CN104344946B - Apu涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法和装置。APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法，包括：获取一时间段内多个时间点上APU报文；根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA；计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；以及根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期。

Description

APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法和装置
技术领域
本发明涉及一种飞机部件故障的监控，特别地，涉及一种飞机辅助动力单元涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法和装置。
背景技术
机载辅助动力单元APU(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，并且直接关系到飞机的飞行成本和服务质量。
APU的涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障是APU的一种常见故障。如果此类故障发生，唯一的办法就是更换APU的发动机，所以维修费用十分高昂，通常是正常修理费用的2倍。如果能提前发现此种故障，将节约大量的维护成本和缩短维修周期。本发明正是针对这一需求提出了对涡轮叶片断裂与转轴卡阻这一故障的监控方法。
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涡轮叶片断裂与转轴卡阻的监控方法，包括：获取一时间段内多个时间点上APU报文；根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA；计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；以及根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期。
如上所述的方法，其中确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期的步骤包括：响应于所述偏差指数δ小于衰退阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期；响应于所述偏差指数δ大于所述衰退阈值且小于故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于衰退期；以及响应于所述偏差指数δ大于所述故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于故障期。
如上所述的方法，进一步包括：确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期时所述偏差指数；其中，所述衰退阈值大约为所述稳定偏差指数的2倍，故障阈值大约为所述稳定偏差指数的6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，响应于所述偏差指数δ大于严重衰退阈值且小于所述故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于严重衰退期，所述严重衰退阈值大约为所述稳定偏差指数的4倍。
如上所述的方法，其中每天2-3个点所述时间段约为5-10天。
如上所述的方法，其中在所述时间段内获取大约10-40个APU报文。
如上所述的方法，进一步包括：通过更新下一个时间点上的APU报文获取该时间点上的；响应于STAnext大于AVG+nδ或小于AVG-nδ，确定根据下一个与APU相关的报文得出的STA(next+1)是否大于AVG+nδ或小于AVG-nδ；以及响应于根据与APU相关的报文得出启动时间STA连续大于AVG+nδ或小于AVG-nδ超过预设报警次数Z，发出告警。
如上所述的方法，响应于根据与APU相关的报文得出的启动时间STA介于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ之间，重新计算所述启动时间STA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相关的报文得出的启动时间STA连续大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预设报警次数Z，重新计算所述启动时间STA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为标准差。
如上所述的方法，其中所述n的取值范围为2或3。
如上所述的方法，进一步包括：响应于根据与APU相关的报文得出的启动时间STA连续大于AVG+nδ或连续小于AVG-nδ超过预设报警次数Z，发出告警。
如上所述的方法，其中所述Z的取值范围为3-5。
如上所述的方法，所述方法进一步包括：响应于启动时最高排气温度EGTP是否达到红线温度，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
如上所述的方法，所述方法进一步包括：响应于启动时EGT最高峰值时转速占比NPA是否达到或接近预设阈值，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警,其中所述预设阈值为35-40％。
如上所述的方法，其中响应于EGTP和NPA标准方差的增大，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
如上所述的方法，所述方法进一步包括：响应于排气温度EGT接近红线值或进口导向叶片IGV的角度是否出现跃升跳跃，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
如上所述的方法，其中所述方法进一步包括：获取启动时间STA的历史数据；以及确定启动时间STA是否出现逐渐上升，逐渐正常，再离散。
根据本发明的另一方面，提出一种飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置，包括：报文获取单元，其获取一时间段内APU报文；报文解析单元，其解析出所需要的APU运行数据，所述运行数据至少包括启动时间STA；以及故障监控单元，其根据所述APU运行数据确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。
根据本发明的又一方面，提出一种飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置，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：获取一时间段内多个时间点上APU报文；根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA；计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；以及根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，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是根据本发明的一个实施例的飞机APU的结构示意图；
图2是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片组件的结构示意图；
图3是根据本发明的一个实施例的涡轮叶片断裂与转轴卡阻导致的APU性能变化的曲线图；
图4是空客公司的A13报文的一个实例；
图5是根据本发明的一个实施例的APU涡轮和转轴卡阻的监控方法的流程图；
图6是根据本发明的另一个实施例的APU涡轮和转轴卡阻的监控方法的流程图；
图7是根据本发明的另一个实施例的APU涡轮和转轴卡阻的监控方法的流程图；
图8是根据本发明的一个实施例的APU涡轮和转轴卡阻发生时的数据统计图；
图9是图8所示的实施例中APU其他参数的数据统计图；
图10是根据本发明的另一个实施例的涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的数据统计图；
图11是图10所示的实施例中APU其他参数的数据统计图；
图12是根据本发明的另一个实施例的涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的数据统计图；以及
图13是根据本发明的一个实施例的飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置。
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。
图1是根据本发明的一个实施例的飞机APU的结构示意图。如图所示，飞机APU主要包括功率部分100、负载部分200，以及附件部分300。其中，功率部分100主要包括功率压气机110、涡轮组件120，以及排气组件130等。负载部分200主要包括负载压气机210。附件部分300主要包括附件齿轮箱310、起动机320以及发电机330等。
参考图1和图2，从进气道进入的气流被分成两股。一股进入功率压气机110和涡轮组件120，主要用来带动APU旋转，然后气流通过排气组件130排走；而另一股气流进入负载压气机210，这部分气流由负载压气机增压，用于产生专门供飞机发动机使用的压缩空气。由于APU的转子转速恒定，所以在这股气流的进口设置有流量调节活门，即进口导向叶片IGV，其根据飞机对压缩空气的需求，实时地对导向叶片的开度进行调节，由此来控制进入负载压气机的空气的多少。
图2是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片组件220的结构示意图。如图所示，进口导向叶片组件基本呈圆盘形。在靠近圆盘底部的侧面上设置有多个进口导向叶片IGV221。多个进口导向叶片IGV可以在控制下开启不同的角度，从而调节进入负载压气机的空气量。
图3是由于涡轮和转轴卡阻故障引起的APU性能变化曲线的示意图。从图中可以看出，在APU使用前期和中期，APU涡轮叶片没有形变拉伸和裂纹，APU的性能较为稳定，处于稳定期。随着使用时间的增加，由于飞机APU性能逐渐退化，衰退指数逐渐增加。而在APU使用的后期，APU涡轮叶片出现形变拉伸和裂纹。当发生此现象时，说明APU的性能进入衰退期。当超过某一个阈值时，APU的性能进入故障期，APU随时可能发生故障。当APU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。由于APU涡轮一旦进入衰退期后，其衰退指数增加较快，因此，对于APU涡轮进入衰退期的监控变得尤为重要。
现有技术中还没有手段可以对由于涡轮和转轴卡阻故障引起的APU性能是否进入衰退期进行监控。而本发明的某些实施例可以实现这种监控。对于衰退期的监控有如下好处：第一，当APU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，当监控到APU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监控。
为了实现APU涡轮和转轴卡阻故障的监控，需要确定在飞机监控的数量众多的数据中选择合适的监控数据的类型。由于很多类型的监控数据会受到众多因素的影响，而且又必须考虑误报率需要维持在较低的水平，以使得监控方法真正有效。即使对于有多年经验的专业人员而言，选择合适的监控数据类型也是困难的。
根据本发明的一个实施例，通过三个APU运行参数：启动时间STA、APU启动阶段最高排气温度EGTP，以及最高温转速占比NPA单独或联合判断来确定涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障，其中NPA的定义是在APU启动阶段当APU的排气温度EGT达到峰值时涡轮的转速与APU正常运行时的恒定转速的百分比(％RPM/APU RPM)。NPA可以反映涡轮的叶片效率。
由于APU是一台小型的涡轮发动机，转动部件和壳体之间的间隙尺寸在很大程度上影响了APU的性能与效率；其中，涡轮和涡轮机匣之间的间隙非常重要。如果涡轮和涡轮机匣之间的间隙过大，气体流失过多，会使得APU效率低下。而涡轮和涡轮机匣之间的间隙过小，又容易发生刮擦故障。
本申请的发明人发现，由于涡轮叶片长期受到热应力和离心力的影响，容易发生叶片材料烧蚀和叶片材料脱落等现象。叶片的变化使涡轮转子不平衡转动，即偏心转动，从而导致涡轮轴出现弯曲。这种涡轮轴的弯曲是不可逆的。涡轮轴的弯曲将导致涡轮叶片与涡轮机匣发生摩擦，叶片出现裂纹。这种现象发生后，整个过程将会随着使用时间而越演越烈。叶片材料的脱落加快，叶片的裂纹扩展，磨损扩大。
发生上述现象后，大概运行300～400飞行小时后就会发生叶片断裂、轴承磨损、出现金属屑以及APU自动停车。APU涡轮叶片断裂会导致转轴卡阻，以致APU内部损伤，APU停车报告后显示超温，故障代码098，并有FUEL CTL UNIT(8022KM)、GEN SCAV FILTER(8069KM)/AND LUBE FILTER(8076KM)信息，进一步检查磁堵上会有金属屑，润滑油滤8076KM压差指示器跳出，启动马达磨损指示器跳出，启动时APU有异响。但此时为时已晚，航班延误和紧急维修在所难免。而维修的费用也会非常高昂。
当涡轮在高温环境下高速旋转时，由于热应力与离心力的作用，涡轮轴会出现弯曲现象，从而引起涡轮叶片与涡轮机匣之间的刮擦。当发生这种刮擦时，APU的效率降低，启动时间STA将发生变化。因为受到刮擦影响，启动时间会变长，STA的监控数据出现高点。
但是，APU涡轮轴弯曲的衰退过程较长，发明人注意到外界温度在零下50～600摄氏度时涡轮叶片和涡轮机匣的膨胀系数的不同会导致涡轮叶片和涡轮机匣间隙随着外界温度变化而变化。在外界温度变高时涡轮叶片与机匣间隙会变小,而外界温度变低时,涡轮叶片与机匣的间隙会变大。随着外界温度的变化，启动时间STA一段时间后又会恢复正常值范围内。接下来，由于涡轮叶片材料的缺失会导致涡轮轴的弯曲会加剧而涡轮叶片与涡轮机匣之间的刮擦会几率会逐渐增大，而外界温度升高也具有一定的影响，启动时间STA最终将出现高点并离散。由于启动时间STA一般都非常稳定，所以整体上看启动时间STA的变化所呈现的一定规律，即出现高点-恢复正常-再高点并离散。这是APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障典型的一个特点。
同时，在上述的过程中，燃料燃烧的效率也会随之降低。由于APU工作时转速恒定，所以要输出相同的扭矩就必须增大其燃烧产生的功率，也就是通过增大燃油供应量，来弥补由于效率降低造成的功损失。但是，效率的降低会导致废热的增加，即出现燃油消耗量增大而输出功率不变的现象。多余的这一部分热能会随着排气进入大气，引起排气温度的增加。因此，APU启动阶段的最高排气温度EGTP会随着涡轮叶片的气动效率下降而逐渐升高，直到达到排气保护温度(即红线值，大约850度)。
对于NPA这一参数而言，涡轮轴的弯曲和叶片的烧蚀和脱落以及摩擦引起的损伤会使得涡轮的效率降低，随着涡轮叶片的气动效率下降NPA逐渐降低。
根据本发明的一个实施例，排气温度EGT、NPA、STA的标准方差有时也可以作为判断涡轮叶片断裂与转轴卡阻的有效参数。根据本发明的一个实施例，出现涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障时，EGT和NPA的标准方差增大30-50％。
一般而言，发生涡轮叶片断裂与转轴卡阻会出现EGT接近红线值，IGV调大以减小负载，以及由于转轴不平衡导致的STA不稳定，STA值发生离散。其中，EGT红线值反映APU运行允许的极值。举例而言，对于GTCP131-9A型APU，EGT的红线值为640，而海平面50度修正后，EGT的红线值为690，STA标准方差为4，NPA为40。对于APS3200型APU，EGT的红线值645，而海平面50度修正后，EGT的红线值为680，STA标准方差为10，NPA为32。
进一步地，当排气温度EGT达到红线值后，APU的控制策略不允许其进一步升高。在这种情况下，若要保证APU转速不变，就必须减小扭矩输出，即减小负载。如前文所述，进入负载压气机的空气量通过进口导向叶片IGV开启不同的角度来调节。所以，这时APU会调大进口导向叶片IGV的角度，减小进入负载压气机的空气量，也就减小了对主发动机的引气供应。因此，导向叶片IGV的角度也会发生相应的变化。因此，对本发明的实施例而言，IGV的角度可以用来表示APU的性能好坏。GTCP131-9A IGV红线为85度,APS3200的IGV红线为15度。
然而在某些特殊情况下，发生涡轮叶片断裂与转轴卡阻会出现EGT的下降情况。此时更加危险。因为此时涡轮叶片可能发生了位移或延展，导致涡轮叶片与机匣间隔过小，涡轮效率提升。但是，涡轮叶片更容易与机匣相磨导致叶片断裂。此刻APU不会出现超温，反而出现EGT温度下降的情况。由于涡轮受损这种情况只会维持很短的时间大概200小时左右，APU极大的可能出现涡轮叶片断裂导致APU损伤严重，转轴卡阻而起停车。
因此，在APU相关的众多数据中，启动时间STA、启动时最高排气温度EGTP、NPA、排气温度EGT修正值以及IGV，被选择以用来实现APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控。
多种方法可以用来获取启动时间STA、启动时最高排气温度EGTP，NPA、排气温度EGT修正值以及IGV这些APU运行参数。例如，通过存储在飞机黑匣子和数字式飞行数据接口单元DFDIU中的数据就可以获得上述数据。
通过飞机制造商提供的数据系统也可以方便地获取上述数据，并实现地面实时监控。例如，空客的Aircraft Condition Monitoring System(ACMS)系统以及波音公司的Aircraft Heath Monitor(AHM)系统都可以实时监测飞机的运行数据，并且，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。并且，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。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。
根据本发明的一个实施例，利用APU相关的报文监视的数据实现本发明的APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控。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。在以下实施例中，以空客公司的A13报文为实例进行说明。波音公司APU报文的处理与此类似。
图4是空客公司的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。
由图4可以看出，启动时间STA、排气温度EGTA、进口导向叶片IGV的角度以及峰值EGT转速这些APU运行参数都已经包括在了现有的A13号报文中。因此，利用该报文获取的数据可以实现本发明的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障监控。
图5是根据本发明的一个实施例的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法的流程图。在图5的实施例中，仅采用了启动时间STA参数。如图所示，APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法中，在步骤5100，获取飞机APU在一段时间内的运行数据，包括但不限于启动时间STA。
根据本发明的一个实施例，步骤5100中所需的信息可以从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运行状态的报文，通过报文解码器将所述的飞机APU运行状态的报文解码，得到所需要的飞机APU运行信息。
在步骤5200，计算该段时间内启动时间STA的平均值AVG以及方差δ。在步骤5300，判断步骤5200中所得的方差δ是否超过故障阈值。如果超过故障阈值，则在步骤5310，输出故障告警。
当步骤5300判断为否时，在步骤5400，比较步骤5200中所得的方差δ是否超过严重衰退阈值。如果超过严重衰退阈值，则在步骤5410，输出严重衰退告警。
当步骤5400判断为否时，在步骤5500，比较步骤5200中所得的方差δ是否超过衰退阈值。如果超过衰退阈值，则在步骤5510，输出衰退告警。
对于不同的APU而言，各个阈值的取值略有不同。根据本发明的另一个实施例，可以通过获得该型号APU处于稳定期时的波动率，然后以稳定期波动率为基准，进一步估计其它时期的阈值。例如，根据本发明的一个实施例，衰退阈值大约为稳定期波动率的2倍，严重衰退阈值大约为稳定期波动率的4倍，故障期阈值大约为稳定期波动率的6倍。
通过上述方法，就可以判断在该段时间之内APU的启动时间STA是否发生了离散，从而估计APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控。
当新的APU运行状态数据产生后，利用新产生的APU运行数据，保持时间段不变，重复执行APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法，就可以实现APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的实时监控。
这种用一段固定的时间内不断更新的数据分析变化趋势的方法可以称为移动窗口法。移动窗口的大小，即纳入计算范围的数据点的个数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。如果移动窗口越小，数据的波动率越容易受到正常波动的影响，从而出现过多的误报，影响本发明的效果。如果移动窗口过大，虽然反映变化趋势较为准确，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，移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30。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20。
根据本发明的一个实施例，如果出现一段时间内集中告警，然后恢复正常，再出现集中告警，再出现恢复正常的情况，则判断APU出现了APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障。所谓集中报警包括3次以上的连续告警或者间隔不超过一次的告警。
根据本发明的一个实施例，根据启动时间STA的历史数据，确定之前的STA数据的变化趋势是否出现了逐渐上升再逐渐恢复正常的过程。根据本发明的一个实施例，获取半年之内的STA的历史数据。根据本发明的另一个实施例，获取一年之内的STA的历史数据。
图6是根据本发明的另一个实施例的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法的流程图。图6的实施例中也只采用了启动时间STA这一参数。图6与图5实施例的区别在于，对于STA离散的算法不同。图6的方法发现STA的离散趋势更快，但是容易出现误报。图5和6实施例的方法可以联合使用。
如图所示，该APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法6000中，与图5所示的实施例相似，在步骤6100，通过获取飞机APU在某一工作时间的运行数据，例如启动时间STA。
根据本发明的一个实施例，步骤6100中所需的信息可以以类似于步骤5100的方式获取。
在步骤6200，取之前的M个启动时间STA，求其均值AVG以及方差δ。求取之前一定个数个点的均值和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，一个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方差计算的样本范围内。根据本发明的一个实施例，M的取值可以为20。
在步骤6300，比较上一步骤中所求得的方差δ是否超过故障阈值。如果超过故障阈值，则在步骤6310，输出故障告警。
当步骤6300判断为否时，进入步骤6400，比较步骤6200中所求得的方差δ是否超过严重衰退阈值。如果超过严重衰退阈值，则在步骤6410，输出严重衰退告警。
当步骤6400判断为否时，进入步骤6500，比较步骤6200中所求得的方差δ是否超过衰退阈值。如果超过衰退阈值，则在步骤6510，输出衰退告警。
当步骤6500判断为否时，进入步骤6600，归零计数器。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。
在步骤6700，判断下一个时间点对应的启动时间STA是否大于AVG+nδ或是否小于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3。
当步骤6700判断为是时，进入步骤6710，计数器+1。下一步，在步骤6720，判断高值计数器是否等于预设报警个数。当判断为否时，返回步骤6700。当判断为是时，说明有连续达到预设报警个数的启动时间STA超出预设的正常波动范围，此时进入步骤6730，发出跃变告警。
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。所述预设报警个数的取值与控制策略有关，一般取值为2-5。
在步骤6800，归零计数器。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6200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6100。
根据本发明的一个实施例，根据启动时间STA的历史数据，确定之前的STA数据的变化趋势是否出现了逐渐上升再逐渐恢复正常的过程。根据本发明的一个实施例，获取半年之内的STA的历史数据。根据本发明的另一个实施例，获取一年之内的STA的历史数据。
图7是根据本发明的另一个实施例的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法的流程图。在图7的实施例中，使用启动时间STA、排气温度EGTA、进口导向叶片IGV角度和NPA。
如图所示，该APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的监控方法7000中，在步骤7100，获取飞机APU运行的如下信息：启动时间STA、排气温度EGTA、进口导向叶片IGV角度以及EGT峰值时的温度和转速。图5和图6的实施例中获得启动时间STA的方法也可以用于获得排气温度EGTA、进口导向叶片IGV角度以及EGT峰值时的温度和转速。
在步骤7200，确定启动时间STA发生了离散。图5和图6的实施例中就包括了确定STA发生离散的方法。这些方法可以应用于步骤720以确定是否启动时间STA发生了离散。
在步骤7300，判断启动时最高排气温度EGTP是否接近或达到红线值。这说明在效率降低的情况下，为维持输出功率，APU提高了喷油量。
在步骤7400，计算NPA，并判断NPA是否下降到预设阈值。根据本发明的一个实施例，预设阈值为大约35-40％。
在步骤7500，如果最高排气温度EGTP接近或达到红线值且NPA下降到预设阈值，则确定发生了涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障。
根据本发明的一个实施例，可以利用EGT和IGV进一步判断是否发生了涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障。在步骤7600，判断排气温度EGT是否接近或达到红线值或者IGV角度的增大或跃升。这表明排气温度EGT达到红线值，并使得APU必须增大IGV角度来降低输出扭矩来保证其恒定的转速。
图8是根据本发明的一个实施例的涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的实例。其中，菱形标记表示更换了APU。从图8中可以看出，启动时间STA出现了如实线所示的逐渐上升和如虚线所示的逐渐恢复，以及最终的接近菱形标记所示的最终离散状态。图8同时示出了启动时最高排气温度EGTP接近红线值840度，而NPA接近甚至超过了预设的阈值35％。
图9是图8所示的实施例中APU其他参数的情况。如图9所示，EGTA接近红线值，而IGV发生了向上的跃变。
图10是根据本发明的另一个实施例的涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的实例。其中，菱形标记表示更换了APU。从图10中可以看出，启动时间STA出现同样出现了离散，启动时最高排气温度EGTP接近红线值840度，而NPA接近了预设的阈值40％。
图11是图10所示的实施例中APU其他参数的情况。如图11所示，EGTA不但没有接近红线值，甚至发生了下降；而IGV也没有调整。而实际情况是，此APU发生了严重的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障。
图12是根据本发明的另一个实施例的涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的实例。图12中更清楚地显示出了启动时间STA逐渐上升，逐渐变好，再逐渐上升，再变好，然后很快离散并最终被更换的过程。图12的实施例反映了STA变化的长期规律，说明了STA历史数据对于判断APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障的帮助作用。这有利于将APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障与APU的其他故障进行区分。
图13是根据本发明的一个实施例的飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置。如图13所示，飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置1300包括：报文获取单元1301，其获取一时间段内APU报文；报文解析单元1302，其解析出所需要的APU运行数据，所述运行数据至少包括启动时间STA；以及故障监控单元1303，其根据所述APU运行数据确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，严重衰退期或故障期。
根据本发明的一个实施例，一种飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置，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：获取一时间段内多个时间点上APU报文；根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA；计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；以及根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期。
根据本发明的APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障监控方法和装置，可以在APU出现停车等严重情况发生前发现APU涡轮叶片断裂与机匣卡阻故障，并且进行换发，这样将节约大量的维修成本和库存成本，缩短维修周期。
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 (18)

1.一种飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法，其特征在于，包括：
获取一时间段内多个时间点上APU报文；
根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA和最高排气温度EGTP；
计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；
根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期；
响应于所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于故障期，判断启动时最高排气温度EGTP是否接近或达到红线温度；以及
响应于启动时最高排气温度EGTP接近或达到红线温度，确定发生了APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期的步骤包括：
响应于所述偏差指数δ小于衰退阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期；
响应于所述偏差指数δ大于所述衰退阈值且小于故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于衰退期；以及
响应于所述偏差指数δ大于所述故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于故障期。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，进一步包括：
确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期时所述偏差指数；
其中，所述衰退阈值大约为所述稳定期时所述偏差指数的2倍，故障阈值大约为所述稳定期时所述偏差指数的6倍。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，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，响应于所述偏差指数δ大于严重衰退阈值且小于所述故障阈值，确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于严重衰退期，所述严重衰退阈值大约为所述稳定偏差指数的4倍。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中每天2-3个点所述时间段为5-10天。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中在所述时间段内获取10-40个APU报文。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
通过更新下一个时间点上的APU报文获取该时间点上的；
响应于STAnext大于AVG+nδ或小于AVG-nδ，确定根据下一个与APU相关的报文得出的STA(next+1)是否大于AVG+nδ或小于AVG-nδ；以及
响应于根据与APU相关的报文得出启动时间STA连续大于AVG+nδ或小于AVG-nδ超过预设报警次数Z，发出告警。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，响应于根据与APU相关的报文得出的启动时间STA介于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ之间，重新计算所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，响应于根据与APU相关的报文得出的启动时间STA连续大于AVG+nδ或小于均值AVG-nδ超过预设报警次数Z，重新计算所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ。
10.根据权利要求1-9中任一所述的方法，其特征在于，其中所述偏差指数δ为标准差。
11.根据权利要求7-9中任一所述的方法，其特征在于，其中所述n的取值范围为2或3。
12.根据权利要求7或9中所述的方法，其特征在于，其中所述Z的取值范围为3-5。
13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：响应于启动时最高排气温度EGTP达到红线温度，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：响应于启动时排气温度EGT最高峰值时转速占比NPA达到或接近预设阈值，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警,其中所述预设阈值为35-40％。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，其中响应于EGT和NPA标准方差的增大，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
16.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：响应于排气温度EGT接近红线值或进口导向叶片IGV的角度出现跃升跳跃，发出涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障报警。
17.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述方法进一步包括：
获取启动时间STA的历史数据；以及
确定启动时间STA是否出现逐渐上升，逐渐正常，再离散。
18.一种飞机辅助动力单元APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控装置，其特征在于，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：
获取一时间段内多个时间点上APU报文；
根据所述APU报文获取APU的运行参数，所述运行参数至少包括启动时间STA和最高排气温度EGTP；
计算所述时间段内所述启动时间STA的平均值AVG以及偏差指数δ；以及
根据所述偏差指数δ确定所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于稳定期，衰退期，或故障期；
响应于所述APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻的状况处于故障期，判断启动时最高排气温度EGTP是否接近或达到红线温度；以及
响应于启动时最高排气温度EGTP接近或达到红线温度，确定发生了APU涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障。
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CA2857748A CA2857748C (en) 2013-07-24 2014-07-23 Method and device for monitoring the malfunction of apu turbine vane fracture and rotor shaft jam
US14/339,350 US9632010B2 (en) 2013-07-24 2014-07-23 Method and device for monitoring the malfunction of APU turbine vane fracture and rotor shaft jam
TW103125397A TWI625273B (zh) 2013-07-24 2014-07-24 飛機輔助動力單元〈apu〉渦輪葉片斷裂與轉軸卡阻故障的監控方法和裝置
KR1020140093939A KR101998188B1 (ko) 2013-07-24 2014-07-24 Apu터빈 블레이드 파열 및 회전축 블로킹고장에 대한 모니터링 방법 및 장치
JP2014151133A JP6205321B2 (ja) 2013-07-24 2014-07-24 Ａｐｕのタービンブレード断裂及び回転軸ブロッキング故障に対するモニタリング方法及び装置
EP14178425.6A EP2829688B1 (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method and device for monitoring an APU turbine
AU2014206179A AU2014206179B2 (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method and device for monitoring the malfunction of APU turbine vane fracture and rotor shaft jam
SG10201404370SA SG10201404370SA (en) 2013-07-24 2014-07-24 Method and device for monitoring the malfunction of apu turbine vane fracture and rotor shaft jam
HK15102745.7A HK1202330A1 (zh) 2013-07-24 2015-03-17 渦輪葉片斷裂與轉軸卡阻故障的監控方法和裝置

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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2518893B (en) * 2013-10-07 2018-11-21 Ge Aviat Systems Ltd Method for predicting an auxiliary power unit fault
CN108137160B (zh) 2015-09-30 2021-10-01 庞巴迪公司 用于呈现飞机发动机的操作状态的方法和系统
CN109313069B (zh) * 2016-04-26 2021-08-03 比勒陀利亚大学 一种使用叶尖定时(btt)监测涡轮机转子叶片的方法和系统
CN106226060B (zh) * 2016-08-30 2019-02-05 成都飞亚航空设备应用研究所有限公司 飞机辅助动力装置测试系统
KR20190021640A (ko) 2017-08-23 2019-03-06 한화에어로스페이스 주식회사 인렛 가이드 베인 어셈블리
CN110510147B (zh) * 2019-08-02 2022-11-22 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机结构裂纹检测方法
CN110617115B (zh) * 2019-10-29 2021-11-02 北京动力机械研究所 利用增材制造方式生产的涡轮发动机导流环组件
CN111038714B (zh) * 2019-11-28 2021-02-26 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 一种辅助动力装置超转检测装置及方法
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
CN116398257B (zh) * 2023-04-12 2024-05-03 中国航发湖南动力机械研究所 一种航空涡轴发动机转子卡滞诊断方法及系统

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6122575A (en) * 1999-06-30 2000-09-19 Hamilton Sundstrand Corporation APU troubleshooting system
JP2005033559A (ja) * 2003-07-14 2005-02-03 Fuji Xerox Co Ltd 故障診断装置
US7364116B2 (en) * 2004-09-27 2008-04-29 The Boeing Company Automatic control systems for aircraft auxiliary power units, and associated methods
US7693643B2 (en) * 2005-02-14 2010-04-06 Honeywell International Inc. Fault detection system and method for turbine engine fuel systems
US7369932B2 (en) * 2006-05-04 2008-05-06 Honeywell International, Inc. System and method for turbine engine fault detection using discrete event system modeling
US8116932B2 (en) * 2009-02-25 2012-02-14 GM Global Technology Operations LLC Auxiliary pump diagnostic systems and methods
US8471702B2 (en) * 2010-12-22 2013-06-25 General Electric Company Method and system for compressor health monitoring
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
CN102320382A (zh) * 2011-07-07 2012-01-18 中国国际航空股份有限公司 飞机性能检测方法
CN102416821A (zh) * 2011-07-27 2012-04-18 中国国际航空股份有限公司 飞机系统数据处理方法
ITCO20120008A1 (it) * 2012-03-01 2013-09-02 Nuovo Pignone Srl Metodo e sistema per monitorare la condizione di un gruppo di impianti

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CN104344946A (zh) 2015-02-11
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EP2829688A1 (en) 2015-01-28
SG10201404370SA (en) 2015-02-27
HK1202330A1 (zh) 2015-09-25
AU2014206179B2 (en) 2017-12-21
TWI625273B (zh) 2018-06-01
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