航空发动机故障检测方法、系统、设备及存储介质与流程

1.本技术涉及航空发动机控制领域，尤其涉及一种航空发动机故障检测方法、系统、设备及存储介质。


背景技术：

2.航空发动机作为飞机的核心部件，其工作状况将直接影响到飞行的安全。随着发动机性能的不断完善，发动机控制系统也已发展为集电子技术、计算机技术、信息技术于一体的智能控制系统。但目前飞机装配发动机后，仍需在地面进行大量发动机试车试验来验证系统是否能正常工作，若发生故障需再次试车，才能实现故障定位，严重消耗人力资源。
3.发动机常发生的电气故障，包括传感器故障、活门故障，线路短路故障、断路故障等，常规的检测方式存在一定的局限性，需要在发动机实际工作环境下通过发动机试车进行人工逐项排查和故障定位，这导致发动机需要频繁起动试车，对发动机寿命消耗较大。


技术实现要素：

4.本技术的主要目的在于提供一种航空发动机故障检测方法、系统、设备及存储介质，旨在解决现有的航空发动机故障检测方法对发动机寿命消耗较大的技术问题。
5.为实现上述目的，本技术提供一种航空发动机故障检测方法，用于故障检测系统，所述故障检测系统与待检测航空发动机和飞机平台电性连接，包括以下步骤：
6.接收所述飞机平台发出的起动信号；
7.若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述测障起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；
8.接收所述待检测航空发动机发出的所述反馈信号；
9.根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。
10.可选地，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为起动电动机信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为起动功能逻辑；
11.所述起动功能逻辑的表达式如下所示：
12.t0＝f0[(t＝t0)|k1]
[0013]
其中，k1为轮载开关的模式，t0为断开时刻，f0[(t＝t0)|k1]表示在k1模式下，当t＝t0时刻时，t0由预设的起动功能逻辑函数f0控制。
[0014]
可选地，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为补氧信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为补氧功能逻辑；
[0015]
所述补氧功能逻辑的表达式如下所示：
[0016]
t1＝f1[(n1＝n
by
)|k1]
[0017]
其中，k1为轮载开关的模式，t1为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
by
为与补氧功能逻辑相关的预设转速，f1[(n1＝n
by
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
by
时，t1由预
设的补氧功能逻辑函数f1控制。
[0018]
可选地，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为点火信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为点火功能逻辑；
[0019]
所述点火功能逻辑的表达式如下所示：
[0020]
t2＝f2[(n1＝n
dh
)|k1]
[0021]
其中，k1为轮载开关的模式，t2为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
dh
为与点火功能逻辑相关的预设转速，f2[(n1＝n
dh
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
dh
时，t2由预设的点火功能逻辑函数f2控制。
[0022]
可选地，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为供油信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为供油功能逻辑；
[0023]
所述供油功能逻辑的表达式如下所示：
[0024]
t3＝f3[(n1＝n
gy
)|k1]
[0025]
其中，k1为轮载开关的模式，t3为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
gy
为与供油功能逻辑相关的预设转速，f3[(n1＝n
gy
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
gy
时，t3由预设的供油功能逻辑函数f3控制。
[0026]
可选地，所述接收所述飞机平台发出的起动信号的步骤之后，还包括：
[0027]
若所述起动信号为故障起动信号，则根据所述故障起动信号，接通所述待检测航空发动机的所述功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的故障逻辑进行故障模拟，并生成验证信号；
[0028]
接收所述待检测航空发动机发出的所述验证信号；
[0029]
根据所述验证信号，分析所述待检测航空发动机的故障处置措施。
[0030]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种航空发动机故障检测系统，所述故障检测系统与待检测航空发动机和飞机平台电性连接，包括：
[0031]
数据采集单元，用于接收所述飞机平台发出的起动信号；
[0032]
信号隔离单元，用于若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路；
[0033]
控制模拟单元，用于储存预设的功能逻辑，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；
[0034]
数据分析单元，用于接收所述待检测航空发动机发出的所述反馈信号，并根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。
[0035]
可选地，所述航空发动机故障检测系统还包括故障模拟单元，用于储存预设的故障逻辑，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的故障逻辑进行故障模拟，并生成验证信号；其中，所述验证信号用于分析所述待检测航空发动机的故障处置措施。
[0036]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0037]
此外，为实现上述目的，本技术还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
[0038]
本技术所能实现的有益效果。
[0039]
本技术实施例提出的一种航空发动机故障检测方法、系统、设备及存储介质，通过故障检测系统与待检测航空发动机和飞机平台电性连接，包括以下步骤：接收所述飞机平台发出的起动信号；若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述测障起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；接收所述待检测航空发动机发出的所述反馈信号；根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。即通过预设的功能逻辑模拟发动机的运转情况，使得待测试航空发动机能够在没有真实进行点火、起动、喷油燃烧的情况下进行虚拟运转，而发动机内部的各类部件，仍会接收到真实的工作信号，进行正常工作产生反馈信号，故障检测系统通过分析反馈信号获得测试航空发动机的故障情况。能够减少以往在故障检测操作时，因频繁真实试车运转发动机产生的噪音、安全风险和发动机寿命损耗，同时也减少了真实试车运转发动机的燃油消耗和人力资源，节约了经济和人力成本。
附图说明
[0040]
图1为本技术实施例涉及的硬件运行环境的计算机设备结构示意图；
[0041]
图2为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的流程示意图；
[0042]
图3为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测系统的功能模块示意图；
[0043]
图4为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的轮载开关信号仿真图；
[0044]
图5为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的起动信号仿真图；
[0045]
图6为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的发动机转速信号仿真图；
[0046]
图7为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的起动电动机信号仿真图；
[0047]
图8为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的补氧信号仿真图；
[0048]
图9为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的点火信号仿真图；
[0049]
图10为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的供油信号仿真图；
[0050]
图11为本技术实施例提供的一种航空发动机故障检测方法的发动机故障信号仿真图。
[0051]
本技术目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
[0052]
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
[0053]
本技术实施例的主要解决方案是：提出的一种航空发动机故障检测方法、系统、设备及存储介质，通过故障检测系统与待检测航空发动机和飞机平台电性连接，包括以下步骤：接收所述飞机平台发出的起动信号；若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述测障起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；接收所述待检测航
空发动机发出的所述反馈信号；根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。
[0054]
现有技术中，航空发动机作为飞机的核心部件，其工作状况将直接影响到飞行的安全。随着发动机性能的不断完善，发动机控制系统也已发展为集电子技术、计算机技术、信息技术于一体的智能控制系统。但目前飞机装配发动机后，仍需在地面进行大量发动机试车试验来验证系统是否能正常工作，若发生故障需再次试车，才能实现故障定位，严重消耗人力资源。
[0055]
发动机常发生的电气故障，包括传感器故障、活门故障，线路短路故障、断路故障等，常规的检测方式存在一定的局限性，需要在发动机实际工作环境下通过发动机试车进行人工逐项排查和故障定位，这导致发动机需要频繁起动试车，对发动机寿命消耗较大。
[0056]
为此，本技术提供一种解决方案，通过预设的功能逻辑模拟发动机的运转情况，使得待测试航空发动机能够在没有真实进行点火、起动、喷油燃烧的情况下进行虚拟运转，而发动机内部的各类部件，仍会接收到真实的工作信号，进行正常工作产生反馈信号，故障检测系统通过分析反馈信号获得测试航空发动机的故障情况。能够减少以往在故障检测操作时，因频繁真实试车运转发动机产生的噪音、安全风险和发动机寿命损耗，同时也减少了真实试车运转发动机的燃油消耗和人力资源，节约了经济和人力成本。并且，也能够通过主动注入故障的方式，验证发动机控制系统故障处置措施的有效性、座舱告警系统的完好性等、能正确处置故障并产生警告等，验证成功的发动机在后续真实使用时的安全性和可靠性更高。
[0057]
参照图1，图1为本技术实施例方案涉及的硬件运行环境的计算机设备结构示意图。
[0058]
如图1所示，该计算机设备可以包括：处理器1001，例如中央处理器(central processing unit，cpu)，通信总线1002、用户接口1003，网络接口1004，存储器1005。其中，通信总线1002用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口1003可以包括显示屏(display)、输入单元比如键盘(keyboard)，可选用户接口1003还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口1004可选的可以包括标准的有线接口、无线接口(如无线保真(wireless-fidelity，wi-fi)接口)。存储器1005可以是高速的随机存取存储器(random access memory，ram)存储器，也可以是稳定的非易失性存储器(non-volatile memory，nvm)，例如磁盘存储器。存储器1005可选的还可以是独立于前述处理器1001的存储装置。
[0059]
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对计算机设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
[0060]
如图1所示，作为一种存储介质的存储器1005中可以包括操作系统、数据存储模块、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序。
[0061]
在图1所示的计算机设备中，网络接口1004主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口1003主要用于与用户进行数据交互；本发明计算机设备中的处理器1001、存储器1005可以设置在计算机设备中，所述计算机设备通过处理器1001调用存储器1005中存储的航空发动机故障检测系统，并执行本技术实施例提供的航空发动机故障检测方法。
[0062]
参照图2，基于前述实施例的硬件设备，本技术的实施例提供一种航空发动机故障检测方法，用于故障检测系统，所述故障检测系统与待检测航空发动机和飞机平台电性连
接，包括：
[0063]
故障检测系统用于检测待检测航空发动机的故障，与待检测航空发动机和飞机平台分别通过航空中转插头电性连接。待检测航空发动机中包含转速传感器、温度传感器、振动传感器等传感器、金属屑末信号器、补氧装置、点火装置、喘振信号器等特殊用途电气附件以及高速电磁阀、活门位移测量装置等阀门，均通过航空中转插头接入故障检测系统。
[0064]
s10：接收所述飞机平台发出的起动信号；
[0065]
在具体实施过程中，飞机平台上包括轮载开关以及起动供电开关、供油供电开关、补氧供电开关和点火供电开关等功能供电开关，其中，轮载开关有“空中”和“地面”两种模式，当轮载开关为空中模式，则模拟飞机在空中飞行场景，当轮载开关为地面模式，则模拟飞机在地面运行场景。当轮载开关为地面模式时，若出现故障，发动机会自动中止起动；当轮载开关为空中模式时，若出现故障，仅发出发动机故障告警，并不自动中止起动，以保证飞行状态下的飞机安全，此时需按下座舱停止按钮以中止起动过程。此外，在任何时刻，按下座舱停止按钮，均可手动中止起动过程。
[0066]
在故障检测的初始条件下，各个功能供电开关对应的各个功能信号通路均处于断开状态，确保在测试开始之前飞机和待测发动机的安全。开始测试时，根据测试任务将轮载开关拨至空中模式或地面模式，并开启各个功能供电开关，各个开关开启完毕后，飞机平台产生会起动信号，按下飞机平台上的起动按钮，将起动信号发送至故障检测系统。
[0067]
s20：若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述测障起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；
[0068]
在具体实施过程中，故障检测系统接收该起动信号后，将待检测航空发动机的各个功能信号通路接通，通路接通后，待检测航空发动机根据预设的功能逻辑进行虚拟运转，生成反馈信号。待检测航空发动机的各个功能信号通路包括起动电动机信号通路、补氧信号通路、点火信号通路、供油信号通路等。功能逻辑是指根据某一型号发动机在真实运转时的规律以及参数变化总结得到的工作运转逻辑，发动机不同的工作特性，如点火、补氧等可以用不同的功能逻辑函数进行总结，以描述该型号发动机的运转状态。而实际上发动机的运转参数变化是十分复杂的，需根据工作经验和测试任务内容提取相应的关键变量，形成简化的、后续操作中使用到的功能逻辑函数，该功能逻辑函数相当于是简化的发动机模型。
[0069]
当某一功能信号通路被接通后，对应的功能逻辑函数开始运转，开始模拟发动机真实的运转过程，即在没有真实进行点火、起动、喷油燃烧的情况下，实现发动机的虚拟运转，而发动机内部的各类传感器等部件，仍会接收到真实的工作信号，进行正常工作，产生反馈信号。能够减少以往在故障检测操作时，频繁真实试车运转发动机产生的噪音、安全风险和发动机寿命损耗，同时也减少了真实试车运转发动机的燃油消耗和人力资源，节约了经济和人力成本。
[0070]
另外，在进行故障检测任务之前，可将常用型号的发动机都进行真实运转得到相应的功能逻辑储存在故障检测系统中，节约后续故障检测时间。
[0071]
作为一种可选的实施方式，所述接收所述飞机平台发出的起动信号的步骤之后，还包括：若所述起动信号为故障起动信号，则根据所述故障起动信号，接通所述待检测航空发动机的所述功能信号通路，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的
故障逻辑进行故障模拟，并生成验证信号；接收所述待检测航空发动机发出的所述验证信号；根据所述验证信号，分析所述待检测航空发动机的故障处置措施。
[0072]
在具体实施过程中，当起动信号为故障起动信号时，则进入已知故障，验证发动机在该故障下的故障处置措施的模式，即让待测发动机模拟某一已知故障情况的运转，通过发动机内部各类传感器进行工作产生的验证信号，分析该待测发动机在这一故障下的运转情况。发动机的故障包括发动机超温、振动超限、金属屑堵塞、补氧故障、点火故障、发动机喘振、电磁阀故障、机械活门故障等，与上述获得功能逻辑的方法相同，本实施例预先通过让各种类包含故障的发动机进行真实运转，分析总结输出数据得到相应的故障逻辑，并储存在故障检测系统中。而待测试航空发动机以故障逻辑运行，其在模拟故障环境下虚拟运转的结果，即为验证信号，通过验证信号分析验证待检测航空发动机的故障处置措施是否有效。本实施例能够通过主动注入故障的方式，验证发动机控制系统故障处置措施的有效性、座舱告警系统的完好性等、能正确处置故障并产生警告等，验证成功的发动机在后续真实使用时的安全性和可靠性更高。
[0073]
作为一种可选的实施方式，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为起动电动机信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为起动功能逻辑；
[0074]
所述起动功能逻辑的表达式如下所示：
[0075]
t0＝f0[(t＝t0)|k1]
[0076]
其中，k1为轮载开关的模式，t0为断开时刻，f0[(t＝t0)|k1]表示在k1模式下，当t＝t0时刻时，t0由预设的起动功能逻辑函数f0控制。
[0077]
在具体实施过程中，当故障检测任务开启时，飞机平台发出的起动信号首先会连通待检测航空发动机的起动电动机信号通路，储存在故障检测系统中的起动功能逻辑使得发动机进行起动虚拟运转。起动功能逻辑函数是总结了同型号发动机在真实运转过程中与起动相关的关键变量得到的，起动功能逻辑能够模拟发动机的起动过程。
[0078]
作为一种可选的实施方式，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为补氧信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为补氧功能逻辑；
[0079]
所述补氧功能逻辑的表达式如下所示：
[0080]
t1＝f1[(n1＝n
by
)|k1]
[0081]
其中，k1为轮载开关的模式，t1为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
by
为与补氧功能逻辑相关的预设转速，f1[(n1＝n
by
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
by
时，t1由预设的补氧功能逻辑函数f1控制。
[0082]
在具体实施过程中，当飞机平台发出的起动信号连通了待检测航空发动机的补氧信号通路，储存在故障检测系统中的补氧功能逻辑使得发动机进行补氧虚拟运转。补氧功能逻辑函数是总结了同型号发动机在真实运转过程中与补氧相关的关键变量得到的，能够模拟发动机的补氧过程。
[0083]
作为一种可选的实施方式，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为点火信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为点火功能逻辑；
[0084]
所述点火功能逻辑的表达式如下所示：
[0085]
t2＝f2[(n1＝n
dh
)|k1]
[0086]
其中，k1为轮载开关的模式，t2为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
dh
为与点火功能逻辑相关的预设转速，f2[(n1＝n
dh
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
dh
时，t2由预设的点火功能逻辑函数f2控制。
[0087]
在具体实施过程中，当飞机平台发出的起动信号连通了待检测航空发动机的点火信号通路，储存在故障检测系统中的点火功能逻辑使得发动机进行点火虚拟运转。点火功能逻辑函数是总结了同型号发动机在真实运转过程中与点火相关的关键变量得到的，能够模拟发动机的点火过程。
[0088]
作为一种可选的实施方式，若所述待检测航空发动机被接通的所述功能信号通路为供油信号通路，则所述逻辑模拟单元中的所述功能逻辑为供油功能逻辑；
[0089]
所述供油功能逻辑的表达式如下所示：
[0090]
t3＝f3[(n1＝n
gy
)|k1]
[0091]
其中，k1为轮载开关的模式，t3为断开时刻，n1为待检测航空发动机的虚拟转速，n
gy
为与供油功能逻辑相关的预设转速，f3[(n1＝n
gy
)|k1]表示在k1模式下，当n1＝n
gy
时，t3由预设的供油功能逻辑函数f3控制。
[0092]
在具体实施过程中，当飞机平台发出的起动信号连通了待检测航空发动机的供油信号通路，储存在故障检测系统中的供油功能逻辑使得发动机进行供油虚拟运转。供油功能逻辑函数是总结了同型号发动机在真实运转过程中与供油相关的关键变量得到的，能够模拟发动机的供油过程。
[0093]
s30：接收所述待检测航空发动机发出的所述反馈信号；
[0094]
在具体实施过程中，在虚拟运转之后，故障检测系统接收到待检测航空发动机发出的反馈信号。
[0095]
s40：根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。
[0096]
在具体实施过程中，每一种型号发动机工作时的功能逻辑是相同的，但是每个发动机自身结构不同，可能还包含故障，所以其虚拟运转后生成的反馈信号均是不同的，根据反馈信号中的数据变化可以得到发动机的故障检测结果。
[0097]
本实施例以某航空发动机为例，进行故障检测，根据测试的时间以及各类信号等参数等得到如图4-图11所示的各类信号仿真图，具体故障检测情况如下：
[0098]
在故障检测开始之前，各个功能供电开关对应的各个功能信号通路均处于断开状态。开始测试，即t＝0s时，如图4所示，先将轮载开关拨至地面模式，模拟飞机在地面的工作运行模式，并开启各个功能供电开关，各个开关开启完毕后，飞机平台产生起动信号，在t＝2s时按下起动按钮s1并持续2s，如图5所示，可以看出按下起动按钮s1时，起动信号正常输出。
[0099]
如图6所示，按下起动按钮s1后，发动机产生转速信号，即已经开始进行虚拟运转。当在t＝100s时，发动机虚拟转速n1达到60％，此时，如图7、图8、图9、图10所示，待测发动机的起动电动机信号通路、补氧信号通路、点火信号通路以及供油信号通路均被接通，并正常输出起动电动机信号、补氧信号、点火信号以及供油信号。在图7-图10中还能够得出，在t＝60s时起动电动机信号中断，电动机停止起动；在t＝100s，发动机虚拟转速n1达到60％之后，补氧信号中断，点火信号以及供油信号继续正常输出，并且发动机虚拟转速持续增加，代表发动机在地面的虚拟运转起动成功。
[0100]
如图4所示，在t＝120s时，轮载开关拨至空中模式，模拟飞机在空中的工作运行模
式。如图6所示，在t＝150s时，发动机虚拟转速n1下降到55％，发动机自动执行空中飞行，如图7-图10所示，发动机正常输出起动电动机信号、补氧信号、点火信号以及供油信号，此时，如图11所示，发动机报出故障信号，直至虚拟转速n1上升到60％时，发动机故障信号消失，此时，如图7-图10所示，起动电动机信号中断，电动机停止运转，补氧信号中断，但点火信号和供油信号持续输出，以保证发动机正常的虚拟运转工作。
[0101]
如图6所示，在t＝180s时，n1转速下降到55％，此时发动机再次自动执行空中飞行，并且如图11所示，发动机再次报出故障信号，此时如图7-图10所示，起动电动机信号正常输出，电动机开始运转，补氧信号正常输出，但是点火信号和供油信号中断，无法保证发动机的正常工作，图6中发动机转速持续下降，并一直报出故障信号，直至t＝200s时，发动机虚拟转速n1降至0时，发动机无法再次运转，此时电动机起动信号、补氧信号也不再正常输出。由上述分析可知，该待测航空发动机存在发动机转速异常的故障。
[0102]
应当理解的是，以上仅为举例说明，对本技术的技术方案并不构成任何限制，本领域的技术人员在实际应用中可以基于需要进行设置，此处不做限制。
[0103]
通过上述描述不难发现，本实施例是通过预设的功能逻辑模拟发动机的运转情况，使得待测试航空发动机能够在没有真实进行点火、起动、喷油燃烧的情况下进行虚拟运转，而发动机内部的各类部件，仍会接收到真实的工作信号，进行正常工作产生反馈信号，故障检测系统通过分析反馈信号获得测试航空发动机的故障情况。能够减少以往在故障检测操作时，因频繁真实试车运转发动机产生的噪音、安全风险和发动机寿命损耗，同时也减少了真实试车运转发动机的燃油消耗和人力资源，节约了经济和人力成本。并且，也能够通过主动注入故障的方式，验证发动机控制系统故障处置措施的有效性、座舱告警系统的完好性等、能正确处置故障并产生警告等，验证成功的发动机在后续真实使用时的安全性和可靠性更高。
[0104]
参照图3，基于相同的发明思路，本技术的实施例还提供一种航空发动机故障检测系统，所述故障检测系统的待检测航空发动机和飞机平台电性连接，包括：
[0105]
数据采集单元，用于接收所述飞机平台发出的起动信号；
[0106]
信号隔离单元，用于若所述起动信号为测障起动信号，则根据所述起动信号，接通所述待检测航空发动机的功能信号通路；
[0107]
控制模拟单元，用于储存预设的功能逻辑，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的功能逻辑进行虚拟运转，并生成反馈信号；
[0108]
数据分析单元，用于接收所述待检测航空发动机发出的所述反馈信号，并根据所述反馈信号，得到所述待检测航空发动机的故障检测结果。
[0109]
作为一种可选的实施方式，所述航空发动机故障检测系统还包括故障模拟单元，用于储存预设的故障逻辑，以使所述待检测航空发动机根据所述故障检测系统中预设的故障逻辑进行故障模拟，并生成验证信号；其中，所述验证信号用于分析所述待检测航空发动机的故障处置措施。
[0110]
需要说明的是，本实施例中航空发动机故障检测系统中各单元是与前述实施例中航空发动机故障检测方法中的各步骤一一对应，因此，本实施例的具体实施方式可参照前述航空发动机故障检测方法的实施方式，这里不再赘述。
[0111]
此外，在一种实施例中，本技术的实施例还提供一种计算机设备，所述设备包括处
理器，存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
[0112]
此外，在一种实施例中，本技术的实施例还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现前述实施例中方法的步骤。
[0113]
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是fram、rom、prom、eprom、eeprom、闪存、磁表面存储器、光盘、或cd-rom等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
[0114]
在一些实施例中，可执行指令可以采用程序、软件、软件模块、脚本或代码的形式，按任意形式的编程语言(包括编译或解释语言，或者声明性或过程性语言)来编写，并且其可按任意形式部署，包括被部署为独立的程序或者被部署为模块、组件、子例程或者适合在计算环境中使用的其它单元。
[0115]
作为示例，可执行指令可以但不一定对应于文件系统中的文件，可以可被存储在保存其它程序或数据的文件的一部分，例如，存储在超文本标记语言(html，hyper text markup language)文档中的一个或多个脚本中，存储在专用于所讨论的程序的单个文件中，或者，存储在多个协同文件(例如，存储一个或多个模块、子程序或代码部分的文件)中。
[0116]
作为示例，可执行指令可被部署为在一个计算设备上执行，或者在位于一个地点的多个计算设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个计算设备上执行。
[0117]
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。
[0118]
上述本技术实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
[0119]
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本技术的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如只读存储器/随机存取存储器、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台多媒体终端设备(可以是手机，计算机，电视接收机，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述的方法。
[0120]
以上仅为本技术的优选实施例，并非因此限制本技术的专利范围，凡是利用本技术说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本技术的专利保护范围内。