CN100503369C - 检测飞行器发动机中燃料泄漏的方法和执行该方法的系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的方法，包括：(a)确定每个飞行器发动机的燃料消耗(L240、L244)；(b)将每个发动机的消耗与其它飞行器发动机的消耗相比较(38)；(c)确定具有较大燃料消耗比率的发动机(35、45)；(d)确定所述发动机相对于其它发动机的过度消耗比率(Q240、Q244)(38、48)；(e)检查过度消耗是否由泄漏造成(51-56)；和(f)如果步骤(e)被证实，则触发警报(59)。还披露了一种检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的系统，包括用于执行所述方法的机载计算机。

Description

检测飞行器发动机中燃料泄漏的方法和执行该方法的系统

技术领域

本发明涉及一种用于检测和定位飞行器发动机中燃料泄漏的方法。该方法能够用于检测多发动机型飞行器的其中一个发动机中出现的泄漏，并确定受该泄漏影响的发动机。本发明还涉及一种执行该方法的系统。

本发明适用于航空学，并且尤其适用于检测飞行器中的燃料泄漏。

背景技术

在航空学中，重要的是能够确定发动机燃料供应回路中出现的燃料泄漏。未检测到的燃料泄漏可对飞行器的飞行计划造成问题，尤其当飞行器在远离任何改航机场的区域飞行时。为了解决该问题，大多数飞行器配备有自动燃料泄漏检测系统。该系统具有多个量具，每个量具位于飞行器的燃料箱中，并能够随时测量机载燃料量。该系统还包括用于每个发动机的流量计，通过流量计，能够知道燃料进入发动机的流量，并且通过该信息，推断由每个发动机消耗的燃料量。通过对从飞行开始起由机载燃料量变化计算出的第一消耗值(由飞行器的量具给出)与从飞行开始起由发动机流量计计算出的第二消耗值(所有发动机的总和)的比较能够检测燃料泄漏是否存在。换句话说，该系统确定第一消耗值与第二消耗值之间的差值。该差值应为零。如果该差值不为零，则意味着在飞行器上存在燃料泄漏。

但是，该系统仅能够用于确定流量计上游的、即在发动机的燃料箱与流量计之间的燃料供应系统中的泄漏。因此，不能用于确定位于流量计下游的其余管道系统的泄漏。

此外，该系统仅能够检测泄漏的存在。其不能用于定位泄漏。泄漏的定位随后通过飞行中的操作过程完成。泄漏的定位通过逐个隔离飞行器燃料供应回路来实现。

发明内容

本发明正是旨在克服以上说明的技术缺点，即，使得能够检测流量计下游的泄漏并识别泄漏的发动机。为此，本发明提出一种检测多发动机型飞行器——例如四个喷气发动机的飞行器——的发动机中燃料泄漏的方法。该方法基于飞行器不同发动机的燃料消耗的比较、并基于具有最高燃料消耗的发动机易于出现泄漏的考虑。然后确定系数，以便找出最高燃料消耗与其它发动机平均燃料消耗之间的比例。当该系数达到预定值时，认为存在泄漏。于是具有泄漏的发动机确定为具有最高燃料消耗的发动机。

然后能够切断该发动机的燃料供应，以便限制该泄漏的后果。

更具体地，本发明涉及一种检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的方法，该方法包括以下操作：

(a)确定飞行器的每个发动机的燃料消耗；

(b)将飞行器的每个发动机的消耗与其它发动机的消耗相比较；

(c)检测具有最大燃料消耗的发动机；

(d)确定该发动机相对于其它发动机的消耗超额比率；

(e)校验超额消耗是否来自于泄漏；和

(f)如果步骤(e)被证实，则触发警报。

本发明还可包括一个或多个以下特征：

每个发动机的燃料消耗是在第一预定时间间隔中使用的燃料量。

第一时间间隔是滑动间隔。

燃料消耗是每个发动机的燃料流量。

检查消耗超额的操作包括：将超额比率的值与超额比率的预定临界值相比较；和确定在第二预定时间间隔期间超额比率的值是否被保持。

第二时间间隔与超额比率的值成反比。

对于第一时间间隔期间使用的燃料量和对于燃料流量，同时执行操作(a)至(e)。

如果通过燃料量或通过燃料流量检测到消耗超额，则触发操作(f)。

燃料流量的临界比率值大于燃料量的临界比率值。

该方法包括通过确定受泄漏影响的发动机来定位泄漏的操作。

只有满足与飞行状态相关的一定标准时，才触发警报。

仅在发动机以相同的速度工作时，才执行操作(a)和(b)(第一标准)。

所述标准是飞行器在最小高度飞行(第二标准)。

所述标准是发动机在最小速度以上工作(第三标准)。该最小速度是在该速度以下流量过度变化的速度，从而使得检测不具有代表性。于是禁止检测。

本发明还涉及一种检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的系统，该系统执行上述方法。

该系统可包括一个或多个以下特征：

该系统安装在飞行器计算机中，并且对于每个发动机，该系统连接到发动机计算机，以便接收飞行器和每个发动机的操作状态的数据。

飞行器计算机包括逻辑电路，所述逻辑电路能够处理从发动机计算机和从飞行器计算机接收的数据。

该系统包括：用于检查飞行状态的校验电路；至少一个用于检测消耗超额比率的电路；和一个用于触发警报的电路。

本发明还涉及包括如上所述系统的飞行器。

附图说明

图1示出飞行器计算机中的用于确定预定时间间隔期间发动机燃料消耗系数的电子电路。

图2示出飞行器计算机中的用于执行本发明方法的检查飞行状态的电子电路。

图3示出用于检测具有最高消耗的发动机的消耗系数的电子电路。

图4示出用于确定具有最高燃料流量的发动机的燃料流量系数的电子电路。

图5示出利用图3和4的电路中确定的消耗系数等系数触发警报的电子电路。

具体实施方式

本发明提出检测飞行器发动机中出现泄漏并定位该泄漏的方法和系统。该系统可安装在多发动机飞行器、即包括多个发动机例如四个发动机的飞行器的计算机中。该系统执行本发明的方法，本发明的方法将通过对形成本发明的系统的电路的说明进行描述。

本发明的检测和定位系统包括相互连接并从飞行器的每个发动机计算机、或FADEC以及其它计算机接收数据的电子电路。这些电子电路设置成用于处理该数据，以确定飞行器每个发动机的燃料消耗，并且若有的话、据此推断其中一个发动机中是否出现泄漏。

图1至5中示出本发明系统的不同电子电路。更具体地，图1示出一种电子电路，该电子电路位于发动机计算机中，并且能够确定预定的第一时间间隔期间该发动机的燃料消耗。换句话说，图1的该电路用于确定在第一时间间隔期间由与该电路相关的发动机使用的燃料量。在第一时间间隔期间使用的燃料量提供了发动机消耗的第一评估模式。如以下将看到的那样，发动机的燃料流量提供了发动机燃料消耗的另一评估模式。

第一预定时间间隔例如是五分钟间隔。间隔长度特别选择为飞行器特性、发动机的数量和这些发动机的特性的函数。该第一时间间隔是在计算瞬间之前五分钟窗口中的滑动间隔，即燃料消耗以实时的方式重新评估。

图1的电子电路1是存在于大多数发动机计算机中一种已知电路。因此，在此的描述仅用于说明由本发明系统使用的某些数据段源。

由图1的电路确定的第一时间间隔期间消耗的燃料量被称为标记240并被表示为L240。由每个发动机计算机确定每个发动机的该标记240。在300秒(即五分钟)的确认时间期间，考虑以下标准确定该标记240：

(c1)发动机FMV(燃料计量阀)的校准：确定FMV没有校准误差，即检查确保燃料进入发动机的计量单元的位置是否对应于流量计的值；如果情况不是如此，则存在校准误差。电机发动机持续检查FMV的给出位置是否确切地对应于由流量计给出的流量值。如果存在x％的误差，则发动机计算机指示FMV的校准问题。

(c2)发动机的点火状态(检查发动机是否确切地在运转)。

(c3)发动机燃料流量信息有效。

(c4)节流控制杆(TRA或油门解析仪角度)的位置信息有效。

(c5)TRA控制杆的位置：控制杆能够根据发动机速度处于多个位置；在本发明的方法中，检查该控制杆是否处于MCL位置，即用于自动导航的位置，从而确保飞行器的所有发动机处于相同的发动机速度。

标以10的AND逻辑门用于确定c1至c5所有这些标准是否被校验。如果甚至c1至c5这些标准中只有一个未被校验，并且如果在第一时间间隔(例如300秒)期间确认出这种情形，则在步骤13将标记240设定在值NCD，即认为不可计算。相反，如果满足所有这些标准并且在该第一时间间隔期间得到确认，则可确定标记240，并且在该情况下，在步骤14将参数L240设定在值NOP，即认为要进行计算并且对计算的其余部分有效。

当所有这些标准被校验时，则作为燃料流量值的函数，电路11及时计算每个点的值L240。该值L240在步骤12获得并被发送到图2的电子电路2。

本发明的系统的电路2设置用于校验飞行器计算机中的逻辑系统的启动。该校验电路2目的在于检查执行本发明方法所需的所有标准是否都得以校验。

为此，在步骤21，电路2接收每个发动机的标记240的状态信息。在描述的示例中，该飞行器是四个喷气发动机的飞行器，因此具有标以1、2、3和4的四个发动机。附图标记21表示用于发动机1、发动机2、发动机3和发动机4的值为NOP的标记240。如果这些标记240中没有一个是无效的，则利用一组逻辑门28和26推断能够在步骤27启动泄漏检测逻辑系统。

同时，在步骤22，电路2接收每个发动机的标记244的状态。标以L244的标记244对应于每个发动机1、2、3和4的燃料流量。如以上说明的那样，每个发动机的燃料流量是发动机消耗的评估模式。每个发动机的燃料流量由发动机的流量计给出。因此，发动机的燃料消耗通过例如五分钟内消耗的燃料量或流量来估算。如以下将更清楚看到的那样，平行计算燃料消耗的这两种评估模式，并且对于它们的使用取决于所检测的泄漏的大小。具体地，当泄漏微小时，泄漏的估计和定位基于由标记240给出的信息，如果泄漏较大，则泄漏的估计和定位基于标记244给出的信息。

因此电路2从每个发动机接收标记244，并且利用一组逻辑门29和26校验出所有的标记244为值NOP，即能够为每个发动机确定标记244。如标记240的情况那样，如果其中一个发动机的其中一个标记244无效，则中断本发明的方法。相反，如果所有的标记244有效，则能够通过在步骤27启动泄漏检测逻辑系统来继续该方法。

在输入23处，电路2接收飞行器的高度值。飞行器的高度Z也是该方法在步骤27继续的标准。因此，认为高度需要等于或大于例如29000英尺的最小巡航高度。实际上，经常出现当高度低于29000英尺时，即使发动机以相同的速度运转，但是因为电子电路、液压回路等的动力抽头情况，所以流量也存在差异。从而，当低于该最小高度时，在本发明方法中禁止燃料泄漏检测。

在输入24处，电路2从每个发动机接收标记346。该标记346对应于每个发动机的低压压缩机的速度。实际上，如果低压压缩机处于怠速，则意味着飞行器在下降。因此，如果低压压缩机怠速运转并且如果飞行器的高度低于例如等于29000英尺的高度Z，则这确认出飞行器正在下降。并且如果在例如等于600秒的时间25期间确认以上情况，则利用一组逻辑门20和26，从该情形推断出不能在步骤27启动泄漏检测逻辑系统。

因此，图2的电路2使得当在27处启动逻辑系统时，能够确保该方法将考虑可比较的燃料消耗值，因为原则上如果所有的发动机操作正常，则这些燃料消耗值相等。但是必须指出的是，如同任何发动机一样，取决于发动机的使用年限、由于技工导致的不确定性、发动机研发标准、动力抽头(液压回路、电子电路和空气)等，所以消耗可能因发动机不同而变化。这些与泄漏无关的变化较低，在15％至20％的范围内。

当在步骤27启动泄漏检测逻辑系统时，该方法在相应的图3和4中的电路3和4中继续。

图3示出用于确定具有最高燃料消耗的发动机的消耗超额系数的电子电路3。该电路3在输入31、32、33和34处分别接收发动机1、2、3和4的标记240的值。换句话说，在输入31处，该电路3接收由发动机1在五分钟内使用的燃料量，在输入32处，该电路3接收由发动机2在五分钟内使用的燃料量等等。一组逻辑元件36用于将每个发动机的标记240的值与其它发动机的标记240的值相比较。从而，确定出最高的标记240的值，因此，从五分钟内使用的燃料量的角度，确定出具有最高消耗的发动机。当确定出该发动机时，能够在飞行器座舱的屏幕上显示消息。标以35的该消息给出具有最高标记240的发动机的编号。例如，如果发动机编号4具有最高标记240，则信息35为N240＝4。

在步骤37中，也使用该比较结果，以确定也称为消耗超额比率并标以Q240的消耗超额系数。该消耗超额系数Q240对应于通过用具有最高标记240的发动机的标记240的值除以其它标记240的平均值获得的值。例如，如果发动机1、2和3具有等于200的标记240，并且如果发动机4具有等于400的标记240，则系数Q240等于200％，这意味着发动机4的标记240是发动机1、2和3的平均标记240的两倍大。该系数Q240的值在步骤38获得，然后被传送到警报触发电路5。

与系数Q240的计算平行，由图4的用于确定消耗超额系数的电路4确定系数Q244。该电路4在输入41、42、43和44处分别接收发动机1、2、3和4的标记244的值。换句话说，在输入41处，该电路4接收发动机1的燃料流量，在输入42处，该电路4接收发动机2的燃料流量等等。一组逻辑元件46用于将每个发动机的标记244的值与其它发动机的标记244的值相比较。从而，确定最高的标记244的值，因此确定出具有最高燃料流量的发动机。当确定出该发动机时，能够在飞行器座舱的屏幕上显示消息。标以45的该消息给出具有最高标记244的发动机的编号。例如，如果发动机编号4具有最高标记244，则信息45为N244＝4。

在步骤47中，也使用该比较结果，以根据燃料流量确定标以Q244的消耗超额系数。该消耗超额系数Q244对应于通过用具有最高标记244的发动机的标记244的值除以其它标记244的平均值而获得的值。该系数Q244的值在步骤48获得，然后被传送到警报触发电路5。

电路3和4除了它们考虑不同的燃料消耗值以外，其他相同，例如，对于电路4，由每个发动机1、2、3、4的流量计直接测量燃料流量，而对于电路3，测量由发动机1、2、3和4在第一时间间隔期间使用的燃料量。

图5示出警报触发电子电路5。该电子电路5考虑了电路2、3和4的结果。更具体地，电路5在输入处接收以下信息：

输入27：其接收确认能够启动检测逻辑系统的数据段；

输入38：其接收消耗超额系数Q240的值；

输入48：其接收消耗超额系数Q244的值；

在输入38处接收的系数Q240通过比较器51与认为要泄漏的临界系数值或临界比率RS1相比较。例如，该临界比率可以是1.25，这意味着，从25％的系数Q240向上，则认为有泄漏并必须发出警报。如果系数Q240大于1.25，则在步骤55中，该方法校验该信息在确认周期t1期间保持有效。取决于系数Q240的百分比，该确认周期t1可变化。例如，如果百分比在25％与50％之间，则该确认周期t1可以是88分钟，而如果百分比在51％与80％之间，则该确认周期t1可以是60分钟。优选地，该确认时间至少为标记240的第一时间间隔(即五分钟)的2.5倍，使得可对至少两个标记240进行该确认。

同时，在输入48处接收的系数Q244通过比较器52与大于临界值RS1的临界比率的值RS2相比较。例如，该临界比率RS2可以等于4。这意味着，如果所考虑的发动机的燃料流量是其它发动机平均流量的4倍大，则认为有泄漏并必须发出警报。如果系数Q244大于4，则在步骤54中，该方法检查该信息保持有效是否持续了某一确认周期t2。对于系数Q244，该确认周期t2优选为固定的，例如等于4分钟。

这些校验步骤55和54的输出连接到OR逻辑门56。一旦从OR门接收到与出现泄漏有关的数据段，并且如果启动了泄漏检测逻辑系统(步骤27)，则能够在步骤59发出警报信号。相反，如果确定在步骤27不应启动检测逻辑系统，则不触发警报。

本发明的方法提出考虑与燃料流量相对应的系数Q244，或与某一时间间隔期间使用的燃料量相对应的系数Q240。当泄漏量大时，例如在不到一小时内有3至5吨数量级的燃料泄漏，则没必要在长的飞行时间上平滑可能的燃料差值。该方法也用于直接通过流量确定泄漏量，因为在该情况下，能够在不到一小时的飞行中作出检测。

在本发明的方法中，认为从所考虑的发动机与其它发动机的平均值之间的燃料消耗差值的某一百分比开始，可取代在某一时间间隔中使用的燃料量，直接考虑流量。实际上，在消耗超额的某一百分比以下，例如20％至30％的量级，遭受的损失太小而不能直接通过流量计算。如以上说明的那样，某些外部标准对燃料流量有影响，从而当泄漏小时，系数Q244的可靠性较低。相反，在比较之前通过累加一定的燃料量来平滑差值，由于在某一时间间隔上计算系数Q240，所以该系数Q240具有高的可靠性。这正是本发明的方法使用有规律更新的标记240的原因。

Claims (19)

1.一种用于检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的方法，其特征在于，该方法包括以下操作：

(a)确定飞行器的每个发动机的燃料消耗(L240、L244)；

(b)将每个发动机的消耗与飞行器的其它发动机的消耗相比较(38)；

(c)检测具有最大燃料消耗的发动机(35、45)；

(d)确定该发动机相对于其它发动机的消耗超额比率(Q240、Q244)(38、48)；

(e)校验超额消耗是否来自于泄漏(51-56)；和

(f)如果步骤(e)被证实，则触发警报(59)。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，每个发动机的燃料消耗是在第一预定时间间隔中使用的燃料量(L240)。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，第一时间间隔是滑动间隔。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，燃料消耗是每个发动机的燃料流量(L244)。

5.如权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，检查消耗超额的操作包括：

将超额比率的值(Q240、Q244)与超额比率的预定临界值(RS1、RS2)相比较(51、52)；和

确定在第二预定时间间隔(t1、t2)期间超额比率的值是否被保持。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，第二时间间隔与超额比率的值成反比。

7.如权利要求2或4所述的方法，其特征在于，对于第一时间间隔期间使用的燃料量和对于燃料流量，同时执行操作(a)至(e)。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，如果通过燃料量或通过燃料流量检测到消耗超额(56)，则触发操作(f)。

9.如权利要求7所述的方法，其特征在于，燃料流量的临界比率值(RS2)大于燃料量的临界比率值(RS1)。

10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，该方法包括通过确定受泄漏影响的发动机来定位泄漏的操作(35、45、58)。

11.如权利要求1所述的方法，其特征在于，只有满足与飞行状态相关的一定标准时(27)，才触发警报。

12.如权利要求1所述的方法，其特征在于，仅在发动机以相同的速度工作时，才执行操作(a)和(b)。

13.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述标准是飞行器在最小高度飞行(23)。

14.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述标准是发动机在最小速度以上工作(c5)。

15.一种检测和定位多发动机型飞行器的发动机中燃料泄漏的系统，其特征在于，该系统包括执行根据权利要求1至14中任一项所述的方法的逻辑电路(2、3、4、5)。

16.如权利要求15所述的系统，其特征在于，该系统安装在飞行器计算机中，并且对于每个发动机，该系统连接到发动机计算机，以便接收飞行器和每个发动机的操作状态的数据。

17.如权利要求15和16中任一项所述的系统，其特征在于，所述逻辑电路(2、3、4、5)能够处理从发动机计算机和从飞行器计算机接收的数据。

18.如权利要求15所述的系统，其特征在于，所述逻辑电路(2、3、4、5)包括：

用于检查飞行状态的校验电路(2)；

至少一个用于检测消耗超额比率的电路(3、4)；和

用于触发警报的电路(5)。

19.一种多发动机型飞行器，其特征在于，该飞行器包括如权利要求15至18所述的系统。

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