CN105929813A - 用于检验飞机故障诊断模型的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于检验飞机故障诊断模型的方法，该方法包括以下步骤：生成第一总线数据，该第一总线数据对应于预定的信息显示；将第一总线数据转换为第二总线数据，该第二总线数据与第一总线数据具有不同的数据格式；将第二总线数据输入至故障诊断模型；根据故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示；以及验证仿真的信息显示与预定的信息显示的一致性。此外，本发明还涉及一种用于检验飞机故障诊断模型的装置。通过根据本发明的方法和装置，能够对真实系统的关键故障诊断逻辑进行验证。

Description

用于检验飞机故障诊断模型的方法和装置
技术领域
本发明涉及飞机仿真领域，具体地，本发明涉及一种用于检验飞机健康管理系统的故障诊断模型的方法和装置。
背景技术
在ARJ21飞机上，关键航电信息系统由两部分组成，第一部分为美国Rockwell-Collins公司提供的集成航空电子系统Proline21。具体地，Proline21以其“集成处理系统(IPS)”为核心，在功能上覆盖了ARJ21飞机上飞行控制系统(ATA27)、大部分仪表系统(ATA31)(包括飞行数据采集)、导航系统(ATA34)、通讯系统(ATA23)与中央维护系统(ATA45)，是ARJ21飞机上的机载信息系统平台；第二部分为英国L3公司提供的飞行数据记录系统，在功能上覆盖了数字式飞行记录器(DFDR：Digital Flight Data Recorder)与快速存储记录器(QAR：QuickAccess Recorder)，其记录了满足FAR135.152法定要求的强制参数。此外，完整的ARJ21机载信息系统还包括发动机及其合作供应商提供的非Pro-Line21系统，如发动机的全权限数字式发动机控制(FADEC)系统、辅助动力装置(APU)的电子控制盒以及燃油系统等，都被统一的理解为ARJ21机载信息系统的源数据系统。
对于飞机的关键航电信息系统的仿真主要在于对发动机指示和机组告警系统(EICAS：Engine Indication and Crew Alerting System)以及中央维护系统(CMS：Central Maintenance System)的仿真。其中，EICAS的仿真功能包括：发动机指示、飞机系统状态显示和机组告警信息显示。而CMS的仿真功能包括：故障航线可更换组件(LRU)页、系统超限页、签派警告页、系统趋势页、飞机生命周期页、系统参数页、测试和校准功能页、系统构型数据页、CMS报告下载页和通用功能页。
此外，真实飞机的EICAS与CMS页面中显示的所有参数均由ARINC429总线驱动。ARINC429是航空通用数据传输规范，全称“数字信息传输系统”。而在仿真过程中，飞行数据是由QAR/DFDR以ARINC717总线数据的形式提供的。
然而，迄今为止还没有一种对真实飞机的EICAS与CMS的关键诊断逻辑的仿真模型进行验证的方案，因此，本发明提出了一种用于检验飞机故障诊断模型的方法和装置。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机故障诊断模型的验证方案，以在飞机尚未交付商业运营之前，使用原型机的试飞数据验证或仿真来验证未来真实系统的故障诊断逻辑。
为了实现上述目的，本发明的第一方面提供了一种用于检验飞机故障诊断模型的方法，所述方法包括以下步骤：A.生成第一总线数据，所述第一总线数据对应于预定的信息显示；B.将所述第一总线数据转换为第二总线数据，所述第二总线数据与所述第一总线数据具有不同的数据格式；C.将所述第二总线数据输入至所述故障诊断模型；D.根据所述故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示；以及F.验证所述仿真的信息显示与所述预定的信息显示的一致性。
通过上述方法，在仿真的信息显示与预定的信息显示一致时，判断飞机故障诊断模型具有正确的功能性；反之则判断飞机故障诊断模型具有错误的功能性。这实现了对飞机故障诊断模型的有效性验证。
优选地，所述第一总线数据为ARINC429总线数据。由于真实飞机的EICAS与CMS页面中显示的所有参数均由ARINC429总线驱动，因此ARINC429总线数据具有与在人机交互界面输出的指示信息或故障的对应关系。这便于通过观察人机交互界面的输出来进行模型验证。
优选地，所述预定的信息显示包括中央维护系统的页面信息、发动机指示信息、飞机系统状态显示信息和机组警告系统信息中的至少一项的显示。通过该方式，能够对EICAS和CMS的仿真的功能性进行全面有效的验证。
进一步优选地，所述中央维护系统的页面信息进一步包括故障航线可更换组件页信息、系统超限页信息、签派警告页信息、系统趋势页信息、系统参数页信息、系统构型数据页信息、中央维护系统报告下载页信息和通用功能页信息。
进一步优选地，所述发动机指示信息进一步包括风扇转速、发动机起动和运行通告、涡轮级间温度显示、发动机点火通告、核心转速、滑油压力、滑油温度、燃油流量、振动指示、辅助动力装置转速和排气温度。
进一步优选地，所述飞机系统状态显示信息包括座舱高度、高度变化率、压差、着陆标高、燃油量、襟/缝翼位置、起落架位置、配平位置、刹车温度和航班号。
进一步优选地，所述机组警告系统信息分为警告信息、警戒信息、提示信息和状态信息。
优选地，所述第二总线数据为ARINC717总线数据。由于QAR/DFDR记录的飞行数据由ARINC717总线驱动，并且飞机故障诊断模型仅能对ARINC717总线数据进行仿真。因此，将ARINC429总线数据转换为ARINC717总线数据是必要的。
优选地，所述故障诊断模型包括中央维护系统故障方程式、发动机指示和机组告警系统指示逻辑方程式以及机组警告系统逻辑方程式。通过这种方式，能够对故障诊断模型的逻辑性进行全面的验证。
本发明的第二方面提供了一种用于检验飞机故障诊断模型的装置，所述装置包括：第一生成模块，用于生成第一总线数据，所述第一总线数据对应于预定的信息显示；转换模块，用于将所述第一总线数据转换为第二总线数据，所述第二总线数据与所述第一总线数据具有不同的数据格式；输入模块，用于将所述第二总线数据输入至所述故障诊断模型；第二生成模块，用于根据所述故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示；以及验证模块，用于验证所述仿真的信息显示与所述预定的信息显示的一致性。
优选地，所述第一总线数据为ARINC429总线数据。
优选地，所述第二总线数据为ARINC717总线数据。
优选地，所述故障诊断模型包括中央维护系统故障方程式、发动机指示和机组告警系统指示逻辑方程式以及机组警告系统逻辑方程式。
通过根据本发明的方法和装置，通过提供有效的飞机故障诊断模型，能够对真实系统的关键故障诊断逻辑进行验证，为民用飞机实现实时监控与健康管理提供可行性评估依据和实现途径，并且为民用飞机的实时监控与健康管理系统和记载维护系统的方案设计和产品研制提供了必要的技术支持。
附图说明
参照下面的附图和说明进一步解释本发明的实施例，其中：
图1示出了根据本发明的一种实施方式的用于检验飞机故障诊断模型的方法的流程图；以及
图2示出了根据本发明的一种实施方式的用于检验飞机故障诊断模型的装置的示意图。
具体实施方式
在以下优选的实施例的具体描述中，将参考构成本发明一部分的所附的附图。所附的附图通过示例的方式示出了能够实现本发明的特定的实施例。示例的实施例并不旨在穷尽根据本发明的所有实施例。能够理解，在不偏离本发明的范围的前提下，能够利用其他实施例，也能够进行结构性或者逻辑性的修改。因此，以下的具体描述并非限制性的，且本发明的范围由所附的权利要求所限定。
图1示出了根据本发明的一种实施方式的用于检验飞机故障诊断模型的方法的流程图。
如图1所示，在步骤S101中，生成第一总线数据。其中，该第一总线数据对应于预定的信息显示。
在根据本发明的一个优选的实施方式中，该第一总线数据为ARINC429总线数据。ARINC429的一个信息单元由32位的数字字构成，每个字之间间隔4位。具体地，每个信息单元包括以下域区间：标签(第1至8位)、源目的设备标识(第9至10位)、数据位(第11至28位)、符号位(第29位)、状态位(第30至31位)以及奇偶校验位(第32位)。
在根据本发明的一个优选的实施方式中，第一总线数据对应于中央维护系统的页面信息、发动机指示信息、飞机系统状态显示信息和机组警告系统信息中的至少一项。
优选地，中央维护系统的页面信息具体包括以下信息：
(1)故障航线可更换组件页信息，此页面及其子页面显示故障LRU的以下属性：事件的时间和日期、失效LRU的名称、LRU状态、飞行阶段、飞行航段、飞行航段中发生事件的次数、飞行航班号、故障航空运输协会(ATA)章节号以及故障信息文本。
(2)系统超限页信息，系统超限或者发动机超限是指被捕捉事件的数据超出预定参数，CMS可存储100个航段的系统/发动机超限，每个航段最多捕捉4个超限，当超过100个航段范围新的超限数据覆盖旧的超限数据。
(3)签派警告页信息，其提供的信息是机组人员和地面维护人员作为判断飞机是否可以放行的重要依据。
(4)系统趋势页信息，在此显示的参数为系统参数快照。在真实的飞机上，这些快照参数要么被人工定期下载到地面工作站，要么通过飞机通信寻址与报告系统(ACARS)无线实时地传输到地面工作站，在地面工作站上通过特定的计算机程序处理，从而形成所谓的飞机/发动机状态监控系统趋势分析。
(5)系统参数页信息，此页面可实时显示“系统参数”的变化，为机务/飞行人员提供一个观察“系统参数”实时变化的窗口。此页面显示了以下数据和选项：参数组、系统参数组名称、系统参数名称和系统参数值。
(6)系统构型数据页信息，CMS能够收到和显示来自飞机部件的构型信息，它包含LRU的信息，如软件/硬件设备号、序列号、服务报告、操作小时、或者LRU的特殊信息以自由文本的形式传送给CMS。CMS可以通过交互式传送和周期性传送两种方式接收构型数据。
(7)中央维护系统报告下载页信息，该页面显示以下数据：报告类型、飞机主时钟日期和时间、当前的飞行航段、下载目标位置、飞行航段范围和执行下载。
(8)通用功能页信息，该部分是CMS的应用功能扩展，是由飞机维修技术人员进行操作的，有“内务”特征。应用功能提供更改底层CMS信息的能力，例如飞机注册号码、飞行航段号、生命周期数据。功能页面中也提供删除存储文件的方式，包括积累的故障数据、系统超限数据、发动机趋势数据、生命周期数据以及测试和系统调整文件。
优选地，发动机指示信息具体包括以下信息：
(1)风扇转速，即N1指示，采用模拟刻度盘加指针和数字读数的形式，显示每个发动机的N1转速。
(2)发动机起动和运行通告，例如，当发动机起动时，一个绿色的“开始”图标应显示在相应的发动机N1刻度盘下方；当发动机运行时，“运行”图标应显示在相应的发动机N1刻度盘下方。
(3)涡轮级间温度显示，其采用模拟刻度盘加指针和数字读数的形式显示。
(4)发动机点火通告。
(5)核心转速，即N2指示，采用模拟刻度盘加指针和数字读数的形式，显示每个发动机的N2转速。
(6)滑油压力、滑油温度、燃油流量和振动指示。
(7)辅助动力装置转速和排气温度。
优选地，飞机系统状态显示信息具体包括以下信息：
(1)座舱高度、高度变化率、压差和着陆标高，示例性的，客舱高度显示为全程数字输出，其读出值的颜色随客舱高度压力值的变化而不同；高度变化率采用箭头和数字读数的显示方式；当座舱压差数据有效且不显示为红色时，数字读数显示为绿色，否则数字读数显示为红色；正常情况下，着陆标高为洋红色，否则为蓝绿色。
(2)燃油量，燃油量显示包括总油量和左、右油箱油量显示。
(3)襟/缝翼位置，襟翼显示4个位置，分别代表0°，15°，25°和42°，指明襟翼所处位置。缝翼显示两个位置，分别标有“UP”和“DN”；当缝翼收起时，缝翼位置指针指向“UP”，当缝翼放下时，指针指向“DN”。
(4)起落架位置。
(5)配平位置，配平显示包括水平安定面配平、副翼配平和方向舵配平。
(6)刹车温度，刹车温度在空中不显示，当下列条件满足30s后给出显示：襟/缝翼收起，并且起落架收上并锁定，并且刹车温度有效但不显示。
(7)航班号。
优选地，机组警告系统信息分为以下四类：
(1)警告信息，要求机组人员立即知晓并立即采取纠正或补偿行动，用红色显示。
(2)警戒信息，要求机组人员立即知晓，随后可能需要采取纠正或补偿行动，用琥珀色显示。
(3)提示信息，表示能力降低，随后可能需要采取纠正或补偿行动，用蓝绿色显示。
(4)状态信息，要求机组人员知道非正常的系统状态，但不需采取纠正行动，用白色显示。
继续参见图1，在步骤S102中，将第一总线数据转换为第二总线数据，该第二总线数据与第一总线数据具有不同的数据格式。
在根据本发明的一个优选的实施方式中，第二总线数据为ARINC717总线数据。ARINC717应用于飞行数据采集与记录系统。为航空公司在数字型飞行数据采集与记录系统的安装、测试以及相关应用开发方面提供了规范性指引。ARINC717数据字由12个位组成，ARINC717没有对每个位进行功能定义。
在将ARINC429总线数据转换为ARINC717总线数据的过程中，考虑以下情况：
(1)ARINC429有效数据位等于12位，这种情况下12位ARINC429有效数据位可与12位ARINC717比特位一一对应。
(2)ARINC429有效数据位小于12位，将ARINC429的比特位任意连续地映射到一个可用的ARINC717字中，该ARINC717字映射中开始的比特位(LSB)或结束的比特位(MSB)因该ARINC717字剩余的比特位使用情况而定
(3)ARINC429有效数据位大于12位，这种情况下有两种解决方案。一是将ARINC429的数据位分为两部分，分别记录在两个ARINC717字中。二是ARINC429数据部分舍去，留下剩下的12个比特位映射到一个完整的ARINC717字中。
继续参见图1，在步骤S103中，将第二总线数据输入至故障诊断模型中。示例性地，即将第二总线数据作为表示故障诊断模型的方程式的输入。在根据本发明的一个优选的实施方式中，该故障诊断模型包括中央维护系统故障方程式和机组警告系统逻辑方程式。
在步骤S104中，根据故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示。示例性地，如果方程式的返回结果为“真”，则相应的故障信息被触发。
最后，在步骤S105中，验证仿真的信息显示与预定的信息显示的一致性。在仿真的信息显示与预定的信息显示一致时，判断飞机故障诊断模型具有正确的功能性；反之则判断该飞机故障诊断模型具有错误的功能性。
图2示出了根据本发明的一种实施方式的用于检验飞机故障诊断模型的装置200的示意图。
如图2所示，装置200包括第一生成模块201、转换模块202、输入模块203、第二生成模块204以及验证模块205。
具体地，第一生成模块201生成第一总线数据，例如ARINC429总线数据。转换模块202将给第一总线数据转换为第二总线数据，例如ARINC717数据。输入模块203将该第二总线数据输入至故障诊断模型，后者将例如通过方程式运算得出的结果返回给第二生成模块204。第二生成模块204根据该输出结果生成仿真的信息显示。而验证模块205验证仿真的信息显示与预定的信息显示的一致性。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域内的技术人员能够在所附权利要求的范围内做出各种变形和修改。

Claims (13)

1.一种用于检验飞机故障诊断模型的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
A.生成第一总线数据，所述第一总线数据对应于预定的信息显示；
B.将所述第一总线数据转换为第二总线数据，所述第二总线数据与所述第一总线数据具有不同的数据格式；
C.将所述第二总线数据输入至所述故障诊断模型；
D.根据所述故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示；以及
F.验证所述仿真的信息显示与所述预定的信息显示的一致性。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一总线数据为ARINC429总线数据。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预定的信息显示包括中央维护系统的页面信息、发动机指示信息、飞机系统状态显示信息和机组警告系统信息中的至少一项的显示。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述中央维护系统的页面信息进一步包括故障航线可更换组件页信息、系统超限页信息、签派警告页信息、系统趋势页信息、系统参数页信息、系统构型数据页信息、中央维护系统报告下载页信息和通用功能页信息。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述发动机指示信息进一步包括风扇转速、发动机起动和运行通告、涡轮级间温度显示、发动机点火通告、核心转速、滑油压力、滑油温度、燃油流量、振动指示、辅助动力装置转速和排气温度。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述飞机系统状态显示信息包括座舱高度、高度变化率、压差、着陆标高、燃油量、襟/缝翼位置、起落架位置、配平位置、刹车温度和航班号。
7.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述机组警告系统信息分为警告信息、警戒信息、提示信息和状态信息。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第二总线数据为ARINC717总线数据。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述故障诊断模型包括中央维护系统故障方程式、发动机指示和机组告警系统指示逻辑方程式以及机组警告系统逻辑方程式。
10.一种用于检验飞机故障诊断模型的装置，其特征在于，所述装置包括：
第一生成模块，用于生成第一总线数据，所述第一总线数据对应于预定的信息显示；
转换模块，用于将所述第一总线数据转换为第二总线数据，所述第二总线数据与所述第一总线数据具有不同的数据格式；
输入模块，用于将所述第二总线数据输入至所述故障诊断模型；
第二生成模块，用于根据所述故障诊断模型的输出结果来生成仿真的信息显示；以及
验证模块，用于验证所述仿真的信息显示与所述预定的信息显示的一致性。
11.根据权利要求10所述的装置，其特征在于，所述第一总线数据为ARINC429总线数据。
12.根据权利要求10所述的装置，其特征在于，所述第二总线数据为ARINC717总线数据。
13.根据权利要求10所述的装置，其特征在于，所述故障诊断模型包括中央维护系统故障方程式、发动机指示和机组告警系统指示逻辑方程式以及机组警告系统逻辑方程式。
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