CN107703379B - 用于监控飞机上的关键部件的系统以及方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了用于监控飞机上的关键部件的系统以及方法。用于监控飞机(12)上的关键部件(14)(例如，电除冰加热器)的系统(10)与方法。将第一电流输入至关键部件(14)中，从关键部件(14)返回第二电流，并且检测关键部件(14)的差动电流。差动电流是第一电流与第二电流之间的差值。从检测的差动电流生成差动电流信号。将差动电流信号与差动电流阈值进行比较，并且基于比较触发预防动作。通过跟踪关键部件(14)的差动电流随着时间的变化来监控关键部件(14)的劣化趋势。

Description

用于监控飞机上的关键部件的系统以及方法
技术领域
本公开总体上涉及对飞机上的故障部件的检测，具体地，对宽体飞机上的故障除冰加热器的检测。
背景技术
飞机飞行依赖于各个控制表面、传感器、转换器(transducer，换能器)以及探测器正确地运行。这些关键部件中的许多安装在飞机的外面，并且由此面临若干环境挑战。冰、雪、或霜在前缘和水平尾翼与竖直尾翼表面上的积聚可改变其空气动力学形状，最终导致失控或升力不足以保持飞机在空中飞行。冰、雪、或霜在传感器、转换器、以及探测器上的积聚导致数据读数错误，还对飞机的功能产生有害的灾难性影响。
为了防止飞行时形成冰，使用来自一个或多个引擎压缩机的热排气进行融化，并且因此防止冰、雪、或霜在暴露于外部环境的关键部件上的危险积聚。然而，需要通气管将来自引擎压缩机的热排气传送至关键部件，由此增加重量、引擎推力需求以及燃料燃烧。出于此原因，在新型飞机上由电除冰加热器替代热排气加热系统。这些除冰加热器由嵌入在金属外壳、金属隔条或碳纤维复合结构体中的电阻线圈或元件构成，金属外壳、金属隔条或碳纤维复合结构体通常被整合到传感器、转换器、以及探测器中，以形成结构化的集成单元。
盐、沙子、污染物、火山灰、冰、湿气、昆虫、附加震动、振动、压力、温度循环等使得这些除冰加热器的性能下降，由此使得部件的使用寿命减少至四至五年。从市场退货而言，发现被腐蚀的除冰加热器由于失去其电绝缘性质的绝缘性下降而随着时间发展出到加热器外壳的导电路径，加热器外壳结合至飞机的底架。该导电路径分流了加热电流，从而允许在飞行时形成、再建以及积聚冰、雪、或霜。
飞机机载系统监控这些除冰加热器的电流，以确定是否存在故障条件。基于监控这些加热器的操作电流生成预警指示。然而，由于制造容差、供应电压变化、以及除冰加热器电流的瞬时特性，现有的机载监控系统被设计为在所有的操作条件下利用加热器电流的大波动性进行操作。例如，随着加热器温度增加，加热器电阻增加，由此加热器电流减少。因此，目前机载监控系统被设计成仅基于两个预定的电流阈值确定两个不同的故障条件：如果测量的加热器电流达到其最小阈值(例如，30mA)，“故障开路”；以及如果测量的加热器电流达到其最大阈值(例如，3A)，“故障短路”。事实上，针对“故障开路”的情况可以是“线缆断开”或“连接器断开”或“加热元件断开”，并且针对“故障短路”的情况可以是“线缆短路”或“连接器短路”。然而，许多故障或失灵电除冰加热器在最小故障阈值与最大故障阈值之间的范围内汲取电流并且由此机载监控系统将其解释为置于“非故障”条件。
因此，现今的机载监控系统未意识到电除冰加热器的适时劣化，直至电流量级逐渐变得足够高而使得上游电路断路器跳闸，从而导致识别“故障短路”条件，或者除冰加热器被烧而发生开路，从而导致识别“故障开路”条件。因此，并非直至除冰加热器完全出现故障(通常在飞行时发生)才存在发生故障的任何指示。因此，现有的机载监控系统不能识别运行时出现故障的大部分除冰加热器。退化的电除冰加热器不再执行其预期功能，从而引起仪器错误、海拔偏离、以及来自这些“非故障”探测器的空速，这会导致驾驶舱混乱和飞机失速缺少干预。
例如，宽体飞机通常具有测量飞机的空速、总气温以及迎角的多个探测器。这些外部安装的传感器通常具有嵌入式电除冰加热器，分别接收来自驾驶舱中的左侧、中央、以及右侧控制面板的电力，并且将数据提供至对应的机载飞行控制系统。关于空速探测器，一个或多个电除冰加热器出现故障将引起这些探测器之间的空速读数基本不同。直至飞行数据分离才会出现驾驶舱预警指示，即，由于结冰事件，对于机长和大副的空速读数不一致。一旦通知飞行数据分离，则飞机驾驶员被训练为首先脱离自动驾驶仪和自动油门、手动驾驶飞机、并且使飞机在附近机场着陆。当在飞行过程中冰形成并且融化时，间歇错误通常导致飞行员做出空中返航(ATB)的决定。自20世纪90年代，世界范围内的宽体舰队已经遇到在飞行时发生该事件的数次事故。在地面上，维护人员将移除这些飞行数据探测器并且测量各个的绝缘电阻，以确定哪一个出现故障。为了消除飞行数据探测器在飞行时出现故障，强制航空公司缩短移除和更换日程，对于宽体舰队，可缩短为13000飞行时数或三年。因此，即使运行正常，飞行数据探测器通常被过早地替换。自20世纪90年代早期，航空公司就经常提出此成本问题。
因此，仍然需要一种机载监控系统，其监控并且报告包括电除冰加热器的关键部件的健康状况的趋势、提前检测关键部件的故障、并且在关键部件发生完全故障之前(例如，空速偏离之前)的早期阶段通知驾驶舱预警。
发明内容
本发明致力于一种用于监控飞机上的关键部件的系统或方法。尽管本发明很好地适于使用宽体飞机，然而，应当认识到，本发明也可用于其他类型的固定机翼飞机，以及甚至旋转机翼飞机，其中，希望监控关键部件的健康状态。被监控的关键部件可以是被集成到传感器、转换器或诸如空速探测器等探测器中并且安装至飞机的外表面的电除冰加热器。
根据本发明的第一方面，一种用于监控飞机上的关键部件的系统包括：差动电流传感器，被配置为检测关键部件的差动电流并且从已经检测的差动电流生成差动电流信号。差动电流是输入至关键部件中的第一电流与从关键部件返回的第二电流之间的差值。差动电流传感器可被配置为电绝缘关键部件与系统的其余部分。在一个实施例中，差动电流传感器是电流变压器，电流变压器可包括磁芯、与第一对布线以及第二对布线，第一对布线在同一方向上围绕磁芯的一侧缠绕以形成产生关键部件的差动电流的初级绕组，并且第二对布线在同一方向上围绕磁芯缠绕，以形成生成差动电流信号的次级绕组。电流变压器可具有大于一的匝数比，使得差动电流信号是关键部件的差动电流的放大或缩小形式。
系统进一步包括至少一个处理器，该至少一个处理器被配置为比较差动电流信号与至少一个差动电流阈值并且基于比较触发预防动作。可选地，差动电流处理器可被进一步配置为用于通过跟踪关键部件的差动电流随着时间的变化而监控关键部件的劣化趋势。
在一个实施例中，处理器被配置为通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号：在比较之前过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；和/或在比较之前延迟差动电流信号，以消除因差动电流信号的偶然性瞬时现象而引起的以其他方式错误地触发预防动作；和/或将差动电流信号数字化；和/或缩小(scale，缩放)差动电流信号。在另一实施例中，系统可进一步包括偏置和阈值电路，用于将至少一个差动电流阈值提供至至少一个处理器；和/或电浪涌保护器，被配置为抑制在差动电流传感器上感应的电压尖峰。
在又一实施例中，处理器被配置为只有当差动电流信号超过差动电流阈值中的一个时，才触发预防动作。例如，触发预防动作可包括生成指示关键部件需要注意进行检查或更换的早期预警信号。在这种情况下，系统可进一步包括驾驶舱预警/警报指示器和/或飞机健康管理(AHM)系统，驾驶舱预警/警报指示器被配置为接收早期预警信号并且将驾驶舱预警通知给飞机的飞行员，飞机健康管理(AHM)系统被配置为从差动电流处理器接收早期预警信号并且推荐检查或更换关键部件。
在又一实施例中，差动电流阈值包括第一差动电流阈值和大于第一差动电流阈值的第二差动电流阈值。在这种情况下，差动电流处理器可被配置为基于差动电流信号与第一差动电流阈值之间的比较触发预防动作，并且基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较触发故障指示。例如，故障指示可包括生成指示关键部件已经劣化至需要更换的点的警报信号。在一个实施例中，差动电流处理器被配置为基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较生成电流中断信号。在这种情况下，系统进一步包括中继接口，中继接口被配置为接收电流中断信号，并且响应于此，中断输入至关键部件中的第一电流，由此强制关键部件置于至已知的故障状态。
可选地，系统可包括绝对电流传感器，被配置为检测从关键部件返回的绝对电流，并且从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号，在这种情况下，至少一个处理器可被配置为比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值并且基于比较触发故障指示。例如，绝对电流阈值可包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，在这种情况下，处理器可被配置为只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才触发故障指示。处理器可包括用于执行上述差动电流比较功能的差动电流处理器和用于执行上述绝对电流比较功能的绝对电流处理器，而这两个处理器物理上彼此截然不同。
根据本发明的第二方面，一种监控飞机上的关键部件的方法包括：将第一电流输入至关键部件中；通过关键部件返回第二电流；检测关键部件的差动电流；并且从已经检测的差动电流生成差动电流信号。差动电流是第一电流与第二电流之间的差值。
该方法进一步包括：比较差动电流信号与至少一个差动电流阈值；并且基于比较触发预防动作。可选方法包括通过跟踪关键部件的差动电流随着时间的变化而监控关键部件的劣化趋势。在比较功能之前，通过执行下列中的一项或多项可以处理差动电流信号：在比较之前过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；和/或在比较之前延迟差动电流信号，以消除因差动电流信号的偶然性瞬时现象而以其他方式引起的错误地触发预防动作；和/或将差动电流信号数字化；和/或缩小差动电流信号。
在一种方法中，只有当差动电流信号超过差动电流阈值中的一个时，才触发预防动作。作为一个实例，触发预防动作可包括将关键部件需要注意进行检查或更换的预警通知给飞机的飞行员和/或将关键部件需要注意进行检查通知给飞机健康管理(AHM)系统。差动电流阈值可包括第一差动电流阈值和大于第一差动电流阈值的第二差动电流阈值。在这种情况下，基于差动电流信号与第一差动电流阈值之间的比较触发预防动作，并且方法可进一步包括基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较触发故障指示。例如，故障指示可包括将关键部件需要更换的驾驶舱警告通知给飞机的飞行员。可选地，方法可包括基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较，中断输入至关键部件中的第一电流，由此强制关键部件置于已知的故障状态。
可选地，方法可进一步包括：检测从关键部件返回的绝对电流；从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号；比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值；并且基于比较触发故障指示。绝对电流阈值可包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，在这种情况下，只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才可以触发故障指示。
根据本发明的第三方面，一种用于监控飞机上的关键部件的系统包括：差动电流传感器，被配置为检测关键部件的差动电流并且从已经检测的差动电流生成差动电流信号。差动电流是输入至关键部件中的第一电流与从关键部件返回的第二电流之间的差值。差动电流传感器可被配置为电绝缘关键部件与系统的其余部分。在一个实施例中，差动电流传感器是电流变压器，电流变压器可包括磁芯、第一对布线以及第二对布线，第一对布线在同一方向上围绕磁芯的一侧缠绕以形成产生关键部件的差动电流的初级绕组，并且第二对布线在同一方向上围绕磁芯缠绕，以形成生成差动电流信号的次级绕组。电流变压器可具有大于一的匝数比，因此，差动电流信号是关键部件的差动电流的放大或缩小形式。
系统进一步包括至少一个处理器，例如，该至少一个处理器被配置为通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号：过滤差动电流信号以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；延迟差动电流信号；将差动电流信号数字化；缩小差动电流信号；放大差动电流信号；并且调节(conditioning)差动电流信号。
处理器被配置为通过跟踪已处理的差动电流随着时间的变化而监控关键部件的劣化趋势。在一个实施例中，处理器包括被配置为既处理差动电流信号并且又监控关键部件的劣化趋势的差动电流处理器。在另一实施例中，处理器包括差动电流处理器和飞机健康管理(AHM)系统，差动电流处理器被配置为处理差动电流信号，并且飞机健康管理(AHM)系统被配置为从差动电流处理器接收已处理的差动电流信号并且监控关键部件的劣化趋势。处理器可被进一步配置为基于已处理的差动电流信号确定关键部件的劣化水平、比较关键部件的劣化水平与劣化阈值、并且基于该比较推荐或请求更换关键部件。
可选地，系统可包括绝对电流传感器，被配置为检测从关键部件返回的绝对电流并且从已检测的绝对电流生成绝对电流信号，在这种情况下，处理器可被配置为比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值并且基于比较触发故障指示。例如，绝对电流阈值可包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，在这种情况下，处理器可被配置为只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才触发故障指示。处理器可包括用于执行上述差动电流比较功能的差动电流处理器和用于执行上述绝对电流比较功能的绝对电流处理器，这两个处理器可物理上彼此截然不同。
根据本发明的第四方面，一种用于监控飞机上的关键部件的方法包括：将第一电流输入至关键部件中；通过关键部件返回第二电流；检测关键部件的差动电流；并且从已检测的差动电流生成差动电流信号。差动电流是第一电流与第二电流之间的差值。
该方法进一步包括处理差动电流信号。例如，可以通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号：在比较之前过滤差动电流信号以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；和/或在比较之前延迟差动电流信号，以消除因差动电流信号中的偶然性瞬时现象而通过其他方式引起的错误地触发预防动作；和/或将差动电流信号数字化；和/或缩小差动电流信号。
方法进一步包括通过跟踪关键部件的已处理差动电流随着时间的变化来基于已处理的差动电流信号监控关键部件的劣化趋势。一种方法包括：基于已处理的差动电流信号确定加热器的劣化水平；比较加热器的劣化水平与劣化阈值；并且基于比较推荐或请求更换关键部件。
可选地，方法进一步包括：检测从关键部件返回的绝对电流；从已检测的绝对电流生成绝对电流信号；比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值；并且基于比较触发故障指示。绝对电流阈值可包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，在这种情况下，只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才触发故障指示。
在阅读优选实施例的下列细节描述时，本发明的其他与另外的方面和特征将变得显而易见，优选实施例旨在示意性的而并不限制本发明。
附图说明
附图示出了本发明的优选实施例的设计和实用性，在优选实施例中，以共同的参考标号表示相似的元件。为了更好地理解如何获得本发明的上述以及其他优点和目标，通过参考所附附图中示出的具体实施例提供对上述简要描述的本发明的更具体描述。理解到，这些附图仅描述本发明的典型实施例并且由此不被视为限制本发明的范围，将通过使用所附附图对本发明进行额外的具体和细节描述和说明，附图中：
图1是根据本发明的一个实施例构造的并在飞机上使用的机载关键部件监控系统的框图；
图2是在图1的机载关键部件监控系统中使用的故障检测组件的框图；并且
图3是操作用于监控飞机的电除冰加热器的健康的机载关键部件监控系统的一种方法的流程图。
具体实施方式
参考图1，现将描述根据本发明的一个实施例构造的机载关键部件监控系统10。机载监控系统10被配置为监控飞机12上的关键部件14a～14c的健康状况。在示出的实施例中，关键部件14a～14c(以下统称为关键部件14)中的每个是电除冰加热器，电除冰加热器嵌入或通过其他方式整合到空速探测器16a～16c中，空速探测器16a～16c安装至飞机12的结构并且暴露于外部环境。然而，关键部件14a～14c中的任一个均可以是任何部件，其发生的故障或劣化会对飞机12上的乘客或全体机组人员的安全产生不利影响、或者通过其他方式阻止或阻碍飞行员将飞机12飞行至其预期目的地。
在示出的实施例中，飞机12是宽体飞机，其可被限定为具有容纳两个乘客过道的足够宽机身的任何飞机，在商业航班的情况下，通常具有200至850名乘客的容量。目前，这种宽体飞机包括波音747、波音767、波音777、波音787、AIRBUS A300、AIRBUS A310、AIRBUSA330、AIRBUS A340、AIRBUS A350、AIRBUS A380、Ilyushin II-86、Ilyushin II-96、L-1011TriStar、McDonnell Douglas DC-10、以及McDonnell Douglas MD-11。然而，机载监控系统10具体用于监控任何固定机翼或旋转机翼飞机中的关键部件，在固定机翼或旋转机翼飞机中，从独立于飞机结构的关键部件返回电流。
在示出的实施例中，飞机12的驾驶舱18包括分别供电空速探测器16a～16c的三个控制面板20a～20c(左、右、以及中央)。在一些飞机模型中，中央控制面板和右侧控制面板可组合成一个。机载监控系统10包括用于检测相应电除冰加热器14a～14c中的故障的三个相同故障检测组件22a～22c、用于将电除冰加热器14a～14c中的任一个发生的故障以可听和/或可视的方式警告飞行员的三个驾驶舱预警/警报指示器24a～24c、以及用于从故障检测组件22a～22c收集操作数据并且监控电除冰加热器14a～14c的任何故障和健康趋势的飞机健康管理(AHM)系统26。
在示出的实施例中，各个故障检测组件22与驾驶舱预警/警报指示器24均被整合到控制面板20的相应一个中，以监控特定的电除冰加热器14。实质上，优选的是，为每个电除冰加热器14提供故障检测组件22，而不管控制面板20的数目。例如，如果对于特定的控制面板20，存在两个电除冰加热器14以及对应的空速探测器16，则可将两个故障检测组件22整合到用于监控故障检测组件22的此控制面板20中。
计算机(未示出)接收来自全部三个空速探测器16a～16c的输入并且尝试基于从空速探测器16a～16c输出的三个空速数据来确定飞机12的单个空速。例如，计算机可将简单多数平均化(彼此提供最接近的空速的两个空速探测器)，并且将单个空速提供至三个控制面板20a～20c。如果空速探测器16a～16c在特定容差内彼此皆不一致，则以常规方式将空速不一致预警通知给飞行员，并且将不同的空速分别提供至控制面板20a～20c。
AHM系统26包括通常收集并且分析关于引擎性能的信息，以提高飞机12的效率并且降低操作飞机12的成本的软件。AHM系统26还通常收集并且分析来自飞机12的其他关键部件的信息，以监控这些部件随着时间的峰值性能，从而确定各个部件的性能的任何趋势。通常，部件在峰值性能的几个百分比点内操作。如果存在致使部件在其正常范围之外操作的短暂毛刺(glitch)，AHM系统26则可忽略失灵(glitch)。然而，如果部件的操作参数在指示部件的性能劣化的方向上逐渐改变，则由此可以在飞机12的下一日程维护服务期间，向航空公司指示需要对部件进行检测、维修、或更换。
现参考图2，每个控制面板20均从上游相位B和相位C(φB和φC)功率变压器接收115VAC。在常规方式中，当飞机12位于地面上时，控制面板20经由第一电路断路器30a将AC电力的仅一个相位传送至对应的电除冰加热器14，并且当飞机12在空中时，控制面板20分别经由第一电路断路器30a和第二电路断路器30b将AC电力的两个相位传送至对应的电除冰加热器14。为此，相应的控制面板20包括在向上位置处交替激活的一对串联连接开关32a、32b，使得当飞机12位于地面上时，仅将AC电力的一个相位(相位B)传送至对应的电除冰加热器14并且从对应的电除冰加热器14返回至地面，并且当飞机12在空中时，在向下位置处激活该对串联连接开关32a、32b，使得除AC电力的第一相位(相位B)之外，将AC电力的另一相位(相位C)传送至加热器14。因此，当飞机12位于地面上时，在从对应的空速探测器16执行其融化冰、雪、或霜的功能时，每个电除冰加热器14均被提供有可用电力(115VAC线至中线)，并且当飞机12在空中时，每个电除冰加热器14均被提供有可用的电力(200VAC线至线)。
机载监控系统10能够检测关键部件14的所有故障模式，包括“故障开路”、“故障短路”、以及介于其间的全部劣化条件。
为此，每个故障检测组件22均包括绝对电流传感器34和绝对电流处理器36。绝对电流传感器34被配置为检测从加热器14返回的绝对电流并且响应于该检测生成绝对电流信号。绝对电流处理器36被配置为处理(例如，过滤、放大、缩小、调节、延迟、数字化等)绝对电流信号并且比较已处理的绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值，并且基于比较触发故障指示，可以使用模拟信号或数字信号执行该比较。
在示出的实施例中，绝对电流处理器36比较绝对电流信号与最小绝对电流阈值(例如，30mA)和最大绝对电流阈值(例如，3A)。如果绝对电流信号低于最小绝对电流阈值，则识别加热器14存在故障开路条件，并且如果绝对电流信号高于最大绝对电流阈值，则识别加热器14存在故障短路条件。在这两种情况下，绝对电流处理器36将指示电除冰加热器故障，以向飞行员发出警报。当然，如果绝对电流信号介于最小绝对电流阈值与最大绝对电流阈值之间，则识别加热器14没有故障条件，在这种情况下，绝对电流处理器36将不触发故障指示。
通过绝对电流处理器36触发的故障指示可以是警告相关人员(例如，飞行员、地面全体机组人员、和/或航空公司)必需更换加热器14以及集成的空速探测器16的任何指示。例如，如果并且当飞机12位于地面上时，故障指示可包括生成警报信号并且向驾驶舱预警/警报指示器24发送警报信号，从而以可听和/或可视的方式将加热器14完全故障并且必须更换警告于飞行员。可替代地，或者此外，如果并且当飞机12位于地面上时，关于将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，故障指示可包括生成早期预警信号并且将早期预警信号发送至AHM系统26，以将加热器14完全故障并且必须更换警告给地面全体机组人员。
尽管通过绝对电流处理器36触发的故障指示可以最终警告相关人员电除冰加热器14已经出现故障并且必须更换，然而，仍希望监控并且报告电除冰加热器14的健康状况趋势、提前检测电除冰加热器14的故障、并且在电除冰加热器14完全故障之前的早期阶段通报驾驶舱预警。
为此，机载监控系统10进一步包括劣化监控模块40，被配置为连续检测对应电除冰加热器14的劣化、将此状况提供至AHM系统26、并且根据需要响应于电除冰加热器14的劣化而触发预防动作或者响应于电除冰加热器14发生故障而触发故障指示。劣化监控模块40检查相应电除冰加热器14的差动电流，而非检查从相应电除冰加热器14返回的绝对电流。因此，由于电除冰加热器14的容差、以及变化和瞬时特性，供应电压和绝对电流振幅的波动不会对劣化监控模块40的准确度产生不利影响。劣化监控模块40可被整合到各个控制面板20中作为现有控制面板20的线路替代单元(LUR)中的集成附加增强件。在这种情况下，不需要改变加热器布线、连接器、或重新配置。
劣化监控模块40包括差动电流传感器42，被配置为检测相应电除冰加热器14的差动电流并且响应于此生成差动电流信号。差动电流是在引脚A处输入至电除冰加热器14中的第一电流与在引脚B处从电除冰加热器14返回的第二电流之间的差值。显著地，电除冰加热器14的差动电流是良好的指示器，其指示电除冰加热器14将电流分流至飞机10的底架中(例如，由于腐蚀效应)的程度并且由此电除冰加热器14的功能何时劣化至需要更换电除冰加热器14的点。完整功能电除冰加热器14不具有或具有非常小的漏电流至集成电除冰加热器14/空速探测器16和/或飞机12的底架的情况，并且由此将具有平衡的加热器电流(在特定硬件容差范围内，例如，5个百分比)，从而不产生或产生非常小的差动电流。相反，劣化的电除冰加热器14具有大量的漏电流至集成电除冰加热器14/空速探测器16和/或飞机12的底架的情况，并且由此具有不平衡的加热器电流，从而产生大量的差动电流。
优选地，差动电流传感器42能够将电除冰加热器14与劣化监控模块40的其余部件电绝缘，由此保护劣化监控模块40免于相对于公共结构地的电浪涌。在示出的实施例中，差动电流传感器42采取电流变压器形式。电流变压器42包括磁芯44；第一对布线46a、46b，被配置为分别经由引脚A将电流传导至电除冰加热器14并且经由引脚B传导来自电除冰加热器14的电流。第一对布线46a、46b围绕磁芯44在同一方向上缠绕，以形成产生加热器14的差动电流的初级绕组48。电流变压器42进一步包括围绕磁芯44在同一方向上缠绕的第二对布线50a、50b，以形成生成差动电流信号的次级绕组52。
优选地，作为差动电流传感器42的电流变压器具有大于一的匝数比，使得差动电流信号是电除冰加热器14的差动电流的放大或缩小形式，由此增加差动电流信号的信噪比。更优选地，匝数比足够大，以使得电除冰加热器14中的电流不平衡的最低量相对于电流变压器的次级绕组52上的噪音水平产生足够的信号水平。具有预定增益设置的仪器放大器(未示出)可设置在电流变压器的输出处，以进一步放大差动电流信号。
劣化监控模块40进一步包括差动电流处理器54，被配置为处理(例如，过滤、放大、缩小、调节、延迟、数字化等)差动电流信号并且将已处理的差动电流信号发送至AHM系统26。差动电流处理器54被配置为通过跟踪电除冰加热器14的差动电流随着时间的变化而针对早期劣化征兆监控相应电除冰加热器14的劣化趋势。
例如，AHM系统26针对特定电除冰加热器14经过若干年接收的一系列逐渐增加的差动电流信号，可指示相应电除冰加热器14的健康状况。第一差动电流信号可指示电除冰加热器14具有5个百分比劣化(即，差动电流为输入电流的5％)；未来的差动电流信号可指示电除冰加热器14具有10个百分比的劣化(即，差动电流为输入电流的10％)等。AHM系统26可在飞机条件监控系统报告中包括电除冰加热器14的劣化水平以及任何原始数据，其能够用于诊断的、预测的以及服务的警报。例如，当电除冰加热器14达到预定劣化阈值时(例如，50个百分比)，可以做出更换电除冰加热器14以及集成的空速探测器16的确定。
在示出的实施例中，差动电流处理器54被配置为比较差动电流信号与第一差动电流阈值和第二电差动阈值，使用模拟信号或数字信号可以执行该比较，并且基于这些比较而分别触发预防动作或故障指示。在示出的实施例中，只有当差动电流信号超过第一差动电流阈值时，差动电流处理器54才触发预防动作，并且只有当差动电流信号超过第二差动电流阈值时，才触发故障指示。
预防动作可以是警告相关人员(例如，飞行员、地面全体机组人员、和/或航空公司)电除冰加热器14已经劣化至必须连续监控和检查的点的早期预警信号。例如，预防动作可包括将电除冰加热器14需要注意进行检查或更换的驾驶舱预警通知给飞机12的飞行员，例如，如果并且当飞机12位于地面上时，通过生成发送至驾驶舱预警/警报指示器24的早期预警信号而以可听和/或可视的方式警告飞行员加热器14需要注意进行检查或更换。可替代地或此外，为了将早期预警信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，可以生成预防动作并且将早期预警信号发送至AHM系统26，以警告地面全体机组人员电除冰加热器14需要注意进行检查或更换。
如上面绝对电流处理器36所述，通过差动电流处理器54触发的故障指示可以是警告相关人员(例如，飞行员、地面全体机组人员、和/或航空公司)必须更换加热器14以及集成的空速探测器16的警报信号。例如，如果并且当飞机12位于地面上时，故障指示可包括发送至驾驶舱预警/警报指示器24的警报信号，从而以可听和/或可视的方式警告飞行员加热器14已经劣化至需要更换的点。关于将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，可替代地或此外，如果并且当飞机12位于地面上时，故障指示可包括生成警报信号并且将警报信号发送至AHM系统26，以警告地面全体机组人员电除冰加热器14已经劣化至需要更换的点。
除了将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24和/或AHM系统26之外，差动电流处理器54可禁用电除冰加热器14，由此移除对电除冰加热器14的供电。为此，差动电流处理器36被配置为生成电流中断信号。劣化监控模块40进一步包括中继接口58，中继接口58被配置为从差动电流处理器54接收电流中断信号并且通过打开正常闭合(NC)的中继触点60而中断输入至劣化的电除冰加热器14中的电流，由此强制劣化的电除冰加热器14置于已知的故障状态。
第二差动电流阈值一般高于第一差动电流阈值。因此，当电除冰加热器14在运行中进一步劣化时，如果根据预防动作安排对电除冰加热器14进行维护，而并非根据AHM系统26建议进行动作，则将通过差动电流处理器54触发电除冰加热器14的故障指示和禁用。
考虑到已处理的差动电流信号与电除冰加热器14的差动电流之间的增益因子，可以缩小第一差动电流阈值，以使得当加电除冰热器14的差动电流达到预定水平(例如，30个百分比)时触发预防动作。同样，考虑到已处理的差动电流信号与电除冰加热器14的差动电流之间的增益因子，可以缩小第二差动电流阈值，以使得当电除冰加热器14的差动电流达到预定水平(例如，50个百分比)时触发故障指示。
如上简述，差动电流处理器54可过滤并且延迟通过差动电流传感器42输出的差动电流。这些处理功能去除和/或延迟任何噪声和毛刺(例如，由雷击或来自射频传输器的电磁干扰(EMI)而引起的电流尖峰脉冲、或者将瞬时电力涌入的电流施加于电除冰加热器14)，由此消除因这些偶然性瞬时现象而通过其他方式引起错误地触发预防动作、故障指示以及加热器禁用。
劣化监控模块40进一步包括偏置和阈值电路56，被配置为提供偏置电压和电流(包括向差动电流处理器54提供差动电流阈值)，以供整个劣化监控模块40操作。在示出的实施例中，可以基于具体的系统要求调整差动电流阈值并且差动电流阈值可以因飞机不同而改变。例如，一种要求可规定当劣化达到50％时，必须更换电除冰加热器14，而另一要求可规定当劣化达到40％时，必须更换电除冰加热器14。因此，可以相应地调整差动电流阈值。偏置和阈值电路56被进一步配置为用于执行内置测试，以证实整个劣化监控模块40正确运行。
应当认识到，尽管将绝对电流处理器36和差动电流处理器54示出并且描述为两个不同的处理器，然而，单个集成处理器能够用于执行绝对电流处理器36和差动电流处理器54的相应功能。然而，利用两个物理上不同的处理器执行相应的功能允许将劣化监控模块40的功能添加到LRU中而不对已有的电路进行明显改造。
劣化监控模块40进一步包括电浪涌保护器62，被配置为抑制由雷击和电磁干扰(EMI)瞬时现象而引起在差动电流传感器42中产生的电压尖脉冲。电浪涌保护器62可包括金属外壳与导线管，其屏蔽内部的差动电流传感器42免于飞机12机架附近表面上可能存在的感应电流。电浪涌保护器62可进一步包括瞬时抑制金属氧化物变阻器(MOV)或瞬时电压抑制器(TVS)或其他等同部件，以进一步保护差动电流传感器42免于电浪涌。
在描述机载监控系统10的布置与功能之后，现将参考图3描述操作用于监控电除冰加热器14的监控状况的机载监控系统10的一种方法100。首先，根据电除冰加热器14的正常操作，将第一电流输入至电除冰加热器14中(步骤102)，并且从电除冰加热器14返回第二电流(步骤104)，由此向集成的空速探测器16提供热。接着，绝对电流传感器34检测从电除冰加热器14返回的绝对电流(在这种情况下，第二电流)(步骤106)，并且从绝对电流生成绝对电流信号(步骤108)。
接着，绝对电流处理器36处理绝对电流信号(步骤110)(例如，过滤、放大、缩小、调节、延迟、数字化等)并且可选地将已处理的绝对电流信号发送至AHM系统26。绝对电流处理器36比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值。
具体地，绝对电流处理器26确定绝对电流信号是否低于最小绝对电流阈值(步骤112)。如果绝对电流信号低于最小绝对电流阈值，绝对电流处理器36则确定电除冰加热器14置于故障开路条件(步骤114)，并且响应于此，触发加热器故障指示(步骤116)。例如，故障指示可以是生成警报信号并且将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，从而以可听和/或可视的方式警告飞行员电除冰加热器14置于故障开路条件，和/或生成警报信号并且将警报信号发送至AHM系统26，以警告地面全体机组人员电除冰加热器14置于故障开路条件。在下一可用的机会，则通过地面人员检查电除冰加热器14以及整合的空速探测器16、验证其故障，并且根据需要更换电除冰加热器14和空速探测器16(步骤118)。
在步骤112，如果绝对电流信号高于最小绝对电流阈值，绝对电流处理器34则确定绝对电流信号是否高于最大绝对电流阈值(步骤120)。如果绝对电流信号高于最大绝对电流阈值，绝对电流处理器34则确定电除冰加热器14置于故障短路条件(步骤122)并且响应于此，触发电除冰加热器故障指示(步骤116)。例如。电除冰加热器故障指示可以是生成警报信号并且将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，从而以可听和/或可视的方式警告飞行员电除冰加热器14置于故障短路条件，和/或生成警报信号并且将警报信号发送至AHM系统26，以警告地面全体机组人员电除冰加热器14置于故障短路条件。在下一可用的机会，则通过地面人员检查电除冰加热器14以及整合的空速探测器16、验证其故障、并且根据需要更换电除冰加热器14和空速探测器16(步骤118)。
在步骤120，如果绝对电流信号低于最大绝对电流阈值，绝对电流处理器34则确定电除冰加热器14既不置于故障开路条件也不置于故障短路条件(步骤124)。
与上述所述步骤同步，或者在确定电除冰加热器14不置于任何故障条件之后，差动电流传感器42检测电除冰加热器14的差动电流(在这种情况下，是第一电流与第二电流之间的差值)(步骤126)，并且从差动电流生成差动电流信号(步骤128)。
接着，差动电流处理器54处理(例如，过滤、放大、缩小、调节、延迟、数字化等)差动电流(步骤130)并且可选地将已处理的差动电流信号发送至AHM系统26。然后，差动电流处理器54基于已处理的差动电流信号确定电除冰加热器14的劣化水平、比较电除冰加热器14的劣化水平与劣化阈值、并且基于比较推荐或请求更换电除冰加热器14。
具体地，差动电流处理器54比较已处理的差动电流信号与第一差动电流阈值(步骤132)。如果差动电流信号低于第一差动电流阈值，差动电流处理器54则确定电除冰加热器14在正常范围内操作并且尚未劣化至不安全水平(步骤134)。因此，不需要监控电除冰加热器14的劣化趋势，并且因此该过程返回至步骤106。
相反，如果差动电流信号高于第一差动电流阈值，差动电流处理器54则确定电除冰加热器14已经发展出明显的差分电流(步骤136)，并且因此通过跟踪电除冰加热器14的差动电流随着时间的变化而监控电除冰加热器14的劣化趋势(步骤138)。因此，差动电流处理器54比较差动电流与第二差动电流阈值(例如，40个百分比劣化)(步骤140)。如果差动电流信号低于第二差动电流阈值，差动电流处理器54则触发预防动作(步骤142)。例如，预防动作可包括将电除冰加热器14需要注意进行检查或更换的驾驶舱预警通知给飞机12的飞行员，例如，生成早期预警信号并且将早期预警信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，从而以可听和/或可视的方式警告飞行员电除冰加热器14已经劣化至需要检查或更换的点，和/或将指示电除冰加热器劣化的早期征兆的早期预警信号发送至AHM系统26并且推荐或安排检查或更换电除冰加热器14。然后，该过程可返回至步骤106。优选地，第一差动电流阈值小于第二差动电流阈值；以使得可以在加热器进一步劣化至不安全水平之前，预先更换电除冰加热器14。
在步骤138，如果差动电流信号碰巧高于第二差动电流阈值，差动电流处理器54则确定电除冰加热器14已经充分劣化至不安全水平(步骤144)，并且响应于此，将劣化的电除冰加热器14置于已知的故障状态，并且具体地，通过生成电流中断信号并且将电流中断信号发送至中继接口58，中继接口58通过打开正常闭合(NC)的中继触点60而中断输入至劣化的电除冰加热器14中的电流，由此通过强制电除冰加热器至故障开路状态而禁用劣化的电除冰加热器14(步骤146)。然后，差动电流处理器54触发加热器故障指示(步骤116)。例如，故障指示可以是生成警报信号并且将警报信号发送至驾驶舱预警/警报指示器24，从而以可听和/或可视的方式警告驾驶员电除冰加热器14置于故障条件，和/或生成警报信号并且将警报信号发送至AHM系统26，以警告地面全体机组人员电除冰加热器14置于故障条件。在下一可用的机会，则通过地面人员检查电除冰加热器14以及整合的空速探测器16、验证其故障、并且根据需要更换电除冰加热器14和空速探测器16(步骤118)。
尽管将差动电流处理器54描述为监控电除冰加热器14的劣化趋势并且通过向AHM系统26发送早期预警信号而触发预防动作，然而，应当认识到，AHM系统26自身可基于从差动电流处理器54接收的已处理的差动电流信号监控电除冰加热器14的劣化趋势，并且基于已处理的差动电流信号与上述所述一个或多个差动电流阈值之间的比较而确定电除冰加热器14的劣化的早期征兆并且推荐对电除冰加热器14进行检查或更换。
进一步地，本公开包括根据下列项的实施例：
第1项.一种用于监控飞机(12)上的关键部件(14)的系统(10)，包括：
差动电流传感器(42)，被配置为检测关键部件(14)的差动电流，并且从已检测的差动电流生成差动电流信号，差动电流是输入至关键部件(14)中的第一电流与从关键部件(14)返回的第二电流之间的差值；和
差动电流处理器(54)，被配置为比较差动电流信号与至少一个差动电流阈值并且基于比较触发预防动作。
第2项.根据第1项所述的系统(10)，其中，差动电流处理器(54)被配置为只有当差动电流信号超过至少一个差动电流阈值中的一个时，才触发所述预防动作。
第3项.根据第1项所述的系统(10)，其中，差动电流处理器(54)被进一步配置为通过跟踪关键部件(14)的差动电流随着时间的变化而监控关键部件(14)的劣化趋势。
第4项.根据第1项所述的系统(10)，其中，触发预防动作包括生成指示关键部件(14)需要注意进行检查或更换的早期预警信号。
第5项.根据第4项所述的系统(10)，进一步包括驾驶舱预警/警报指示器(24)，被配置为接收早期预警信号并且将驾驶舱预警通知给飞机(12)的飞行员。
第6项.根据第4项所述的系统(10)，进一步包括飞机健康管理(AHM)系统(26)，被配置为从差动电流处理器(54)接收早期预警信号并且推荐检查或更换关键部件(14)。
第7项.根据第1项所述的系统(10)，其中，至少一个差动电流阈值包括第一差动电流阈值和大于第一差动电流阈值的第二差动电流阈值，其中，差动电流处理器(54)被配置为基于差动电流信号与第一差动电流阈值之间的比较触发预防动作，并且基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较触发故障指示。
第8项.根据第7项所述的系统(10)，其中，触发故障指示包括生成指示关键部件(14)已经劣化至需要进行更换的点的警报信号。
第9项.根据第7项所述的系统(10)，其中，差动电流处理器(54)被进一步配置为基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较生成电流中断信号，系统(10)进一步包括中继接口(58)，被配置为接收电流中断信号，并且响应于此，中断输入至关键部件(14)中的第一电流，由此强制关键部件(14)置于已知的故障状态。
第10项.根据第1项所述的系统(10)，进一步包括：
绝对电流传感器(34)，被配置为检测从关键部件(14)返回的绝对电流，并且从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号；和
绝对电流处理器(36)，被配置为比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值并且基于比较触发故障指示。
第11项.根据第10项所述的系统(10)，其中，至少一个绝对电流阈值包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，并且绝对电流处理器(36)被配置为只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才触发故障指示。
第12项.根据第10项所述的系统(10)，其中，差动电流处理器(54)和绝对电流处理器(36)物理上彼此截然不同。
第13项.根据第1项所述的系统(10)，其中，差动电流处理器(54)被配置为通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号：在比较之前，过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；在比较之前，延迟差动电流信号，以消除因差动电流信号的偶然性瞬时现象以其他方式引起的错误地触发预防动作；将差动电流信号数字化；缩小差动电流信号；放大差动电流信号；并且调节差动电流信号。
第14项.根据第1项所述的系统(10)，进一步包括被配置为将至少一个差动电流阈值提供至差动电流处理器(54)的偏置和阈值电路(56)。
第15项.根据第1项所述的系统(10)，进一步包括被配置为抑制在差动电流传感器(42)上感应的电压尖峰的电浪涌保护器(62)。
第16项.根据第1项所述的系统(10)，其中，差动电流传感器(42)被配置为电隔离差动电流处理器(54)与关键部件(14)。
第17项.根据第16项所述的系统(10)，其中，差动电流传感器(42)是电流变压器。
第18项.根据第17项所述的系统(10)，其中，电流变压器(42)包括：
磁芯(44)；
第一对布线(46)被配置为分别将第一电流传导至关键部件(14)并且传导来自关键部件(14)的第二电流，第一对布线(46)围绕磁芯(44)的一侧在同一方向缠绕，以形成产生关键部件(14)的差动电流的初级绕组(48)；以及
第二对布线(50)，第二对布线(50)围绕磁芯(44)的另一侧在同一方向缠绕，以形成生成差动电流信号的次级绕组(52)。
第19项.根据第18项所述的系统(10)，其中，电流变压器(42)具有大于一的匝数比，使得差动电流信号是关键部件(14)的差动电流的放大或缩小形式。
第20项.根据第1项所述的系统(10)，其中，关键部件(14)是电除冰加热器。
第21项.根据第20项所述的系统(10)，其中，电除冰加热器(14)被集成到传感器、转换器或探测器(16)中。
第22项.根据第20项所述的系统(10)，其中，电除冰加热器(14)被集成到空速探测器(16)中。
第23项.根据第1项所述的系统(10)，其中，关键部件(14)安装至飞机(12)上的外表面。
第24项.根据第1项所述的系统(10)，其中，飞机(12)是宽体飞机。
第25项.一种监控飞机(12)上的关键部件(14)的方法，包括：
将第一电流输入至关键部件(14)中(102)；
通过关键部件(14)返回第二电流(104)；
检测关键部件(14)的差动电流，差动电流是第一电流与第二电流之间的差值(126)；
从已经检测的差动电流(128)生成差动电流信号(128)；
比较差动电流信号与至少一个差动电流阈值(132,140)；并且
基于比较触发预防动作(142)。
第26项.根据第25项所述的方法，其中，只有当差动电流信号超过至少一个差动电流阈值(140)中的一个时，才触发预防动作。
第27项.根据第25项所述的方法，进一步包括通过跟踪关键部件(14)的差动电流随着时间的变化来监控关键部件(14)的劣化趋势(138)。
第28项.根据第25项所述的方法，其中，触发预防动作包括将关键部件(14)需要注意进行检查或更换的驾驶舱预警通知给飞机(12)的飞行员。
第29项.根据第25项所述的方法，其中，触发预防动作包括将关键部件(14)需要注意进行检查或更换通知给飞机健康管理(AHM)系统(26)。
第30项.根据第25项所述的方法，其中，至少一个差动电流阈值包括第一差动电流阈值和大于第一差动电流阈值的第二差动电流阈值，其中，基于差动电流信号与第一差动电流阈值(132)之间的比较触发预防动作，并且该方法进一步包括基于差动电流信号与第二差动电流阈值(140)之间的比较触发故障指示(116)。
第31项.根据第30项所述的方法，其中，触发故障指示包括将关键部件(14)需要进行更换的驾驶舱警报通知给飞机(12)的飞行员。
第32项.根据第30项所述的方法，进一步包括：基于差动电流信号与第二差动电流阈值之间的比较中断输入至关键部件(14)中的第一电流，由此强制关键部件(14)置于已知的故障状态(146)。
第33项.根据第25项所述的方法，进一步包括：
检测从关键部件(14)返回的绝对电流(106)；
从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号(108)；
比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值(112,120)；并且
基于比较触发故障指示(116)。
第34项.根据第33项所述的方法，其中，至少一个绝对电流阈值包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，并且只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值(112)或高于最大绝对电流阈值(120)时，才触发故障指示。
第35项.根据第25项所述的方法，进一步包括通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号(130)：在比较之前，过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；在比较之前，延迟差动电流信号，以消除因差动电流信号中的偶然性瞬时现象而通过其他方式引起错误地触发预防动作；将差动电流信号数字化；缩小差动电流信号；放大差动电流信号；并且调节差动电流信号。
第36项.根据第25项所述的方法，其中，关键部件(14)是电除冰加热器。
第37项.根据第36项所述的方法，其中，电除冰加热器(14)被集成到传感器、转换器或探测器(16)中。
第38项.根据第36项所述的方法，其中，电除冰加热器(14)被集成到空速探测器(16)中。
第39项.根据第25项所述的方法，其中，关键部件(14)安装至飞机(12)上的外表面。
第40项.根据第25项所述的方法，其中，飞机(12)是宽体飞机。
第41项.一种用于监控飞机(12)上的关键部件(14)的系统(10)，包括：
差动电流传感器(42)，被配置为检测关键部件(14)的差动电流并且从已经检测的差动电流生成差动电流信号，差动电流是输入至关键部件(14)中的第一电流与从关键部件(14)返回的第二电流之间的差值；和
至少一个处理器(26,54)，被配置为处理差动电流信号并且通过跟踪已处理的差动电流随着时间的变化而监控关键部件(14)的劣化趋势。
第42项.根据第41项所述的系统(10)，其中，至少一个处理器(26,54)包括差动电流处理器(54)，被配置为处理差动电流信号并且监控关键部件(14)的劣化趋势。
第43项.根据第41项所述的系统(10)，其中，至少一个处理器(26,54)包括差动电流处理器(54)和飞机健康管理(AHM)系统(26)，差动电流处理器(54)被配置为处理差动电流信号，并且飞机健康管理(AHM)系统(26)被配置为从差动电流处理器(54)接收已处理的差动电流信号并且监控关键部件(14)的劣化趋势。
第44项.根据第41项所述的系统(10)，其中，至少一个处理器(26,54)被进一步配置为基于已处理的差动电流信号确定关键部件(14)的劣化水平，比较关键部件(14)的劣化水平与劣化阈值，并且基于比较推荐或请求更换关键部件(14)。
第45项.根据第41项所述的系统(10)，进一步包括：
绝对电流传感器(34)，被配置为检测从关键部件(14)返回的绝对电流并且从已检测的绝对电流生成绝对电流信号，其中，至少一个处理器(26,54)被配置为比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值并且基于比较触发故障指示。
第46项.根据第45项所述的系统(10)，其中，至少一个绝对电流阈值包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，并且至少一个处理器(26,54)被配置为只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值或高于最大绝对电流阈值时，才触发故障指示。
第47项.根据第45项所述的系统(10)，其中，至少一个处理器(26,54)包括物理上彼此截然不同的差动电流处理器(54)和绝对电流处理器(34)。
第48项.根据第41项所述的系统(10)，其中，至少一个处理器(26,54)被配置为通过执行下列中的一项或多项来处理差动电流信号：过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；延迟差动电流信号；将差动电流信号数字化；缩小差动电流信号；放大差动电流信号；并且调节差动电流信号。
第49项.根据第41项所述的系统(10)，其中，差动电流传感器(42)被配置为电隔离至少一个处理器(26,54)与关键部件(14)。
第50项.根据第49项所述的系统(10)，其中，差动电流传感器(42)是电流变压器。
第51项.根据第50项所述的系统(10)，其中，电流变压器包括(42)：
磁芯(44)；
第一对布线(46)，被配置为分别将第一电流传导至关键部件(14)并且传导来自关键部件(14)的第二电流，第一对布线(46)围绕磁芯(44)的一侧在同一方向上缠绕，以形成产生关键部件(14)的差动电流的初级绕组(48)；以及
第二对布线(50)，第二对布线(50)围绕磁芯(44)的另一侧在同一方向上缠绕，以形成生成差动电流信号的次级绕组(52)。
第52项.根据第51项所述的系统(10)，其中，电流变压器(42)具有大于一的匝数比，使得差动电流信号是关键部件(14)的差动电流的放大或缩小形式。
第53项.根据第41项所述的系统(10)，其中，关键部件(14)是电除冰加热器。
第54项.根据第53项所述的系统(10)，其中，电除冰加热器(14)被集成到传感器、转换器或探测器(16)中。
第55项.根据第53项所述的系统(10)，其中，电除冰加热器(14)被集成到空速探测器(16)中。
第56项.根据第41项所述的系统(10)，其中，关键部件(14)安装至飞机(12)上的外表面。
第57项.根据第41项所述的系统(10)，其中，飞机(12)是宽体飞机。
第58项.一种用于监控飞机(12)上的关键部件(14)的方法，包括：
将第一电流输入至关键部件(14)中(102)；
通过关键部件(14)返回第二电流(104)；
检测关键部件(14)的差动电流，差动电流是第一电流与第二电流之间的差值(126)；
从已检测的差动电流生成差动电流信号(128)；
处理差动电流信号(130)；并且
通过跟踪关键部件(14)的差动电流随着时间的变化来基于已处理的差动电流信号监控关键部件(14)的劣化趋势(138)。
第59项.根据第58项所述的方法，进一步包括：
基于已处理的差动电流信号确定关键部件(14)的劣化水平；
比较关键部件(14)的劣化水平与劣化阈值(140)；并且
基于比较推荐或请求更换关键部件(14)(116)。
第60项.根据第58项所述的方法，进一步包括：
检测从关键部件(14)返回的绝对电流(106)；
从已检测的绝对电流生成绝对电流信号(108)；
比较绝对电流信号与至少一个绝对电流阈值(112,120)；并且
基于比较生成故障指示(116)。
第61项.根据第60项所述的方法，其中，至少一个绝对电流阈值包括最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值，并且只有当绝对电流信号低于最小绝对电流阈值(112)或高于最大绝对电流阈值(120)时，才触发故障指示。
第62项.根据第58项所述的方法，其中，处理差动电流信号包括执行下列中的一项或多项(130)：过滤差动电流信号，以从差动电流信号中除去电流尖峰脉冲；延迟差动电流信号；将差动电流信号数字化；缩小差动电流信号；放大差动电流信号；并且调节差动电流信号。
第63项.根据第58项所述的方法，其中，关键部件(14)是电除冰加热器。
第64项，根据第63项所述的方法，其中，电除冰加热器(14)被集成到传感器、转换器或探测器(16)中。
第65项.根据第63项所述的方法，其中，电除冰加热器(14)被集成到空速探测器(16)中。
第66项.根据第58项所述的方法，其中，关键部件(14)安装至飞机(12)上的外表面。
第67项.根据第58项所述的方法，其中，飞机(12)是宽体飞机。
尽管此处公开了特定示出性实施例及方法，然而，在不背离所公开领域的真实实质和范围的情况下，从本领域技术人员对上述公开做出该等实施例与方法的变形和改造中，特定示出性实施例及方法显而易见。存在公开领域的许多其他实施例，仅就细节方面而言，每个实施例均不同于其他实施例。相应地，旨在使公开领域仅局限于由所附权利要求以及适用法律的法规和原则规定的范围内。

Claims (9)

1.一种用于监控飞机上的关键部件的系统，包括：
绝对电流传感器(34)，被配置为检测从所述关键部件返回的绝对电流，并且从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号；
绝对电流处理器(36)，被配置为比较所述绝对电流信号与最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值并且只有当所述绝对电流信号低于所述最小绝对电流阈值或高于所述最大绝对电流阈值时才触发故障指示；
差动电流传感器，被配置为当所述绝对电流信号在所述最小绝对电流阈值与所述最大绝对电流阈值之间时检测所述关键部件的差动电流并且从检测的所述差动电流生成差动电流信号，所述差动电流是输入所述关键部件中的第一电流与从所述关键部件返回的第二电流之间的差值；以及
差动电流处理器，被配置为将所述差动电流信号与至少一个差动电流阈值进行比较并且基于所述比较触发预防动作，
其中，所述至少一个差动电流阈值包括第一差动电流阈值和大于所述第一差动电流阈值的第二差动电流阈值，其中，所述差动电流处理器被配置为：
在所述差动电流信号大于所述第一差动电流阈值时，通过跟踪所述关键部件的所述差动电流随着时间的变化来监控所述关键部件的劣化趋势；
在所述监控期间当所述差动电流信号大于所述第二差动电流阈值时，触发故障指示，
在所述监控期间当所述差动电流信号不大于所述第二差动电流阈值时，触发所述预防动作，
其中，所述差动电流处理器被配置为通过在所述比较之前，延迟所述差动电流信号，以消除因所述差动电流信号的偶然性瞬时现象以其他方式引起的错误地触发所述预防动作来处理所述差动电流信号。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，触发所述预防动作包括生成指示所述关键部件需要注意进行检查或更换的早期预警信号。
3.根据权利要求2所述的系统，进一步包括驾驶舱预警/警报指示器，被配置为接收所述早期预警信号并且将驾驶舱预警通知给所述飞机的飞行员。
4.根据权利要求1所述的系统，其中，触发所述故障指示包括生成指示所述关键部件已经劣化至需要更换的点的警报信号。
5.根据权利要求4所述的系统，其中，所述差动电流处理器被进一步配置为基于所述差动电流信号与所述第二差动电流阈值之间的比较生成电流中断信号，所述系统进一步包括中继接口，所述中继接口被配置为接收所述电流中断信号，并且响应于此，中断输入所述关键部件中的所述第一电流，由此强制所述关键部件进入已知的故障状态。
6.一种监控飞机上的关键部件的方法，包括：
将第一电流输入至所述关键部件中；
通过所述关键部件返回第二电流；
检测从所述关键部件返回的作为绝对电流的第二电流，并且从已经检测的绝对电流生成绝对电流信号；
比较所述绝对电流信号与最小绝对电流阈值和最大绝对电流阈值并且只有当所述绝对电流信号低于所述最小绝对电流阈值或高于所述最大绝对电流阈值时才触发故障指示；
当所述绝对电流信号在所述最小绝对电流阈值与所述最大绝对电流阈值之间时，检测所述关键部件的差动电流，所述差动电流是所述第一电流与所述第二电流之间的差值；
从检测的所述差动电流生成差动电流信号；
将所述差动电流信号与至少一个差动电流阈值进行比较；以及
基于所述比较触发预防动作，
其中，所述至少一个差动电流阈值包括第一差动电流阈值和大于所述第一差动电流阈值的第二差动电流阈值，其中，所述方法还包括：
在所述差动电流信号大于所述第一差动电流阈值时，通过跟踪所述关键部件的所述差动电流随着时间的变化来监控所述关键部件的劣化趋势；
在所述监控期间当所述差动电流信号大于所述第二差动电流阈值时，触发故障指示，
在所述监控期间当所述差动电流信号不大于所述第二差动电流阈值时，触发所述预防动作，
其中，所述差动电流处理器被配置为通过在所述比较之前，延迟所述差动电流信号，以消除因所述差动电流信号的偶然性瞬时现象以其他方式引起的错误地触发所述预防动作来处理所述差动电流信号。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，触发所述预防动作包括通知飞机健康管理系统所述关键部件需要注意进行检查或更换。
8.根据权利要求6所述的方法，其中，触发所述故障指示包括将所述关键部件需要进行更换的驾驶舱警报通知给所述飞机的飞行员。
9.根据权利要求6所述的方法，进一步包括：基于所述差动电流信号与所述第二差动电流阈值之间的比较中断输入所述关键部件中的所述第一电流，由此强制所述关键部件进入已知的故障状态。
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