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    本發明涉及一種飛機著陸品質的檢測方法，包括：確定飛機著陸時垂直速率是否超過第一預定值或者垂直加速度是否超過第二預定值；採集著陸資料；回應于飛機著陸時所述垂直速率超過了所述第一預定值或者所述垂直加速度超過第二預定值，根據採集的所述著陸資料產生著陸訊息；將所述著陸訊息存儲或轉發；以及基於所述著陸訊息中的所述著陸資料，確定飛機著陸品質。
    公开号:TW201307158A
    申请号:TW101127127
    申请日:2012-07-27
    公开日:2013-02-16
    发明作者:Hui-Feng Ding；Jia-Ju Wu；yu-bin Wu；Yi Zhu；Min-Jie Tang；zhi-ping Huang；Lei Chen；Jiang Yuan
    申请人:Air China Ltd；
    IPC主号:G07C5-00
    专利说明:
    一種飛機著陸品質的檢測方法
    本發明涉及一種飛機運行狀態檢測的方法，特別地，涉及一種飛機著陸品質的檢測方法。
    所謂“重著陸(Heavy Landing)”，或者硬著陸(Hard Landing)，是指飛機著陸時在垂直方向上的速度或者加速度超過極限值的降落事件，其中重著陸指飛機著陸重量大於最大著陸重量時超限，硬著陸是指飛機著陸重量小於等於最大著陸重量時超限。重/硬著陸對飛機的結構，尤其是機翼、起落架和發動機等承受較大載荷的飛機部件會造成強烈的衝擊和振動，引起飛機結構的損壞。因此，一旦發生重/硬著陸，航空公司必須對飛機進行嚴格的安全檢查以保證航空安全。
    不同客機的極限值並不相同。例如，波音B747-400的著陸垂直加速度的極限值是1.7G，波音B737-600的著陸垂直加速度的極限值是2.1G，而空中巴士A320的極限值是2.6G。
    根據飛機製造公司的規定，報告飛機發生重著陸或硬著陸事件的責任主體是飛行人員。然而，飛行人員報告的重著陸或硬著陸事件具有很大的不確定性。對於飛行人員報告的絕大部分重著陸或硬著陸事件的最終處理結果都是“未發生重著陸或硬著陸”。但是，整個處理過程導致飛機運行中斷和維修資源大量浪費。
    對快速存儲記錄器Quick Access Recorder(OAR)的資料的解碼可以獲得飛行超限資料的統計和趨勢分析，對消除隱患，確保飛行安全很有作用。但是，在處理重著陸或硬著陸事件中，常常會發現QAR解碼結果與實際情況存在較大的差異。QAR解碼資料並不能直接用於重著陸或硬著陸事件的判斷。
    飛機的機身結構訊息也可以用於重著陸或硬著陸的判斷。機身結構訊息是飛機系統訊息的一種，由飛機資料系統自動產生。然而，實際應用中發現，很多情況下雖然飛行人員報告了重著陸或硬著陸事件，但是，飛機資料系統卻沒有產生機身結構訊息。因此，系統的機身結構訊息也無法直接用於重著陸或硬著陸事件的判斷。
    因此，現有技術中，一旦飛行人員報告了重著陸或硬著陸事件，維修人員只能將原始飛行資料提供給飛機製造商進行分析。這種方式不但費用很高，而且等待時間很長，影響飛機的正常飛行。
    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，提出一種飛機著陸品質的檢測方法，包括：確定飛機著陸時垂直速率是否超過第一預定值或者垂直加速度是否超過第二預定值；採集著陸資料；回應于飛機著陸時所述垂直速率超過了所述第一預定值或者所述垂直加速度超過第二預定值，根據採集的所述著陸資料產生著陸訊息；將所述著陸訊息存儲或轉發；以及基於所述著陸訊息中的所述著陸資料，確定飛機著陸品質。
    根據本發明的另一個方面，提出一種飛機著陸品質的檢測方法，包括：確定飛機是否已經著陸；回應於飛機著陸，採集著陸資料；確定飛機著陸時是否發生了彈跳；回應于飛機著陸時發生彈跳，採集飛機再次著陸的二次著陸資料；根據採集的所述著陸資料和所述二次著陸資料產生著陸訊息；將所述著陸訊息存儲或轉發；以及基於所述著陸訊息中的所述著陸資料，確定飛機著陸品質。
    隨著飛機系統越來越複雜，飛機資料系統得到了很大的發展。例如，空中巴士的飛行狀態監視系統Aircraft Condition Monitoring System(ACMS)系統以及波音公司的飛行健康監視系統Aircraft Heath Monitor(AHM)系統。
    以空中巴士的ACMS系統為例，ACMS系統監視飛機上的多個重要部件的性能，包括：發動機、機組人員、機載輔助動力單元Airborne Auxiliary Power Unit(APU)以及客艙。ACMS系統還具有監視重要飛行器性能(Aircraft Performance Monitoring)、資料記錄(Date Recording)、特別調查和故障查找(Special Investigation & Trouble Shooting)等功能。
    ACMS系統即時監測13,000多項飛行資料。並且，當滿足一定的觸發條件時，ACMS可以根據即時監測到的資料自動生成包含特定資料的訊息。
    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。包括來自黑匣子資料。這些參數保存在DMU的內部非易失性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生成特定訊息。這些訊息均存儲在DMU的非易失記憶體中。
    圖1是根據本發明的一個實施例，利用ACMS系統獲取飛機著陸資料的示意圖。如圖所示，飛機110包括ACMS系統和起落架120(僅示出了主起落架的一部分)。起落架120上的感測器連接到飛機110的ACMS系統。當飛機降落時，起落架120上的感測器監測到飛機已經著陸，ACMS系統即通過與其連接的其他感測器獲取飛機的著陸資料，從而判斷飛機在降落過程中是否發生了重著陸或硬著陸。
    圖2是根據本發明的一個實施例，飛機起落架的部分結構的示意圖。如圖所示，起落架200包括：機輪201和202。機輪201和202通過輪軸元件203連接到減震支柱204。減震支柱204包括一個液壓活塞動作的伸縮結構。當飛機的機輪201和202著陸後，減震支柱204從伸長狀態被壓縮到壓縮狀態，從而起到緩衝的作用，降低著陸時對飛機的衝擊。
    減震支柱204安裝有一個感測器，其可以通過臨近電門位置狀態的變化來反應減震支柱204是處於壓縮狀態還是伸長狀態。通過減震支柱204上的感測器可以實現對減震支柱204的狀態的監測，就能實現飛機是否已經著陸的判斷。飛機的ACMS系統判斷飛機已經著陸後，通過與ACMS連接的其他感測器獲得飛機的垂直速度和垂直加速度以及相關的飛行姿態資料。這些著陸資料包括但不限於以下資料：1.飛機著陸前1秒的RALT(無線電高度ft)、RALR(垂直速率ft/sec)、PTCH(俯仰角度deg)、PTCR(俯仰速率deg/sec)、ROLL(滾轉角度deg)、ROLR(滾轉速率deg/sec)和YAW(偏航速率deg/sec)數值；2.飛機著陸時的RALT(無線電高度ft)、RALR(垂直速率ft/sec)、PTCH(俯仰角度deg)、PTCR(俯仰速率deg/sec)、ROLL(滾轉角度deg)、ROLR(滾轉速率deg/sec)和YAW(偏航速率deg/sec)數值；3.著陸前1秒至著陸期間的VRTA(垂直載荷)、LONA(縱向載荷)和LATA(橫向載荷)的最大值和最小值；以及4.著陸前1秒至著陸後3秒內的VRTA(垂直載荷)、LONA(縱向載荷)、LATA(橫向載荷)的最大值和最小值。
    需要說明的是，ACMS系統獲取的資料是即時測量並存儲在資料緩存中的。當設定的觸發條件而觸發時，從資料緩存中獲取觸發條件之前的相關資料是完全可能的，並可以實現的。
    圖3是根據本發明的一個實施例的飛機重著陸或硬著陸的檢測方法的流程圖。如圖所示，本實施例的飛機重著陸或硬著陸的檢測方法300包括：在步驟320，判斷飛機著陸時的垂直速率是否超過預定值。如果沒有超過預定值，在步驟330，無需產生著陸訊息。
    通過在步驟320設置合適的垂直速率的預定值，能夠確保所有的疑似重著陸事件的資料都得到記錄。根據本發明的一個實施例，垂直速率的預訂值的絕對值小於或等於0.5ft/s(英尺/秒)。該垂直速率預定值的設定能夠確保飛機每次落地都採集生成著陸訊息，即使此時飛機為正常情況的落地。
    設置垂直速率的預定值的另一個好處是可以靈活的改變生成著陸訊息的觸發條件，用戶可按實際需要採集及記錄飛機的落地狀態，而並非只採集和記錄與重著陸或硬著陸相關的資料或者每次飛機落地時均採集及記錄資料。例如，可以降低垂直速率的預定值，例如比垂直速率的極限值低20%-40%，使得只要落地偏重，就採集和記錄資料，產生著陸訊息。
    如果著陸時的垂直速率超過了預定值，在步驟340，採集著陸資料。接下來，在步驟350，根據採集的著陸資料生成著陸訊息。在步驟340，可以利用飛機的ACMS系統採集著陸資料。ACMS系統的DMU根據特定的觸發條件來起始相應的著陸資料獲取過程。完成資料獲取後，在步驟350，根據採集的著陸資料生成著陸訊息。
    在步驟360，將著陸訊息存儲或轉發。在步驟370，根據著陸訊息中的著陸資料，確定飛機在降落時是否發生了重著陸或硬著陸。
    根據本發明的一個實施例，通過飛機著陸時在垂直方向上的速度或者加速度超過極限值來判斷是否發生了重著陸或硬著陸。從飛機的結構強度的極限考慮，飛機的垂直速率的極限值與飛機的著陸重量有關。在對垂直速率(RALR)是否超限的判斷中，需要根據飛機的著陸重量分別進行比較。根據本發明的一個實施例，當飛機著陸重量小於最大著陸重量的情況下，限制值為-9英尺/秒。當飛機著陸重量大於最大著陸重量的情況下，限制值為-6英尺/秒。以上僅是一個例子，不同的飛機著陸重量小於或大於最大著陸重量時的極限值可能不同。
    與判斷垂直速率超限邏輯相同，在對垂直載荷VRTA是否超限的判斷中，飛機垂直載荷的極限值也與飛機的著陸重量有關。根據本發明的一個實施例，當飛機著陸重量小於最大著陸重量的情況下，極限值為2.6G；當飛機著陸重量大於最大著陸重量的情況下，極限值為1.7G。以上僅是一個例子，不同的飛機著陸重量小於或大於最大著陸重量時的極限值可能不同。
    綜合考慮飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過或者接近極限值很多時候能夠直接判斷出是否發生了重著陸或硬著陸。即使無法直接作出判斷，也可以為飛機著陸時是否發生了重著陸提供非常有價值的參考，如果結合飛行人員的報告和其他的因素能夠確定飛機在降落時是否發生了重著陸或硬著陸，而無需將原始資料發給航空公司進行處理。
    圖4是根據本發明的一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的著陸資料獲取方法400，包括：在步驟410，判斷飛機是否著陸。根據本發明的一個實施例，通過檢測飛機的左主起落架減震支柱和/或右主起落架減震支柱是否從伸長狀態轉變為壓縮狀態從而判斷飛機是否已經著陸。
    如果飛機已經著陸；則在步驟420，判斷飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過門限值。同時，在步驟430，採集飛機著陸前1秒和飛機著陸時的著陸資料以及著陸前1秒至著陸後3秒內的著陸數據。在步驟440，如果垂直速率和垂直加速度中任何一個超過門限值，將收集的全部著陸資料格式化，生成著陸短訊息。否則，不產生著陸訊息。
    圖5是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸短訊息的觸發器關係示意圖。圖5所示的觸發器可以用於圖4所示的方法中。如圖5所示，在DMU中，頂級服務TOPSERV是系統保留的觸發器，其相當於處理器的主線程或者作業系統中的基礎服務。其他所有的觸發器都由TOPSERV起始或啟動的。當飛機馬上就要降落之前，在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺的FINAL APPR階段時，DMU中的TOPSERV啟動觸發器LAND1，用來監視飛機是否已經著陸。
    當LAND1探測到任意左、右主起落架上的壓縮臨近電門狀態改變後，標記“飛機著陸”。同時LAND1啟動觸發器LAND2或LAND2B，以及LAND3和LAND4。其中，LAND2、LAND2B均用於判斷飛機著陸的垂直速率(RALR)和垂直加速度(VRTA)是否超過門限值。LAND1啟動的LAND3和LAND4記錄著陸資料。
    在LAND4執行後短訊息中所有參數完成採集，然後對參數的格式進行轉換，使其便於列印和閱讀，最終生成著陸短訊息。
    根據本發明的一個實施例，LAND1飛機落地的判斷過程中，LAND1運行後對左、右主起落架減震支柱臨近電門的位置狀態進行讀取。檢測頻率為32次/秒，以檢測是否在1/32秒內變化。如果表徵位置狀態的參數值從0變為1，則表明任意一個減震支柱從伸長位回到了壓縮位。由此，判斷飛機已落地。此時正是飛機落地時刻的起點。
    根據本發明的一個實施例，LAND2、LAND2B採用如下的方式判斷飛機著陸的垂直速率(RALR)和垂直加速度(VRTA)是否超過門限值。為了更加準確地反映飛機的落地狀態，需要判斷落地時刻前後0.5秒內的RALR和VRTA是否超過門限值。
    在本實施例中，首先啟動LAND2。LAND1輸出一個落地時間值T0，T0是0-32之間的整數。LAND2將T0與一個取值範圍在0-5之間微調參數CHK做比較，如果T0/2-CHK<0，說明著陸時刻與參數的測量時刻過於接近，有可能出現著陸所引起資料變化還沒有反映到測量的參數中，因此，啟動LAND2B，對落地時刻下一秒內的RALR和VRTA是否超過門限值進行判斷，結束LAND2。T0/2-CHK>0，LAND2判斷落地時刻的RALR和VRTA是否超過門限值。如果沒有超過門限值，LAND2將T0與16比較，判斷是否T0-16>0。如果T0-16<0，為了更加準確地反映飛機著陸的情況，啟動LAND2B，對落地時刻下一秒內的RALR和VRTA是否超過門限值進行判斷，結束LAND2。只要LAND2和LAND2B中的任何一次比較發現落地時刻的RALR和VRTA是否超過門限值，即說明飛機著陸的情況符合生成著陸訊息的情形。
    在本實施例中，通過兩個觸發器在不同時段的運行，確保能準確的判定著陸點時刻前後0.5秒範圍內著陸的RALR和VRTA是否超限。
    根據本發明的一個實施例，對垂直載荷，即垂直加速度VRTA是否超限的判斷是有一定條件的。當前面垂直速率RALR沒有超限的情況下，觸發器才會進一步對垂直載荷VRTA的超限情況進行判斷。如果垂直速率RALR已經發現超限，跳過垂直載荷(VRTA)超限的判斷，直接生成著陸短訊息。
    根據本發明的一個實施例，在LAND2和LAND2B中採用如下方法計算垂直速率(RALR)。在飛機上，RALR的採樣率為16次/秒。為了更加準確地反映真實的RALR，需要對測量的RALR進行修正，即ADIRU(大氣資料和慣性導航電腦)探測的垂直速率-IVV的基礎上，根據飛機的俯仰、滾轉姿態、三軸的加速度和常數對其進行修正。
    根據本發明的一個實施例，也可以採用如下的程式段來計算RALR：
    根據本發明的一個實施例，在LAND2和LAND2B中對於垂直加速度可以直接從ACMS系統中獲得的垂直載荷中獲得。
    根據本發明的一個實施例，LAND3則實現以下功能：a)記錄著陸點前1秒的RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值；以及b)記錄著陸點RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值。
    根據本發明的一個實施例，LAND4運行時間是4秒，記錄著陸點前1秒至著陸點後3秒內的VRTA、LONA、LATA和RALR的最大與最小值。
    圖6是根據本發明的另一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖。飛機落地後地面的反彈力可能將飛機彈起，然後飛機再重新落到地面上。這種現象稱為飛機的“彈跳”。這種飛機落地的彈跳可能發生一次，也可能發生幾次。飛機落地的彈跳很有可能是重著陸或硬著陸，因此需要對其進行檢測。這種與飛機落地彈跳相關的著陸訊息是著陸長訊息；而普通的著陸訊息是著陸短訊息。
    如圖6所示，本實施例的生成著陸長訊息的方法包括：在步驟610，飛機是否已經著陸；在步驟620，採集飛機著陸前1秒和飛機著陸時的著陸資料以及著陸前1秒至著陸後3秒內的著陸數據；在步驟630，判斷飛機著陸時是否發生了彈跳。如果沒有發生彈跳，則在步驟640，判斷飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過預定值；如果超過，在步驟650，生成著陸短訊息；否則不產生著陸訊息。
    如果飛機發生了彈跳，在步驟660，採集飛機再次著陸的前1秒和落地後3秒內飛機的著陸資料；同時，在步驟670，確定再次著陸的垂直加速度是否大於門限值，如果超限，則在步驟680中，記錄限制值、超限時的最大值、觸發代碼和觸發原因。在步驟690中，將二次著陸資料格式化，生成著陸長訊息。
    根據本發明的一個實施例，通過判斷兩個主起落架是否已壓縮且保持足夠時間，然後左、右主起落架是否重新處於的伸長狀態，判斷飛機著陸是否發生了彈跳。還可以進一步判斷左、右主起落架重新處於伸長狀態的持續時間小於10秒，來確認再次著陸，從而進一步確認彈跳的發生。
    圖7是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸長訊息的觸發器關係示意圖。圖7所示的觸發器可以用於圖6所示的方法中。如圖7所示，在DMU中，頂級服務TOPSERV是系統保留的觸發器。當飛機馬上就要降落之前，在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺的FINAL APPR階段時，DMU中的TOPSERV啟動觸發器BOUNCE1和LAND1。BOUNCE1探測兩個主起落架是否已壓縮且保持足夠時間。
    如果BOUNCE1確認主起落架是否已壓縮且保持足夠時間，BOUNCE1啟動觸發器BOUNCE2和BOUNCE3，分別探測左、右主起落架是否重新處於伸長狀態。然後，BOUNCE2和BOUNCE3啟動對應的觸發器BOUNCE4或BOUNCE5，對飛機的飛行狀態進一步確認。BOUNCE4和BOUNCE5對左、右起落架的減震支柱伸長狀態進行持續探測，在滿足一定條件下，判斷飛機發生彈跳。
    BOUNCE4和BOUNCE5分別啟動觸發器BOUNCE6和BOUNCE7查找、比較、採集再次著陸的前1秒和落地後3秒內飛機的著陸資料。
    BOUNCE7還查找和比較彈跳後再次著陸的垂直加速度是否大於限制值，如果超限則在訊息內記錄限制值、超限時的最大值、觸發代碼和觸發原因。
    BOUNCE6和BOUNCE7獲取著陸資料的方式與LAND3和LAND4類似，這裏不再贅述。
    LAND1用來監視飛機是否已經著陸。如果已經著陸，LAND1啟動觸發器BOUNCE8。根據飛機落地是否發生了彈跳，BOUNCE8確定是生成著陸長訊息還是著陸短訊息。最後，對兩次落地的著陸相關參數的格式進行轉換，以使訊息記錄的數值便於閱讀和列印，生成相應的著陸訊息。
    根據本發明的一個實施例，採用如下方式探測飛機著陸時是否發生了彈跳。BOUNCE1的對左、右主起落架減震支柱臨近電門的位置狀態進行連續讀取，其頻率是32次/秒，以檢測是否在1/32秒內變化。當其狀態由“0”轉變為“1”時，BOUNCE1起始一個計數器進行累加。只有當計數器大於16時，BOUNCE1才啟動BOUNCE2和BOUNCE3。這說明兩個主起落架已經被壓縮且至少保持了0.5秒。如果條件不滿足時，計數器清零並重新累加。
    以下以左主起落架為例，右主起落架可以以相同的方式處理。
    BOUNCE2運行後繼續對左主起落架的壓縮臨近電門位置狀態進行持續探測，其頻率為32次/秒。當參數值為“0”時，計數器開始進行累加。只有當計數器的計數值大於32時才啟動BOUNCE4。此時，左主起落架的減震支柱為伸長狀態，且持續時間已大於1秒。當條件不滿足時，計數器清零並重新累加。
    BOUNCE4的探測原理與BOUNCE2類似，當參數值為“0”時，計數器開始不斷累加。當參數值為“1”時，對計數器的累加值進行判斷。如果計數器的累加值小於320時，則判斷左主起落架彈跳。此時左主起落架的減震支柱保持伸長狀態的時間，即滯空時間，小於10秒。然後又重新處於壓縮狀態。
    總結以上內容，本實施例的判斷彈跳的方法的三個條件是：1.確定左右主起落架是否處於壓縮狀態並持續0.5秒以上；2.確定左右主起落架中的任何一個是否重新處於伸長狀態並持續1秒以上；以及3.確定左右主起落架中的任何一個是否重新處於伸長狀態並持續小於10秒。
    如果滿足以上條件，則認為飛機在著陸過程中發生了彈跳。
    根據本發明的一個實施例，BOUNCE8運行30秒後，根據BOUNCED、LONGLRPT和BRPTCODE的參數值判斷是生成長訊息或是短訊息，其中BOUNCED：狀態參數，標誌飛機發生彈跳。觸發器BOUNCE4或BOUNCE5探測到彈跳後賦值。
    LONGLRPT：狀態參數，標誌長訊息可能生成。在第一次著陸垂直載荷發生超限時，由觸發器LAND2/2B在垂直載荷超限時賦值。
    BRPTCODE：訊息觸發代碼，二次著陸超限時賦值，由觸發器BOUNCE7探測到超限後賦值。
    BOUNCE8調用上述參數，確定生成長訊息還是短訊息。
    具體請參見下表：
    圖8是根據本發明的一個實施例的著陸短訊息的示例。如圖所示，可以看出本次著陸過程中，垂直速率RALR僅有1.8英尺/秒。垂直加速度VRTA為1.64G，也在正常著陸的範圍內。但是，橫向加速度可能略高，為0.21G。在這種情況下，即使飛行人員報告著陸偏重，根據著陸短訊息也可以很容易的看出，本次著陸正常，未發生重著陸或硬著陸。
    圖9是根據本發明的一個實施例的著陸長訊息的示例。如圖所示，可以發現，本次著陸過程中飛機發生了彈跳。在第一次著陸過程中，垂直速率RALR為7.2英尺/秒，垂直加速度VRTA為2.07G。垂直速率在正常的範圍內，而垂直加速度也在門限值以下。第二次著陸過程中，垂直速率RALR為1.5英尺/秒，垂直加速度VRTA為2.65G。因此，飛機在著陸過程中發生了彈跳，且第二次著陸時垂直載荷超限。
    飛機維修人員可以從DMU的非易失性記憶體中獲得著陸訊息，也可以在飛機駕駛艙列印飛機著陸訊息，或性能監控人員可通過地面工作站讀取經空地資料鏈下傳的著陸訊息，實現對飛機著陸的性能進行監控，從而確保及時準確地發現飛機著陸性能的異常。這樣，既可以避免報告重著陸或硬著陸後大量的資料處理和檢查工作以確定是否飛機發生了重著陸或硬著陸，節約了飛機停場時間，提高了飛機的利用率；同時，避免了飛機在存在安全隱患的情況下運行，消除了飛機運行的安全隱患。通過記錄的資料還有助於飛行品質監控部門評估飛行人員的操作技術品質。
    本發明雖然以空中巴士公司的ACMS系統為例，但是本發明的應用並不限於空中巴士公司的飛機。本發明同樣可以利用波音公司的AHM系統而應用於波音公司的飛機上。
    與現有技術相比，本發明的實施例通過ACMS系統在飛機著陸的暫態採集飛機著陸前後過程中的著陸資料，生成著陸訊息，進而對飛機是否發生重著陸或硬著陸進行判斷。這樣，無需將原始資料發給飛機製造公司分析就可做出準確的處理措施，節省了事件處理時間，能夠使得航空公司的維修和運行成本大幅度降低。同時，本發明的實施例的檢測準確性高，可提升飛機的安全性能，保證乘客的乘坐安全。另外，通過採集、記錄的資料還有助於飛行品質監控部門評估飛行人員的操作技術品質。
    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。
    110‧‧‧飛機
    120‧‧‧起落架
    200‧‧‧起落架
    201‧‧‧機輪
    202‧‧‧機輪
    203‧‧‧輪軸元件
    204‧‧‧減震支柱
    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，利用ACMS系統獲取飛機著陸資料的示意圖；圖2是根據本發明的一個實施例，飛機的起落架的部分的結構示意圖；圖3是根據本發明的一個實施例的飛機重著陸或硬著陸的檢測方法的流程圖；圖4是根據本發明的一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖；圖5是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸短訊息的觸發器關係示意圖；圖6是根據本發明的另一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖；圖7是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸長訊息的觸發器關係示意圖；圖8是根據本發明的一個實施例的著陸短訊息的示例；以及圖9是根據本發明的一個實施例的著陸長訊息的示例。
    权利要求:
    Claims (39)
    [1] 一種飛機著陸品質的檢測方法，包括：確定飛機著陸時垂直速率是否超過第一預定值或者垂直加速度是否超過第二預定值；採集著陸資料；回應于飛機著陸時所述垂直速率超過了所述第一預定值或者所述垂直加速度超過第二預定值，根據採集的所述著陸資料產生著陸訊息；將所述著陸訊息存儲或轉發；以及基於所述著陸訊息中的所述著陸資料，確定飛機著陸品質。
    [2] 根據請求項1的方法，進一步包括：回應于飛機著陸時所述垂直速率沒有超過了所述第一預定值，確定飛機著陸時垂直加速度是否超過第二預定值。
    [3] 根據請求項1的方法，其中所述第一預定值經設置使得每次飛機降落均產生所述著陸訊息。
    [4] 根據請求項1的方法，其中所述第一和第二預定值經設置使得每次飛機落地偏重時均產生所述著陸訊息。
    [5] 根據請求項1的方法，其中利用ACMS系統或者AHM系統採集所述著陸資料，並生成所述著陸訊息。
    [6] 根據請求項1的方法，其中所述著陸資料包括：飛機著陸前1秒的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [7] 根據請求項1的方法，其中所述著陸資料包括：飛機著陸時的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [8] 根據請求項1的方法，其中所述著陸資料包括：著陸前1秒至著陸期間的垂直載荷VRTA、縱向載荷LONA和橫向載荷LATA的最大值和最小值。
    [9] 根據請求項1的方法，其中所述著陸資料包括：著陸前1秒至著陸後3秒內的垂直載荷VRTA、縱向載荷LONA和橫向載荷LATA的最大值和最小值。
    [10] 根據請求項1的方法，進一步包括：通過飛機著陸時在垂直速率或者垂直加速度是否超過垂直速率或者垂直加速度的各自極限值來判斷是否發生了重著陸或硬著陸。
    [11] 根據請求項10的方法，其中當飛機著陸重量小於或等於最大著陸重量時，所述垂直速率或者垂直加速度的極限值為第一極限值；當飛機著陸重量大於最大著陸重量時，所述垂直速率或者垂直加速度的極限值為第二極限值；所述第一極限值大於所述第二極限值。
    [12] 根據請求項1的方法，進一步包括：確定飛機是否著陸。
    [13] 根據請求項12的方法，其中在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺時，起始第一觸發器，其經配置以監測飛機是否著陸。
    [14] 根據請求項13的方法，進一步包括：回應於飛機著陸，起始第二觸發器，其經配置以判斷飛機著陸時刻及著陸前0.5秒內的垂直速率是否超過所述第一預定值或垂直加速度是否超過所述第二預定值。
    [15] 根據請求項14的方法，進一步包括：起始第三觸發器，其經配置以判斷飛機著陸時刻之後0.5秒內的垂直速率是否超過所述第一預定值或垂直加速度是否超過所述第二預定值。
    [16] 根據請求項13的方法，進一步包括：回應於飛機著陸，起始第四觸發器，其經配置以記錄著陸點前1秒的RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值；記錄著陸點RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值。
    [17] 根據請求項13的方法，進一步包括：回應於飛機著陸，起始第五觸發器，其經配置以記錄著陸點前1秒至著陸點後3秒內的VRTA、LONA、LATA和RALR的最大與最小值。
    [18] 根據請求項13的方法，進一步包括：判斷所述飛機是否第二次著陸，以及判斷是否第二次著陸時垂直加速度超過第二預定值；回應于第二次著陸時垂直加速度超過第二預定值，記錄第二次著陸前1秒的RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值；第二次著陸時RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值；以及第二次著陸前1秒至著陸後3秒內的VRTA、LONA、LATA和RALR的最大與最小值。
    [19] 一種飛機著陸品質的檢測方法，包括：確定飛機是否已經著陸；回應於飛機著陸，採集著陸資料；確定飛機著陸時是否發生了彈跳；回應于飛機著陸時發生彈跳，採集飛機再次著陸的二次著陸資料；根據採集的所述著陸資料和所述二次著陸資料產生著陸訊息；將所述著陸訊息存儲或轉發；以及基於所述著陸訊息中的所述著陸資料和所述二次著陸資料，確定飛機著陸品質。
    [20] 根據請求項19的方法，進一步包括：判斷飛機著陸時刻的垂直速率或垂直加速度是否超過所述第一預定值或第二預定值；確定飛機再次著陸時垂直加速度是否超過第二預定值；回應於所述垂直速率或垂直加速度超過所述第一預定值或第二預定值，且飛機再次著陸時所述垂直加速度超過第二預定值，產生著陸長訊息。
    [21] 根據請求項20的方法，進一步包括：回應于飛機再次著陸時所述垂直加速度超過第二預定值，記錄所述第二預定值、最大值和觸發代碼。
    [22] 根據請求項19的方法，其中利用ACMS系統或者AHM系統採集所述著陸資料，並生成所述著陸訊息。
    [23] 根據請求項19的方法，其中所述著陸資料包括：飛機著陸前1秒的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [24] 根據請求項19的方法，其中所述著陸資料包括：飛機著陸時的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [25] 根據請求項19的方法，其中所述著陸資料包括：著陸前1秒至著陸後3秒期間的垂直載荷VRTA、縱向載荷LONA和橫向載荷LATA的最大值和最小值。
    [26] 根據請求項19的方法，其中所述二次著陸資料包括：第二次著陸前1秒的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [27] 根據請求項19的方法，其中所述二次著陸資料包括：第二次著陸的無線電高度RALT、垂直速率RALR、俯仰角度PTCH、俯仰速率PTCR、滾轉角度ROLL、滾轉速率ROLR和偏航速率YAW。
    [28] 根據請求項19的方法，其中所述二次著陸資料包括：第二次著陸前1秒至著陸後3秒內的垂直載荷VRTA、縱向載荷LONA和橫向載荷LATA的最大值和最小值。
    [29] 根據請求項19的方法，其中確定飛機著陸時是否發生了彈跳的步驟包括：判斷兩個主起落架是否已壓縮且保持足夠時間，然後左、右主起落架是否重新處於的伸長狀態。
    [30] 根據請求項19的方法，其中確定飛機著陸時是否發生了彈跳的步驟進一步包括：判斷左、右主起落架重新處於伸長狀態的持續時間小於10秒。
    [31] 根據請求項19的方法，進一步包括在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺時，起始第一觸發器，其經配置以監測主起落架是否已壓縮且保持足夠時間。
    [32] 根據請求項31的方法，其中所述足夠的時間為0.5秒。
    [33] 根據請求項32的方法，進一步包括由所述第一觸發器起始第二和第三觸發器，其經配置以探測左、右主起落架是否重新處於伸長狀態，且持續時間已大於1秒。
    [34] 根據請求項33的方法，進一步包括，所述第二和第三觸發器分別起始第四和第五觸發器，其經配置以探測左、右主起落架保持伸長狀態的時間小於10秒後，又重新處於壓縮狀態。
    [35] 根據請求項34的方法，進一步包括，所述第四和第五觸發器分別起始第六和第七觸發器，其經配置以採集再次著陸的前1秒和落地後3秒內飛機的著陸資料。
    [36] 根據請求項35的方法，進一步包括在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺時，起始著陸觸發器，其經配置以確定飛機著陸。
    [37] 根據請求項36的方法，進一步包括所述著陸觸發器起始第八觸發器，其經配置以確定生成長訊息或是短訊息。
    [38] 根據請求項19的方法，進一步包括：通過飛機著陸時在垂直速率或者垂直加速度是否超過垂直速率或者垂直加速度的各自極限值來判斷是否發生了重著陸或硬著陸。
    [39] 根據請求項38的方法，其中當飛機著陸重量小於最大著陸重量時，所述垂直速率或者垂直加速度的極限值為第一極限值；當飛機著陸重量大於最大著陸重量時，所述垂直速率或者垂直加速度的極限值為第二極限值；所述第一極限值大於所述第二極限值。
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    CA2610835C|2014-02-04|System and method for determining aircraft hard landing events from inertial and aircraft reference frame data
    同族专利:
    公开号 | 公开日
    EP2557542A2|2013-02-13|
    JP2013028339A|2013-02-07|
    AU2012208969A1|2013-02-14|
    JP6099897B2|2017-03-22|
    CN102901531B|2015-08-12|
    CN102901531A|2013-01-30|
    TWI548565B|2016-09-11|
    HK1179687A1|2013-10-04|
    CA2783912A1|2013-01-27|
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    SG187366A1|2013-02-28|
    AU2012208969B2|2015-01-29|
    引用文献:
    公开号 | 申请日 | 公开日 | 申请人 | 专利标题
    WO1997038900A1|1996-04-13|1997-10-23|Michael Craig Broadbent|Variable camber wing mechanism|
    CA2509742A1|2005-06-10|2006-12-10|Messier-Dowty Inc.|System and method for determining aircraft hard landing events from inertial and aircraft reference frame data|
    GB0517351D0|2005-08-24|2005-10-05|Airbus Uk Ltd|Landing load monitor for aircraft landing gear|
    US20090210105A1|2006-05-15|2009-08-20|Lusby Brock D|Air-ground detection system and method|
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    FR2931553B1|2008-05-22|2010-10-29|Airbus France|Estimation d'un critere de charge subie par un composant structurel d'un aeronef, et aide a la detection d'un atterissage dit "dur" grace a un tel critere|
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