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    • 专利摘要:
    本發明涉及一種機組氧氣系統性能檢測方法和系統。所述方法包括：獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息；接收所述機組氧氣訊息，並得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；以及確定所述機組氧氣系統的性能。
    公开号:TW201318921A
    申请号:TW101121995
    申请日:2012-06-20
    公开日:2013-05-16
    发明作者:Zhu-Ping Gu；Hui-Feng Ding；Lei Huang；jian-jiang Wang；Zhen-Qiang Xie；Yi Zhu；Rong Wang
    申请人:Air China Ltd；
    IPC主号:B64F5-00
    专利说明:
    機組氧氣系統的維修方法及其性能的檢測方法及系統與機組氧氣訊息的生成方法
    本發明涉及一種飛機設備運行狀態檢測的方法和系統，特別地，涉及一種機組氧氣系統性能檢測方法及系統。
    現代飛機的飛行高度一般都在7000-15000米。在這樣的高空中，空氣中氧氣含量很低，通常氧氣分壓只有十幾千帕，難以維持正常的呼吸。飛機一般通過發動機將空氣增壓後壓入機艙來提供氧氣供應。然而，在特殊情況下，例如座艙失壓或其他需要的時候，必須為機組和旅客提供額外的供呼吸使用的氧氣。
    飛機上有兩套獨立的氧氣系統，即機組氧氣系統和旅客氧氣系統。機組氧氣系統使用儲存在機上氧氣瓶內的高壓氧氣，經減壓稀釋之後，專供駕駛艙內的機組人員使用。旅客氧氣系統通過化學反應得到氧氣，供應給旅客和客艙乘務員使用。
    機組氧氣系統對於保障飛機的安全飛行非常重要。在現有的檢測機組氧氣性能的方法，通常是人工的方式對機組氧氣系統的壓力進行記錄，當機組氧氣系統的壓力低於某一閾值時，更換氧氣瓶。或者，設定飛機系統當機組氧氣系統的壓力低於某一閾值時發出警報，進行更換氧氣瓶。也有的航空公司，按時限更換氧氣瓶。
    然而，無論上述哪種方法，都會提高航空公司的運營成本。更為重要的是，如果機組氧氣系統僅存在較小洩漏，無論上述哪種方法都無法及時發現，也就無法及時排除故障。這導致當前對於機組氧氣系統的故障的排除和維護幾乎都是事後處理，使得飛機的運行安全得不到保證。而且，由於機組氧氣系統滲漏的故障排除耗時很長，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，提出一種機組氧氣系統性能檢測方法，包括：獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息；接收所述機組氧氣訊息，並得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；以及確定所述機組氧氣系統的性能。
    根據本發明的另一個方面，提出一種機組氧氣訊息生成方法，包括：獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；以及根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣報文。
    根據本發明的另一個方面，提出一種機組氧氣系統性能檢測系統，包括：機組氧氣壓力資料獲取裝置；機組氧氣訊息生成裝置，其根據機組氧氣壓力資料獲取裝置獲取的所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力以及大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息，並且，所述機組氧氣訊息通過機組氧氣訊息傳輸裝置轉發；以及機組氧氣壓力資料處理裝置，其接收機組氧氣訊息，得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力，並由此確定所述機組氧氣系統的性能。
    根據本發明的另一個方面，提出一種機組氧氣系統性能檢測系統，包括：壓力感測器，其測量機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力；ACMS的飛機綜合資料系統AIDS的資料管理單元DMU或其一部分，用來獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力以及大氣溫度和駕駛艙溫度，生成機組氧氣訊息，所述機組氧氣訊息利用飛機通信定址與訊息系統ACARS轉發；伺服器，接收來自ACARS的所述機組氧氣訊息，得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力，並由此確定所述機組氧氣系統的性能。
    根據本發明的另一個方面，提出一種機組氧氣系統的維修方法，包括獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息；接收所述機組氧氣訊息，並得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；確定所述機組氧氣系統的性能是否變差；以及回應於所述機組氧氣系統的性能變差，安排對所述機組氧氣系統進行維修。
    本揭露之其他目的，部分將在後續說明中陳述，而部分可由內容說明中輕易得知，或可由本揭露之實施而得知。本揭露之各方面將可利用後附之申請專利範圍中所特別指出之元件及組合而理解並達成。需了解，先述的一般說明及下列詳細說明均僅作舉例之用，並非用以限制本揭露。
    上文已相當廣泛地概述本揭露之技術特徵及優點，俾使下文之本揭露詳細描述得以獲得較佳瞭解。構成本揭露之申請專利範圍標的之其它技術特徵及優點將描述於下文。本揭露所屬技術領域中具有通常知識者應瞭解，可相當容易地利用下文揭示之概念與特定實施例可作為修改或設計其它結構或製程而實現與本揭露相同之目的。本揭露所屬技術領域中具有通常知識者亦應瞭解，這類等效建構無法脫離後附之申請專利範圍所界定之本揭露的精神和範圍。
    圖1是根據本發明的一個實施例的飛機機組氧氣系統的結構示意圖。如圖1所示，機組氧氣系統100包括了氧氣瓶101、減壓調節器102和供氧管路103。氧氣瓶101中存儲高壓氧氣。氧氣瓶101連接到減壓調節器102。高壓氧氣經過減壓調節器102被轉換成低壓氧氣。低壓氧氣經過供氧管路103供應到駕駛員面罩110、副駕駛面罩130、觀察員面罩120和第二觀察員面罩140。圖中，面罩110、副駕駛面罩130和第二觀察員面罩140還顯示出了存儲氧氣面罩的存儲箱(氧氣面罩放置在存儲箱中)；而圖中的觀察員面罩則顯示出了分離的觀察員面罩120和觀察員面罩存儲箱121。氧氣瓶101還通過釋放管104連接到易碎盤105。當氧氣瓶中的壓力過大時，易碎盤105破碎，氧氣將流到機艙之外。
    圖2是根據本發明的一個實施例的飛機機組氧氣系統支路結構的示意圖。如圖2所示，整個機組氧氣系統的支路200可以分成高壓段和低壓段。氧氣瓶101存儲的高壓氧氣經過分支器210後，一路分支連接釋放管，通過易碎盤連接到機艙之外以防止過壓。另一分支連接到減壓分支器220。與圖1所示的減壓調節器不同，減壓分支器220同時具有減壓和分支兩個功能。經過減壓分支後，兩個支路連接到供氧管路，分別向機組成員的氧氣面罩供氧；另一個支路連接到測試埠，用來進行測試。
    根據本發明的一個實施例，在減壓調節器或者減壓分支器上安裝有壓力感測器，例如壓力感測器230，用來測量氧氣瓶中的氧氣壓力。根據本發明的一個實施例，壓力感測器230也可以安裝到分支器210的一個分支上或者氧氣瓶的一個分支上。總而言之，壓力感測器230可以安裝到高壓段的任何位置來測量氧氣瓶中的氧氣壓力。
    圖3是根據本發明的一個實施例的壓力感測器的電路結構示意圖。如圖所示，壓力感測器300包括一個殼體310，用來保護內部的電路結構。根據本發明的一個實施例，壓力感測器300是壓電晶體型感測器，其包括連接在電源端Va和接地之間的壓電晶體320。氧氣壓力作用在壓電晶體上。壓電晶體將氧氣壓力轉換為電信號。代表氧氣壓力的電信號被傳輸到飛機資料系統。不同類型的飛機可能有不同的飛機資料系統，如空中巴士公司的飛行狀態監視系統Aircraft Condition Monitoring System(ACMS)或者波音公司的飛行健康監視系統Aircraft Heath Monitor(AHM)。
    圖4是根據本發明的一個實施例的機組氧氣性能檢測系統的示意圖。如圖所示，機組氧氣性能檢測系統400包括機組氧氣壓力資料獲取裝置401、機組氧氣訊息生成裝置402、機組氧氣訊息傳輸裝置403以及機組氧氣資料處理裝置404。
    機組氧氣壓力資料獲取裝置401用於獲取機組氧氣系統中氧氣瓶中的氧氣壓力資料。圖1-圖3所示實施例的飛機機組氧氣系統及其壓力感測器可以應用於本實施例中的機組氧氣壓力資料獲取裝置401，以獲取所需的機組氧氣壓力資料。機組氧氣壓力資料獲取裝置401也可以採用其他的方式來獲取機組氧氣系統中氧氣瓶中的氧氣壓力資料。由於機組氧氣對於飛行安全的重要性，每一種飛機上幾乎都會自動獲取機組氧氣的壓力資料。也就是說，現有的飛機中都會安裝有各自的機組氧氣壓力資料獲取裝置。而根據本發明的一個實施例，本發明的機組氧氣壓力資料獲取裝置401可以是任意一種這樣的機組氧氣壓力資料獲取裝置。
    而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ACMS系統以及波音公司的AHM系統。另外，集中故障顯示系統Centralized Fault Display System(CFDS)也得到了發展。這些系統的一個特點就是可以根據即時監測到的資料。當滿足一定的觸發條件時，自動生成包含特定資料的訊息。本實施例中的機組氧氣訊息生成裝置402就可以是這些系統或者這些系統的一部分。
    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，包括來自黑匣子資料。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，機組氧氣訊息生成裝置402是DMU或者DMU的一部分。機組氧氣訊息生成裝置402從機組氧氣壓力資料獲取裝置401獲取機組氧氣系統中氧氣壓力資料。
    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。根據本發明的一個實施例，可以在機組氧氣系統中增加測量氧氣溫度的溫度感測器。
    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(1)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(2)可以改寫成：
    雖然這樣得出的氧氣溫度可能不如公式(1)和(2)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。
    如上文所介紹的，飛機資料系統如空中巴士公司的ACMS或者波音公司的AHM系統，可以自動獲得很多飛行參數。這些參數就包括了大氣溫度或機外溫度Tat和駕駛艙溫度Tc。在滿足觸發條件下，在獲得機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料時，同時獲取此時的大氣溫度或機外溫度Tat和駕駛艙溫度Tc，生成機組氧氣訊息。
    機組氧氣訊息即時地或者在某一特定時間通過機組氧氣訊息傳輸裝置傳輸到機組氧氣資料處理裝置404。根據本發明的一個實施例，機組氧氣訊息傳輸裝置包括飛機部分403和地面部分410，實現飛機到地面的通信。機組氧氣訊息傳輸裝置的一個實例是飛機通信定址與訊息系統Aircraft Communication Addressing and Reporting System(ACARS)。ACARS是一種在航空器和地面站之間通過無線電或衛星傳輸訊息(即短消息)的數位資料傳輸系統，為航空公司空對地、地對地大流量資料通信提供服務，實現各種資訊的交換。
    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410構成的網路組成，其可以接收或發送訊息(資料傳輸消息)。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。
    一方面，ACARS可以使飛行的飛機在無須機組成員干預的情況下自動向航空公司地面工作站提供飛行動態、發動機參數等即時資料資訊，同時也可以向地面傳送其他各類資訊，使航空公司運行控制中心在自己的應用系統上獲得飛機的即時的、不間斷的大量飛行資料及相關資訊，及時掌握本公司飛機的動態，實現對飛機的即時監控，滿足航務、運營、機務等各相關部門管理的需要；另一方面，地面可向空中飛行的飛機提供氣象情報、航路情況、空中緊急故障排故措施等多種服務，提高飛行安全保障能力及對旅客的服務水準。在常用的VHF地空通信頻道日益飽和，資訊傳送量少、速度慢的狀況下，這種雙向的資料通信系統可顯著地改善和提高地面、空中通信保障能力。
    根據本發明的一個實施例，機組氧氣訊息傳輸裝置也可以是基於航空電信網Aviation Telecommunication Network(ATN)的通信裝置或系統。
    根據本發明的一個實施例，機組氧氣訊息傳輸裝置可以是固態存儲裝置。機組氧氣訊息存儲在該固態存儲裝置中。通過傳遞該固態存儲裝置也可以實現機組氧氣訊息的傳輸。
    機組氧氣資料處理裝置404接收來自機組氧氣訊息傳輸裝置403的機組氧氣訊息。根據本發明的一個實施例，機組氧氣資料處理裝置404可以是某航空公司的伺服器。根據本發明的一個實施例，該伺服器通過ACARS或者ATN接收來自某一飛機的機組氧氣訊息。
    機組氧氣資料處理裝置404通過例如ACARS訊息解碼器的裝置進行訊息解碼獲取資料，並保存到資料伺服器中。
    為了提高本發明的機組氧氣系統性能的檢測方法的準確性，需要盡可能獲得更為準確的機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣壓力和大氣溫度和駕駛艙溫度，從而生成更為準確的機組氧氣訊息。
    圖5是根據本發明的一個實施例，生成機組氧氣訊息方法的流程圖。在如圖5所示的生成機組氧氣訊息方法500中，在步驟510，飛機起飛。飛機起飛時或起飛後，在步驟521，獲取起飛前1分鐘的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料。在步驟522，獲取起飛前1分鐘的大氣溫度和駕駛艙溫度。在步驟521和522雖然分開描述，但其可以同時執行而成為一個步驟，或者步驟522在先而步驟521在後執行。以下的獲取步驟與此相同。
    對於飛機的運行資料，包括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都可以即時測量並存儲在資料緩存中的。當設定起飛為觸發條件而觸發時，從資料緩存中獲取起飛前1分鐘的相關資料是完全可能的。根據本發明的一個實施例，也可以採用其他的觸發條件，如計時器，來直接即時獲取起飛前1分鐘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。
    根據本發明的一個實施例，在步驟521和522中，在獲取起飛前1分鐘的資料後，獲取間隔30秒的機組氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度，然後，再獲取間隔30秒的機組氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。也就是說，獲取起飛前1分鐘，起飛前30秒和起飛時等3組機組氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。取3次採集的平均值或者中間值作為用於生成機組氧氣訊息的資料。這樣獲取的機組氧氣訊息的資料更為準確。
    根據本發發明的一個實施例，可以直接根據起飛前(或起飛時)獲得的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息。在步驟522後直接轉入步驟560，生成機組氧氣訊息。
    可以將起飛前(或起飛時)獲得的機組氧氣壓力和溫度資料與降落後獲得的資料合併在一起生成機組氧氣訊息。或者，在獲得起飛前的機組氧氣壓力和溫度資料後，生成不完整訊息，存儲在記憶體中；在獲得起飛後的機組氧氣壓力和溫度資料後，再將訊息補充完整。
    如圖10的實施例所示，在步驟530中，將起飛前(或起飛時)獲得的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度或者包括這些資料的不完整訊息存儲在飛行資料系統的記憶體中。在步驟540，飛機降落。在步驟551，獲取降落後1小時的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料；在步驟552，獲取降落後1小時的大氣溫度和駕駛艙溫度。對於步驟551和552而言，降落後的時間是觸發獲取上述資料的觸發條件。在步驟560中，將起飛前(或起飛時)獲得的資料與降落後獲得的資料合併在一起，生成完整的機組氧氣訊息。
    根據本發明的一個實施例，在獲取降落後1小時的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度之後，獲取在降落後1小時並間隔30秒的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度，再獲取降落後1小時並間隔60秒的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。也就是，獲取降落後1小時，1小時零30秒和1小時零60秒時3組氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。取3次獲取資料的平均值或者中間值作為用於生成機組氧氣訊息的資料。對於步驟551和552而言，在保證飛機的溫度已經與環境溫度相一致，而排除了飛行的影響的前提下，也可以選擇其他時間獲得機組氧氣壓力資料和溫度資料。
    根據本發明的一個實施例，如果飛機降落後不足1小時就再次起飛，在獲取再次起飛前(或再次起飛時)的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度，代替降落後1小時獲得的資料。當然，這也包括多次測量取中值或平均值的方式。
    圖6是根據本發明的一個實施例，機組氧氣性能檢測系統的實例示意圖。如圖6所示，機組氧氣性能檢測系統600包括在飛機上的DMU。DMU獲取起飛前(起飛時)和降落後的機組氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度，並生成機組氧氣訊息。DMU將機組氧氣訊息發送到ACARS在飛機上的管理單元MU。MU通過甚高頻無線電通訊直接將機組氧氣訊息發送到ACARS地面站的服務提供商；或者，通過與通訊衛星的通信，再由通訊衛星將機組氧氣訊息發送到地面站的服務提供商。地面服務提供商將收到的機組氧氣訊息轉發到對應航空公司的伺服器上。機組氧氣訊息上所包含的機組氧氣資料在伺服器上得到處理。使用者通過登錄到伺服器上就能查看機組氧氣的情況，從而檢測機組氧氣系統的性能。
    通過本發明的機組氧氣性能檢測系統，實現了對飛機上的機組氧氣性能的自動檢測，從而避免了人工記錄的成本，也避免了人工記錄可能出現的錯記或漏記帶來的問題。
    圖7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。
    衰減期檢測有如下好處：第一，當機組氧氣系統處於衰減期時，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，飛行安全是可以得到保障的。第二，當檢測到機組氧氣系統處於衰減期後，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更換氧氣瓶或者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。
    圖8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8所示的檢測機組氧氣系統性能的方法800中，在步驟810，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820，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830中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到用於處理機組氧氣訊息的伺服器中。在步驟840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20℃。當然，也可以採用其他溫度。
    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20℃。當然，也可以採用其他溫度。
    如圖8所示，在步驟850中，按照步驟810-840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860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870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=β1+β2*to+μ (6)
    其中，Ps是標準壓力，to是機組氧氣系統氧氣瓶安裝時間，β1是截距項，其與飛行時間有關；β2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)，β2可以採用如下公式計算
    β2為負值。β2的值越小說明機組氧氣系統的氣密性越差。通過檢測β2，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β2，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差異，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應當套用F(n-1,m-1)檢定，通過查找F檢定分佈表來確定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9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9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(9)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10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10中點代表實際採樣轉換的標準壓力。圖11是根據圖10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9-圖11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12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12所示的飛機機組氧氣系統維修的方法1200中，在步驟1210，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1220，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1230中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到伺服器中。在步驟1240，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1250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1260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。
    本發明無需人工記錄，節省了人力資源。並且，本發明通過氧氣訊息得到氧氣標準狀態下的壓力和氧氣滲漏率，從而判斷機載氧氣系統性能，能在機載氧氣系統性能進入故障期之前加以修復，加快故障診斷，縮短排故時間，從而延長機載氧氣系統的使用時間，降低了航空公司的運營成本，同時又能防止機載氧氣系統突然大規模洩漏導致飛機上乘客人人身安全問題，提高了飛機的運行安全。本發明可以通過滲漏率預測該機載氧氣系統的剩餘的使用時間，從而大幅度的延長使用時間，還能降低飛機的維護成本。
    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‧‧‧機組氧氣系統
    101‧‧‧氧氣瓶
    102‧‧‧減壓調節器
    103‧‧‧供氧管路
    104‧‧‧釋放管
    105‧‧‧易碎盤
    110‧‧‧駕駛員面罩
    120‧‧‧觀察員面罩
    121‧‧‧面罩存儲箱
    130‧‧‧副駕駛面罩
    140‧‧‧第二觀察員面罩
    200‧‧‧機組氧氣系統的支路
    210‧‧‧分支器
    220‧‧‧減壓分支器
    230‧‧‧壓力感測器
    300‧‧‧壓力感測器
    310‧‧‧殼體
    320‧‧‧壓電晶體
    401‧‧‧機組氧氣壓力資料獲取裝置
    402‧‧‧機組氧氣訊息生成裝置
    403‧‧‧機組氧氣訊息傳輸裝置(飛機部分)
    404‧‧‧機組氧氣資料處理裝置
    410‧‧‧機組氧氣訊息傳輸裝置(地面部分)
    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機組氧氣系統的結構示意圖；圖2是根據本發明的一個實施例的飛機機組氧氣系統支路結構的示意圖；圖3是根據本發明的一個實施例的壓力感測器的電路結構示意圖；圖4是根據本發明的一個實施例的機組氧氣性能檢測系統的示意圖；圖5是根據本發明的一個實施例的生成機組氧氣訊息的流程圖；圖6是根據本發明的一個實施例的機組氧氣性能檢測系統的實例示意圖；圖7是機組氧氣系統性能變化曲線的示意圖；圖8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9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10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11是根據圖10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；以及圖12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。
    100‧‧‧機組氧氣系統
    101‧‧‧氧氣瓶
    102‧‧‧減壓調節器
    103‧‧‧供氧管路
    104‧‧‧釋放管
    105‧‧‧易碎盤
    110‧‧‧駕駛員面罩
    120‧‧‧觀察員面罩
    121‧‧‧面罩存儲箱
    130‧‧‧副駕駛面罩
    140‧‧‧第二觀察員面罩
    权利要求:
    Claims (43)
    [1] 一種機組氧氣系統性能的檢測方法，包括：獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息；接收所述機組氧氣訊息，並得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；以及確定所述機組氧氣系統的性能。
    [2] 根據請求項1所述的檢測方法，進一步包括：獲取起飛前所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；以及獲取降落後所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力。
    [3] 根據請求項2所述的檢測方法，進一步包括：如果起飛前和降落後所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力之差大於100PSI，確定所述機組氧氣系統的性能變壞。
    [4] 根據請求項2所述的檢測方法，進一步包括：如果起飛前和降落後所述氧氣瓶中氧氣滲漏率大於48PSI/天，確定所述機組氧氣系統的性能變壞。
    [5] 根據請求項1所述的檢測方法，進一步包括：通過所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力Ps與所述氧氣瓶的安裝時間to的統計關係，確定擬合曲線的斜率。
    [6] 根據請求項5所述的檢測方法，進一步包括：所述擬合曲線的斜率β2按如下公式計算： 其中，t o-avg 為to的均值；P s-avg 為Ps的均值；n為採樣點的個數。
    [7] 根據請求項1所述的檢測方法，進一步包括：計算一定間隔時間的一組滾動平均滲漏率；將所計算的所述組滾動平均滲漏率與作為對照的另一組滾動平均滲漏率比較；以及判斷是否有顯著的變化。
    [8] 根據請求項7所述的檢測方法，進一步包括：計算的所述組滾動平均滲漏率的變異數與作為對照的另一組滾動平均滲漏率的變異數；以及根據所述組滾動平均滲漏率的變異數與作為對照的另一組滾動平均滲漏率的變異數之比所套用F檢定判斷是否有顯著差異。
    [9] 根據請求項7所述的檢測方法，其中所述間隔時間大於24小時。
    [10] 根據請求項7所述的檢測方法，其中所述組滾動平均滲漏率為2-4天內的所述組滾動平均滲漏率。
    [11] 根據請求項1所述的檢測方法，進一步包括：基於大氣溫度和駕駛艙溫度得出所述氧氣瓶中氧氣的溫度。
    [12] 根據請求項11所述的方法，其中：所述氧氣瓶中氧氣的溫度按如下公式計算： 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。
    [13] 根據請求項12所述的檢測方法，其中：k1大於k2。
    [14] 根據請求項12所述的檢測方法，其中：k1=k2=1。
    [15] 根據請求項1所述的檢測方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取起飛前第一時間的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [16] 根據請求項15所述的檢測方法，其中：所述第一時間為1分鐘。
    [17] 根據請求項1所述的檢測方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取起飛前1分鐘、起飛前30秒和起飛時的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [18] 根據請求項1所述的檢測方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取降落後第二時間的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [19] 根據請求項1所述的檢測方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取降落後所述第二時間、所述第二時間加30秒和所述第二時間加60秒時所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [20] 根據請求項19所述的檢測方法，其中：所述第二時間為1小時。
    [21] 根據請求項19所述的檢測方法，其中：如果飛機降落後到再次起飛的間隔時間小於所述第二時間，則獲取再次起飛前所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [22] 一種機組氧氣訊息的生成方法，包括：獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；以及根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息。
    [23] 根據請求項22所述的方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取起飛前第一時間的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [24] 根據請求項23所述的方法，其中：所述第一時間為1分鐘。
    [25] 根據請求項24所述的方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取起飛前1分鐘、起飛前30秒和起飛時的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [26] 根據請求項22所述的方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取降落後第二時間的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [27] 根據請求項22所述的方法，其中：所述獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度的步驟包括：獲取降落後所述第二時間、所述第二時間加30秒和所述第二時間加60秒時所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [28] 根據請求項27所述的方法，其中：所述第二時間為1小時。
    [29] 根據請求項27所述的方法，其中：如果飛機降落後到再次起飛的間隔時間小於所述第二時間，則獲取再次起飛前所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度。
    [30] 一種機組氧氣系統性能的檢測系統，包括：機組氧氣壓力資料獲取裝置；機組氧氣訊息生成裝置，其根據機組氧氣壓力資料獲取裝置獲取的所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力以及大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息，並且所述機組氧氣訊息通過機組氧氣訊息傳輸裝置轉發；以及機組氧氣壓力資料處理裝置，其接收機組氧氣訊息，得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力，並由此確定所述機組氧氣系統的性能。
    [31] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料獲取裝置包括安裝在所述機組氧氣系統高壓段的壓力感測器。
    [32] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣訊息生成裝置是飛機資料系統或其一部分。
    [33] 根據請求項32所述的系統，其中：所述機組氧氣訊息生成裝置是空中巴士公司的ACMS系統或者波音公司的AHM系統或其一部分。
    [34] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料處理裝置判斷起飛前和降落後所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力之差大於100PSI，從而確定所述機組氧氣系統的性能變壞。
    [35] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料處理裝置判斷起飛前和降落後所述氧氣瓶中氧氣滲漏率大於48PSI/天，從而確定所述機組氧氣系統的性能變壞。
    [36] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料處理裝置通過所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力Ps與所述氧氣瓶的安裝時間to的統計關係，確定擬合曲線的斜率。
    [37] 根據請求項36所述的系統，其中：所述擬合曲線的斜率β2按如下公式計算： 其中，T o-avg 為to的均值；P s-avg 為Ps的均值；n為採樣點的個數。
    [38] 根據請求項30所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料處理裝置計算一定間隔時間的一組滾動平均滲漏率，並將所計算的所述組滾動平均滲漏率與作為對照的另一組滾動平均滲漏率比較，以判斷是否有顯著的變化。
    [39] 根據請求項38所述的系統，其中：所述機組氧氣壓力資料處理裝置計算的所述組滾動平均滲漏率的變異數與作為對照的另一組滾動平均滲漏率的變異數；並且，確定所述組滾動平均滲漏率的變異數與作為對照的另一組滾動平均滲漏率的變異數之比所套用F檢定是否有顯著差異。
    [40] 根據請求項38所述的系統，其中所述間隔時間大於24小時。
    [41] 根據請求項38所述的系統，其中所述組滾動平均滲漏率為2-4天內的所述組滾動平均滲漏率。
    [42] 一種機組氧氣系統性能檢測系統，包括：壓力感測器，其測量機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力；ACMS系統的飛機綜合資料系統AIDS的資料管理單元DMU或其一部分，其用來獲取所述機組氧氣系統中所述氧氣瓶的氧氣壓力以及大氣溫度和駕駛艙溫度，生成機組氧氣訊息，所述機組氧氣訊息利用飛機通信定址與訊息系統ACARS轉發；伺服器，接收來自所述ACARS系統的所述機組氧氣訊息，得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力，並由此確定所述機組氧氣系統的性能。
    [43] 一種機組氧氣系統的維修方法，包括獲取所述機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力、大氣溫度和駕駛艙溫度；根據所獲取的所述氧氣瓶的氧氣壓力、所述大氣溫度和所述駕駛艙溫度產生機組氧氣訊息；接收所述機組氧氣訊息，並得出所述氧氣瓶中氧氣在標準溫度下的壓力；確定所述機組氧氣系統的性能是否變差；以及回應於所述機組氧氣系統的性能變差，安排對所述機組氧氣系統進行維修。
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