CN104340369A - 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法 - Google Patents

飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104340369A
CN104340369A CN201310313876.7A CN201310313876A CN104340369A CN 104340369 A CN104340369 A CN 104340369A CN 201310313876 A CN201310313876 A CN 201310313876A CN 104340369 A CN104340369 A CN 104340369A
Authority
CN
China
Prior art keywords
apu
lubricating oil
oil temperature
oil cooler
performance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201310313876.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104340369B (zh
Inventor
顾祝平
丁慧锋
郑逢亮
吴家驹
陈磊
黄磊
章海龙
王炳正
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Air China Ltd
Original Assignee
Air China Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Air China Ltd filed Critical Air China Ltd
Priority to CN201310313876.7A priority Critical patent/CN104340369B/zh
Priority to US14/338,568 priority patent/US9689311B2/en
Priority to SG10201404347SA priority patent/SG10201404347SA/en
Priority to EP14178342.3A priority patent/EP2829696B1/en
Priority to KR1020140094106A priority patent/KR102003896B1/ko
Priority to AU2014206180A priority patent/AU2014206180B2/en
Priority to CA2857795A priority patent/CA2857795C/en
Priority to TW103125399A priority patent/TWI619645B/zh
Priority to JP2014151058A priority patent/JP6205318B2/ja
Publication of CN104340369A publication Critical patent/CN104340369A/zh
Priority to HK15102542.2A priority patent/HK1202100A1/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104340369B publication Critical patent/CN104340369B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M5/00—Heating, cooling, or controlling temperature of lubricant; Lubrication means facilitating engine starting
    • F01M5/002—Cooling
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M11/00—Component parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart from, groups F01M1/00 - F01M9/00
    • F01M11/10—Indicating devices; Other safety devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明涉及一种辅助动力单元APU滑油冷却器的性能检测方法，包括：获取一时间段内APU报文；根据所述APU报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；以及根据所述修正后滑油温度OT相对于时间的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，或故障期。

Description

飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法
技术领域
本发明涉及一种飞机部件性能的监控方法，特别地，涉及一种飞机辅助动力单元滑油冷却器的监控方法。 
背景技术
机载辅助动力单元（Airborne Auxiliary Power Unit），简称辅助动力单元APU，是安装在飞机尾部的一台小型涡轮发动机。APU的主要功能是提供电源和气源，也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。具体来说，飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面电、气源车来发动飞机。在地面时，APU还提供电力和压缩空气保证客舱和驾驶舱内的照明和空调。在飞机起飞时，APU可作为备用电源使用。在飞机降落后，仍由APU供应电力照明和空调。APU的功能决定了其运行的稳定性直接关系到飞机的飞行成本和服务质量。 
APU滑油冷却器是APU的重要部件,其性能的好坏直接影响APU的运行。滑油冷却器运行不良很可能导致APU停车，甚至飞机停飞。一旦出现停飞，事后的维护和检修成本很高。APU滑油冷却器现有的维护方式有两种。一种方式是周检，也就是每周对滑油温度进行计算，检查是否超过限定滑油温度。但是，此种方法对滑油超温有可能会发生漏检，无法避免APU停车事故的发生。另一种方式是依据可靠性统计数据对滑油冷却器进行定期检查。虽然此种方法可以有效的预防APU因滑油冷却器性能下降导致的APU停车，但固定期限更换或维护，消耗航材成本较多，也不利于降低维修成本。 
因此，本领域存在一种对于有效监控APU滑油冷却器性能方法的需求，使得系统在滑油冷却器出现异常时进行报警。这样对APU滑油冷却器的故障既不会出现漏检也不会出现过度维护。 
发明内容
针对现有技术中存在的上述技术问题，根据本发明的一个方面，提出一种辅助动力单元APU滑油冷却器的监控方法，包括：获取一时间段内APU报文；根据所述APU报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；以及根据所述修正后滑油温度OT相对于时间的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，或故障期。 
如上所述的方法，其中确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，或故障期的步骤包括：响应于所述变化趋势小于衰退阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期；响应于所述变化趋势大于所述衰退阈值且小于故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于衰退期；以及响应于所述变化趋势大于所述故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于故障期。 
如上所述的方法，进一步包括：确定所述APU滑油冷却器处于稳定期时所述修正后滑油温度OT相对于时间的稳定变化趋势；其中，所述衰退阈值大约为所述稳定变化趋势的1.5-2.5倍，故障阈值大约为所述稳定变化趋势的5-7倍。 
如上所述的方法，其中，所述衰退期进一步包括严重衰退期，严重衰退阈值介于衰退阈值与故障阈值之间，响应于所述变化趋势大于严重衰退阈值且小于所述故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于严重衰退期；其中所述方法进一步包括：确定所述APU滑油冷却器处于稳定期时所述修正后滑油温度OT相对于时间的稳定变化趋势；其中，所述严重衰退阈值大约为所述稳定变化趋势的2.5-5倍。 
如上所述的方法，进一步包括：所述时间为APU在翼时间TSR。 
如上所述的方法，其中所述时间段约为5-10天。 
如上所述的方法，其中在所述时间段内获取大约20-30个APU报文。 
如上所述的方法，其中所述APU报文经触发以获取APU负载处于峰值时的所述运行参数。 
如上所述的方法，其中多个所述APU报文经触发以获取相同APU负载下的所述运行参数。 
如上所述的方法，进一步包括：响应于所述滑油温度OTA超过第一门限值，输出告警信号。 
如上所述的方法，进一步包括：响应于所述修正后滑油温度OT超过第二门限值，输出告警信号。 
如上所述的方法，进一步包括：计算所述时间段内所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ；确定根据下一个与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度OTnext；以及响应于OTnext大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ，确定根据再下一个与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度OTnext+1是否同样大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ；响应于 根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续同样地大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，发出告警；其中n为2-5，Z为3-5。 
如上所述的方法，响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度介于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ之间，重新计算所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ。 
如上所述的方法，响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续同样地大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，重新计算所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ。 
如上所述的方法，其中所述偏差指数δ为标准方差。 
如上所述的方法，其中所述n的取值为2或3。 
如上所述的方法，其中所述Z的取值为3。 
如上所述的方法，进一步包括：响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续大于AVG+nδ超过预定次数Z，发出滑油冷却器告警。 
如上所述的方法，进一步包括：响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，发出传感器告警。 
如上所述的方法，进一步包括：估计滑油传感器出现故障的时间。 
根据本发明的另一个方面，提出一种飞机辅助动力单元APU滑油冷却器的性能监控装置，包括：报文获取与解析单元，其获取一时间段内APU报文，根据所述报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运 行参数包括：APU在翼时间TSR、滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；温度修正单元，其通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；以及性能监控单元，其根据所述修正后滑油温度OT相对于APU在翼时间TSR的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。 
根据本发明的另一个方面，提出一种飞机辅助动力单元APU滑油冷却器的性能监控装置，包括：处理器；以及与处理器相连的存储器，其存储计算机可读代码；所述计算机可读代码在所述处理器上运行以执行以下步骤：获取一时间段内APU报文；根据所述报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：APU在翼时间TSR、滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；根据所述修正后滑油温度OT相对于APU在翼时间TSR的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。 
附图说明
下面，将结合附图对本发明的优选实施方式进行进一步详细的说明，其中： 
图1示出了根据本发明的一个实施例的飞机APU滑油冷却器的结构示意图； 
图2示出了图1中滑油冷却器的内部结构及工作原理示意图； 
图3示出了空客公司的A13报文的一个实例； 
图4a-图4c示出了根据本发明的一种实施例的滑油温度的修正过程， 其中，图4a为修正前的滑油温度OTA，图4b为表征外界温度的负载压气机进口温度LCIT，图4c为修正后的滑油温度OT； 
图5a-图5c示出了根据本发明的一个实施例的APU滑油冷却器性能变化，其中，图5a为APU滑油冷却器性能变化曲线的示意图，图5b为使用前期性能数据的统计趋势图，图5c为使用后期性能数据的统计趋势图，图5d滑油冷却器长期性能数据的统计趋势图； 
图6示出了根据本发明的一个实施例的APU滑油冷却器性能的检测方法的流程图； 
图7示出了根据本发明的一个实施例的APU滑油冷却器性能的检测方法的流程图； 
图8示出了根据本实施例的方法检测到的一次滑油温度上升跃变；以及 
图9示出了根据本发明的一种实施方式的APU滑油冷却器的性能监控装置。 
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。 
在以下的详细描述中，可以参看作为本申请一部分用来说明本申请的特定实施例的各个说明书附图。在附图中，相似的附图标记在不同图式中描述大体上类似的组件。本申请的各个特定实施例在以下进行了足够详细 的描述，使得具备本领域相关知识和技术的普通技术人员能够实施本申请的技术方案。应当理解，还可以利用其它实施例或者对本申请的实施例进行结构、逻辑或者电性的改变。 
参考图1和2，图1示出了根据本发明的一个实施例的飞机APU滑油冷却器的结构示意图。图2示出了图1中滑油冷却器的内部结构及工作原理示意图。如图所示，滑油冷却器100包括滑油冷却器壳体10以及滑油油路组件20。滑油冷却器壳体10具有冷却空气入口11以及冷却空气出口12。滑油油路组件20包括滑油进口21、滑油出口22、旁通阀23、检查阀24、放油塞25，以及散热油路26。冷却空气从冷却空气入口11进入壳体10中，穿过壳体10内部的散热油路26后通过冷却空气出口12进入大气。在润滑油泵的作用下，高温滑油经过滑油进口21进入壳体10内的散热油路26中。由于滑油温度高于冷却空气温度，在壳体内部发生热交换，滑油温度得以降低。 
当旁通阀23打开时，滑油可以不经过散热油路26。这样可使滑油温度迅速提高，可以用于在启动时迅速提高APU温度，使APU尽快进入最佳工作状态。检查阀24用于检查滑油冷却器时关闭滑油进口21。放油塞25用于更换滑油。 
为了实现对APU滑油冷却器性能的检测，需要监视其运行状态，实时获取滑油冷却器运行的相关数据。这种数据获取一般通过飞机制造商提供的数据系统进行。例如，空客的Aircraft Condition Monitoring System（ACMS）系统以及波音公司的Aircraft Heath Monitor(AHM)系统。这些系统的一个特点就是可以实时监测飞机的运行数据，同时，当满足一定的触发条件时，自动生成包含一系列数据信息的报文。根据获得的APU滑油冷却器性能的数据，从其性能参数的变化着手，通过对表征其功能的某 些量进行连续测量，可以取得APU滑油冷却器性能的退化数据。利用退化数据对APU滑油冷却器性能的退化过程进行分析，就可以对其可靠性做出评定。 
根据本发明的一个实施例，APU的相关运行数据可以利用飞机数据系统（例如ACMS或AHM系统）获取并体现在生成的相关报文中。这类报文信息可以通过飞机通信寻址与报告系统（ACARS Aircraft Communications Addressing and Reporting System）系统传输至地面，并进一步分发到不同航空公司的服务器上。根据本发明的一个实施例，APU报文也可以通过航空电信网（ATN Aviation Telecommunication Network）的通信装置或系统传输。 
实际上，对于现有的飞行数据系统而言，APU的性能监视是已有的项目，因此，可以利用对应的APU报文，并通过ACARS或ATN传输到地面。例如，空客公司的A13报文，即（APU MES/IDLE REPORT），或者波音公司的APU报文就是这样的APU报文的实例。但是，这些监视的数据并没有被用于APU滑油冷却器性能的衰退期检测。 
在以下实施例中，以空客公司的A13报文为实例进行说明本发明利用APU报文进行滑油冷却器性能监控的方法。波音公司APU报文的处理与此类似。 
图3示出了空客公司的A13报文的一个实例。如图所示，A13报文主要包含了4部分信息，分别为：报头、APU履历信息、启动飞机发动机的运行参数及APU启动参数。 
报头由CC和C1段组成，主要包含了飞机的航班信息、报文产生航段阶段、引气活门状态、总温（即外界温度）等信息。APU履历信息由E1段组成包括APU序号、运行时间和循环等信息。启动飞机发动机的运 行参数由N1至S3段组成；其中N1、S1表示的是启动第一台飞机发动机时的运行情况，N2、S2表示启动第二台飞机发动机时的运行情况，N3、S3为APU启动发动机完成后APU慢车时的情况。 
A13报文中包括了多项与APU运行状况相关的参数。其中，滑油冷却器的运行状况主要通过一定APU在翼时间（TSR）的滑油温度（OTA）与负载压气机进口温度（LCIT）表征。 
根据图1和图2所表示出的滑油冷却器的工作原理可以看出，滑油冷却器通过引入冷却空气使滑油向外界散热，所以滑油温度受外界温度影响较大。因此，直接测得的滑油温度（OTA）数据不能客观表征滑油冷却器的运行状况，需要通过外界温度对其进行修正。 
由前文描述可知，飞机APU通过带动负载压气机压缩空气为飞机发动机提供气源。由于负载压气机吸入的空气来自外界大气，与滑油冷却器冷却空气的来源相同，所以报文中的负载压气机进口温度（LCIT）就保证了表征外界温度。因此，负载压气机进口温度（LCIT）可以用于修正直接监测到的滑油温度。根据本发明的一种实施例，修正后的滑油温度可通过修正公式OT=OTA-LCIT得出，其中OT表示修正后的滑油温度。 
图4a-图4c示出了根据本发明的一种实施例的滑油温度的修正过程。其中，图4a为修正前的滑油温度OTA；图4b为表征外界温度的负载压气机进口温度LCIT；图4c为修正后的滑油温度OT。 
如图4a所示，修正前的滑油温度OTA变化并没有规律。从图4b可以看出，负载压气机进口温度LCIT的变化趋势与修正前的滑油温度OTA的变化趋势基本相同。参考图4c，经过修正后的滑油温度OT的呈现出一定的缓慢规律变化，这反映出滑油冷却器的性能变化。 
滑油冷却器的性能变化遵循一定规律：在使用前期和中期，滑油冷却 器的性能较为稳定，而在后期会出现性能的退化，直至故障。随着使用时间的增加，由于飞机APU滑油冷却器性能逐渐退化，滑油温度呈上升趋势，衰退指数逐渐增加。当APU滑油冷却器性能的衰退指数比较稳定时，其性能处于稳定期；当APU滑油冷却器的性能衰退逐渐加快时，其性能进入衰退期；当超过某一个阈值时，其性能进入故障期，可能随时出现故障。当APU滑油冷却器进入故障期后，既影响APU的使用，对服务质量和飞行安全产生不利后果；又容易产生非计划性的维修，造成航班的延误和停飞。现有技术中还没有手段可以对APU滑油冷却器的性能是否进入衰退期进行检测。而本发明的某些实施例可以实现这种检测。 
对于衰退期的检测有如下好处：第一，当APU滑油冷却器处于衰退期时，发生故障的概率仍然非常低。如果选择在此时机对飞机进行检修，飞行安全和服务质量是可以得到保障的。第二，当检测到APU滑油冷却器处于衰退期后，航空公司可以适时地安排对飞机的检修，从而避免了非计划的维修，减少飞机的延误。也同时避免了按固定时限进行检修时造成的检修成本的浪费。当然，本发明的实施例也可以适用于故障期的检测。 
图5a为APU滑油冷却器性能变化曲线的示意图。根据图5a所示出的滑油冷却器性能的变化规律，通过对一定时间范围内的滑油温度进行统计分析，判断滑油冷却器中滑油温度的变化趋势，就可以实现对滑油冷却器性能的检测。图5b为使用前期性能数据的统计趋势图的一个实例。而图5c为使用后期性能数据的统计趋势图的一个实例。如图5b所示，对前期性能数据进行线性拟合后，反映其变化趋势的斜率为0.0048。而如图5c所示，对后期性能数据进行线性拟合后，反映其变化趋势的斜率快速增加，达到0.0293，接近0.03。这种斜率的变化充分反映了滑油冷却器性能的不同阶段。图5d是滑油冷却器长期性能数据的一个实例。其中，上 方部分是滑油温度OTA的变化趋势；下方部分是压气机进口温度的变化趋势；而中间部分是修正后的滑油温度OT的变化趋势。其中，竖线表示滑油冷却器更换。从图5d这一实例可以清楚地看出，在相当长的时间中，OT一直以比较固定的变化趋势（即线性拟合后的斜率）逐渐增加。但是，在经过虚线的区域后，斜率开始逐渐上升，而且上升的趋势越来越快。在逐渐进入故障区的时候，OTA已经接近红线值，此时滑油冷却器被更换。 
图6是根据本发明的一个实施例的APU滑油冷却器性能的监控方法的流程图。如图所示，本实施例的APU滑油冷却器性能的检测方法6000中，在步骤6100，通过APU报文，获取一段时间内飞机APU运行的如下信息：APU在翼时间TSR、负载压气机进口温度LCIT和滑油温度OTA。在步骤6200，利用负载压气机进口温度LCIT对滑油温度OTA进行修正，得到一段时间内修正后的滑油温度OT。 
当滑油的温度超过某一温度时，会引起APU过热，导致APU停车。因此有必要对APU滑油的实际温度进行检测。在步骤6310，将监测到的滑油温度OTA与第一门限值比较，如果超出该门限值，则输出滑油过热的告警信号。在步骤6320，将修正后的滑油温度OT与第二门限值比较，如果超出该门限值，则输出滑油严重过热的告警信号。第一和第二门限值由APU的设计决定。不同型号的飞机APU具有不同的门限值。一般而言，第一门限值比红线值低5-10度。而第二门限值可以根据第一门限值和外界气温对负载压气机进口温度的影响。一般而言，第二门限值比第一门限值低30-50度，优选40度。例如，根据本发明的一个应用实例，APU型号为APS3200时，第一门限值为135摄氏度，第二门限值为95摄氏度；而根据本发明的另一个应用实例，APU型号为131-9A时，第一门限值为162.78摄氏度，第二门限值为122.78摄氏度。 
进一步地，为了监控滑油温度的变化趋势，根据本发明的一个实施例，通过计算时间内的反映滑油温度变化的线性拟合斜率来判断APU滑油冷却器的性能。 
假设时间滚动窗口包括M个时间点，在步骤6400，以APU在翼时间TSR为横轴，修正后的滑油温度OT为纵轴，计算最近的M个点的斜率。滚动窗口的大小，即纳入计算范围的点的个数M的选择取决于多种因素，例如，测量时间的间隔以及控制策略等。越小，斜率的变化越容易受到滑油温度正常波动的影响，从而出现过多的误报，影响本发明的效果。如果过大，虽然反映滑油温度的变化趋势较为准确，但是这会降低本发明的时效性，无法及时准确地发出告警信息。因此，滚动窗口的大小对于本发明有着重要的影响。根据本发明的一个实施例，在每天测量2-3个点的前提下，M的取值约为20。根据本发明的另一个实施例，在每天测量低于或等于2个点的前提下，M的取值约为10。根据本发明的再一个实施例，在每天测量4-5点的前提下，M的取值约为30。 
根据本发明的一个实施例，APU运行数据可以通过飞机运行时下发的APU报文取得。根据本发明的一种实施方式，所需要的APU运行数据也可以通过在ACMS中自行编写的客户化报文触发逻辑，获取包含所需数据的报文而取得。其中，根据本发明的一个实施例，可以通过编写客户化报文触发逻辑，在APU负载处于峰值的情况下获取该时点APU运行数据。而根据本发明的另一个实施例，可以通过编写客户化报文触发逻辑，使得ACS在APU在相同的负载下（即出现给定的负载时）获取该时点的APU运行数据。 
根据本发明的一个实施例，为了提高本发明的斜率计算的准确性，减少传感器故障或者人为失误导致的滑油温度数据突变的影响，在计算移动 窗口内滑油温度的线性拟合线的斜率之前，还包括坏点抛弃的步骤。 
根据本发明的一个实施例，如果在移动窗口M个点中，某一点的取值大于或者小于与其最近的p个点的平均值之差大于的与其最近的p个点的标准方差的q倍，则该点不参与移动窗口中的斜率计算，其中p的取值可以为4，6，或8；q的取值2或3。 
在步骤6510，比较上一步骤中所求得的最近M个点的斜率是否超过故障阈值。如果这一斜率超过故障阈值，则在步骤6520，输出APU滑油冷却器故障告警。在步骤6610，比较上一步骤中所求得的最近M个点的斜率是否超过严重衰退阈值。如果这一斜率超过严重衰退阈值，则在步骤6620，输出APU滑油冷却器严重衰退告警。在步骤6710，比较上一步骤中所求得的最近M个点的斜率是否超过衰退阈值。如果这一斜率超过衰退阈值，则在步骤6720，输出APU滑油冷却器衰退告警。当产生下一个可获取数据时，无论之前是否输出告警信号，都将重复步骤6100，进入下一个循环。 
根据本发明的另一个实施例，通过经验数据分析该型号APU滑油冷却器处于稳定期时总体的变化趋势，而后以稳定期变化趋势为基准，进一步确定其它阈值。例如，衰退阈值为稳定期变化趋势的1.5-2.5倍，严重衰退阈值为稳定期变化趋势的2.5-5倍，故障期阈值为稳定期变化趋势的5-7倍。 
根据本发明的一个实施例，为了减少误告警和提高准确度，如果连续或短时间内出现5次的衰退告警时，才确认APU滑油冷却器的性能进入衰退期；如果连续或短时间内出现3次的严重衰退告警时，才确认APU滑油冷却器的性能进入严重衰退期；而连续或短时间内出现2次以上的故障告警时，才确认APU滑油冷却器的性能进入故障期。 
根据本发明的一个实施例，步骤6100中所需的信息可以从例如A13报文的APU报文中获取。例如，从国际航空电讯集团SITA网控制中心和中国民航数据通信公司ADCC网控制中心可以远程实时获取飞机APU运行的A13报文，通过报文解码器将所述的飞机APU运行状态A13报文解码，得到所需要的飞机APU滑油冷却器运行信息。 
如果飞机数据系统中不自动生成APU运行状态报文，则增加相应的传感器和触发条件以生成所需的APU报文。如果飞机数据系统中的已有的APU报文没有完全涵盖所需要的滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT中的一个或多个，则通过修改APU报文的生成条件，增加所缺少的一个或多个测量参数。由于APU报文可以通过ACARS或者ATN系统实时传输到航空公司的数据服务器中，因此可以实现APU性能的实时监控。当然，报文传输的方式也可以避免了人工方式的高成本和人为错误。 
根据本发明的另一个实施例，步骤6100中所需的信息可以直接从飞机数据系统中获取，而不需要生成APU报文。 
前文所述的方法监视了APU滑油冷却器运行时在一段时间内运行状态数据的变化趋势，但在其运行中还存在短时间内出现温度上升或下降跃变的运行不良情况。出现这种情况的原因主要是滑油冷却器本身出现突发的故障或者传感器失效等。根据本发明的一种实施方式，APU滑油冷却器性能监控的方法进一步包括对其性能突变的监控。 
图7是根据本发明的另一个实施例的APU滑油冷却器性能突变的检测方法的流程图。如图所示，该APU滑油冷却器性能的检测方法7000中，在步骤7100，通过获取飞机APU滑油冷却器在某一工作时间段内的运行相关数据，例如实测滑油温度OTA、负载压气机进口温度LCIT等，通过修正方法得到实际滑油温度OT。根据本发明的一种实施例，这一步 骤可以通过与上文所述的步骤6100及6200类似的方式完成。 
在步骤7200，取高值计数器与低值计数器之和个数据点之前的M个数据点对应的修正后的滑油温度OT，求其均值AVG以及标准方差δ。 
求取之前一定个数个点的均值和标准方差是为了给下一个点的判断设定变动范围，但需要去除有可能为噪点的数值。根据将在下文描述的，高值计数器和低值计数器用于记录变动超出预设范围的偏差点，当偏差点连续出现的次数没达到报警个数时，这些偏差点不计入均值和标准方差计算的样本范围内。所以，在获取M个样本时，需要将取值的指针向前移动两计数器之和个点，即取高值计数器与低值计数器之和个数据点之前的M个数据点对应的修正后的滑油温度OT。根据本发明的一个实施例，M的取值可以为20。 
在步骤7300，归零高值计数器和低值计数器。这是由于通过前面的判断，偏差点已经断开，要计算连续的偏差点的个数，就需要将计数器归零，重新计数。这种计数器可以由多种方法来实现。 
在步骤7400，判断下一个数据点对应的修正后的滑油温度OT是否大于AVG+nδ。其中，n的取值由控制策略决定，当n的取值较高时，对突变点的控制较为宽松，这样可以减少误报，但却有漏报的风险；而当n的取值较低时，对突变点的控制较为严格，这样可以防止漏报，但却可能面对频次较高的报警。一般来说，n的取值在1-5之间。根据本发明的一个实施例，n的取值为2或3。 
当步骤7400判断为是时，进入步骤7410，高值计数器+1。下一步，在步骤7420，判断高值计数器是否等于预设报警个数Z。当判断为否时，返回步骤7400。当判断为是时，说明有连续达到预设报警个数Z的滑油温度OT超出预设的正常波动范围，且温度向上方跃变，此时进入步骤 7430，发出告警，提醒检查滑油传感器是否正常，同时检查滑油冷却器是否正常。 
根据本发明的一个实施例，由于单独一次的温度跃变可能由多种原因导致，所以需要连续超过一定个数才进入报警，以排除误报。所述预设报警个数Z的取值与控制策略有关，一般取值为2-5，优选为3。 
当步骤7400判断为否时，进入步骤7500，判断下一个工作时间TSR对应的修正后的滑油温度OT是否小于AVG-nδ。其中n的取值方法如上文所述。当步骤7500判断为否时，说明该点并未超过预设的波动范围，返回步骤7100。当步骤7500判断为是时，进入步骤7510，低值计数器+1。下一步，在步骤7520，判断低值计数器是否等于预设报警个数Z。当判断为否时，返回步骤7500。当判断为是时，说明有连续达到预设报警个数Z的滑油温度OT超出预设的正常波动范围，且温度向下方跃变，此时进入步骤7530，发出告警，提醒检查滑油传感器是否正常。 
无论发生何种报警，下一步都进入步骤7600，归零高值计数器和低值计数器。这是由于当连续偏差点的个数达到预设的报警个数时，偏差点的出现已不属于偶然现象，不应该作为噪点排除。此时将计数器归零，在下一次循环至步骤7200时，将会保留这些偏差点，使其计入参照样本。此步骤结束后返回步骤7100。 
本发明中，获取飞机APU滑油冷却器运行参数与修正滑油温度的方法与方法6000一致。 
以下根据本发明应用的一个具体实例来进一步说明本发明的监控方法。 
图8示出了根据本实施例的方法检测到的一次滑油温度上升跃变的实例。如图8所示，上方部分是滑油温度OTA的变化趋势；下方部分是 压气机进口温度的变化趋势；而中间部分是修正后的滑油温度OT的变化趋势。其中，竖线表示滑油冷却器更换。从虚线所述的部分开始，修正后的滑油温度出现多个连续的高点。根据图7的方法，M的取值为20，n的取值为2，预设报警个数Z的取值为3。很容易就能发现在出现多个高点后，图7所述实施例所述的监控方法将报警，滑油冷却器的性能变坏。 
无论是通过滑油温度超过第一门限值，修正后的滑油温度超过第二门限值；还是通过修正后的滑油温度的变化趋势的变化，或者滑油温度出现跃变，都可以说明滑油冷却器的性能变坏。 
根据本发明的一个实施例，在滑油冷却器的性能变坏的情况下，通过斜率趋势，可以预测滑油冷却器出现故障的大致时间。根据本发明的一个实施例，通过非线性回归得到修正后滑油温度变化的中线，然后得出修正后滑油温度变化的标准方差，根据修正后滑油温度变化的中线和标准方差进行区域估计（即置信区间估计），得出区域的边界。其他方法的置信区间估计也可以应用于本实施例中。然后，外延得出的区域边界与修正后滑油温度的红线值的两个交点所对应的时间即为估计的滑油冷却器出现故障的时间区域。预测滑油冷却器出现故障的大致时间非常有利于安排维修计划，减少航班延误和停飞，降低维修成本和备件库存成本。 
图9示出了根据本发明的一种实施方式的APU滑油冷却器的性能监控装置。如图所示，APU滑油冷却器性能监控装置900包括报文获取与解析单元901、温度修正单元902，以及性能监控单元903。 
APU的相关运行数据通过飞机数据系统（例如ACMS或AHM系统）获取并体现在生成的相关报文中。这类报文信息可以通过ACARS系统传输至地面，并进一步分发到不同航空公司的服务器上。根据本发明的一个实施例，APU报文也可以通过航空电信网ATN的通信装置或系统传输。 报文获取与解析单元能够获取一时间段内APU报文，并解析出所需的滑油冷却器运行数据。 
根据报文获取与解析单元901得到的APU滑油冷却器的运行参数，如APU在翼时间TSR、滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT等，温度修正单元902对滑油温度进行修正。根据本发明的一个实施例，修正滑油温度的公式为：修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT。 
性能监控单元903根据所述修正后滑油温度OT相对于APU在翼时间TSR的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。监控方法可以是与前文所述的本发明的实施方式类似的方法。 
根据本发明的一个实施例，本发明还可以以APU滑油冷却器的性能监控装置的方式实施。该装置包括处理器和存储器。存储器上存储计算机可读代码。该计算机可读代码可以在处理器上执行本发明上述实施例所揭示的本发明的APU滑油冷却器的性能监控方法。 
上述实施例仅供说明本发明之用，而并非是对本发明的限制，有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明范围的情况下，还可以做出各种变化和变型，因此，所有等同的技术方案也应属于本发明公开的范畴。 

Claims (22)

1.一种飞机辅助动力单元APU滑油冷却器的性能监控方法，包括：
获取一时间段内APU报文；
根据所述APU报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；
通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：
修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；以及
根据所述修正后滑油温度OT相对于时间的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，或故障期。
2.根据权利要求1所述的方法，其中确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，或故障期的步骤包括：
响应于所述变化趋势小于衰退阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期；
响应于所述变化趋势大于所述衰退阈值且小于故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于衰退期；以及
响应于所述变化趋势大于所述故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于故障期。
3.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：
确定所述APU滑油冷却器处于稳定期时所述修正后滑油温度OT相对于时间的稳定变化趋势；
其中，所述衰退阈值大约为所述稳定变化趋势的1.5-2.5倍，故障阈值大约为所述稳定变化趋势的5-7倍。
4.根据权利要求2所述的方法，其中，所述衰退期进一步包括严重衰退期，严重衰退阈值介于衰退阈值与故障阈值之间，响应于所述变化趋势大于严重衰退阈值且小于所述故障阈值，确定所述APU滑油冷却器的性能处于严重衰退期；其中所述方法进一步包括：
确定所述APU滑油冷却器处于稳定期时所述修正后滑油温度OT相对于时间的稳定变化趋势；
其中，所述严重衰退阈值大约为所述稳定变化趋势的2.5-5倍。
5.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：所述时间为APU在翼时间TSR。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述时间段约为5-10天。
7.根据权利要求1所述的方法，其中在所述时间段内获取大约20-30个APU报文。
8.根据权利要求1所述的方法，其中所述APU报文经触发以获取APU负载处于峰值时的所述运行参数。
9.根据权利要求1所述的方法，其中多个所述APU报文经触发以获取相同APU负载下的所述运行参数。
10.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：
响应于所述滑油温度OTA超过第一门限值，输出告警信号。
11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括：
响应于所述修正后滑油温度OT超过第二门限值，输出告警信号。
12.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：
计算所述时间段内所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ；
确定根据下一个与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度OTnext；以及
响应于OTnext大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ，确定根据再下一个与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度OTnext+1是否同样大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ；
响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续同样地大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，发出告警；
其中n为2-5，Z为3-5。
13.根据权利要求12所述的方法，响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度介于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ之间，重新计算所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ。
14.根据权利要求12所述的方法，响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续同样地大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，重新计算所述修正后的滑油温度OT的平均值AVG以及偏差指数δ。
15.根据权利要求12-14中任一所述的方法，其中所述偏差指数δ为标准方差。
16.根据权利要求12-14中任一所述的方法，其中所述n的取值为2或3。
17.根据权利要求12-14中任一所述的方法，其中所述Z的取值为3。
18.根据权利要求12-14中任一所述的方法，进一步包括：
响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续大于AVG+nδ超过预定次数Z，发出滑油冷却器告警。
19.根据权利要求12-14中任一所述的方法，进一步包括：
响应于根据与APU相关的报文得出的修正后的滑油温度连续小于均值AVG-nδ超过预定次数Z，发出传感器告警。
20.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：估计滑油传感器出现故障的时间。
21.一种飞机辅助动力单元APU滑油冷却器的性能监控装置，包括：
报文获取与解析单元，其获取一时间段内APU报文，根据所述报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：APU在翼时间TSR、滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；
温度修正单元，其通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：
修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；以及
性能监控单元，其根据所述修正后滑油温度OT相对于APU在翼时间TSR的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。
22.一种飞机辅助动力单元APU滑油冷却器的性能监控装置，包括：
处理器；以及
与处理器相连的存储器，其存储计算机可读代码；
所述计算机可读代码在所述处理器上运行以执行以下步骤：
获取一时间段内APU报文；
根据所述报文获取所述APU滑油冷却器的运行参数，所述运行参数包括：APU在翼时间TSR、滑油温度OTA以及负载压气机进口温度LCIT；
通过以下公式获得修正后的滑油温度OT：
修正后滑油温度OT=滑油温度OTA-负载压气机进口温度LCIT；
根据所述修正后滑油温度OT相对于APU在翼时间TSR的变化趋势确定所述APU滑油冷却器的性能处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。
CN201310313876.7A 2013-07-24 2013-07-24 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法及装置 Active CN104340369B (zh)

Priority Applications (10)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310313876.7A CN104340369B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法及装置
SG10201404347SA SG10201404347SA (en) 2013-07-24 2014-07-23 Method for Monitoring Performance of the Lubricant Cooler in Aircraft Auxiliary Power Unit
US14/338,568 US9689311B2 (en) 2013-07-24 2014-07-23 Method for monitoring performance of the lubricant cooler in aircraft auxiliary power unit
KR1020140094106A KR102003896B1 (ko) 2013-07-24 2014-07-24 항공기 보조 파워 유니트 윤활유 냉각기의 성능 모니터링 방법
AU2014206180A AU2014206180B2 (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method for Monitoring Performance of the Lubricant Cooler in Aircraft Auxiliary Power Unit
CA2857795A CA2857795C (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method for monitoring performance of the lubricant cooler in aircraft auxiliary power unit
EP14178342.3A EP2829696B1 (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method for monitoring performance of the lubricant cooler in aircraft auxiliary power unit
TW103125399A TWI619645B (zh) 2013-07-24 2014-07-24 Aircraft auxiliary power unit oil cooler performance monitoring method and device
JP2014151058A JP6205318B2 (ja) 2013-07-24 2014-07-24 飛行機の補助動力単元の潤滑油冷却器の性能の監視方法
HK15102542.2A HK1202100A1 (zh) 2013-07-24 2015-03-12 飛機輔助動力單元滑油冷卻器性能監控方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310313876.7A CN104340369B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104340369A true CN104340369A (zh) 2015-02-11
CN104340369B CN104340369B (zh) 2017-03-08

Family

ID=51260607

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310313876.7A Active CN104340369B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法及装置

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9689311B2 (zh)
EP (1) EP2829696B1 (zh)
JP (1) JP6205318B2 (zh)
KR (1) KR102003896B1 (zh)
CN (1) CN104340369B (zh)
AU (1) AU2014206180B2 (zh)
CA (1) CA2857795C (zh)
HK (1) HK1202100A1 (zh)
SG (1) SG10201404347SA (zh)
TW (1) TWI619645B (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106741978A (zh) * 2016-12-30 2017-05-31 中航维拓（天津）科技有限公司 一种直升机用一体化复合式冷却系统
CN109738195A (zh) * 2018-12-28 2019-05-10 成都国营锦江机器厂 Safir辅助动力装置起动试验模拟器及控制方法
CN111056024A (zh) * 2019-11-25 2020-04-24 中国南方航空股份有限公司 一种飞机辅助动力单元运行状态监控装置
CN113291488A (zh) * 2021-04-30 2021-08-24 浙江长龙航空有限公司 一种整体驱动发电机性能监控方法及装置
CN113311886A (zh) * 2021-04-26 2021-08-27 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种自适应滑油温度控制方法
CN113624505A (zh) * 2021-08-24 2021-11-09 中国航发湖南动力机械研究所 一种压气机出口流场模拟装置

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10082243B1 (en) 2017-06-13 2018-09-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for inlet blockage detection
US11518545B2 (en) * 2019-04-17 2022-12-06 The Boeing Company Supplemental cooling unit prediction system
CN110925096A (zh) * 2019-12-05 2020-03-27 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种发动机滑油冷却系统
US11551484B2 (en) 2020-02-07 2023-01-10 The Boeing Company Vapor cycle machine management system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050222747A1 (en) * 2004-03-30 2005-10-06 Vhora Mohamad H Model-based detection, diagnosis of turbine engine faults
US20100070130A1 (en) * 2007-08-09 2010-03-18 Hitachi Construction Machinery Co., Ltd. Apparatus and system for diagnosing devices included in working machine
US20120312023A1 (en) * 2011-06-08 2012-12-13 Honeywell International Inc. Thermal management systems and methods for auxiliary power units
CN102862685A (zh) * 2011-07-07 2013-01-09 中国国际航空股份有限公司 一种检测飞机部件的性能进入衰退期的方法
CN102897327A (zh) * 2011-07-27 2013-01-30 中国国际航空股份有限公司 一种基于客户化报文的飞机性能检测方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5343778A (en) * 1992-11-09 1994-09-06 Alliedsignal Inc. Multifunction secondary power system
US6470735B1 (en) * 2000-02-22 2002-10-29 Meritor Heavy Vehicle Systems, Llc Simple driveline condition sensing system
US7168254B2 (en) * 2004-02-17 2007-01-30 Honeywell International Inc. Control logic for fuel controls on APUs
US7693643B2 (en) * 2005-02-14 2010-04-06 Honeywell International Inc. Fault detection system and method for turbine engine fuel systems
US7805947B2 (en) * 2005-05-19 2010-10-05 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
US7369932B2 (en) * 2006-05-04 2008-05-06 Honeywell International, Inc. System and method for turbine engine fault detection using discrete event system modeling
US20090048730A1 (en) * 2007-08-17 2009-02-19 General Electric Company Method and system for planning repair of an engine
US8467949B2 (en) * 2009-05-29 2013-06-18 Honeywell International Inc. Methods and systems for turbine line replaceable unit fault detection and isolation during engine startup
CN102343983A (zh) * 2011-07-07 2012-02-08 中国国际航空股份有限公司 飞机apu性能检测方法
US10094292B2 (en) * 2012-03-02 2018-10-09 Hamilton Sundstrand Corporation Method of acceleration control during APU starting
CN104348670B (zh) * 2013-07-24 2018-01-30 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元燃油组件性能检测方法和装置
CN104345273B (zh) * 2013-07-24 2017-11-24 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元起动机性能检测方法和装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050222747A1 (en) * 2004-03-30 2005-10-06 Vhora Mohamad H Model-based detection, diagnosis of turbine engine faults
US20100070130A1 (en) * 2007-08-09 2010-03-18 Hitachi Construction Machinery Co., Ltd. Apparatus and system for diagnosing devices included in working machine
US20120312023A1 (en) * 2011-06-08 2012-12-13 Honeywell International Inc. Thermal management systems and methods for auxiliary power units
CN102862685A (zh) * 2011-07-07 2013-01-09 中国国际航空股份有限公司 一种检测飞机部件的性能进入衰退期的方法
CN102897327A (zh) * 2011-07-27 2013-01-30 中国国际航空股份有限公司 一种基于客户化报文的飞机性能检测方法

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106741978A (zh) * 2016-12-30 2017-05-31 中航维拓（天津）科技有限公司 一种直升机用一体化复合式冷却系统
CN106741978B (zh) * 2016-12-30 2023-09-29 重庆驼航科技有限公司 一种直升机用一体化复合式冷却系统
CN109738195A (zh) * 2018-12-28 2019-05-10 成都国营锦江机器厂 Safir辅助动力装置起动试验模拟器及控制方法
CN109738195B (zh) * 2018-12-28 2020-12-08 成都国营锦江机器厂 Safir辅助动力装置起动试验模拟器及控制方法
CN111056024A (zh) * 2019-11-25 2020-04-24 中国南方航空股份有限公司 一种飞机辅助动力单元运行状态监控装置
CN113311886A (zh) * 2021-04-26 2021-08-27 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种自适应滑油温度控制方法
CN113291488A (zh) * 2021-04-30 2021-08-24 浙江长龙航空有限公司 一种整体驱动发电机性能监控方法及装置
CN113291488B (zh) * 2021-04-30 2022-01-04 浙江长龙航空有限公司 一种整体驱动发电机性能监控方法及装置
CN113624505A (zh) * 2021-08-24 2021-11-09 中国航发湖南动力机械研究所 一种压气机出口流场模拟装置
CN113624505B (zh) * 2021-08-24 2022-10-28 中国航发湖南动力机械研究所 一种压气机出口流场模拟装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN104340369B (zh) 2017-03-08
KR20150012222A (ko) 2015-02-03
HK1202100A1 (zh) 2015-09-18
EP2829696B1 (en) 2018-07-18
KR102003896B1 (ko) 2019-07-26
US9689311B2 (en) 2017-06-27
US20160230659A1 (en) 2016-08-11
JP2015038346A (ja) 2015-02-26
AU2014206180B2 (en) 2017-10-12
AU2014206180A1 (en) 2015-02-12
CA2857795C (en) 2018-09-18
EP2829696A2 (en) 2015-01-28
CA2857795A1 (en) 2015-01-24
JP6205318B2 (ja) 2017-09-27
TWI619645B (zh) 2018-04-01
SG10201404347SA (en) 2015-02-27
EP2829696A3 (en) 2015-02-25
TW201512041A (zh) 2015-04-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104340369A (zh) 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法
CN102862685B (zh) 检测飞机部件的性能进入衰退期的方法及飞机的维修方法
AU2014206171B2 (en) System and method for monitoring lubricant of an engine
EP2551805A1 (en) A method for detecting performance of an aircraft based on a customized message
CN104340368A (zh) 一种飞机机翼防冰活门的监控系统及方法
JP6205322B2 (ja) 飛行機の補助動力ユニットの燃油ユニットの性能検出の方法と装置
CN104343491A (zh) 一种发动机滑油添加探测系统及方法
EP2829686B1 (en) Method and apparatus for monitoring turbine efficiency of an aircraft auxiliary power unit
EP3742359B1 (en) Systems and methods for auxiliary power unit health indicator computation
Meissner et al. Digital transformation in maintenance on the example of a tire pressure indicating system
Lee et al. Estimation of engine integrity through fuzzy logic modeling

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
REG Reference to a national code

Ref country code: HK

Ref legal event code: DE

Ref document number: 1202100

Country of ref document: HK

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
REG Reference to a national code

Ref country code: HK

Ref legal event code: GR

Ref document number: 1202100

Country of ref document: HK