所述控温效果TCE包括三个评价子指标，分别为：控温裕度Mar、控温稳定性ST、瞬态热负荷应对时间τ；具体的公式为：
式中，Tlim是热源允许温度的上限；T是瞬态温度；t是运行时间；t0为控温系统运行的初始时刻；t1为控温系统运行的最终停止时刻；c是热源元件的比热容；A是传热面积；m是热源元件的质量；k为当热源产生的最大瞬态压倒性热流时，冷却的换热系数；
所述热沉冷量利用效率CE的公式为：
式中，Qa为飞行器热管理系统在整个飞行过程中吸收的热量，Qc为飞行器热管理系统在整个飞行过程中提供的冷量；
所述能量利用效率EE的公式为：
式中，Qa为飞行器热管理系统在整个飞行过程中吸收的热量，E为供给热管理系统正常运行的能量输入；
所述冷/损比(CLR)的公式为：
式中，qfuel为燃油高热值，Wfuel-penalty为热管理系统对飞行器飞行性能造成的损失被等效换算成的燃油重量；
所述热耐受性ED的公式为：
式中，ted为油箱燃油失去冷却能力的时间；为燃油根据巡航飞行状态下的耗油量计算得到的燃油耗尽的时间；/>为燃油燃烧流量，cp为燃油比热容，ΔT0为燃油从油箱的初温与不能正常冷却的温度上限之间的温度差；/>为输入的热流，/>为对回流燃油的冷却热流；
所述空间占用比SO的公式为：
式中，为每个体积计算元件的实际体积，vi为通过将复杂的飞行器热管理系统部件通过三维处理将其本身体积与占用的额外空间简化成简单三维多面体后与原部件体积之比；
所述成本COS的公式为：
COS＝COSinitial+COSreplace+COSrepaire+COSinspect
COSinitial＝COSorder，0+COSinstall，0
式中，COSorder，0为购买各组件的初始成本，COSinstall，0为首次将TMS安装到飞行器上的安装成本，Corder，i为组件“i”的单次购买成本，Cinstall，i为组件“i”的单次安装成本，Tflight为生命周期内飞行的持续时间，ΔTreuse，i为组件“i”的使用寿命，Cmaintain，i为组件“i”的维护成本，ΔTrepaire，i为部件“i”的维修周期，Cinspect为一次检查的成本，ΔTinspect为TMS的检查的间隔时间，n为组件总数量。
进一步的，步骤(3)中对于各评价指标进行归一化处理为：
控温效果TCE进行归一化处理公式为：
式中，表示归一化处理的控温裕度Mar，Marhi表示某一热源hi的控温裕度Mar，Marmax，hi表示某一热源hi的最大控温裕度；/>表示归一化处理的瞬态热负荷应对时间τ，τhi表示某一热源hi的瞬态热负荷应对时间τ，τmax，hi表示某一热源hi的最大瞬态热负荷应对时间；/>表示归一化处理的控温稳定性ST，SThi表示某一热源hi的控温稳定性ST，STmax，hi表示某一热源hi的最大控温稳定性ST；TCE*表示所有热源的温度控制效果的平均值，m′为被考虑的热源的总数量；
热沉冷量利用效率CE归一化处理公式为：
CE*＝CE
能量利用率EE归一化处理公式为：
式中，EEmax为设定的能量利用效率最大值；
冷/损比CLR归一化处理公式为：
CLR*＝CLR
热耐受性ED归一化处理公式为：
ED*＝ED
空间占用比SO归一化处理公式为：
SO*＝1-SO
成本COS归一化处理公式为：
式中，COSmax为最大预算的成本。
进一步的，步骤(4)中通过计算雷达图面积获取飞行器热管理系统的综合评分公式为：
式中，RA表示综合评分；w1表示TCE*的权重、w2表示CE*的权重、w3表示EE*的权重；w4表示ED*的权重、w5表示CLR*的权重、w6表示SO*的权重、w7表示COS*的权重；D1为TCE*的数值；D2为CE*的数值；D3为EE*的数值；D4为ED*的数值；D5为CLR*的数值；D6为SO*的数值；D7为COS*的数值。
此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行上述的方法。一种调试设备，其特征在于，存储器、处理器及在所述存储器上存储并可运行的程序，所述程序被处理器执行时实现如上述方法的步骤。
有益效果：本发明所述一种飞行器热管理系统的评价方法相对于现有技术，其显著优点是：基于飞行器热管理系统的控温效果、热沉冷量利用水平、能量利用水平、飞行器性能损失、热耐受性、空间占用和经济性等方面构建全面的热管理系统评价指标体系；对热管理系统评价指标体系各个指标进行归一化处理，从而计算获得综合评分，改善了现有综合性、系统性评价飞行器热管理系统的评价方法缺乏的问题，综合对比不同热管理系统方案的优劣，为飞行器热管理系统的设计选择提供方向。
附图说明
图1所示为本发明所述方法的流程图；
图2所示为本发明中单油箱+再循环系统简化图；
图3所示为本发明实施例中两种不同热管理系统的简图；
图4所示为本发明实施例中不同热防护系统(TPS)控温范例；
图5所示为本发明实施例中热管理系统元件化简为简单三维几何的概念图；
图6所示为本发明不同热管理系统评价方案雷达图表达。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进一步说明。
如图1所示，本发明提供的一种飞行器热管理系统的评价方法，具体包括以下步骤：
步骤一、以飞行器热管理系统为评价对象，设计飞行器热管理系统评价指标体系。所述的评价指标体系包括：控温效果TCE、热沉冷量利用效率CE、能量利用效率EE、冷/损比CLR、热耐受性ED、空间占用比SO、成本COS。具体的：
(1)控温效果TCE包括三个评价子指标，分别为：控温裕度Mar、控温稳定性ST、瞬态热负荷应对时间τ；具体的公式分别为：
式中，Tlim是热源允许温度的上限，T是瞬态温度，t是运行时间；t0和t1是控温系统运行的初始时刻以及最终停止时刻；c是热源元件的比热容，A是传热面积；m是热源元件的质量；k为当热源产生的最大瞬态压倒性热流时，冷却的换热系数；只有对流换热时即为对流换热系数，包含多种换热形式时，如喷雾冷却，则为等效后的换热系数。
(2)热沉冷量利用效率CE的公式为：
式中，Qa为飞行器热管理系统在整个飞行过程中吸收的热量，Qc为飞行器热管理系统在整个飞行过程中提供的冷量；
(3)能量利用效率EE的公式为：
式中，Qa为飞行器热管理系统在整个飞行过程中吸收的热量，E为供给热管理系统正常运行的能量输入；
(4)冷/损比(CLR)的公式为：
式中，qfuel为燃油高热值，Wfuel-penalty为热管理系统因重量、冲压空气动量损失、引气以及发动机轴功率提取等原因对飞行器飞行性能造成的损失通过《SAE International》在2007年发表的《Aircraft Fuel Weight Penalty Due to Air Conditioning》中所提出的方法被统一等效为燃油的重量，其为所有损失来源的总和。如下表1所示：
表1损失等效起飞燃油重量
表中，Wfix-weight为固定重量造成的燃油起飞重量损失，kg；(SFC)th为单位推力燃油消耗率，kg/(h·daN)；L/D是升阻比；t为时间，h；WF为系统重量，kg；Wv-weight为可变重量造成的起飞燃油重量损失，kg；wv消耗性冷源的质量流率，kg/s；WRA是冲压空气造成的起飞燃油重量损失，kg；wr是冲压空气的质量流率，kg/s；v为飞行速度，m/s；Wbleed为引气造成的起飞燃油重量损失，kg；Ttb是涡轮进口温度，K；wb是引气的质量流率，kg/h；Whorsepower是轴功率提取造成的起飞燃油重量损失，kg；(SFC)p为单位功率燃油消耗率，kg/(h·kW)；P为热管理系统消耗的功率，kW。
(5)有关热耐受性ED的计算，热耐受性表示油箱燃油失去冷却能力的时间(油箱中的燃油经过一段时间运行.回流的燃油使油箱温度上升，使燃油温度已经不能再对整个系统进行正常冷却)与燃油经过燃烧耗尽时间之比e对于热耐受性的计算，将燃油系统简化成包括油箱、冷却回路、热负荷(一个或多个)，冷却燃油的冷却单元。
若燃油系统不需要使用再循环系统，则热耐受性与燃油耗尽时间相等，则ED＝1；如图2所示，若燃油系统使用再循环系统，即包含单油箱+单热负荷模块+冷却燃油单元系统，则耐受性为其中，ted为油箱燃油失去冷却能力的时间；/>为燃油根据巡航飞行状态下的耗油量计算得到的燃油耗尽的时间；/>为燃油燃烧流量，cp为燃油比热容，ΔT0为燃油从油箱的初温与不能正常冷却的温度上限之间的温度差；/>为输入的热流，/>为对回流燃油的冷却热流；实际应用中，热耐久性的计算模型可根据实际进行建模，根据不同应用情况可能简化为不同的模型。
(6)空间占用比SO的公式为：
式中，为每个体积计算元件的实际体积，vi为通过将复杂的飞行器热管理系统部件通过三维处理将其本身体积与占用的额外空间简化成简单三维多面体后与原部件体积之比；
(7)成本COS的公式为：
COS＝COSinitial+COSreplace+COSrepaire+COSinspect
COSinitial＝COSorder，0+COSinstall，0
式中，COSorder，0为购买各组件的初始成本，COSinstall，0为首次将TMS安装到飞行器上的安装成本，Corder，i为组件“i”的单次购买成本，Cinstall，i为组件“i”的单次安装成本，Tflight为生命周期内飞行的持续时间，ΔTreuse，i为组件“i”的使用寿命，Cmaintain，i为组件“i”的维护成本，ΔTrepaire，i为部件“i”的维修周期，Cinspect为一次检查的成本，ΔTinspect为TMS的检查的间隔时间，n为组件总数量。
步骤二、对飞行器热管理系统进行仿真，获取飞行器热管理系统评价指标体系中各评价指标所包含的基本参数，并根据获取的基本参数计算出各评价指标。
首先，设置巡航条件下的飞行条件和飞行器性能参数，如表2所示：
表2巡航飞行条件和飞行器性能参数
其次，本实施例中选择采取不同的热防护系统(TPS)的两个飞行器热管理系统进行仿真，获取在设置巡航条件下两种飞行器热管理系统各种指标包含的参数。
两种不同的热管理系统中采取的热防护系统(TPS)方案分别为TPS1和TPS2，两者的等效传热系数对应为2W/(m2K)和5W/(m2K)，温度控制值为367K。TPS1和TPS2分别包括3691kg和3185kg的被动热保护系统，以及在50K的允许温升条件下，以燃料为冷却剂、所需冷却流量为3.73kg/s和9.25kg/s的主动热保护系统。由于巡航Ma数相对较高，且冲压空气等散热器的适用性变差，因此假设仅携带燃油和相变材料作为热沉。如图5所示，在本实施例的应用中，由于两个热管理系统包括热防护系统1、缓冲油箱3、燃油泵4以及其他结构简化而成的子系统2，该子系统2包括但不限于其他热源部件、各种传热中间环节(如蒸汽制冷循环等)、其他热沉(本实施例中仅涉及相变热沉，实际应用中可能包括其他如冲压空气、引气等热沉)及所配套的管道、泵、阀门、换热器、散热结构、控制装置、冷却剂储存装置等，该子系统输出热量并消耗电力。简化后的两个热管理系统概念图如图3所示。表3为两个热管理系统的部分设计参数。
表3热管理系统补充设计参数
假设两个方案的温度控制效果如图4所示，结合表2的数据与步骤一的公式分别获得两个TPS的三个子指标，结果如表4。
表4控温子指标结果
两个热管理系统中使用的散热器包括燃料和相变散热器，两者都通过热交换器与热负荷进行热交换。燃油的冷却能力取决于燃油的初始温度和临界温度，相变散热器的冷却能力取决于相变材料的初始状态和最大热负荷温度下的状态。燃料的允许温升为90K。燃料和相变冷源的冷却能力可以通过下面两式计算：
Qfuel＝mburncp，fuel(Tfuel，threshold-Tfuel，0)+mfuel，remaincp，fuel(Tfuel，t-Tfuel，0)
式中，mburn为燃烧掉的燃油质量，kg；cp，fuel为燃油的等压比热容，J/(kg·K)；Tfuel，threshold为燃油允许极限温度，K；Tfuel，0为燃油初温，K；mfuel，remain为油箱燃油剩余质量，kg；Tfuel，t为油箱燃油终温，K；muse为使用掉的相变冷源质量，kg；hgas，EHS(Tload，max，P∞)为相变冷源工质在热载荷最大温度和大气压力下的气体焓值，为相变冷源工质在初始压力温度下的焓值，J/kg。
冷却工质吸收的热量可以从热负荷前后冷却剂的温差中获得。为了简化计算过程，将计算中的物理参数视为常数，并对温度值进行平均。对于完整的模拟数据，不需要简化过程，因为整个过程的状态是已知的。下表5显示了计算冷量与吸收热量的结果：
表5 CE相关参数及计算结果
系统需要泵泵送冷却液，以便TPS中的冷却连续运行，这是TPS中的主要功耗来源。其所需功率可由下式确定：
式中ΔP是输送过程中的压降，ηv和ηm是泵的容积效率和机械效率。TPS1和TPS2中产生的压降取0.73Mpa和0.6Mpa，ηv和ηm取0.8。TPS和子系统消耗的功率共同构成TMS消耗的功率，消耗功率如下表6。
表6 EE相关参数及计算结果
在本实施例中，燃油管路允许的最大燃油流量为18kg/s，在最大流量条件下，油箱温度的裕度为44K。热耐受性可通过以下方法确定：
式中，cp是燃料的比热容，J/(kg·K)；m0和ΔT0是初始时刻的燃油质量和燃油箱温度裕度；是燃料循环的热交换热流之和，Δt是热耐久性时间。得到结果如下表7：
表7 ED相关计算结果
根据飞行和设计参数，巡航期间的飞行性能损失等效燃油重量损失可通过表1中参数计算得到，其结果如表8：
表8 CLR相关参数及计算结果
将热管理系统简化为简单三维几何，简单三维几何概念图如图5所示，得到其体积参数如下表9：
表9热管理系统体积参数
由于经济性指标难以假设，需在实际应用中根据实际情况进行计算，本实例根据主动热防护一般需付出更多预算为假设，假设COS*如表10。
步骤三、将步骤二中获得的各指标进行归一化，具体的归一化公式如下：
(1)控温效果TCE进行归一化处理公式为：
/>
式中，表示归一化处理的控温裕度Mar，Marhi表示某一热源hi的控温裕度Mar，Marmax，hi表示某一热源hi的最大控温裕度；/>表示归一化处理的瞬态热负荷应对时间τ，τhi表示某一热源hi的瞬态热负荷应对时间τ，Tmax，hi表示某一热源hi的最大瞬态热负荷应对时间；/>表示归一化处理的控温稳定性ST，SThi表示某一热源hi的控温稳定性ST，STmax，hi表示某一热源hi的最大控温稳定性ST；TCE*表示所有热源的温度控制效果的平均值，m′为被考虑的热源的总数量；
(2)热沉冷量利用效率CE归一化处理公式为：
CE*＝CE
(3)能量利用率EE归一化处理公式为：
式中，EEmax为设定的能量利用效率最大值；
(4)冷/损比CLR归一化处理公式为：
CLR*＝CLR
(5)热耐受性ED归一化处理公式为：
ED*＝ED
(6)空间占用比SO归一化处理公式为：
SO*＝1-SO
(7)成本COS归一化处理公式为：
式中，COSmax为最大预算的成本。
最终获得归一化后的指标，如下表10：
表10一化处理后评价指标参数
步骤四、通过获取的归一化处理后的各指标数值计算获取飞行器热管理系统的综合评分，具体计算公式为：
式中，RA表示综合评分；w1表示TCE*的权重、w2表示CE*的权重、w3表示EE*的权重；w4表示ED*的权重、w5表示CLR*的权重、w6表示SO*的权重、w7表示COS*的权重；D1为TCE*的数值；D2为CE*的数值；D3为EE*的数值；D4为ED*的数值；D5为CLR*的数值；D6为SO*的数值；D7为COS*的数值；
此外，将归一化处理后的各指标通过雷达图表示，如图6所示，可以直接的观察出两个不同热管理系统在各个指标上优劣。本实施例中各评价指标的权重系数分别为0.1，0.2，0.1，0.1，0.3，0.1，0.1，计算出两个热管理系统的综合评分，如表11所示，显然第二套热管理系统方案综合起来表现更好。
表11热管理系统方案综合评分
/>
Claims (5)
1.一种飞行器热管理系统的评价方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)以飞行器热管理系统为评价对象，设计飞行器热管理系统评价指标体系；所述的评价指标体系包括：控温效果TCE、热沉冷量利用效率CE、能量利用效率EE、冷/损比CLR、热耐受性ED、空间占用比SO、成本COS；
(2)对飞行器热管理系统进行仿真，获取飞行器热管理系统评价指标体系中各评价指标所包含的基本参数，并根据获取的基本参数计算出各评价指标；
(3)对各评价指标进行归一化处理；
(4)通过归一化处理后的各指标数值计算获取飞行器热管理系统的综合评分，通过比较综合评分的大小判定飞行器热管理系统的优劣；其中，
所述控温效果TCE包括三个评价子指标，分别为：控温裕度Mar、控温稳定性ST、瞬态热负荷应对时间τ；具体的公式为：
式中，Tlim是热源允许温度的上限；T是瞬态温度；t是运行时间；t0为控温系统运行的初始时刻；t1为控温系统运行的最终停止时刻；c是热源元件的比热容；A是传热面积；m是热源元件的质量；k为当热源产生的最大瞬态压倒性热流时，冷却的换热系数；
所述热沉冷量利用效率CE的公式为：
式中，Qa为飞行器热管理系统在整个飞行过程中吸收的热量，Qc为飞行器热管理系统在整个飞行过程中提供的冷量；
所述能量利用效率EE的公式为：
式中，E为供给热管理系统正常运行的能量输入；
所述冷/损比(CLR)的公式为：
式中，qfuel为燃油高热值，Wfuel-penalty为热管理系统对飞行器飞行性能造成的损失被等效换算成的燃油的重量；
所述热耐受性ED的公式为：
式中，ted为油箱燃油失去冷却能力的时间；为燃油根据巡航飞行状态下的耗油量计算得到的燃油耗尽的时间；/>为燃油燃烧流量，cp为燃油比热容，ΔT0为燃油从油箱的初温与不能正常冷却的温度上限之间的温度差；/>为输入的热流，/>为冷却回流燃油的热流；
所述空间占用比SO的公式为：
式中，为每个体积计算元件的实际体积，vi为通过将复杂的飞行器热管理系统部件通过三维处理将其本身体积与占用的额外空间简化成简单三维多面体后与原部件体积之比；
所述成本COS的公式为：
COS＝COSinitial+COSreplace+COSrepaire+COSinspect
COSinitial＝COSorder,0+COSinstall,0
式中，COSorder,0为购买各组件的初始成本，COSinstall,0为首次将TMS安装到飞行器上的安装成本，Corder,i为组件“i”的单次购买成本，Cinstall,i为组件“i”的单次安装成本，Tflight为生命周期内飞行的持续时间，ΔTreuse，i为组件“i”的使用寿命，Cmaintain，i为组件“i”的维护成本，ΔTrepaire，i为部件“i”的维修周期，Cinspect为一次检查的成本，ΔTinspect为TMS的检查的间隔时间，n为组件总数量。
2.根据权利要求1所述的飞行器热管理系统的评价方法，其特征在于，步骤(3)中对于各评价指标进行归一化处理为：
控温效果TCE进行归一化处理公式为：
式中，表示归一化处理的控温裕度Mar，Marhi表示某一热源hi的控温裕度Mar，Marmax，hi表示某一热源hi的最大控温裕度；/>表示归一化处理的瞬态热负荷应对时间τ，τhi表示某一热源hi的瞬态热负荷应对时间τ，τmuax，hi表示某一热源hi的最大瞬态热负荷应对时间；/>表示归一化处理的控温稳定性ST，SThi表示某一热源hi的控温稳定性ST，STmax，hi表示某一热源hi的最大控温稳定性ST；TCE*表示所有热源的温度控制效果的平均值，m′为被考虑的热源的总数量；
热沉冷量利用效率CE归一化处理公式为：
CE*＝CE
能量利用率EE归一化处理公式为：
式中，EEmax为设定的能量利用效率最大值；
冷/损比CLR归一化处理公式为：
CLR*＝CLR
热耐受性ED归一化处理公式为：
ED*＝ED
空间占用比SO归一化处理公式为：
SO*＝1-SO
成本COS归一化处理公式为：
式中，COSmax为最大预算的成本。
3.根据权利要求1所述的飞行器热管理系统的评价方法，其特征在于，步骤(4)中获取飞行器热管理系统的综合评分公式为：
式中，RA表示综合评分；w1表示TCE*的权重、w2表示CE*的权重、w3表示EE*的权重；w4表示ED*的权重、w5表示CLR*的权重、w6表示SO*的权重、w7表示COS*的权重；D1为TCE*的数值；D2为CE*的数值；D3为EE*的数值；D4为ED*的数值；D5为CLR*的数值；D6为SO*的数值；D7为COS*的数值。
4.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行如权利要求1至3中任意一项所述的方法。
5.一种调试设备，其特征在于，存储器、处理器及在所述存储器上存储并可运行的程序，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1至3中任一项所述方法的步骤。
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