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    本發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的一個或多個檢測參數；將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較；以及基於所述比較的結果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。
    公开号:TW201307156A
    申请号:TW101124334
    申请日:2012-07-06
    公开日:2013-02-16
    发明作者:Zhu-Ping Gu；Hui-Feng Ding；feng-liang Zheng；yu-bin Wu；Jia-Ju Wu；Yi Zhu；bing-zheng Wang；Hong-Tao Ma；Lei Huang
    申请人:Air China Ltd；
    IPC主号:G06F17-00
    专利说明:
    一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法、其檢測參數的檢測方法及其飛機維修方法
    本發明涉及一種飛機維修相關的方法，特別地，涉及一種檢測飛機部件的性能進入衰退期的方法。
    飛機是現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故障不符合放行條件時，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故障將很可能導致飛機的延誤，甚至停飛。
    目前對於飛機的維修採用的方式主要是事後維修或者按固定時限維修的方式。如上所介紹的，事後維修很難避免飛機的延誤和停飛，因為對於飛機某些部件的維修是非常耗時的。有些時候，如果由於價格昂貴或備件用完等原因，機場沒有可供替換的備件，這將直接導致飛機停飛。按固定時限維修的方式，在經過某一段固定時間後，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延誤或者停飛，但是其缺點是成本過於高昂。特別是對於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，對於某些特殊的情況，飛機上的某些部件的性能可能很快變壞。此時，按固定時限維修的方式也無法完全避免飛機的延誤和停飛。
    針對現有技術中存在的一個或多個技術問題，根據本發明的一個方面，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的一個或多個檢測參數；將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較；以及基於所述比較的結果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。
    根據本發明的另一個方面，提出一種飛機的維修方法，包括：根據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；回應於所述飛機部件的性能進入衰退期，安排所述飛機的維修計畫；以及對所述飛機的所述飛機部件進行維修。
    根據本發明的另一個方面，提出一種獲取反映所述飛機部件運行狀態的一個或多個檢測參數的方法，包括：獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；將所述多個參數的資料與所述飛機部件的故障事件相關聯；以及基於所述多個參數與所述故障事件的關聯，確定所述檢測參數。
    圖1是根據本發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，即衰退指數會逐漸增加。衰退指數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比較穩定時，飛機部件性能處於穩定期；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；當超過某一個閾值時，飛機部件的性能進入故障期，可能隨時出現故障。當飛機部件進入故障期後，對服務品質和飛行安全會產生不利後果；同時容易產生非計劃性的維修，造成航班的延誤和停飛。現有技術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。
    對於衰退期的檢測有如下好處：第一，當飛機部件處於衰退期時，發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，飛行安全和服務品質是可以得到保障的。第二，當檢測到飛機部件處於衰退期後，航空公司可以適時地安排對飛機的檢修，從而避免了非計畫的維修，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，本發明的實施例也可以適用於故障期的檢測。
    圖2是根據本發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的一個或多個檢測參數；在步驟220，將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較；以及在步驟240，基於所述比較的結果，評估飛機部件性能是否進入衰退期。
    實現飛機部件的性能的檢測首先要解決的一個問題是針對哪些參數進行檢測，即選擇哪些反映該飛機部件運行狀態的檢測參數。以空中巴士A320飛機為例，飛機採集到的系統資料可以高達13000多個。這其中的許多參數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中選擇合適的檢測參數是一個難題，特別是針對結構比較複雜的飛機部件。
    圖3是根據本發明的一個實施例獲取反映所述飛機部件運行狀態的檢測參數的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的獲取檢測參數的方法300包括：在步驟320，獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；在步驟340，將所述多個參數的資料與所述飛機部件的故障事件相關聯；以及在步驟360，基於所述多個參數與所述故障事件的關聯，確定所述檢測參數。
    在步驟320，與飛機部件運行狀態相關的多個參數可以是飛機資料系統獲取的全部參數，或者其一部分。根據各個參數所代表的物理含義，可以排除很大一部分與待檢測的飛機部件完全無關的參數。根據本發明的一個實施例，根據飛機部件運行狀態相關的多個參數所代表的物理含義，確定所述檢測參數。
    利用已有的該飛機部件的故障事件發生時與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數的資料，通過資料挖掘可以判斷哪些參數與該飛機部件的故障事件高度相關，由此可以確定檢測參數的範圍。
    根據本發明的一個實施例，計算所述多個參數的資料變化與所述飛機部件的所述故障事件的關聯度。故障事件會直接影響某些參數的惡化。例如，如果機組氧氣系統發生洩漏，機組氧氣壓力參數會急速下降。如果發動機出現故障，發動機的轉速會迅速下降。這些參數的惡化就代表了故障事件的發生。計算與所述飛機部件運行狀態相關的參數與代表了故障事件參數的關聯度就可以反映這一參數與故障事件的關聯度。根據本發明的一個實施例，利用偏相關(Partial Correlation)方法計算與所述飛機部件運行狀態相關的參數與代表了故障事件參數的關聯度。統計學中的多種偏相關分析方法都可以應用於本實施例中。如果經過計算發現該參數與故障事件的關聯度大於一個閾值的，則將該參數作為一個檢測參數。以此方法驗證全部的與所述飛機部件運行狀態相關的參數，就能得到反映飛機部件運行狀態的檢測參數。
    閾值的取值決定了最終檢測參數的多少，也決定了性能檢測的準確程度。參數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相關，每個參數的相關度都不高，則需要降低閾值以納入更多的參數。根據本發明的一個實施例，閾值的取值範圍是0.3-0.5。如果飛機部件的性能與少數幾個參數相關，而且與某些參數的相關度很高，則可以提高閾值，以減少不必要的檢測。根據本發明的一個實施例，閾值的取值範圍是0.6-0.8。
    在獲得了多個檢測參數之後，也有可能這些檢測參數之間可能是高度相關的。這種情況下，一個檢測參數就可能代表了另一個檢測參數。因此，可以通過相關度的檢驗，去掉一部分檢測參數。根據本發明的一個實施例，計算多個檢測參數之間的相關度；以及基於多個檢測參數之間的相關度，去掉多個檢測參數中的一個或多個。通過這一步驟就得到了相對獨立的反映該飛機部件的運行狀態的多個檢測參數。
    通過將檢測參數的測量數值與該檢測參數的極限數值比較，能夠比較直觀地反映該檢測參數的變壞程度。如果檢測參數的測量數值必須控制在該檢測參數的極限數值之內，當檢測參數的測量數值接近極限數值時，就可以認為該檢測參數變壞，該飛機部件的性能可能已經進入衰退期。如果檢測參數的測量數值允許超過該檢測參數的極限數值，當檢測參數的測量數值接近或超過該極限數值時，就可以認為該檢測參數變壞，該飛機部件的性能可能已經進入衰退期。綜合多個檢測參數的檢測結果，可以更加準確地判斷該飛機部件的性能可能已經進入衰退期。根據本發明的一個實施例，每一個檢測參數的測量數值替換為經折算的指定狀態下的數值，以獲得更為準確的結果。
    圖4是根據本發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的多個檢測參數。在步驟440，計算所述多個檢測參數中的每一個檢測參數的測量數值與對應的所述極限數值的比值。在步驟460，為每一個檢測參數的測量數值與所述極限數值的比值指定權重。在步驟480，整合加權後的所述多個檢測參數的測量數值與所述極限數值的比值，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。
    各個檢測參數的權重可以根據實際資料估算。根據本發明的一個實施例，根據所述多個檢測參數的資料變化與所述飛機部件的故障事件的關聯度得出每個檢測參數的所述權重。
    根據本發明的一個實施例，如果所述飛機部件的所述性能參考值大於門限值，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實際資料估算。
    圖5是根據本發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的多個檢測參數。在步驟540，計算檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項。
    隨著使用時間的增加，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：X=β0+β1t 0 (1)
    其中，X是檢測參數的測量數值，t0是該飛機部件的安裝時間，β 0和β 1是擬合參數。其中β 1是斜率項，反映了該檢測參數的變化趨勢。
    在步驟560，在將所述一個或多個檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項與參考斜率項比較，確定二者是否發生了顯著變化。如果該檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項相對于參考斜率項發生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
    根據本發明的一個實施例，參考斜率項是所述飛機部件初始安裝後一段時間內的變化趨勢的斜率項。根據本發明的另一個實施例，參考斜率項是其他相同型號飛機上工作狀態良好的所述飛機部件一段時間內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。
    根據本發明的一個實施例，檢測參數的測量數值可以替換為經折算的指定狀態下的數值。
    根據本發明的一個實施例，對檢測參數的測量數值進行平滑化處理，以減少資料擾動造成的影響。平滑處理採用多點平均的滾動平均值法。獲知，採用如下公式：X new =C1X smooth +C2X old (2)
    其中，Xold是測量數值；Xnew是平滑處理後的數值；Xsmooth是是鄰近點經平滑後的數值或者附近幾個點的平均值；C1和C2是權重值。C1一般遠大於C2以增加平滑的效果。
    圖6是根據本發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的多個檢測參數。在步驟640，將檢測參數在一個時間段內的測量數值作為一個樣本；在步驟660，將所述時間段之前等長時間內該檢測參數的測量數值作為參考樣本；以及在步驟680，基於獨立樣本測試，確定所述樣本與所述參考樣本之間是否發生了顯著變化。
    統計學中的多種獨立樣本測試方法都可以應用於本實施例中。如果所述一個或多於一個檢測參數的測量數值的樣本與對應的所述參考樣本之間發生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
    根據本發明的一個實施例，檢測參數的測量數值可以替換為經折算的指定狀態下的數值。
    根據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後，回應於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畫，對所述飛機的該飛機部件進行維修。 機載輔助動力單元應用實例：
    機載輔助動力單元(Airborne Auxiliary Power Unit)，簡稱輔助動力單元APU，是安裝在飛機尾部的一台小型渦輪發動機。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供電來啟動主發動機，從而不需依靠地面電、氣源車來發動飛機。在地面時，APU還提供電力和壓縮空氣保證客艙和駕駛艙內的照明和空調。在飛機起飛時，APU可作為備用電源使用。在飛機降落後，仍由APU供應電力照明和空調。
    APU的功能決定了其運行的穩定性直接關係到飛機的飛行成本和服務品質。而且，在缺乏地面電源和氣源保障的情況下，APU一旦發生故障將會直接導致飛機無法運行。目前，對於APU的故障的排除和維護幾乎都是事後處理。然而，在飛機設備中，APU是維修費用較高的設備。並且，APU整體部件價格較高，存儲備件成本大，故障後送修週期高達4~5個月。事後處理的維護方式使得APU的穩定運行得不到保證。而且，由於APU送修後的耗時很長，這也直接導致飛機延誤，甚至停飛。
    圖7是根據本發明的一個實施例的APU性能變化曲線的示意圖。隨著使用時間的增加，所有的APU性能都會逐漸變差，即衰退指數逐漸增加。APU性能的衰退指數比較穩定時，APU性能處於穩定期；當APU的性能衰退逐漸加快時，APU的性能進入衰退期；當超過某一個閾值時，APU的性能進入故障期，可能隨時出現故障。當APU進入故障期後，既影響APU的使用，對服務品質和飛行安全產生不利後果；又容易產生非計劃性的維修，造成航班的延誤和停飛。現有技術中還沒有手段可以對APU的性能是否進入衰退期進行檢測。而本發明的某些實施例可以實現這種檢測。
    圖8是空中巴士公司的A13訊息的一個實例。如圖所示，A13訊息主要包含了4部分資訊，分別為：表頭、APU履歷資訊、啟動飛機發動機的運行參數及APU啟動參數。
    表頭由CC和C1段組成，主要包含了飛機的航班資訊、訊息產生航段階段、引氣活門狀態、總溫(即外界溫度)等資訊。APU履歷資訊由E1段組成包括APU序號、運行小時和迴圈等資訊。啟動飛機發動機的運行參數由N1至S3段組成；其中N1、S1表示的是啟動第一台飛機發動機時的運行情況，N2、S2表示啟動第二台飛機發動機時的運行情況，N3、S3為APU啟動發動機完成後APU慢車時的情況。
    A13訊息中包括了多項與APU運行狀況相關的參數。在啟動發動機運行參數中包括了EGT溫度、IGV開口角度、壓氣機進口壓力、負載壓氣機進口溫度、引氣流量、引氣壓力、滑油溫度、APU發電機負載。APU啟動時參數包括了啟動時間、EGT峰值、在EGT峰值時的轉速、負載壓氣機進口溫度。
    除了A13訊息中的參數以外，APU的性能還可能與其他的參數有關。以空中巴士A320飛機為例，飛機採集到的系統資料可以高達13000多個。這其中的許多參數也都能直接或間接地反映APU的性能。
    對於發動機來說，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，使用時間應當是非常重要的參數。而當APU出現故障時，APU的排氣溫度將上升並接近極限值。因此，從這兩個參數入手提取有價值的資訊。在本實例中，運用偏相關的方法剔除了外界環境的影響，例如海拔、總溫、發電機負載、引氣流量、進口壓力、負載壓氣機進口溫度。對APU實際資料進行分析，得到如下結果：
    在本實例中，相關性r按三級劃分：|r|<0.4為低度線性相關；0.4|r|<0.7為顯著性相關；0.7|r|<1為高度線性相關。
    根據分析結果可得，使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT之間是相互弱相關，但進口導向葉片角度IGV和滑油溫度(OTA)與使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT是強相關。
    由此可知，在APU各部件運行正常情況下進口導向葉片角度IGV與滑油溫度OTA可以由使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT所表徵。另一方面說明，使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT參數相對較獨立，各代表了某個APU的運行特性。運用這四個參數特性，通過有效組合，可以反映APU的整體性能情況。
    圖9是根據本發明的一個實施例的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運行的如下資訊：排氣溫度EGT、壓氣機進口溫度LCIT、啟動時間STA、使用時間TSR和引氣壓力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。根據本發明的一個實施例，所述閾值是各個參數的極限值。在步驟9300，為EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自閾值的比較結果指定各自的權重。在步驟9400，將考慮權重後EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自閾值的比較結果的整合。在步驟9510，確定整合後的結果是否超過第一預定值。如果整合後的結果沒有超過第一預定值，則在步驟9520，判斷APU性能良好；在步驟9610，確定整合後的結果是否超過第二預定值。如果沒有超過第二預定值，則在步驟9620，判斷APU性能的正常；在步驟9710，判斷整合後的結果大於第三預定值。如果沒有超過第三預定值，則在步驟9720判斷APU性能已經進入衰退期。如果整合後的結果超過第三預定值，則在步驟9800，判斷APU性能的已經進入故障期。
    根據本發明的一個實施例，步驟9100中所需的資訊可以從例如A13訊息的APU訊息中獲取。例如，從國際航空電訊集團SITA網控制中心和中國民航資料通信公司ADCC網控制中心可以遠端即時獲取飛機APU運行的A13訊息，通過訊息解碼器將所述的飛機APU運行狀態A13訊息解碼，得到具有飛機APU運行資訊。
    如果飛機資料系統中不自動生成APU運行狀態訊息，則增加相應的感測器和觸發條件以生成所需的APU訊息。如果飛機資料系統中的已有的APU訊息沒有完全涵蓋排氣溫度EGT、壓氣機進口溫度LCIT、啟動時間STA、使用時間TSR和引氣壓力PT中的一個或多個，則修改APU訊息的生成條件，增加所缺少的一個或多個測量參數。由於APU訊息可以通過ACARS或者ATN系統即時傳輸到航空公司的資料伺服器中，因此可以實現APU性能的即時監控。當然，訊息傳輸的方式也可以避免了人工方式的高成本和人為錯誤。
    根據本發明的一個實施例，步驟9100中所需的資訊可以直接從飛機資料系統中獲取，而不需要生成APU訊息。
    步驟9200中，EGT與LCIT的差EGT-LCIT的閾值是EGTRedline。EGTRedline是APU的EGT紅線值。EGTRedline取決於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的手冊獲得。STA的閾值是STAWarningLine，是STA性能衰減值，其也取決於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。或者，PT的閾值採用PTBaseLine，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。EGTRedline、STAWarningLine和PTMin或者PTBaseLine，可以通過查找相關的飛機手冊或者從製造商處獲得。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境等其他因素的影響，往往與標準值有一定的偏差。發明人經過長期的觀察和分析發現，APU的時效模式是泊松分佈(Poisson Distribution)。為了獲得更加準確TSRrt資料，可以根據實際資料通過泊松分佈來計算所需的TSRrt。例如，可以首先計算實際使用時間TSR所遵循的泊松分佈的參數(如均值等)，然後利用獲得的實際所遵循的泊松分佈的參數計算當故障率為30%(穩定率為70%)時所對應的使用時間TSRrt。
    EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較的方式可以採用比值的方式，也可以採用做差的方式。為了方便考慮各個參數的權重，根據本發明的一個實施例，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重。根據本發明的一個實施例，在獲得EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值的比值情況下，取R1，R2，R3和R4為EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的權重，且R1+R2+R3+R4=1。根據發明人的觀察和分析發現，TSR的影響最大，所以R3一般大於0.25；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。根據本發明的一個實施例，針對APS3200型號的APU，R3=0.35，R2=0.3，R1=0.2，R4=0.15。針對GTCP131-9A型號的APU，R3=0.35，R1=0.3，R2=0.2，R4=0.15。
    根據本發明的一個實施例，採用以下公式來評估APU的性能：
    其中，PDI(Performance Detection Index)性能檢測指數是反映APU性能的參數。根據發明人的觀察和分析，如果PDI小於0.7，APU性能良好；如果PDI大於0.7，小於0.85，APU性能正常可用；如果PDI大於0.85，APU性能為差，已經進入衰退期。如果PDI接近於1，例如大於0.95，則表明APU已經進入故障期，隨時可能出現故障。因此，步驟9510中的第一預定值的一個實例為0.7，步驟9610中的第二預定值的一個實例是0.85；步驟6710中的第三預定值的一個實例是0.95。
    以下通過2個實例，進一步說明本發明的上述實施例的方法。
    實例1：APS3200型號的APU的相關資訊如下：EGTRedline為682；STAWarningLine為90；PTMin為3；TSRrt為5000。取權重參數R1=0.2，R2=0.3，R3=0.35，R4=0.15。
    從SITA網控制中心或ADCC網控制中心遠端即時獲取飛機APU訊息，通過ACARS訊息解碼器將所述的飛機APU訊息解碼得到具有飛機APU運行資訊，包括：排氣溫度EGT是629、壓氣機進口溫度LCIT是33、啟動時間STA是59、在翼時間TSR是4883和引氣壓力PT是3.66，通過如下公式：
    計算得到PDI值是0.85。判斷APU性能已經進入了衰退期，應當開始計畫對該飛機的APU進行維修。
    實例2：GTCP131-9A型號的APU的相關資訊如下：EGTRedline為642；STAWarningLine為60；PTMin為3.5；TSRrt為5000。取權重參數R1=0.3，R2=0.2，R3=0.35，R4=0.15。
    從SITA網控制中心或ADCC網控制中心遠端即時獲取飛機APU訊息，通過ACARS訊息解碼器將所述的飛機APU訊息解碼得到具有飛機APU運行資訊，包括：排氣溫度EGT是544、壓氣機進口溫度LCIT是31、啟動時間STA是48、在翼時間TSR是2642和引氣壓力PT是3.76，通過公式
    計算得到PDI值是0.72。判斷APU性能為正常，仍可正常使用。
    與現有技術相比，本發明的上述實施例通過即時獲取APU的排氣溫度EGT、壓氣機進口溫度LCIT、啟動時間STA、在翼時間TSR和引氣壓力PT，根據公式(1)計算得到PDI值，然後依據PDI值與預定值的比較，時限了準確的檢測APU性能。另外，遠端即時獲取飛機APU運行狀態ACARS訊息，減少了人工獲取的工作負荷，同時提高了工作效率。
    由於海拔和溫度的不同對EGT和PT的測量結果有影響。根據本發明的一個實施例，為了更準確的檢測APU的性能，將測量的EGT和PT折算到一個標準狀態進行比較，以去掉海拔和外界溫度的影響。例如，可以選擇海拔0米，溫度為50℃作為標準狀態，也可以選擇其他的海拔和溫度作為標準狀態。
    根據本發明的一個實施例，在海拔0米，溫度為50℃的標準狀態下，PT的大氣修正公式是
    其中PTstd是海拔為0米下的壓力，ALT是海拔高度或標準高度，TAT是環境溫度或總溫，m是空氣品質，可以取值為29。g取值為10米/秒2，R是調整參數，可以取值為8.51。
    由此可以得出海拔壓力修正係數δ：
    考慮到溫度的影響，PT最終的修正公式是
    其中，PTcor是修正後的引氣壓力，PT是與溫度有關的函數，其可以利用如下公式計算：△PT=a1TAT 2+b1TAT+c1 (6)
    其中，TAT是環境溫度；a1、b1和c1是調整係數。a1、b1和c1可以通過實驗測量得出。根據本發明的一個實施例，a1的範圍為10-5量級，b1為10-2量級，c1為0到-1之間。
    在根據實驗測量得到a1、b1和c1後，根據公式(6)就可以將測量得到的PT折算成經過修正的標準狀態下PTcor。
    EGT的修正公式如下：
    其中EGTcor是標準狀態下的EGT,EGT是與溫度有關的函數，PTReq，即PTMin是發動機啟動時所需的最低的引氣壓，p1和p2是調整係數。根據本發明的一個實施例，p1的取值範圍是20-60，p2的取值範圍是70-100。p1和p2的具體數值可以通過實驗獲得。例如，在不同海平面氣壓高度下，維持一定的功率輸出，保持溫度50度下測得不同的EGT。然後，與50度海平面氣壓的EGT作比較，對EGT的變化與溫度進行回歸，即可以獲得修正公式中的調整係數。
    EGT可以採用如下公式計算：△EGTA=a2TAT 2+b2TAT+c2 (8)
    其中，TAT是環境溫度；a2、b2和c2是調整參數。a2、b2和c2可以通過實驗測量得出。根據本發明的一個實施例，a2的範圍為0.005-0.02之間，b2為0.5-2.5之間，c2為60到100之間。
    採用經過修正後的EGT和PT後，公式(3)可以改寫成：
    根據本發明的一個實施例，對於修正後的PDI，如果PDI小於0.7，APU性能良好；如果PDI大於0.7，小於0.8，APU性能正常可用；如果PDI大於0.8，APU性能為差，已經進入衰退期。如果PDI大於0.85，則表明APU已經進入故障期。因此，步驟6510中的第一預定值的一個實例為0.7，步驟6610中第二預定值的一個實例是0.8；步驟6710中的第三預定值的一個實例是0.85。
    圖10是根據本發明的另一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖。如圖所示，該APU性能的檢測方法1000中，在步驟1010，獲取飛機APU運行排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度中的一個或多個。圖9實施例中描述的APU性能參數的獲取方法可以應用於本實施例中。
    依據APU運行的原理，反映APU性能的一個重要參數是EGT，即APU排氣溫度。因為在APU以恒定轉速運行時，EGT直接反映了整台APU的熱能轉化效率。APU熱能轉化效率越低，EGT的值就越高。由於APU的控制系統會操控燃油流量活門和IGV進口角度的大小來確保不超溫，當APU處於接近超溫狀態而需要防止超溫時，APU參數中PT和IGV角度會反映出這種變化。STA是反映APU整體性能的參數，其包含了啟動電機的性能、齒輪箱性能及壓氣機單元和動力單元(即一個壓氣機和兩級渦輪)的效率。通過監控了這四個關鍵的參數EGT，IGV，STA和PT，可以反映APU的當前性能及其變化趨勢。而且，對於參數的分別檢測也有助於對APU的故障源判定及隱性故障的發現。
    在步驟1020，確定排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度中的一個或多個是否發生了顯著變化。如果排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度中某一個參數發生了顯著變化，則判斷該參數變壞。
    對於EGT和PT，可以應用上述實施例中的EGTcor和PTcor來代替直接獲得的EGT和PT，以排除海拔和溫度的影響，獲得更為準確的結果。
    隨著使用時間的增加，APU性能也逐漸變差。APU性能參數的這種屬性可以用以下的公式來反映：X=β0+β1t 0 (10)
    其中，X是排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度中的任何一個參數，t0是APU的安裝時間，β 0和β 1是擬合參數。其中β 1是斜率項，反映了參數的變化趨勢。
    根據本發明的一個實施例，將一定時間內獲取的EGT、STA、PT和IGV中的一者的多個值進行擬合，得出斜率項β 1。將β 1與作為參考的斜率項比較，如果斜率項明顯不同，則判斷EGT、STA、PT和IGV中的該者發生了顯著變化。作為參考的斜率項利用工作狀態良好的APU的資料計算得出，既可以是同一APU初始安裝後的資料，也可以同一型號的其他工作狀態良好的APU的資料。
    根據本發明的一個實施例，當APU裝機及APU的參數進行初始化後，將初始的多個記錄的參數進行平均，得到每個參數的初始值，作為各自的基準值。多個記錄的數量一般大於或等於10個記錄。
    將後續的參數和基準值相比較，得出自身的變化值。這些變化值也符合公式(10)。它們的斜率項也同樣可以反映APU參數的變化趨勢。因此，在本實施例中，將EGT、STA、PT和IGV一者的相對於基準值的變化值的斜率項與作為參考的變化值的斜率項比較，如果斜率項明顯不同，則判斷EGT、STA、PT和IGV中的該者發生了顯著變化。該參數變壞。
    根據本發明的一個實施例，將前後銜接的等長時間段內EGT、STA、PT和IGV中的一者的參數值進行獨立樣本的比較，如果二者有明顯變化，則判斷EGT、STA、PT和IGV中的該者發生了顯著變化。該參數變壞。
    為減少波動的干擾，對實測的EGT、STA、PT和IGV中參數值進行平滑處理。根據本發明的一個實施例，採用多點光滑的平均滾動均值的方式對參數值進行平滑處理。多點為3點以上。根據本發明的另一個實施例，採用以下公式對參數進行平滑處理：X new =C1X smooth +C2X old (11)
    其中，Xold是平滑處理前的數值，即實際測量的數值；Xnew是平滑處理後的數值；Xsmooth是平滑值，其既可以是鄰近點(如前一個點)的經平滑後的值，也可以附近幾個點(不考慮當前點)的平均值；C1和C2是權重值，C1大於C2，例如，C1=0.8，C2=0.2。
    在步驟1030，綜合考慮排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度中的一個或多個參數是否發生顯著變化，確定APU的性能是否變差。
    根據本發明的一個實施例，EGT、PT、STA和IGV中任意一者變壞，則判斷APU的性能變差，進入衰退期。根據本發明的另一個實施例，如果STA變壞，則判斷APU的性能變差，進入衰退期。根據本發明的另一個實施例，EGT、PT、STA和IGV中任意二者變壞，則判斷APU的性能變差，進入衰退期。根據本發明的另一個實施例，EGT和PT二者變壞，則判斷APU的性能變差，進入衰退期。
    圖9和圖10的實施例可以同時使用，以更加準確的檢測APU的性能。
    圖11是根據本發明的另一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖。如圖所示，該APU性能的檢測方法1100中，在步驟1110，獲取飛機APU運行排氣溫度EGT和引氣壓力PT中的一個或兩個。以上實施例中描述的APU性能參數的獲取方法可以應用於本實施例中。
    在步驟1120中，將排氣溫度EGT和引氣壓力PT與它們各自的極限值進行比較。具體而言，EGT可以與EGT紅線值EGTRedLine比較；引氣壓力PT可以與發動機啟動時所需的最低的引氣壓力PTReq比較。
    在步驟1130中，如果排氣溫度EGT和引氣壓力PT中的一者接近其極限值，則判斷該參數變壞。根據本發明的一個實施例，如果排氣溫度EGT和引氣壓力PT中的一者變壞，則判斷APU的性能進入衰退期。根據本發明的另一個實施例，如果排氣溫度EGT和引氣壓力PT都變壞，則判斷APU的性能進入衰退期。
    根據本發明的一個實施例，對於EGT可以如下公式：EGT Tolerance =EGT RedLine -EGT cor (12)
    其中，EGT Tolerance 表示EGT的裕度，即EGT距離紅線值EGTRedLine的距離。由於APU控制系統會防止EGT超溫，因此，當控制機制發揮作用的時候，標誌著APU已經不能再通過增加供油獲得更大的功率。隨著使用時間的增長APU的功率是逐步下降，這表明了該APU進入衰退階段。所以，當EGT Tolerance 接近0時，表明APU進入衰退階段。
    當APU進入衰退階段後，PT是重要的觀測參數。
    根據本發明的一個實施例，對於PT可以如下公式：PT Tolerance =PT cor -PT Req (13)
    其中，PTTolerance表示PT的裕度，即PT與發動機啟動時所需的最低的引氣壓力的距離。PTTolerance的大小反應了APU在衰退階段APU的運行情況。當PTTolerance接近0時，APU應該更換。
    實例3：根據訊息獲得的排氣溫度EGT、外界溫度TAT、海拔ALT和PT資料，計算可得EGTcor=654.49，PTcor=3.27。根據查詢獲知，空中巴士A319飛機發動起啟動的最低引氣壓力PTReq=3.2。經過長期的實驗驗證，APS3200型號的APU的紅線值EGTRedLine=645。從上文性能評估公式可得：EGTTolerance=-9.49，與0值的接近程度為9.49/645，約為1.4%；PTTolerance=0.07，與0值的接近程度為0.07/3.2，約為2.2%。由此判斷，EGT和PT兩個參數都已經變壞，APU已經進入衰退期，應當選擇合適的時間更換，從而提高航班的可用率。
    圖9-圖11的方法可以同時使用，以更加準確的檢測APU的性能。
    與現有技術相比，本發明的實施例所提出的方法可以通過即時獲取APU的排氣溫度EGT、壓氣機進口溫度LCIT、啟動時間STA、在翼時間TSR、引氣壓力PT和進口導向葉片IGV的角度等參數，通過對這些參數的處理實現對APU的性能檢測，並能夠判斷出APU的性能是否已經進入衰退期，對工程師維護APU提供很好的支援，從而保證APU使用，避免由此引起的飛機延誤和停飛。同時，通過對APU性能的評估，可以有針對性的實施維修和運行控制，這將大大的降低了維修成本。 機組氧氣系統的應用實例：
    圖12是機組氧氣系統性能變化曲線的示意圖。所有的氧氣系統都會存在少量漏氣，因此溫度一定的情況下，不同的時間會產生△P的壓力差。而漏氣率可以用PL=△P/t來表示。當漏氣率PL穩定時，機組氧氣系統的性能處於穩定期；當漏氣率PL逐漸增大時，機組氧氣系統的性能進入衰減期；當漏氣率PL大於一個閾值PLg時，機組氧氣系統的性能進入故障期，可能出現故障。既影響利於飛行安全又容易產生非計劃性維修，造成航班的延誤和停飛。現有技術中還沒有手段可以對機組氧氣系統是否進入衰減期進行檢測。而根據本發明的一個實施例，可以實現這種檢測。
    對於機組氧氣系統而言，檢測參數比較容易獲得。機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力就是反映機組氧氣系統性能的最佳檢測參數。由於機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力與溫度有關，所以在獲取氧氣壓力的同時必須同時獲取氧氣瓶中氧氣的溫度。然而，在氧氣系統中一般沒有安裝溫度感測器。因此，需要通過其他可以測量的溫度來計算氧氣瓶中氧氣的溫度。
    考慮到機組氧氣系統中氧氣瓶的位置，根據本發明的一個實施例，可以採用以下公式來得出氧氣瓶中氧氣的溫度：
    其中，Tat表示大氣溫度或機外溫度，Tc表示駕駛艙溫度，k1和k2是調整參數，且滿足k1+k2=2。根據本發明的一個實例，k1>k2。也就是說，氧氣溫度T與大氣溫度Tat與駕駛艙溫度Tc相關，且大氣溫度的影響要更大一些。當然，其他的均值公式也可以採用來計算氧氣溫度。
    根據本發明的一個實例，k1=k2。也就是說，公式(14)可以改寫成：
    其中，k是調整參數。根據本發明的一個實例，k是與數值1比較接近的數。k、k1和k2都可以通過實際測量獲得，也可以通過統計分析獲得。
    根據本發明的一個實施例，可以取k=1。公式(15)可以改寫成：
    雖然這樣得出的氧氣溫度可能不如公式(14)和(15)更為準確，但是對於本發明檢測機組氧氣系統性能的實施例而言，也已經足夠了。
    在獲得了氧氣溫度以後，機組氧氣在不同溫度下測量的壓力就可以被轉換成標準溫度下的標準壓力，以進行比較以及滲漏率的計算。標準壓力可以採用如下公式計算：
    其中Ps是標準壓力，Ts是標準溫度，P是測量得到的氧氣壓力，T是測量時氧氣的溫度。標準溫度可以取25℃。當然，也可以採用其他溫度。
    圖13是根據本發明的一個實施例，檢測機組氧氣系統性能的方法的流程圖。在如圖13所示的檢測機組氧氣系統性能的方法1300中，在步驟1310，獲取機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。在步驟1320，根據獲取的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣資訊。在步驟1330中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到用於處理機組氧氣資訊的伺服器中。在步驟1340中，根據大氣溫度和駕駛艙溫度，伺服器將機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力轉換成標準溫度下的標準壓力。標準溫度可以為25℃。當然，也可以採用其他溫度。
    如圖13所示，在步驟1350中，按照步驟1310-1340的方式，獲取機組氧氣系統在不同時間的多組標準壓力資料。在獲得了多組不同時間內機組氧氣系統中氧氣瓶中的氧氣在標準溫度下的標準壓力後，就可以通過對這些資料的處理和評估來確定機組氧氣系統的性能。
    在步驟1360中，對不同時間的多組標準壓力資料進行分析，以確定機組氧氣系統性能是否變差。或者，在步驟1370中，將不同時間的多組標準壓力資料作為一個樣本與同一類型飛機的另一組標準壓力資料的另一個樣本做比較，以確定機組氧氣系統性能是否變差。
    根據本發明的一個實施例，利用航段滲漏率來確定機組氧氣系統的性能是否變壞。機組氧氣系統的航段滲漏率就可以採用如下公式計算：
    其中，t1為飛機起飛的時間，t2為飛機降落的時間，Ps1為飛機起飛時的機組氧氣標準壓力，Ps2為飛機降落後的機組氧氣標準壓力。由此，可以根據起飛前和降落後機組氧氣標準壓力變化Ps來確定機組氧氣系統的性能。例如，如果Ps=Ps1-Ps2大於100 PSI，機載氧氣系統的性能變壞。
    也可以根據航段滲漏率來確定機組氧氣系統的性能。例如，如果航段滲漏率大於48 PSI/天，機載氧氣系統的性能變壞。
    根據計算的航段滲漏率，還估計某個溫度下機組氧氣系統的壓力讀數。這將能大大減少冬季因航後飛機和冷機情況下溫度變化較大，造成飛行前非計畫更換氧氣瓶。
    根據本發明的一個實施例，通過對於機組氧氣系統氧氣標準壓力Ps與機組氧氣系統的氧氣瓶安裝時間to的統計關係，通過檢測擬合曲線的斜率來確定機組氧氣系統的性能。
    Ps與to關係符合以下公式：Ps=β 1+β 2 * to+μ (19)
    其中，Ps是標準壓力，to是機組氧氣系統氧氣瓶安裝時間，β 1是截距項，其與飛行時間有關；β 2是斜率項，其反映了氧氣系統的氣密性；而μ是隨機干擾項，其反映了Ps和to之間的不確定性。
    to的均值可以表示如下：
    其中，n表示參與計算的採樣資料點的個數。
    Ps的均值可以表示如下：
    其中，n表示參與計算的採樣資料點的個數。
    根據公式(6)-(8)，β 2可以採用如下公式計算
    β 2為負值。β 2的值越小說明機組氧氣系統的氣密性越差。通過檢測β 2，也就是斜率項，的變化可以得出機組氧氣系統的性能。通過比較不同飛機之間的斜率項β 2，也可以瞭解這些飛機的機組氧氣系統的性能。
    採用上述斜率檢測方法進行機組氧氣系統性能檢測的時候，參與計算的資料點所代表的時間內最好沒有更換氧氣瓶或者充氧等事件。
    根據本發明的一個實施例，通過對滲漏率的相互獨立樣本T檢驗(Independent Sample Test)的方法來確定機組氧氣系統性能變差的情況。
    由於飛行航段時間間隔短，系統壓力可能變化比較小，容易受外界溫度擬合精度和壓力感測器探測精度的影響，有時計算得出的標準壓力波動較大。為了減小外界溫度精度和壓力感測器精度的影響，根據本發明的一個實施例，不採用航段滲漏率，而採用間隔大於24小時的兩點進行壓力比較，即採用間隔24小時滲漏率PL24。當然，也可以採用其他時間間隔，例如大於12或36小時的時間間隔。同時，為了消除由採樣問題導致的資料壞點影響，對PL24可以採用3天滾動平均，其含義是計算3天內的全部PL24的平均值。3天僅作為舉例而已，當然也可以採用其他的天數，例如2-4天。這取決於資料的情況。
    根據本發明的一個實施例，採用如下公式計算反映機組氧氣系統性能特性的24小時3天滾動平均滲漏率PL-avg24，：
    其中，n表示3天內資料點的個數。
    根據本發明的一個實例，如果希望確定某一時間段內機組氧氣性能是否發生變化，即可以取該組時間段內的資料作為一組樣本；同時，取同一類型飛機另一組資料的作為一組樣本。將兩組資料樣本的PL-avg24進行比較，按統計學概率上來確定兩組資料是否發生了顯著變化，用以判斷機組氧氣系統的性能變差的時間段和變差程度。
    根據本發明的一個實例，首先，計算2組資料的PL-avg24，並計算PL-avg24變異數。假定S12是第一組PL-avg24(包含n項資料)的變異數，S22是第二組PL-avg24(包含m項資料)的變異數。由於S12/S22應當服從F(n-1,m-1)檢定，通過差找F檢定表來確定F值。根據F值就可以判斷兩組資料是否有明顯差異。如果檢驗兩組資料屬於同一分佈的概率小於2.5%，則可以認為兩組資料是有明顯差異的。
    也可以採用其他的獨立樣本T檢驗方法來確定兩組資料是否有明顯差異。如果這種差異是明顯的，則說明機組氧氣系統的性能存在明顯變化。如果判定機組氧氣系統的性能存在明顯變化，根據滲透率的均值就能很容易的判斷出哪一組資料表徵的機組氧氣系統的性能變差。
    平均滲漏率的獨立樣板檢驗法既可以使用同一飛機不同時間段的資料，也可以使用同一類型不同飛機的資料。因此，這種方法比較靈活。而且，這種檢驗方式也不受是否更換氧氣瓶和充氧的限制，可以用來比較更換氧氣瓶和充氧前後機組氧氣系統的性能是否發生明顯變化。
    以下通過實例來說明如何採用本發明的方法來檢測機組氧氣系統的性能是否發生明顯變化。
    圖14是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖。圖14中折線分別代表實際採樣轉換的標準壓力，直線代表根據氧氣的標準壓力與測量時間回歸出的直線。採用斜率檢測法的公式(22)進行檢測就可以發現，機組氧氣系統的滲漏率過大，斜率為-0.024929，比正常的斜率低於-0.015小了很多。這反映出了機組氧氣系統的性能變差，已經進入了衰減期。
    圖15是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖。圖中示出了一次更換機組氧氣系統氧氣瓶的過程。圖15中點代表實際採樣轉換的標準壓力。圖16是根據圖15所述實施例，機組氧氣系統24小時3天滾動平均滲漏率與測量時間的關係示意圖。將更換氧氣瓶前後的兩組資料作為兩個樣本，採用獨立樣本T檢驗方法來檢驗二者是否相同。通過計算表明，在更換氧氣瓶前後的兩組資料相同的可能性為零。機組氧氣系統的性能變差，平均滲漏率是原來的2倍。機組氧氣系統的性能已經進入了衰減期。
    通過圖14-圖16的實施例可以看出，本發明對於機組氧氣系統性能的檢測方法通過對機組氧氣訊息中獲得的機組氧氣系統氧氣壓力資料和溫度資料的處理和分析，通過計算斜率或者獨立樣本T檢驗等方法，可以得出機組氧氣系統的性能是否變壞，而進入到機組氧氣系統性能衰減期或故障期。
    圖17是根據本發明的一個實施例，對飛機機組氧氣系統維修的方法的流程圖。在如圖17所示的飛機機組氧氣系統維修的方法1700中，在步驟1710，獲取機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。在步驟1720，根據獲取的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息。在步驟1730中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到伺服器中。在步驟1740，伺服器對機組氧氣訊息進行處理，獲得機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣標準溫度下的標準壓力。在步驟1750中，根據多組不同時間的標準壓力資料，確定機組氧氣系統性能是否變差。步驟1760中，如果機組氧氣系統性能變差，安排適當的時機對機組氧氣系統進行維修。
    上述實施例僅供說明本發明之用，而並非是對本發明的限制，有關技術領域的普通技術人員，在不脫離本發明範圍的情況下，還可以做出各種變化和變型，因此，所有等同的技術方案也應屬於本發明公開的範疇。
    圖1是根據本發明的一個實施例的飛機部件性能變化曲線的示意圖；圖2是根據本發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；圖3是根據本發明的一個實施例獲取反映所述飛機部件運行狀態的檢測參數的方法的流程圖；圖4是根據本發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是根據本發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是根據本發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是根據本發明的一個實施例的APU性能變化曲線的示意圖；圖8是空客公司的A13訊息的一個實例；圖9是根據本發明的一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖；圖10是根據本發明的另一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖；圖11是根據本發明的另一個實施例的APU性能的檢測方法的流程圖；圖12是機組氧氣系統性能變化曲線的示意圖；圖13是根據本發明的一個實施例的檢測機組氧氣系統性能的方法的流程圖；圖14是根據本發明的一個實施例的機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖；圖15是根據本發明的一個實施例的機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖；圖16是根據圖15所述實施例的機組氧氣系統24小時3天滾動平均滲漏率與測量時間的關係示意圖；圖17是根據本發明的一個實施例的對飛機機組氧氣系統維修的方法的流程圖。
    流程圖無元件
    权利要求:
    Claims (33)
    [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的一個或多個檢測參數；將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較；以及基於所述比較的結果，評估所述飛機部件的性能是否進入衰退期。
    [2] 根據請求項1所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態的一個或多個檢測參數的步驟包括：獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；將所述多個參數的資料與所述飛機部件的故障事件相關聯；以及基於所述多個參數與所述故障事件的關聯，確定所述檢測參數。
    [3] 根據請求項2所述的方法，其中將所述多個參數的資料與所述飛機部件的故障事件相關聯；以及基於所述多個參數與所述故障事件的關聯，確定所述檢測參數包括：計算所述多個參數的資料變化與所述飛機部件的所述故障事件的關聯度；以及將所述多個參數中所述關聯度大於閾值的一個或多個參數作為所述檢測參數。
    [4] 根據請求項3所述的方法，其中所述閾值的範圍是0.3-0.5。
    [5] 根據請求項3所述的方法，其中所述閾值的範圍是0.5-0.7。
    [6] 根據請求項3所述的方法，進一步包括：計算所述多個檢測參數之間的相關度；以及基於所述多個檢測參數之間的相關度，去掉所述多個檢測參數中的一個或多個。
    [7] 根據請求項1所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態的一個或多個參數的步驟包括：獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；以及根據所述多個參數所代表的物理含義，確定所述檢測參數。
    [8] 根據請求項1所述的方法，其中所述預訂值為所述一個或多個檢測參數的極限數值；其中，將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較的步驟包括：計算所述一個或多個檢測參數的測量數值與對應的所述極限數值的差值或比值。
    [9] 根據請求項18所述的方法，其中將所述一個或多個檢測參數的所述測量數值替換為經折算的指定狀態下的數值。
    [10] 根據請求項18所述的方法，其中基於所述比較的結果，評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括確定所述一個或多個檢測參數的測量數值是否接近或超過對應的所述極限數值。
    [11] 根據請求項18所述的方法，進一步包括為所述一個或多個檢測參數中的每一個檢測參數的測量數值與所述極限數值的所述比值指定權重。
    [12] 根據請求項111所述的方法，進一步包括根據所述多個檢測參數的資料變化與所述飛機部件的故障事件的關聯度得出每個檢測參數的所述權重。
    [13] 根據請求項111所述的方法，其中基於所述比較的結果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括：整合加權後的所述多個檢測參數的測量數值與所述極限數值的所述比值，得出所述飛機部件的性能參考值。
    [14] 根據請求項113所述的方法，進一步包括回應於所述飛機部件的所述性能參考值大於門限值，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
    [15] 根據請求項1所述的方法，其中所述預定值為所述一個或多個檢測參數的變化趨勢的參考斜率項；其中，將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較的步驟包括：計算所述一個或多個檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項。
    [16] 根據請求項15所述的方法，進一步包括：將所述一個或多個檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項與參考斜率項比較，確定二者是否發生了顯著變化。
    [17] 根據請求項16所述的方法，其中基於所述比較的結果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括：響應於所述一個或多於一個檢測參數的測量數值在一段時間內變化趨勢的斜率項相對于參考斜率項發生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
    [18] 根據請求項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後一段時間內的變化趨勢的斜率項。
    [19] 根據請求項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良好的所述飛機部件一段時間內的變化趨勢的斜率項。
    [20] 根據請求項15所述的方法，進一步包括將所述一個或多個檢測參數的所述測量數值替換為經折算的指定狀態下的數值。
    [21] 根據請求項15所述的方法，進一步包括對所述一個或多個檢測參數的所述測量數值進行平滑化處理。
    [22] 根據請求項21所述的方法，其中所述平滑處理採用多點平均的滾動平均值法。
    [23] 根據請求項22所述的方法，其中所述平滑處理採用如下公式：X new =C1X smooth +C2X old 其中，Xold是測量數值；Xnew是平滑處理後的數值；Xsmooth是是鄰近點經平滑後的數值或者附近幾個點的平均值；C1和C2是權重值。
    [24] 根據請求項1所述的方法，其中，將所述一個或多個檢測參數的資料與相應的預定值比較的步驟包括：將所述一個或多個檢測參數在一個時間段內的測量數值作為一個樣本；將所述時間段之前等長時間內所述一個或多個檢測參數的測量數值作為參考樣本；以及基於獨立樣本測試，確定所述樣本與所述參考樣本之間是否發生了顯著變化。
    [25] 根據請求項24所述的方法，其中基於所述比較的結果評估飛機部件性能是否進入衰退期的步驟包括：響應於所述一個或多於一個檢測參數的測量數值的樣本與對應的所述參考樣本之間發生了顯著變化，確定所述飛機部件的性能進入衰退期。
    [26] 根據請求項24所述的方法，進一步包括將所述一個或多個檢測參數的所述測量數值替換為經折算的指定狀態下的數值。
    [27] 一種飛機的維修方法，包括：根據權利要求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；回應於所述飛機部件的性能進入衰退期，安排所述飛機的維修計畫；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的一個或多個檢測參數的方法，包括：獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；將所述多個參數的資料與所述飛機部件的故障事件相關聯；以及基於所述多個參數與所述故障事件的關聯，確定所述檢測參數。
    [29] 根據請求項28所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態的一個或多個參數的步驟包括：計算所述多個參數的資料變化與所述飛機部件的所述故障事件的關聯度；將所述多個參數中所述關聯度大於閾值的一個或多個參數作為所述檢測參數。
    [30] 根據請求項29所述的方法，其中所述閾值的範圍是0.3-0.5。
    [31] 根據請求項29所述的方法，其中所述閾值的範圍是0.5-0.7。
    [32] 根據請求項29所述的方法，進一步包括：計算所述多個檢測參數之間的相關度；以及基於所述多個檢測參數之間的相關度，去掉所述多個檢測參數中的一個或多個。
    [33] 根據請求項28所述的方法，其中獲取反映所述飛機部件運行狀態的一個或多個參數的步驟包括：獲取與所述飛機部件運行狀態相關的多個參數；以及根據所述多個參數所代表的物理含義，確定所述檢測參數。
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    同族专利:
    公开号 | 公开日
    KR101529762B1|2015-06-17|
    EP2544064A2|2013-01-09|
    CN102862685A|2013-01-09|
    AU2012204053B2|2015-04-16|
    US8798848B2|2014-08-05|
    EP2544064B1|2018-03-07|
    CN102862685B|2015-06-03|
    CA2782276A1|2013-01-07|
    TWI460100B|2014-11-11|
    KR20130006382A|2013-01-16|
    AU2012204053A1|2013-01-24|
    CA2782276C|2015-03-17|
    JP5771572B2|2015-09-02|
    US20130179028A1|2013-07-11|
    SG187334A1|2013-02-28|
    EP2544064A3|2015-12-09|
    HK1179584A1|2013-10-04|
    CN102320382A|2012-01-18|
    JP2013018482A|2013-01-31|
    引用文献:
    公开号 | 申请日 | 公开日 | 申请人 | 专利标题
    TWI625272B|2013-07-24|2018-06-01||Aircraft auxiliary power unitfuel element performance detecting method and device|
    TWI625271B|2013-07-24|2018-06-01||Aircraft auxiliary power unit turbine efficiency monitoring method and device|US5973635A|1995-10-03|1999-10-26|University Corporation For Atmospheric Research|Enhanced microburst detection system|
    IL127650D0|1996-06-28|1999-10-28|Milkovich Systems Engineering|Improved fast fourier transform processor|
    US5951611A|1996-11-18|1999-09-14|General Electric Company|Diagnostic trend analysis|
    US6009355A|1997-01-28|1999-12-28|American Calcar Inc.|Multimedia information and control system for automobiles|
    US6292723B1|1999-09-30|2001-09-18|General Electric Company|Embedded engine diagnostic system|
    AU8905601A|2000-09-11|2002-03-26|Pinotage Llc|System and method for obtaining and utilizing maintenance information|
    US7230919B2|2001-02-07|2007-06-12|Siemens Communications, Inc.|Quality-of-service monitor for voice-over-Internet-protocol calls|
    US7428478B2|2001-08-17|2008-09-23|General Electric Company|System and method for improving accuracy of baseline models|
    US6917863B2|2001-12-21|2005-07-12|Karl F. Milde, Jr.|System for assuming and maintaining secure remote control of an aircraft|
    US7027953B2|2002-12-30|2006-04-11|Rsl Electronics Ltd.|Method and system for diagnostics and prognostics of a mechanical system|
    CA2634470C|2003-01-24|2013-05-14|Pratt & Whitney Canada Corp.|Method and system for trend detection and analysis|
    EP1673722B1|2003-10-17|2017-08-30|Hydralift Amclyde, Inc.|Equipment component monitoring and replacement management system|
    US7487029B2|2004-05-21|2009-02-03|Pratt & Whitney Canada|Method of monitoring gas turbine engine operation|
    US7750802B1|2005-02-11|2010-07-06|Parish Warren G|Illumination and detection architecture|
    AT475916T|2005-04-28|2010-08-15|Netstal Ag Maschf Giesserei|Verfahren und vorrichtung zur automatischen überwachung von repetitiven abläufen einer spritzgiessmaschine|
    US20070088570A1|2005-10-18|2007-04-19|Honeywell International, Inc.|System and method for predicting device deterioration|
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    US8019504B2|2008-06-12|2011-09-13|The Boeing Company|Aircraft maintenance analysis tool|
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