專利名稱：一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及ー種飛機維修相關(guān)的方法，特別地，涉及ー種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法。
背景技術(shù)：
飛機是現(xiàn)代社會重要的交通工具。每天許多人都搭乘飛機進行旅行。飛機的飛行安全性必須得到保證。當飛機的某一部件出現(xiàn)故障不符合放行條件吋，飛機必須停下來進行維修，直到故障排除。因此，一旦飛機的某一部件出現(xiàn)故障將很可能導(dǎo)致飛機的延誤，甚至停飛。
目前對于飛機的維修采用的方式主要是事后維修或者按硬時限維修的方式。如上所介紹的，事后維修很難避免飛機的延誤和停飛，因為對于飛機某些部件的維修是非常耗時的。有些時候，如果由于價格昂貴或備件用完等原因，機場沒有可供替換的備件，這將直接導(dǎo)致飛機停飛。按硬時限維修的方式，在經(jīng)過某一段固定時間后，就對飛機的某一部件進行維修或更換。這雖然在一定程度上可以避免飛機出現(xiàn)延誤或者停飛，但是其缺點是成本過于高昂。特別是對于某些價格昂貴的部件，對其維修和更換時可能性能仍然良好，這將造成極大的浪費。另外，對于某些特殊的情況，飛機上的某些部件的性能可能很快變壞。此吋，按硬時限維修的方式也無法完全避免飛機的延誤和停飛。

發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有技術(shù)中存在的ー個或多個技術(shù)問題，根據(jù)本發(fā)明的ー個方面，提出了一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法，包括獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)；將所述ー個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較；以及基于所述比較的結(jié)果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。根據(jù)本發(fā)明的另ー個方面，提出一種飛機的維修方法，包括根據(jù)上述方法確定所述飛機的飛機部件的性能是否進入衰退期；響應(yīng)于所述飛機部件的性能進入衰退期，安排所述飛機的維修計劃；以及對所述飛機的所述飛機部件進行維修。根據(jù)本發(fā)明的另ー個方面，提出一種獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)的方法，包括獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)；將所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)與所述飛機部件的故障事件相關(guān)聯(lián)；以及基于所述多個參數(shù)與所述故障事件的關(guān)聯(lián)，確定所述檢測參數(shù)。


下面，將結(jié)合附圖對本發(fā)明的優(yōu)選實施方式進行進ー步詳細的說明，其中圖I是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的飛機部件性能變化曲線的示意圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法的流程圖3是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的檢測參數(shù)的方法的流程圖；圖4是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖；圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖；圖7是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的APU性能變化曲線的示意圖；圖8是空客公司的A13報文的一個實例；圖9是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖；圖10是根據(jù)本發(fā)明的另ー個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖； 圖11是根據(jù)本發(fā)明的另ー個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖；圖12是機組氧氣系統(tǒng)性能變化曲線的示意圖；圖13是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測機組氧氣系統(tǒng)性能的方法的流程圖；圖14是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的機組氧氣系統(tǒng)氧氣瓶的氧氣的標態(tài)壓カ與測量時間的關(guān)系不意圖；圖15是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的機組氧氣系統(tǒng)氧氣瓶的氧氣的標態(tài)壓カ與測量時間的關(guān)系不意圖；圖16是根據(jù)圖15所述實施例的機組氧氣系統(tǒng)24小時3天滾動平均滲漏率與測量時間的關(guān)系不意圖；以及圖17是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的對飛機機組氧氣系統(tǒng)維修的方法的流程圖。
具體實施例方式圖I是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的飛機部件性能變化曲線的示意圖。隨著使用時間的增加，所有的飛機部件的性能都會逐漸變差，即衰退指數(shù)會逐漸增加。衰退指數(shù)代表了飛機部件的性能變差的速度的快慢。飛機部件性能的衰退指數(shù)比較穩(wěn)定吋，飛機部件性能處于穩(wěn)定期；當飛機部件的性能衰退逐漸加快時，飛機部件的性能進入衰退期；當超過某ー個閾值時，飛機部件的性能進入故障期，可能隨時出現(xiàn)故障。當飛機部件進入故障期后，對服務(wù)質(zhì)量和飛行安全會產(chǎn)生不利后果；同時容易產(chǎn)生非計劃性的維修，造成航班的延誤和停飛。現(xiàn)有技術(shù)中還沒有手段可以對飛機部件的性能是否進入衰退期進行檢測。對于衰退期的檢測有如下好處第一，當飛機部件處于衰退期吋，發(fā)生故障的概率仍然非常低。如果選擇在此時機對飛機進行檢修，飛行安全和服務(wù)質(zhì)量是可以得到保障的。第二，當檢測到飛機部件處于衰退期后，航空公司可以適時地安排對飛機的檢修，從而避免了非計劃的維修，減少飛機的延誤。也同時避免了按硬時限進行檢修時造成的成本浪費。當然，本發(fā)明的實施例也可以適用于故障期的檢測。圖2是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的檢測方法200包括在步驟200，獲取反映飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)；在步驟220，將所述一個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較；以及在步驟240，基于所述比較的結(jié)果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。實現(xiàn)飛機部件的性能的檢測首先要解決的ー個問題是針對哪些參數(shù)進行檢測，SP選擇哪些反映該飛機部件運行狀態(tài)的檢測參數(shù)。以空客A320飛機為例，飛機采集到的系統(tǒng)數(shù)據(jù)可以高達13000多個。這其中的許多參數(shù)也都能直接或間接地反映該飛機部件的性能。因此，如何從眾多的飛機部件的性能參數(shù)中選擇合適的檢測參數(shù)是ー個難題，特別是針對結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜的飛機部件。圖3是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例獲 取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的檢測參數(shù)的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的獲取檢測參數(shù)的方法300包括在步驟320，獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)；在步驟340，將所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)與所述飛機部件的故障事件相關(guān)聯(lián)；以及在步驟360，基于所述多個參數(shù)與所述故障事件的關(guān)聯(lián)，確定所述檢測參數(shù)。在步驟320，與飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)可以是飛機數(shù)據(jù)系統(tǒng)獲取的全部參數(shù)，或者其一部分。根據(jù)各個參數(shù)所代表的物理含義，可以排除很大一部分與待檢測的飛機部件完全無關(guān)的參數(shù)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，根據(jù)飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)所代表的物理含義，確定所述檢測參數(shù)。利用已有的該飛機部件的故障事件發(fā)生時與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)的數(shù)據(jù)，通過數(shù)據(jù)挖掘可以判斷哪些參數(shù)與該飛機部件的故障事件高度相關(guān)，由此可以確定檢測參數(shù)的范圍。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，計算所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)變化與所述飛機部件的所述故障事件的關(guān)聯(lián)度。故障事件會直接影響某些參數(shù)的惡化。例如，如果機組氧氣系統(tǒng)發(fā)生泄漏，機組氧氣壓カ參數(shù)會急速下降。如果發(fā)動機出現(xiàn)故障，發(fā)動機的轉(zhuǎn)速會迅速下降。這些參數(shù)的惡化就代表了故障事件的發(fā)生。計算與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的參數(shù)與代表了故障事件參數(shù)的關(guān)聯(lián)度就可以反映這ー參數(shù)與故障事件的關(guān)聯(lián)度。根據(jù)本發(fā)明的ー個實施例，利用偏相關(guān)(Partial Correlation)方法計算與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的參數(shù)與代表了故障事件參數(shù)的關(guān)聯(lián)度。統(tǒng)計學(xué)中的多種偏相關(guān)分析方法都可以應(yīng)用于本實施例中。如果經(jīng)過計算發(fā)現(xiàn)該參數(shù)與故障事件的關(guān)聯(lián)度大于ー個閾值的，則將該參數(shù)作為ー個檢測參數(shù)。以此方法驗證全部的與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的參數(shù)，就能得到反映飛機部件運行狀態(tài)的檢測參數(shù)。閾值的取值決定了最終檢測參數(shù)的多少，也決定了性能檢測的準確程度。參數(shù)越多當然檢測越準確，然而實施該檢測方法的成本也越高。如果飛機部件的性能與多個參數(shù)相關(guān)，每個參數(shù)的相關(guān)度都不高，則需要降低閾值以納入更多的參數(shù)。根據(jù)本發(fā)明的ー個實施例，閾值的取值范圍是O. 3-0. 5。如果飛機部件的性能與少數(shù)幾個參數(shù)相關(guān)，而且與某些參數(shù)的相關(guān)度很高，則可以提高閾值，以減少不必要的檢測。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，閾值的取值范圍是O. 6-0.8。在獲得了多個檢測參數(shù)之后，也有可能這些檢測參數(shù)之間可能是高度相關(guān)的。這種情況下，一個檢測參數(shù)就可能代表了另ー個檢測參數(shù)。因此，可以通過相關(guān)度的檢驗，去掉一部分檢測參數(shù)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，計算多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度；以及基于多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度，去掉多個檢測參數(shù)中的ー個或多個。通過這ー步驟就得到了相對獨立的反映該飛機部件的運行狀態(tài)的多個檢測參數(shù)。通過將檢測參數(shù)的測量數(shù)值與該檢測參數(shù)的極限數(shù)值比較，能夠比較直觀地反映該檢測參數(shù)的變壞程度。如果檢測參數(shù)的測量數(shù)值必須控制在該檢測參數(shù)的極限數(shù)值之內(nèi)，當檢測參數(shù)的測量數(shù)值接近極限數(shù)值時，就可以認為該檢測參數(shù)變壞，該飛機部件的性能可能已經(jīng)進入衰退期。如果檢測參數(shù)的測量數(shù)值允許超過該檢測參數(shù)的極限數(shù)值，當檢測參數(shù)的測量數(shù)值接近或超過該極限數(shù)值時，就可以認為該檢測參數(shù)變壞，該飛機部件的性能可能已經(jīng)進入衰退期。綜合多個檢測參數(shù)的檢測結(jié)果，可以更加準確地判斷該飛機部件的性能可能已經(jīng)進入衰退期。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，每ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值，以獲得更為準確的結(jié)果。圖4是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的檢測方法400包括在步驟420，獲取反映飛機部件運行狀態(tài)的多個檢測參數(shù)。在步驟440，計算所述多個檢測參數(shù)中的每ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與對應(yīng)的所述極限數(shù)值的比值。在步驟460，為每ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與所述極限數(shù)值的比值指定權(quán)重。在步驟480，整合加權(quán)后的所述多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與所述極限數(shù)值的比值，得出所述飛機部件的性能參考值。由此，檢測該飛機部件的性能是否進入衰退期。各個檢測參數(shù)的權(quán)重可以根據(jù)實際數(shù)據(jù)估算。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，根據(jù)所 述多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)變化與所述飛機部件的故障事件的關(guān)聯(lián)度得出每個檢測參數(shù)的所 述權(quán)重。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，如果所述飛機部件的所述性能參考值大于門限值，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。門限值一般需要依據(jù)實際數(shù)據(jù)估算。圖5是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的檢測方法500包括在步驟520，獲取反映飛機部件運行狀態(tài)的多個檢測參數(shù)。在步驟540，計算檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項。隨著使用時間的増加，飛機部件的性能也逐漸變差。這種屬性可以用以下的公式來反映Χ=β O+β It0(I)其中，X是檢測參數(shù)的測量數(shù)值，t0是該飛機部件的安裝時間，β O和β I是擬合參數(shù)。其中β I是斜率項，反映了該檢測參數(shù)的變化趨勢。在步驟560，在將所述一個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項與參考斜率項比較，確定二者是否發(fā)生了顯著變化。如果該檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項相對于參考斜率項發(fā)生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，參考斜率項是所述飛機部件初始安裝后一段時間內(nèi)的變化趨勢的斜率項。根據(jù)本發(fā)明的另ー個實施例，參考斜率項是其他相同型號飛機上工作狀態(tài)良好的所述飛機部件一段時間內(nèi)的變化趨勢的斜率項。利用該方法，既可以比較同一飛機不同時間的變化，也可以在不同飛機之間進行比較。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，檢測參數(shù)的測量數(shù)值可以替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，對檢測參數(shù)的測量數(shù)值進行平滑化處理，以減少數(shù)據(jù)擾動造成的影響。平滑處理采用多點平均的滾動平均值法。獲知，采用如下公式Xnew=ClXSffl00th+C2X0ld(2)其中，Xold是測量數(shù)值;Xnew是平滑處理后的數(shù)值；Xs_th是是鄰近點經(jīng)平滑后的數(shù)值或者附近幾個點的平均值；ci和C2是權(quán)重值。Cl 一般遠大于C2以增加平滑的效果。
圖6是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的檢測飛機部件性能的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的檢測方法600包括在步驟620，獲取反映飛機部件運行狀態(tài)的多個檢測參數(shù)。在步驟640，將檢測參數(shù)在一個時間段內(nèi)的測量數(shù)值作為一個樣本；在步驟660，將所述時間段之前等長時間內(nèi)該檢測參數(shù)的測量數(shù)值作為參考樣本；以及在步驟680，基于獨立樣本測試，確定所述樣本與所述參考樣本之間是否發(fā)生了顯著變化。統(tǒng)計學(xué)中的多種獨立樣本測試方法都可以應(yīng)用于本實施例中。如果所述一個或多于ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值的樣本與對應(yīng)的所述參考樣本之間發(fā)生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，檢測參數(shù)的測量數(shù)值可以替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值。根據(jù)上述方法確定所述飛機的飛機部件的性能是否進入衰退期后，響應(yīng)于所述飛 機部件的性能進入衰退期，就可以適時地安排飛機的維修計劃，對所述飛機的該飛機部件進行維修。機載輔助動カ單元應(yīng)用實例:機載輔助動カ單元(Airborne Auxiliary Power Unit),簡稱輔助動カ單元APU,是安裝在飛機尾部的一臺小型渦輪發(fā)動機。APU的主要功能是提供電源和氣源，也有少量的APU可以向飛機提供附加推力。具體來說，飛機在地面上起飛前，由APU供電來啟動主發(fā)動機，從而不需依靠地面電、氣源車來發(fā)動飛機。在地面吋，APU還提供電カ和壓縮空氣保證客艙和駕駛艙內(nèi)的照明和空調(diào)。在飛機起飛時，APU可作為備用電源使用。在飛機降落后，仍由APU供應(yīng)電カ照明和空調(diào)。APU的功能決定了其運行的穩(wěn)定性直接關(guān)系到飛機的飛行成本和服務(wù)質(zhì)量。而且，在缺乏地面電源和氣源保障的情況下，APU—旦發(fā)生故障將會直接導(dǎo)致飛機無法運行。目前，對于APU的故障的排除和維護幾乎都是事后處理。然而，在飛機設(shè)備中，APU是維修費用較高的設(shè)備。并且，APU整體部件價格較高，存儲備件成本大，故障后送修周期高達4 5個月。事后處理的維護方式使得APU的穩(wěn)定運行得不到保證。而且，由于APU送修后的耗時很長，這也直接導(dǎo)致飛機延誤，甚至停飛。圖7是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的APU性能變化曲線的示意圖。隨著使用時間的増加，所有的APU性能都會逐漸變差，即衰退指數(shù)逐漸增カロ。APU性能的衰退指數(shù)比較穩(wěn)定吋，APU性能處于穩(wěn)定期；當APU的性能衰退逐漸加快吋，APU的性能進入衰退期；當超過某一個閾值吋，APU的性能進入故障期，可能隨時出現(xiàn)故障。當APU進入故障期后，既影響APU的使用，對服務(wù)質(zhì)量和飛行安全產(chǎn)生不利后果；又容易產(chǎn)生非計劃性的維修，造成航班的延誤和停飛?，F(xiàn)有技術(shù)中還沒有手段可以對APU的性能是否進入衰退期進行檢測。而本發(fā)明的某些實施例可以實現(xiàn)這種檢測。圖8是空客公司的A13報文的ー個實例。如圖所示，A13報文主要包含了 4部分信息，分別為報頭、APU履歷信息、啟動飛機發(fā)動機的運行參數(shù)及APU啟動參數(shù)。報頭由CC和Cl段組成，主要包含了飛機的航班信息、報文產(chǎn)生航段階段、引氣活門狀態(tài)、總溫(即外界溫度)等信息。APU履歷信息由El段組成包括APU序號、運行小時和循環(huán)等信息。啟動飛機發(fā)動機的運行參數(shù)由NI至S3段組成；其中NI、SI表示的是啟動第一臺飛機發(fā)動機時的運行情況，N2、S2表示啟動第二臺飛機發(fā)動機時的運行情況，N3、S3為APU啟動發(fā)動機完成后APU慢車時的情況。A13報文中包括了多項與APU運行狀況相關(guān)的參數(shù)。在啟動發(fā)動機運行參數(shù)中包括了 EGT溫度、IGV開ロ角度、壓氣機進ロ壓力、負載壓氣機進ロ溫度、引氣流量、引氣壓力、滑油溫度、APU發(fā)電機負載。APU啟動時參數(shù)包括了啟動時間、EGT峰值、在EGT峰值時的轉(zhuǎn)速、負載壓氣機進ロ溫度。除了 A13報文中的參數(shù)以外，APU的性能還可能與其他的 參數(shù)有夫。以空客A320飛機為例，飛機采集到的系統(tǒng)數(shù)據(jù)可以高達13000多個。這其中的許多參數(shù)也都能直接或間接地反映APU的性能。對于發(fā)動機來說，影響熱機最主要的指標有兩個，第一個是使用時間，第二個是排氣溫度EGT。從物理角度而言，使用時間應(yīng)當是非常重要的參數(shù)。而當APU出現(xiàn)故障吋，APU的排氣溫度將上升并接近極限值。因此，從這兩個參數(shù)入手提取有價值的信息。在本實例中，運用偏相關(guān)的方法剔除了外界環(huán)境的影響，例如海抜、總溫、發(fā)電機負載、引氣流量、進ロ壓力、負載壓氣機進ロ溫度。對APU實際數(shù)據(jù)進行分析，得到如下結(jié)果
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II: I;OJLαο[ II·*V.Ir. ；:IC.... —>·.. U·-/.V- a,:, t... り..5在本實例中，相關(guān)性r按三級劃分Ir I〈O. 4為低度線性相關(guān)；0. 4 < |r|〈0. 7為顯著性相關(guān);0. 7 ( Ir I〈I為高度線性相關(guān)。根據(jù)分析結(jié)果可得，使用時間TSR、啟動時間STA、發(fā)動機排氣溫度EGT、引氣壓カPT之間是相互弱相關(guān)，但進ロ導(dǎo)向葉片角度IGV和滑油溫度(OTA)與使用時間TSR、啟動時間STA、發(fā)動機排氣溫度EGT、引氣壓カPT是強相關(guān)。由此可知，在APU各部件運行正常情況下進ロ導(dǎo)向葉片角度IGV與滑油溫度OTA可以由使用時間TSR、啟動時間STA、發(fā)動機排氣溫度EGT、引氣壓カPT說表征。另一方面說明，使用時間TSR、啟動時間STA、發(fā)動機排氣溫度EGT、引氣壓カPT參數(shù)相對較獨立，各代表了某個APU的運行特性。運用這四個參數(shù)特性，通過有效組合，可以反映APU的整體性能情況。圖9是根據(jù)本發(fā)明的一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖。如圖所示，本實施例的APU性能的檢測方法9000中，在步驟9100，獲取飛機APU運行的如下信息排氣溫度EGT、壓氣機進ロ溫度LCIT、啟動時間STA、使用時間TSR和引氣壓カPT。在步驟9200，將EGT與LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較。根據(jù)本發(fā)明的ー個實施例，所述閾值是各個參數(shù)的極限值。在步驟9300，為EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自閾值的比較結(jié)果指定各自的權(quán)重。在步驟9400，將考慮權(quán)重后EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自閾值的比較結(jié)果的整合。在步驟9510，確定整合后的結(jié)果是否超過第一預(yù)定值。如果整合后的結(jié)果沒有超過第一預(yù)定值，則在步驟9520，判斷APU性能良好；在步驟9610，確定整合后的結(jié)果是否超過第二預(yù)定值。如果沒有超過第二預(yù)定值，則在步驟9620，判斷APU性能的正常；在步驟9710，判斷整合后的結(jié)果大于第三預(yù)定值。如果沒有超過第三預(yù)定值，則在步驟9720判斷APU性能已經(jīng)進入衰退期。如果整合后的結(jié)果超過第三預(yù)定值，則在步驟9800，判斷APU性能的已經(jīng)進入故障期。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，步驟9100中所需的信息可以從例如A13報文的APU報文中獲取。例如，從國際航空電訊集団SITA網(wǎng)控制中心和中國民航數(shù)據(jù)通信公司ADCC網(wǎng)控制中心可以遠程實時獲取飛機APU運行的A13報文，通過報文解碼器將所述的飛機APU運行狀態(tài)A13報文解碼，得到具有飛機APU運行信息。
如果飛機數(shù)據(jù)系統(tǒng)中不自動生成APU運行狀態(tài)報文，則增加相應(yīng)的傳感器和觸發(fā)條件以生成所需的APU報文。如果飛機數(shù)據(jù)系統(tǒng)中的已有的APU報文沒有完全涵蓋排氣溫度EGT、壓氣機進ロ溫度LCIT、啟動時間STA、使用時間TSR和引氣壓カPT中的ー個或多個，則修改APU報文的生成條件，増加所缺少的ー個或多個測量參數(shù)。由于APU報文可以通過ACARS或者ATN系統(tǒng)實時傳輸?shù)胶娇展镜臄?shù)據(jù)服務(wù)器中，因此可以實現(xiàn)APU性能的實時監(jiān)控。當然，報文傳輸?shù)姆绞揭部梢员苊饬巳斯し绞降母叱杀竞腿藶殄e誤。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，步驟9100中所需的信息可以直接從飛機數(shù)據(jù)系統(tǒng)中獲取，而不需要生成APU報文。步驟9200 中，EGT 與 LCIT 的差 EGT-LCIT 的閾值是 EGTKeadline。EGTEeadline 是 APU 的EGT紅線值。EGTKeadline取決于APU的型號。不同型號的APU具有不同的EGT紅線值，其可以通過查找相關(guān)的手冊獲得。STA的閾值是STAwamingune,是STA性能衰減值，其也取決于APU型號。TSR的閾值是TSRrt，其含義是某一型號APU的在翼時間可靠性為70%所對應(yīng)的時間。PT的閾值是PTMin，其含義是某一型號APU的所需最小提供引氣壓力?；蛘?，PT的閾值采用PTBaseUne，其含義是某一型號APU正常運行時的最低固有引氣量。將EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較可以反映出當前APU的性能與APU的標準性能的偏離程度，從而反映出APU性能的變差程度。EGTKeadline、STAWamingUne和PTMin或者PTBaseUne，可以通過查找相關(guān)的飛機手冊或者從制造商處獲得。當然，它們也可以通過實際的實驗獲得。但是，TSRrt因為受到地理和維護環(huán)境等其他因素的影響，往往與標準值有一定的偏差。發(fā)明人經(jīng)過長期的觀察和分析發(fā)現(xiàn)，APU的時效模式是泊松分布。為了獲得更加準確TSRrt數(shù)據(jù)，可以根據(jù)實際數(shù)據(jù)通過泊松分布來計算所需的TSRrt。例如，可以首先計算實際使用時間TSR所遵循的泊松分布的參數(shù)(如均值等)，然后利用獲得的實際所遵循的泊松分布的參數(shù)計算當故障率為30% (穩(wěn)定率為70%)時所對應(yīng)的使用時間TSRrt。EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較的方式可以采用比值的方式，也可以采用做差的方式。為了方便考慮各個參數(shù)的權(quán)重，根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，在步驟9200中，計算EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值的比值。EGT-LCIT、STA、TSR和PT對APU性能的影響不同，因此需要為它們指定不同的權(quán)重。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，在獲得EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值的比值情況下，取 Rl，R2, R3 和 R4 為 EGT-LCIT、STA、TSR 和 PT 各自的權(quán)重，且 Rl+R2+R3+R4=l。根據(jù)發(fā)明人的觀察和分析發(fā)現(xiàn)，TSR的影響最大，所以R3 —般大于O. 25 ;而EGT-LCIT和STA的影響，針對不同型號的APU可能不同；相比而言，PT影響比較小，R4最小。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，針對 APS3200 型號的 APU, R3=0. 35，R2=0. 3，Rl=O. 2，R4=0. 15。針對 GTCP131-9A型號的 APU, R3=0. 35，Rl=O. 3，R2=0. 2，R4=0. 15。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，采用以下公式來評估APU的性能
IXiT-LdTSTATSR U i PLlii,/ ο . _、以;'!—十、-STA;,.— +十 ~ΡΓJ其中，PDI (Performance Detection Index)性能檢測指數(shù)是反映APU性能的參 數(shù)。根據(jù)發(fā)明人的觀察和分析，如果PDI小于O. 7，APU性能良好；如果PDI大于O. 7，小于
O.85, APU性能正常可用；如果PDI大于O. 85, APU性能為差，已經(jīng)進入衰退期。如果PDI接近于1，例如大于O. 95，則表明APU已經(jīng)進入故障期，隨時可能出現(xiàn)故障。因此，步驟9510中的第一預(yù)定值的ー個實例為O. 7，步驟9610中的第二預(yù)定值的ー個實例是O. 85 ;步驟6710中的第三預(yù)定值的ー個實例是O. 95。以下通過2個實例，進ー步說明本發(fā)明的上述實施例的方法。實例I :APS3200 型號的 APU 的相關(guān)信息如下EGTKeadline 為 682 ；STAffarningune 為 90 ；PTMin 為 3 ；TSRrt 為 5000。取權(quán)重參數(shù) Rl=O. 2，R2=0. 3，R3=0. 35，R4=0. 15。從SITA網(wǎng)控制中心或ADCC網(wǎng)控制中心遠程實時獲取飛機APU報文，通過ACARS報文解碼器將所述的飛機APU報文解碼得到具有飛機APU運行信息，包括排氣溫度EGT是629、壓氣機進ロ溫度LCIT是33、啟動時間STA是59、在翼時間TSR是4883和引氣壓カPT是3. 66，通過如下公式 PDI = 1U!GT-IXTI\r2 STA
EGT減· STA— TSRrt Pi'計算得到PDI值是O. 85。判斷APU性能已經(jīng)進入了衰退期，應(yīng)當開始計劃對該飛機的APU進行維修。實例2 :GTCP13ト9A 型號的 APU 的相關(guān)信息如下EGTKeadline 為 642 ；STAffarningune 為60 ；PTMin 為 3. 5 ；TSRrt 為 5000。取權(quán)重參數(shù) Rl=O. 3，R2=0. 2，R3=0. 35，R4=0. 15。從SITA網(wǎng)控制中心或ADCC網(wǎng)控制中心遠程實時獲取飛機APU報文，通過ACARS報文解碼器將所述的飛機APU報文解碼得到具有飛機APU運行信息，包括排氣溫度EGT是544、壓氣機進ロ溫度LCIT是31、啟動時間STA是48、在翼時間TSR是2642和引氣壓カPT是3. 76，通過公式
, 、， VXjT-IHTSTATSR , PI u...! D! ニR2雨ニ:+ぬ雨C R4f計算得到PDI值是O. 72。判斷APU性能為正常，仍可正常使用。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的上述實施例通過實時獲取APU的排氣溫度EGT、壓氣機進ロ溫度LCIT、啟動時間STA、在翼時間TSR和引氣壓カPT，根據(jù)公式(I)計算得到PDI值，然后依據(jù)PDI值與預(yù)定值的比較，時限了準確的檢測APU性能。另外，遠程實時獲取飛機APU運行狀態(tài)ACARS報文，減少了人工獲取的工作負荷，同時提高了工作效率。
由于海拔和溫度的不同對EGT和PT的測量結(jié)果有影響。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，為了更準確的檢測APU的性能，將測量的EGT和PT折算到ー個標準狀態(tài)進行比較，以去掉海拔和外界溫度的影響。例如，可以選擇海拔O米，溫度為50°C作為標準狀態(tài)，也可以選擇其他的海抜和溫度作為標準狀態(tài)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，在海拔O米，溫度為50°C的標準狀態(tài)下，PT的大氣修正公式是
權(quán)利要求
1.一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法，包括 獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)； 將所述一個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較；以及 基于所述比較的結(jié)果，評估所述飛機部件的性能是否進入衰退期。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)的步驟包括 獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)； 將所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)與所述飛機部件的故障事件相關(guān)聯(lián)；以及 基于所述多個參數(shù)與所述故障事件的關(guān)聯(lián)，確定所述檢測參數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其中將所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)與所述飛機部件的故障事件相關(guān)聯(lián)；以及基于所述多個參數(shù)與所述故障事件的關(guān)聯(lián)，確定所述檢測參數(shù)包括 計算所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)變化與所述飛機部件的所述故障事件的關(guān)聯(lián)度；以及 將所述多個參數(shù)中所述關(guān)聯(lián)度大于閾值的ー個或多個參數(shù)作為所述檢測參數(shù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中所述閾值的范圍是O.3-0. 5。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中所述閾值的范圍是O.5-0. 7。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，進ー步包括 計算所述多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度；以及 基于所述多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度，去掉所述多個檢測參數(shù)中的ー個或多個。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個參數(shù)的步驟包括 獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)；以及 根據(jù)所述多個參數(shù)所代表的物理含義，確定所述檢測參數(shù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述預(yù)訂值為所述ー個或多個檢測參數(shù)的極限數(shù)值； 其中，將所述ー個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較的步驟包括計算所述一個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與對應(yīng)的所述極限數(shù)值的差值或比值。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中將所述ー個或多個檢測參數(shù)的所述測量數(shù)值替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值。
10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中基于所述比較的結(jié)果，評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括確定所述ー個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值是否接近或超過對應(yīng)的所述極限數(shù)值。
11.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，進ー步包括為所述一個或多個檢測參數(shù)中的每ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與所述極限數(shù)值的所述比值指定權(quán)重。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，進ー步包括根據(jù)所述多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)變化與所述飛機部件的故障事件的關(guān)聯(lián)度得出每個檢測參數(shù)的所述權(quán)重。
13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其中基于所述比較的結(jié)果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括整合加權(quán)后的所述多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值與所述極限數(shù)值的所述比值，得出所述飛機部件的性能參考值。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，進ー步包括響應(yīng)于所述飛機部件的所述性能參考值大于門限值，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
15.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中所述預(yù)定值為所述ー個或多個檢測參數(shù)的變化趨勢的參考斜率項； 其中，將所述ー個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較的步驟包括計算所述一個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項。
16.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，進ー步包括將所述一個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項與參考斜率項比較，確定二者是否發(fā)生了顯著變化。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，其中基于所述比較的結(jié)果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括響應(yīng)于所述ー個或多于ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值在一段時間內(nèi)變化趨勢的斜率項相對于參考斜率項發(fā)生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
18.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中所述參考斜率項是所述飛機部件初始安裝后一段時間內(nèi)的變化趨勢的斜率項。
19.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，其中所述參考斜率項是其他相同型號飛機上工作狀態(tài)良好的所述飛機部件一段時間內(nèi)的變化趨勢的斜率項。
20.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，進ー步包括將所述一個或多個檢測參數(shù)的所述測量數(shù)值替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值。
21.根據(jù)權(quán)利要求15所述的方法，進ー步包括對所述一個或多個檢測參數(shù)的所述測量數(shù)值進行平滑化處理。
22.根據(jù)權(quán)利要求21所述的方法，其中所述平滑處理采用多點平均的滾動平均值法。
23.根據(jù)權(quán)利要求21所述的方法，其中所述平滑處理采用如下公式 ^new-C I XSII1ooth+C2X0id 其中，Xtjld是測量數(shù)值；xnew是平滑處理后的數(shù)值；xs_th是是鄰近點經(jīng)平滑后的數(shù)值或者附近幾個點的平均值；C1和C2是權(quán)重值。
24.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其中，將所述一個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較的步驟包括 將所述一個或多個檢測參數(shù)在一個時間段內(nèi)的測量數(shù)值作為ー個樣本； 將所述時間段之前等長時間內(nèi)所述ー個或多個檢測參數(shù)的測量數(shù)值作為參考樣本；以及 基于獨立樣本測試，確定所述樣本與所述參考樣本之間是否發(fā)生了顯著變化。
25.根據(jù)權(quán)利要求24所述的方法，其中基于所述比較的結(jié)果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括響應(yīng)于所述ー個或多于ー個檢測參數(shù)的測量數(shù)值的樣本與對應(yīng)的所述參考樣本之間發(fā)生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
26.根據(jù)權(quán)利要求24所述的方法，進ー步包括將所述一個或多個檢測參數(shù)的所述測量數(shù)值替換為經(jīng)折算的指定狀態(tài)下的數(shù)值。
27.一種飛機的維修方法，包括 根據(jù)權(quán)利要求1-26的方法，確定所述飛機的飛機部件的性能是否進入衰退期； 響應(yīng)于所述飛機部件的性能進入衰退期，安排所述飛機的維修計劃；以及 對所述飛機的所述飛機部件進行維修。
28.一種獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個檢測參數(shù)的方法，包括獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)； 將所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)與所述飛機部件的故障事件相關(guān)聯(lián)；以及 基于所述多個參數(shù)與所述故障事件的關(guān)聯(lián)，確定所述檢測參數(shù)。
29.根據(jù)權(quán)利要求28所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個參數(shù)的步驟包括 計算所述多個參數(shù)的數(shù)據(jù)變化與所述飛機部件的所述故障事件的關(guān)聯(lián)度； 將所述多個參數(shù)中所述關(guān)聯(lián)度大于閾值的ー個或多個參數(shù)作為所述檢測參數(shù)。
30.根據(jù)權(quán)利要求29所述的方法，其中所述閾值的范圍是O.3-0. 5。
31.根據(jù)權(quán)利要求29所述的方法，其中所述閾值的范圍是O.5-0. 7。
32.根據(jù)權(quán)利要求29所述的方法，進ー步包括 計算所述多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度；以及 基于所述多個檢測參數(shù)之間的相關(guān)度，去掉所述多個檢測參數(shù)中的ー個或多個。
33.根據(jù)權(quán)利要求28所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的ー個或多個參數(shù)的步驟包括 獲取與所述飛機部件運行狀態(tài)相關(guān)的多個參數(shù)；以及 根據(jù)所述多個參數(shù)所代表的物理含義，確定所述檢測參數(shù)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法，包括獲取反映所述飛機部件運行狀態(tài)的一個或多個檢測參數(shù)；將所述一個或多個檢測參數(shù)的數(shù)據(jù)與相應(yīng)的預(yù)定值比較；以及基于所述比較的結(jié)果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。
文檔編號B64F5/00GK102862685SQ20121023698
公開日2013年1月9日 申請日期2012年7月9日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月7日
發(fā)明者顧祝平, 丁慧鋒, 鄭逢亮, 吳予賦, 吳家駒, 朱毅, 王炳正, 馬洪濤, 黃磊 申請人:中國國際航空股份有限公司