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    本發明涉及一種輔助動力單元APU的性能檢測方法，包括：獲取所述APU運行的排氣溫度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；將所述EGT與LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較；為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的各個比較結果指定各自的權重；以及基於加權後的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的所述比較結果，判斷所述APU的性能。
    公开号:TW201307157A
    申请号:TW101124337
    申请日:2012-07-06
    公开日:2013-02-16
    发明作者:Zhu-Ping Gu；bing-zheng Wang；feng-liang Zheng；Hong-Tao Ma；Lei Huang；hao-quan Mao
    申请人:Air China Ltd；
    IPC主号:B64F5-00
    专利说明:
    輔助動力單元的性能檢測方法
    本發明涉及一種飛機設備運行狀態檢測的方法，特別地，涉及一種機載輔助動力單元的性能檢測方法。
    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。
    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，提出一種輔助動力單元APU的性能檢測方法，包括：獲取所述APU運行的排氣溫度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；將所述EGT與LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較；為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的各個比較結果指定各自的權重；以及基於加權後的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的所述比較結果，判斷所述APU的性能。
    根據本發明的另一個方面，提出一種APU的性能檢測方法，包括：獲取APU運行參數，所述參數選擇自由以下參數組成的群組：APU運行排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度；判斷所述參數是否發生了顯著變化；基於所述參數是否發生了顯著變化，確定所述APU的性能。
    根據本發明的另一個方面，提出一種APU的性能檢測方法，包括：獲取APU運行參數，所述參數選擇自由以下參數組成的群組：APU運行排氣溫度EGT和引氣壓力PT；判斷所述參數是否接近於所述參數的極限值；以及基於所述參數是否接近於所述參數的極限值，確定所述APU的性能。
    圖1是根據本發明的一個實施例的飛機APU的結構示意圖。如圖所示，APU100包括發電機102、齒輪箱104，壓氣機部分106和熱段部分108。壓氣機部分106包括前端軸流離心壓氣機105，用於產生高壓氣體，向外提供引氣。熱段部分108包括後端軸流離心壓氣機107。後端軸流離心壓氣機107用於向熱段部分108的燃燒室120提供高壓氣體，供燃燒室120燃燒使用。APU的燃油系統(未示出)向燃燒室120提供燃油。燃燒室120通過燃燒燃油產生高溫高壓氣體對熱段部分108的渦輪140做功，使渦輪140轉動。渦輪140通過軸103帶動前端軸流離心壓氣機105產生高壓氣體，並同時經過齒輪箱104傳動，帶動發電機102。發電機102發電，向外提供電力。
    APU一般屬於軸流離心式發動機，如GTCP131-9A、APS3200等型號。APU與飛機的發動機最大的區別是APU轉子是恒速的，而飛機發動機的轉子是變速的。因此，APU始終以恒定轉速下向前端軸流離心壓氣機105提供壓縮氣體，供給後部負載。APU中具有一個引氣控制活門，其控制引導高壓氣體流向引氣負載還是流向排氣管排出。因此，引氣的壓力從側面反映出了前端壓氣機性能的好壞。
    當引氣負載功率需求越大，前端軸流離心壓氣機105轉動起來的阻力越大。為了維持恒定轉速，需要熱段部分108提供更大的扭力。APU的燃油控制系統輸送更多的燃油去燃燒室120燃燒，以提供更多的熱能給渦輪140以帶動前端部分恒速轉動。APU還具有探測APU排出氣體的排氣溫度(Exhaust Gas Temperature，EGT)的溫度探測感測器和進口導向葉片(Inlet Guide Vane，IGV)組件。
    圖2是根據本發明的一個實施例的進口導向葉片元件的結構示意圖。如圖所示，進口導向葉片元件200基本呈圓盤形。在靠近圓盤底部的側面上設置有多個進口導向葉片(IGV)。多個進口導向葉片可以在控制下開啟不同的角度。進口導向葉片的角度範圍從15度到115度。進口導向葉片不會完全關閉，葉片被設定在15度位置以冷卻前端軸流離心壓氣機105。
    圖3是根據本發明的一個實施例的進口導向葉片控制結構的示意圖。如圖所示，進口導向葉片控制結構300包括進口導向葉片致動器(Inlet Guide Vane Actuator，IGVA)301和與其相連的線性可變差動變壓器(Line Variable Differential Transformer，LVDT)302。進口導向葉片元件200安裝到前端軸流離心壓氣機105的進氣通道上。LVDT連接到進口導向葉片元件200上的IGV上。根據飛機對壓縮空氣的要求，IGVA通過LVDT控制IGV開啟合適的角度。
    APU的EGT溫度探測器探測APU的排氣溫度EGT。由於APU自身建造的材料限制，EGT有一個限制值，即紅線值EGTRedLine。APU控制系統為了避免APU在超溫時燒毀報廢，一般會把實際的EGT控制在紅線值EGTRedLine之內。因此，當溫度探接近超溫紅線值時，APU的燃油系統將減少燃油供給，以降低排氣溫度。同時，由於燃油供給變少，要帶動原有的大負載必然導致轉速下降。但是，由於APU必須維持恒定轉速，為了降低前端壓氣機的負載，APU將通過IGVA調節IGV的角度以調小進氣口，減少氣體輸入到前端壓氣機的量給前端壓氣機減負。由此，前端壓氣機輸出的引氣壓力變小，流量變小。
    圖4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。
    對於衰退期的檢測有如下好處：第一，當APU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APU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。也同時避免了按固定時限進行檢修時造成的檢修成本的浪費。當然，本發明的實施例也可以適用於故障期的檢測。
    為了實現對APU性能的檢測，需要監視飛機上APU的運行狀態，獲取APU運行的相關資料。隨著飛機系統越來越複雜，飛機資料系統的功能也越來越強大。例如，空中巴士的Aircraft Condition Monitoring System(ACMS)系統以及波音公司的Aircraft Heath Monitor(AHM)系統。這些系統的一個特點就是可以即時監測飛機的運行資料，當滿足一定的觸發條件時，自動生成包含特定資料的訊息。
    以空中巴士公司的ACMS系統為例，波音公司的AHM系統可以比照處理，ACMS系統包括飛行綜合資料系統Aircraft Integrated Data System(AIDS)。而資料管理單元Data Management Unit(DMU)是AIDS系統的核心。DMU有以下兩個非常重要的功能：
    - 採集、處理和記錄飛機上的諸多參數，包括來自黑盒子資料。這些參數保存在DMU的內部記憶體中或外部的記錄器，如AIDS數位記錄器Digital AIDS Recorder(DAR)中；- 生成系統訊息，當飛機的狀態或系統參數滿足訊息的觸發條件時觸發訊息。這些訊息均存儲在DMU的非易失記憶體中。
    根據本發明的一個實施例，可以利用飛機資料系統，例如ACMS或AHM系統，獲取APU的運行資料。
    ACARS系統由一個稱為ACARS管理單元(MU)的航電電腦和控制顯示器單元Control Display Unit(CDU)組成。MU用以發送和接受來自地面的甚高頻無線電數字訊息。在地面，ACARS系統由具有無線電收發機構的地面工作站構成的網路組成，其可以接收或發送訊息(資料鏈消息)。這些地面工作站一般由各個服務提供商所擁有，其將接收到的訊息分發到網路上的不同航空公司的伺服器上。根據本發明的一個實施例，利用獲取的APU的運行資料生成APU訊息，並將APU訊息通過ACARS發送到地面的伺服器上。
    根據本發明的一個實施例，APU訊息也可以是通過航空電信網Aviation Telecommunication Network(ATN)的通信裝置或系統傳輸的。
    實際上，對於現有的飛行資料系統而言，APU的性能監視是已有的專案，因此，可以自動生成對應的APU訊息，並通過ACARS或ATN傳輸到地面。但是，這些監視的資料並沒有被用於APU性能的衰退期檢測。
    例如，空中巴士公司的A13訊息，即(APU MES/IDLE REPORT)，或者波音公司的APU訊息就是這樣的APU訊息的實例。
    在以下實施例中，以空中巴士公司的A13訊息為實例進行說明。波音公司APU訊息的處理與此類似。
    圖5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、空氣壓縮機進口壓力、負載空氣壓縮機進口溫度、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、負載空氣壓縮機進口溫度。
    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。因此，如何從眾多的APU性能參數中選擇合適的參數，並且生成與之對應的適當演算法來準確反映APU的性能是本發明所要解決的問題之一。
    圖6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6000中，在步驟6100，獲取飛機APU運行的如下資訊：排氣溫度EGT、空氣壓縮機進口溫度LCIT、啟動時間STA、使用時間TSR和引氣壓力PT。在步驟6200，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6300，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6400，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6510，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6520，判斷APU性能良好；在步驟6610，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6620，判斷APU性能的正常；在步驟6710，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6720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6800，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6100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、空氣壓縮機進口溫度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6100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6200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6200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6510中的第一預定值的一個實例為0.7，步驟6610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、空氣壓縮機進口溫度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 (4)
    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(3)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：△EGT=a2TAT 2+b2TAT+c2 (6)
    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(1)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7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700中，在步驟710，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6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720，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 (8)
    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，β0和β1是擬合參數。其中β1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β1。將β1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(8)。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 (9)
    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730，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6和圖7的實施例可以同時使用，以更加準確的檢測APU的性能。
    圖8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800中，在步驟810，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820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830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 (10)
    其中，EGTTolerance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EGTTolerance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 (11)
    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飛機發動機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，應當及時更換。
    圖6-圖8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。
    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。
    100‧‧‧輔助動力單元APU
    102‧‧‧發電機
    103‧‧‧軸
    104‧‧‧齒輪箱
    105‧‧‧前端軸流離心壓氣機
    106‧‧‧壓氣機
    107‧‧‧後端軸流離心壓氣機
    108‧‧‧熱段
    120‧‧‧燃燒室
    140‧‧‧渦輪
    200‧‧‧進口導向葉片元件
    300‧‧‧進口導向葉片控制結構
    301‧‧‧進口導向葉片致動器
    302‧‧‧線性可變差動變壓器
    下面，將結合附圖對本發明的優選實施方式進行進一步詳細的說明，其中：圖1是根據本發明的一個實施例的飛機APU的結構示意圖；圖2是根據本發明的一個實施例的進口導向葉片元件的結構示意圖；圖3是根據本發明的一個實施例的進口導向葉片控制結構的示意圖；圖4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5是空中巴士公司的A13訊息的一個實例；圖6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7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8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。
    权利要求:
    Claims (42)
    [1] 一種輔助動力單元APU的性能檢測方法，包括：獲取所述APU運行的排氣溫度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；將所述EGT與LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較；為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的各個比較結果指定各自的權重；以及基於加權後的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的所述比較結果，判斷所述APU的性能。
    [2] 根據權利要求1的方法，其中所述EGT-LCIT的閾值是所述APU的EGT紅線值EGTRedline。
    [3] 根據權利要求1的方法，其中所述STA的閾值是STA性能衰減值STAWarningLine。
    [4] 根據權利要求1的方法，其中所述TSR的閾值是所述APU的在翼時間可靠性為70%所對應的時間TSRrt。
    [5] 根據權利要求1的方法，其中所述TSRrt根據實際資料通過泊松分佈計算。
    [6] 根據權利要求1的方法，其中所述PT的閾值是所述APU的最小引氣壓力PTMin，或者所述PT的閾值是所述APU正常運行時的固有最低引氣量PTBaseLine。
    [7] 根據權利要求1的方法，其中將所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與各自的閾值進行比較的步驟包括：計算所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的比值或差。
    [8] 根據權利要求1的方法，其中TSR的權重最大，並且PT的權重最小。
    [9] 根據權利要求8的方法，其中設R1，R2，R3和R4為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的權重，如果所述APU的型號為APS3200型號，R1=0.2，R2=0.3，R3=0.35，且R4=0.15。
    [10] 根據權利要求9的方法，其中設R1，R2，R3和R4為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的權重，如果所述APU的型號為GTCP131-9A型號，R1=0.3，R2=0.2，R3=0.35，且R4=0.15。
    [11] 根據權利要求1的方法，其中基於加權後的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的所述比較結果，判斷所述APU的性能的步驟包括基於如下公式進行判斷： 其中，PDI是性能檢測指數，反映APU性能；R1，R2，R3和R4為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的權重；式中PTMin可用PTBaseLine代替。
    [12] 根據權利要求11的方法，進一步包括：如果所述PDI小於第一預定值，所述APU性能良好；如果PDI大於所述第一預定值，小於第二預定值，所述APU性能正常可用；如果PDI大於所述第二預定值，所述APU已經進入衰退期；如果PDI大於第三預定值，則所述APU已經進入故障期。
    [13] 根據權利要求12的方法，其中所述第一預定值是0.7；所述第二預定值是0.85；所述第三預定值是0.95。
    [14] 根據權利要求1的方法，其中基於加權後的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT與所述各自閾值的所述比較結果，判斷所述APU的性能的步驟包括基於如下公式進行判斷： 其中，PDI是性能檢測指數，反映APU性能；R1，R2，R3和R4為所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的權重；EGTcor是標準狀態下的EGT，PTcor是標準狀態下的引氣壓力，式中PTMin可用PTBaseLine代替。
    [15] 根據權利要求14的方法，進一步包括：如果所述PDI小於第一預定值，所述APU性能良好；如果PDI大於所述第一預定值，小於第二預定值，所述APU性能正常可用；如果PDI大於所述第二預定值，所述APU已經進入衰退期；如果PDI大於第三預定值，則所述APU已經進入故障期。
    [16] 根據權利要求15的方法，其中所述第一預定值是0.7；所述第二預定值是0.8；所述第三預定值是0.85。
    [17] 根據權利要求14的方法，其中所述PTcor根據如下公式計算： 其中，△PT是與溫度有關的函數，δ是海拔壓力修正係數，根據如下公式計算： 其中，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，取值為29，g取值為10米/秒2，R是調整參數。
    [18] 根據權利要求17的方法，其中所述EGTcor是根據如下公式計算： 其中，△EGT是與溫度有關的函數，PTReq是發動機啟動時所需的最低的引氣壓，p1和p2是修正係數。
    [19] 根據權利要求1的方法，其中獲取所述APU運行的排氣溫度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的步驟包括從APU訊息中獲得所述EGT、LCIT、STA、TSR和PT。
    [20] 根據權利要求19的方法，其中所述APU訊息是空中巴士飛機的A13訊息或者波音飛機的APU訊息。
    [21] 根據權利要求19的方法，進一步包括生成包含所述APU運行的所述EGT、LCIT、STA、TSR和PT信息的APU訊息。
    [22] 根據權利要求19的方法，進一步包括利用ACARS或者ATN將所述APU訊息傳輸到伺服器中。
    [23] 一種APU的性能檢測方法，包括：獲取APU運行參數，所述參數選擇自由以下參數組成的群組：APU運行排氣溫度EGT、啟動時間STA、引氣壓力PT和IGV角度；判斷所述參數是否發生了顯著變化；以及基於所述參數是否發生了顯著變化，確定所述APU的性能。
    [24] 根據權利要求23所述的方法，其中所述運行參數包括EGT、STA、PT和IGV角度。
    [25] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括：獲取一段時間內所述參數的多個值；擬合所述參數的多個值，得出斜率項；以及將所述斜率項與參考斜率項比較，判斷斜率項是否發生了顯著變化。
    [26] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括：獲取所述參數在APU裝機後的初始值作為基準值；獲取一段時間內所述參數的多個值；計算所述參數的所述多個值與基準值的所述參數多個變化值；擬合所述參數的多個變化值，得出斜率項；以及將所述斜率項與參考斜率項比較，判斷斜率項是否發生了顯著變化。
    [27] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括：獲取一段時間內所述參數的多個值，作為一個樣本；獲取之前等長時間內所述參數的多個值，作為另一個樣本；以及將所述兩個樣本進行獨立樣本比較，判斷發生了顯著變化。
    [28] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括：獲取一段時間內所述參數的多個值，以及對所述參數的所述多個值進行多點平滑處理。
    [29] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括：獲取一段時間內所述參數的多個值，以及根據以下公式對所述參數所述多個值進行平滑處理：X new =C1X smooth +C2X old 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是鄰近值經平滑後的值，或者附近幾個值平均值；C1和C2是權重值。
    [30] 根據權利要求29所述的方法，其中C1是0.8，C2是0.2。
    [31] 根據權利要求23所述的方法，進一步包括將獲取的EGT和PT折算成標準狀態下的EGTcor和PTcor。
    [32] 根據權利要求31所述的方法，其中所述PTcor根據如下公式計算： 其中，△PT是與溫度有關的函數，δ是海拔壓力修正係數，根據如下公式計算： 其中，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，取值為29，g取值為10米/秒2，R是調整參數。
    [33] 根據權利要求32的方法，其中所述EGTcor是根據如下公式計算： 其中，△EGT是與溫度有關的函數，PTReq是發動機啟動時所需的最低的引氣壓，p1和p2是修正係數。
    [34] 根據權利要求23的方法，其中獲取所述參數的步驟包括從APU訊息中獲得所述參數。
    [35] 根據權利要求23的方法，其中所述EGT、PT、STA和IGV角度中任意一者發生顯著變化，則判斷APU的性能進入衰退期。
    [36] 根據權利要求23的方法，其中所述EGT、PT、STA和IGV中任意二者發生顯著變化，則判斷APU的性能進入衰退期。
    [37] 一種APU的性能檢測方法，包括：獲取APU運行參數，所述參數選擇自由以下參數組成的群組：APU運行排氣溫度EGT和引氣壓力PT；判斷所述參數是否接近於所述參數的極限值；以及基於所述參數是否接近於所述參數的極限值，確定所述APU的性能。
    [38] 根據權利要求37所述的方法，其中所述EGT的極限值是所述APU的EGT紅線值EGTRedline。
    [39] 根據權利要求37所述的方法，其中所述PT的極限值是發動機啟動時所需的最低的引氣壓力PTReq。
    [40] 根據權利要求37所述的方法，其中包括：對於PT採用如下公式：PT Tolerance =PT cor -PT Req 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；當PTTolerance接近0時，APU性能進入衰退期；其中PTcor根據如下公式計算： 其中，△PT是與溫度有關的函數，δ是海拔壓力修正係數，根據如下公式計算： 其中，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，取值為29，g取值為10米/秒2，R是調整參數。
    [41] 根據權利要求40所述的方法，其中包括：對已EGT採用如下公式：EGT Tolerance =EGT RedLine -EGT cor 其中，EGTTolerance表示EGT的裕度，即EGT距離EGTRedLine的距離；當EGTTolerance接近0時，表明APU進入衰退期；所述EGTcor是根據如下公式計算： 其中，△EGT是與溫度有關的函數，PTReq是發動機啟動時所需的最低的引氣壓，p1和p2是修正係數。
    [42] 根據權利要求40所述的方法，其中獲取所述參數步驟包括從APU訊息中獲取所述參數。
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    法律状态:
    优先权:
    申请号 | 申请日 | 专利标题
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