CN111279174B - 用于检测飞机中的燃料泄漏的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

用于检测飞机中的燃料泄漏的方法和系统，该飞机包括第一发动机和第二发动机。该方法包括，在确定飞机已经达到第一操作模式时：获取第一发动机的第一基线燃料流量；获取第二发动机的第二基线燃料流量。该方法还包括：监测在第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在第二发动机处测量的第二当前燃料流量；以及基于对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。

Description

用于检测飞机中的燃料泄漏的系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求于2017年10月23日提交的美国临时专利申请第62/575,590号的优先权，其全部内容通过引用结合于此。
技术领域
本技术涉及用于检测飞机中的燃料泄漏的系统和方法。特别地，该系统和方法允许分析基线燃料流量和当前燃料流量，以触发燃料泄漏检测。
背景技术
飞机存在未检测到的燃料泄漏可能引起安全风险，特别是当飞机远离任何改航机场时。为了减少未检测到的燃料泄漏的风险，大多数飞机都配备有自动燃料泄漏检测系统。通常，这种自动燃料泄漏检测系统包括位于飞机的一个或多个燃料箱中的燃料探测器，该燃料探测器允许测量一个或多个燃料箱中的燃料量。自动燃料泄漏检测系统还包括用于每一个发动机的流量计，该流量计允许读取进入发动机的燃料流量，并从该信息推断由每个发动机消耗的燃料量。在一些方法中，将从飞行开始以来机载燃料量的变化计算出的第一消耗值(由燃料探测器读取)与从飞行开始以来由流量计计算出的第二消耗值比较，使得能够检测燃料泄漏。除其他限制外，这种方法仅可以用于确定流量计上游(即，在燃料箱与发动机的流量计之间)的燃料供应系统中的泄漏，并且在检测燃料泄漏方面可能具有有限的精度。
因此，已经开发出可替代的方法，诸如在波音公司的美国专利7,739,004中描述的方法。该方法监测并警告飞机中的发动机燃料流量计下游的燃料泄漏。该方法使用现有的发动机传感器数据以输入到预定参数模型中来预测额定燃料流量，并且还比较左发动机与右发动机之间的燃料流量。即使这种方法可以提供益处，但仍然可能存在局限性，特别是由于“一个预定参数模型”要适合所有的发动机，这可能需要相对“高”的误差裕度。
因此，仍然可能需要改进。
在背景技术部分中讨论的主题不应仅由于其在背景技术部分中提及而被认为是现有技术。类似地，在背景技术部分中提及的或与背景技术部分的主题有关的问题不应被认为是现有技术中先前已经认识到的。背景技术部分中的主题仅表示不同的方法。
发明内容
在一个方面，本技术的各种实施方式提供了一种检测飞机中的燃料泄漏的方法，该飞机包括第一发动机和第二发动机，该方法包括：
在确定飞机已经达到第一操作模式时：
获取第一发动机的第一基线燃料流量，该第一基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在一时间段上确立的第一发动机的平均实际燃料流量；
获取第二发动机的第二基线燃料流量，该第二基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在所述时间段上确立的第二发动机的平均实际燃料流量；
监测在第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在第二发动机处测量的第二当前燃料流量；以及
基于对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在另一方面，对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析包括：
基于第一当前燃料流量和第一基线燃料流量来计算第一比率；以及
基于第二当前燃料流量和第二基线燃料流量来计算第二比率。
在又一方面，触发燃料泄漏检测包括触发与第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者。
在另一方面，基于确定出满足以下状态来触发第一燃料泄漏检测：
(a)第一比率高于第二比率；
(b)第一比率与第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在又一方面，基于确定出满足以下状态来触发第二燃料泄漏检测：
(a)第二比率高于第一比率；
(b)第一比率与第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在另一方面，第一预定阈值为10％，并且第二预定阈值为0.3度。
在又一方面，确定飞机已经达到第一操作模式包括确定满足以下状态：
(a)飞机在飞行中；
(b)飞机的高度在20000英尺至51000英尺之间；
(c)高度的变化率在-400英尺/分钟至+400英尺/分钟之间；
(d)飞机的空速在0.6马赫至0.94马赫之间；
(e)第一发动机的风扇速度和第二发动机的风扇速度在60％至120％风扇速度之间；以及
(f)飞机感测到的总气温(TAT)在–60摄氏度至+40摄氏度之间。
在另一方面，该时间段是60秒。
在又一方面，该方法还包括，在确定已经达到第一操作模式之前并且直到确定出已经达到第一操作模式为止：
从非暂时性计算机可读介质访问第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量，该第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量在飞机的先前飞行期间已被获取；以及
基于对第一预存基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二预存基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在另一方面，触发燃料泄漏检测包括触发与第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者；并且其中，对第一预存基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二预存基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析包括：
基于第一当前燃料流量和第一预存基线燃料流量来计算第三比率；以及
基于第二当前燃料流量和第二预存基线燃料流量来计算第四比率。
在又一方面，基于确定出满足以下状态来触发第一燃料泄漏检测：
(a)第三比率高于第四比率；
(b)第三比率与第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在另一方面，基于确定出满足以下状态来触发第二燃料泄漏检测：
(a)第四比率高于第三比率；
(b)第三比率与第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在又一方面，第一预定阈值为25％，并且第二预定阈值为0.3度。
在其他方面，本技术的各种实施方式提供了一种用于检测飞机中的燃料泄漏的系统，该飞机包括第一发动机和第二发动机，该系统包括：
处理器；
非暂时性计算机可读介质，该非暂时性计算机可读介质包括控制逻辑，该控制逻辑在由处理器执行时引起：
在确定飞机已经达到第一操作模式时：
获取第一发动机的第一基线燃料流量，该第一基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在一时间段上确立的第一发动机的平均实际燃料流量；
获取第二发动机的第二基线燃料流量，该第二基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在所述时间段上确立的第二发动机的平均实际燃料流量；
监测在第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在第二发动机处测量的第二当前燃料流量；以及
基于对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在其他方面，本技术的各种实施方式提供了一种非暂时性计算机可读介质，该非暂时性计算机可读介质存储用于检测飞机中的燃料泄漏的程序指令，该程序指令可由基于计算机的系统的处理器执行以实施上述方法中的一种或多种方法。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则计算机系统可以指代但不限于“电子设备”、“控制器”、“燃料控制器”、“控制计算机”、“控制系统”、“基于计算机的系统”、“燃料管理系统”、“燃料泄漏确定系统”、“燃料监测系统”和/或其适于当前相关任务的任何组合。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则表述“计算机可读介质”和“存储器”旨在包括任何性质和种类的介质，其非限制性示例包括RAM、ROM、磁盘(CD-ROM、DVD、软盘、硬盘驱动器等)、USB密钥、闪存卡、固态驱动器和磁带驱动器。仍然在本说明书的上下文中，“一个”计算机可读介质和“该”计算机可读介质不应被解释为是同一计算机可读介质。相反，并且在适当的时候，“一种”计算机可读介质和“该”计算机可读介质也可以被解释为第一计算机可读介质和第二计算机可读介质。
在本说明书的上下文中，除非另有明确规定，否则词语“第一”、“第二”、“第三”等仅用作允许区分它们彼此修饰的名词的形容词的目的，而不是用于描述这些名词之间的任何特定关系的目的。
本技术的实施方式均具有上述目的和/或方面中的至少一个，但不一定具有全部。应当理解，由于试图完成上述目的而导致的本技术的一些方面可能不满足该目的和/或可能满足本文未具体叙述的其他目的。
从以下描述、附图和所附权利要求中，本技术的实现的附加和/或替代特征、方面和优点将变得显而易见。
附图说明
为了更好地理解本技术及其其他方面和进一步的特征，参考以下描述，其结合附图进行使用，其中：
图1A是从飞机的实施例的顶前左侧截取的立体图；
图1B是飞机的另一实施例的正视图；
图2是根据本技术的实施例的燃料监测系统的视图；
图3至图8是示出了图2的燃料监测系统的某些模块的视图；
图9是根据本技术的实施例的计算环境的视图；以及
图10是示出了流程图的图，该流程图示出了实现本技术的实施例的计算机实现的方法。
还应注意，除非本文另有明确规定，否则附图均未按比例绘制。
具体实施方式
本文中列举的示例和状态语言主要旨在帮助读者理解本技术的原理，而不是将其范围限制于这种具体列举的示例和状态。应当理解，本领域技术人员可以设计各种布置，尽管本文没有明确描述或示出，但它们体现了本技术的原理，并且被包括在其精神和范围内。
此外，为了帮助理解，以下描述可以描述本技术的相对简化的实施方式。如本领域技术人员将理解的，本技术的各种实施方式可具有更大的复杂性。
在一些情况下，也可以提出被认为是对本技术进行修改的有用示例。这样做仅是为了帮助理解，并且同样不是为了限定本技术的范围或提出本技术的界限。这些修改不是详尽的列表，并且本领域技术人员可以进行其他修改，而仍然保留在本技术的范围内。此外，在未提出修改示例的情况下，不应被解释为不可能进行修改和/或所描述的是实现本技术的要素的唯一方式。
此外，本文中引用本技术的原理、方面和实施方式以及其特定示例的所有陈述旨在涵盖其结构和功能等效物，无论它们当前是已知的还是在将来开发的。因此，例如，本领域技术人员将理解，本文的任何框图表示体现本技术原理的说明性电路的概念图。类似地，应当理解，任何流程图、作业图、状态转变图、伪代码等都表示可以实质上在计算机可读介质中表示并因此由计算机或处理器执行的各种过程，无论是否明确地示出了这种计算机或处理器。
附图中所示的各种元件的功能(包括标记为“处理器”或“控制器”的任何功能块)可以通过使用专用硬件以及能够与适当的软件相关联地执行软件的硬件来提供。当由处理器提供时，功能可以由单个专用处理器、由单个共享处理器或由多个单独的处理器提供，其中一些可以共享。在本技术的一些实施例中，处理器可以是通用处理器，诸如中央处理器(CPU)，或者专用于特定目的的处理器，诸如数字信号处理器(DSP)。此外，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应被解释为专门指能够执行软件的硬件，而是可以隐含地包括但不限于专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)和非易失性存储器。也可以包括其他常规的和/或定制的硬件。
在本文中，软件模块或简单地暗示为软件的“模块”可以表示为流程图要素，或指示处理步骤和/或文字描述的执行的其他要素的任何组合。这种模块可以由明确或隐含示出的硬件执行。
利用这些基本原理，我们现在将考虑一些非限制性示例，以说明本技术各方面的各种实施方式。
参考图1A，示出了飞机10A。飞机10A是飞机的示例性实施方式，并且可以设想其他类型的飞机，诸如但不限于图1B所示的飞机10B。飞机10A具有机身12、在机身12的前部的驾驶舱14，以及在机身12的后部的尾部16。尾部16具有左水平稳定器和右水平稳定器18以及竖直稳定器20。每个水平稳定器18设置有用于控制飞机10A的俯仰的升降舵22。竖直稳定器20设置有用于控制飞机10A的偏航的方向舵24。飞机10A还具有一对机翼26。左机翼26连接到机身12并在其左侧延伸。右机翼26连接到机身12并在其右侧延伸。机翼26设置有襟翼28和副翼30。襟翼28用于控制飞机10A的升力，而副翼30用于控制飞机10A的侧倾。可选地，每个机翼26在其尖端处设置有小翼32。左发动机组件和右发动机组件34分别连接到左机翼和右机翼26的底部，如将在下面更详细地描述的。可以设想的是，一个以上的发动机组件34可以连接到每个机翼26。飞机10A设置有更多的部件和系统，诸如起落架和辅助动力单元，本文将不进行描述。
现在转向图1B，飞机10B示出了飞机的另一实施例。与飞机10A的部件类似的飞机10B的部件以相同的附图标记表示。从图1B可以看出，左发动机组件和右发动机组件34连接到机身12的左后部分和右后部分，而不是如飞机10A的情况连接到左机翼和右机翼26的底部。飞机10B的尾部还具有左水平稳定器和右水平稳定器18以及竖直稳定器20。与飞机10A的构造相反，飞机10B的左水平稳定器和右水平稳定器18连接到竖直稳定器20的顶部部分，从而形成“T形构造”。
现在同时参考图1A、图1B和图2，将更详细地描述左发动机组件34、燃料管理系统202、一个或多个燃料箱201和燃料监测系统200。由于右发动机组件34类似于左发动机组件34，所以本文将不对其进行详细描述。在附图中，右发动机组件34的与左发动机组件34的元件对应的元件已经用相同的附图标记来标记。
在飞机10A和飞机10B两者中，左发动机组件34具有短舱50，在短舱内部的是发动机52。在飞机10A的本实施方式中，发动机52是涡轮风扇发动机，诸如Pratt&WhitneyTMPW1500GTM涡轮风扇发动机。在飞机10B的本实施方式中，发动机52是来自GeneralElectricTM的涡轮风扇发动机。可以设想使用其他涡轮风扇发动机。还可以设想可以使用除了涡轮风扇发动机以外的发动机。
在飞机10A所示的飞机实施例中，吊架54连接在短舱50与左机翼26的底部之间，从而将发动机52连接到左机翼26。吊架54沿短舱50的顶部延伸。吊架54的大部分从左机翼26的前缘56向前延伸。吊架54的后顶部分连接到机翼26的前底部分。
在飞机10B所示的飞机实施例中，吊架55连接在短舱50与机身16的左侧之间，从而将发动机52连接到机身16。吊架55在一端沿短舱50的一侧延伸，并在另一端沿机身16的后侧延伸。
从图2中可以看出，发动机组件34也流体地连接到燃料管理系统202。在一些实施例中，燃料管理系统202可以等同地称为飞机燃料系统。广义上讲，燃料管理系统202可以依靠系统和控制逻辑来泵送、管理和输送燃料流体(等同地称为喷气燃料)，以便确保发动机组件34在飞机的任何操作阶段接收适量的燃料流体。这种操作阶段可以包括当飞机静止在地面上、滑行和/或在飞行中时(例如，在起飞、巡航和/或着陆期间)的操作。在一些实施例中，燃料管理系统202可以包括附加功能，诸如但不限于，通过动态地调节每一个燃料箱中的燃料流体的分配来管理飞机的重心。燃料管理系统202还可以包括对于本技术领域的技术人员而言显而易见的其他功能。
在所示的实施例中，燃料管理系统202包括一个或多个燃料箱201。附加的系统和部件也可以是燃料管理系统202的一部分，诸如一个或多个燃料表、一个或多个燃料泵、一个或多个燃料控制器、燃料管和/或燃料阀。这种附加的系统和部件对于本技术领域的技术人员而言将变得显而易见。
燃料箱、燃料表和燃料泵的数量可取决于飞机的构造而有所不同。在一些实施例中，每个燃料箱与对应的燃料泵和对应的燃料表相关联。在一些替代实施例中，每个燃料箱可以与多个燃料泵和/或燃料表相关联。在一些实施例中，多个燃料箱可分布在整个飞机上，诸如但不限于，在机翼和/或机身中(例如在机腹整流罩内)。在一些替代实施例中，诸如在喷气式战斗机中，燃料箱可以位于外部(例如，附接到机翼的副油箱)。
在一些实施例中，燃料箱可以被“内置”在飞机的被密封以允许燃料存储的结构中。如前文提及的，燃料箱可以位于飞机的各个部分处，诸如但不限于飞机的机翼、机身和/或尾翼中。
图2还示出了“发动机#1”，其在后文被称为“第一发动机”和/或“左发动机”(也被称为“L发动机”)，以及“发动机#2”，其在后文被称为“第二发动机”和/或“右发动机”(也称为“R发动机”)。第一发动机在后文被称为第一发动机341，而第二发动机在后文被称为第二发动机342。应当理解，第一发动机341被称为左发动机，且第二发动机342被称为右发动机，仅是用于简化本技术的描述的约定。应当理解，这方面不是限制性的。即使参考第一发动机341和第二发动机342，发动机的数量也不是限制性的。换句话说，本技术还可以涉及具有多于两个发动机(例如，两个侧发动机和一个中央发动机，四个侧发动机等)的飞机。
在一些实施例中，第一发动机341和第二发动机342都包括燃料流量计。燃料流量计可以允许指示发动机正在燃烧多少燃料。在一些实施例中，燃料流量计在不同的消耗率下可以具有不同的精度。它们可以被设计为在飞机处于巡航状态时更加精确。在一些实施例中，与第一发动机341相关联的第一流量计和与第二发动机342相关联的第二流量计安装在燃料管线中，以便物理地测量行进通过管线的燃料量。在一些实施例中，可以在一个或多个燃料箱201中安装燃料密度计，使得可以确定燃料密度。通过使行进通过管线的燃料的体积乘以燃料密度，可以确定燃料质量流量。为了易于描述本技术，“燃料流量”和“燃料质量流量”将可以互换地使用。
在一些实施例中，本技术通过燃料监测系统200实现。在一些实施例中，燃料监测系统200可以是专用的飞机系统，和/或在还实现其他功能的系统上实现。作为示例，但不限于此，燃料监测系统200可以是飞机健康监测系统(AHMS)的一部分。在一些实施例中，燃料监测系统200可以是发动机指示和机组警报系统(EICAS)的一部分。在一些实施例中，燃料监测系统200包括燃料泄漏确定系统204。在一些实施例中，燃料泄漏确定系统204可以是燃料监测系统200的子系统。在一些其他实施例中，燃料泄漏确定系统204可以是燃料监测系统200。
在图2所示的实施例中，第一发动机341和第二发动机342均将数据传输到燃料泄漏确定系统204。在一些实施例中，该数据涉及与第一发动机341和第二发动机342中的每一个相关联的燃料流量。在一些实施例中，该数据由流量计生成，并且是第一发动机341和第二发动机342中的每一个的燃料流量的测量值。
现在转向图3，描绘了示出根据本技术的实施例的燃料泄漏确定系统的某些模块的视图。如前所述，即使参考了模块，也暗示了模块中的每一个表示处理步骤的执行，其可以由明确或隐含示出的硬件进行。
图3所示的燃料泄漏确定系统204包括：状态确定模块302、燃料流量确定模块304、当前感测到的燃料流量对基线燃料流量模块306，以及燃料泄漏检测模块308。应当理解，在不脱离本技术范围的情况下，模块302至308可以进行细分和/或组合。
现在参考图4，示出了状态确定模块302的实施例。在一些实施例中，状态确定模块302允许确定飞机已经达到稳定状态(例如，巡航)，并且可以启动燃料泄漏检测。在一些实施例中，稳定状态可以被称为第一操作模式。在一些实施例中，达到稳定状态触发获取第一发动机的第一基线燃料流量和第二发动机的第二基线燃料流量。在一些实施例中，这种方法允许提高第一基线燃料流量和第二基线燃料流量的精度，因为第一基线燃料流量和第二基线燃料流量是在发动机以更稳定的模式操作时获取的。在图4所示的实施例中，状态确定模块302通过执行确定是否已经满足某些状态的步骤来确立已经达到稳定的操作模式。作为示例性实施例，这种步骤包括步骤402至412。在步骤402，通过确定飞机是否在飞行中来检查第一状态。在步骤404，通过确定高度是否在预定范围内来检查第二状态。在一些实施例中，该预定范围在20000英尺至51000英尺之间。在步骤406，通过确定高度的变化率是否在预定范围内来检查第三状态。在一些实施例中，该预定范围在-400英尺/分钟至+400英尺/分钟之间。在步骤408，通过确定飞机的空速是否在预定范围内来检查第四状态。在一些实施例中，该预定范围在0.6马赫至0.94马赫之间。在步骤410，通过确定第一发动机的风扇速度和第二发动机的风扇速度是否在预定范围内来检查第五状态。在一些实施例中，该预定范围在风扇速度的60％至120％之间。在步骤412，通过确定由飞机感测到的总气温(TAT)是否在预定范围内来检查第六状态。在一些实施例中，该预定范围在–60摄氏度至+40摄氏度之间。
在一些实施例中，如果满足状态确定模块302的所有六个状态，则燃料流量确定模块304被接合(engage)。在一些实施例中，如果不满足六个状态中的一个或多个，则模块310可以被接合。结合图8的描述提供关于模块310的更多细节。
现在参考图5，示出了燃料流量确定模块304的实施例。在一些实施例中，燃料流量确定模块304允许获取第一发动机的第一基线燃料流量和第二发动机的第二基线燃料流量。在一些实施例中，仅在满足确定出飞机已经达到稳定状态(例如，巡航)的情况下，燃料流量确定模块304才被接合。在一些实施例中，燃料流量确定模块304允许设定在预定时间跨度(例如60秒)上记录的来自每个发动机的平均实际燃料流量。在所示的实施例中，从第一发动机和第二发动机接收数据。在一些实施例中，该数据涉及与第一发动机341和第二发动机342中的每一个相关联的燃料流量。在一些实施例中，为第一发动机确定第一基线燃料流量(Wfbase1)，并且为第二个发动机确定第二基线燃料流量(Wfbase2)。当发动机在实际状态下并根据给定的操作模式操作时，这种方法允许基于实际的在役数据来确立基线燃料流量。在一些实施例中，第一基线燃料流量和第二基线燃料流量被临时地或永久地存储在非暂时性计算机可读介质中，使得一旦计算出它们，就可以保持它们可访问，以供后续访问。
现在参考图6，示出了模块306的实施例。在一些实施例中，模块306允许将当前感测到的燃料流量与由燃料流量确定模块304确定的第一基线燃料流量和第二基线燃料流量进行比较。在一些实施例中，基于从第一发动机接收的数据来监测第一发动机的第一当前感测到的燃料流量(Wf1)。基于从第二发动机接收的数据来监测第二发动机的第二当前感测到的燃料流量(Wf2)。在一些实施例中，可以认为在给定飞机上以稳定状态操作的两个或更多个发动机应该对于整个飞行任务在合理的公差范围内以相当的燃料流量操作。
在一些实施例中，一旦达到第一操作模式，模块306就计算与第一发动机相关联的第一比率(Wfratio1)和与第二发动机相关联的第二比率(Wfratio2)。第一比率(Wfratio1)可以计算为(Wf1/Wfbase1)，并且第二比率(Wfratio2)可以计算为(Wf2/Wfbase2)。
现在参考图7，示出了模块308的实施例。在一些实施例中，模块308允许触发燃料泄漏的检测。在一些实施例中，模块308不仅可以检测燃料泄漏，而且可以检测燃料泄漏发生在哪一个发动机中。在一些实施例中，模块308计算第一比率(Wfratio1)与第二比率(Wfratio2)之间的绝对差(Wfsplit)。换句话说，Wfsplit可以等于|Wfratio1–Wfratio2|。
在一些实施例中，如果满足以下状态，则模块308检测到第一发动机发生泄漏：
Wfratio1>Wfratio2并且Wfsplit>10％并且(L&R节流阀位置在0.3度以内)。
在一些实施例中，如果满足以下状态，则模块308检测到第二发动机发生泄漏：
Wfratio2>Wfratio1并且Wfsplit>10％并且(L&R节流阀位置在0.3度以内)。
在一些实施例中，与Wfsplit相关联的阈值可以变化(例如，9％、11％等)。在一些实施例中，L&R节流阀位置对应于控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差。在一些实施例中，与L&R节流阀位置相关联的阈值可以变化(例如，0.2度、0.4度等)。
在一些实施例中，一旦模块308检测到泄漏，燃料监测系统200就可以通知飞机的飞行员和/或副驾驶员和/或航空电子设备已经检测到泄漏。在一些实施例中，在燃料监测系统200触发通知飞机的飞行员和/或副驾驶员和/或航空电子设备已经检测到泄漏之前，验证持续性状态。该信息还可以包括关于哪个发动机遭受泄漏的指示。另外，还可以提供与泄漏相关联的值(例如，基于第一比率和第二比率确定的值)。因此，这可以允许飞行员和/或副驾驶员在可以采取缓解行动时及早采取纠正措施(例如，将飞机输运到附近的机场、在燃料箱之间转移燃料、关闭与泄漏相关联的发动机等)。
现在参考图8，示出了模块310的实施例。在一些实施例中，当状态确定模块302确定出不满足确立飞机处于第一操作模式的一个或多个状态时，模块310被接合。当飞机尚未达到稳定状态时(例如，飞机正在起飞、飞机仍在爬升、飞机在进行操纵、飞机正在着陆、飞机正在滑行等)可能是这种情况。因此，即使飞机没有到达或不再根据第一操作模式操作，模块310也允许检测泄漏。在一些实施例中，模块310依靠空速和/或机轮速度。在一些实施例中，模块310依靠先前计算出的基线燃料流量。先前计算出的基线燃料流量可以是在飞行期间或在先前飞行期间已经被先前计算出的。在一些实施例中，先前计算出的基线燃料流量包括从燃料监测系统200的非暂时性计算机可读介质访问的第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量。在一些实施例中，模块310不仅可以检测燃料泄漏，而且可以检测燃料泄漏发生在哪一个发动机中。在一些实施例中，模块310计算基于第一预存基线燃料流量的第一比率(Wfratio1)与基于第二预存基线燃料流量的第二比率(Wfratio2)之间的绝对差(Wfsplit)。换句话说，Wfsplit可以等于|Wfratio1–Wfratio2|。
在一些实施例中，如果满足以下状态，则模块310检测到第一发动机发生泄漏：
Wfratio1>Wfratio2并且Wfsplit>25％并且(L&R节流阀位置在0.3度以内)。
在一些实施例中，如果满足以下状态，则模块310检测到第二发动机发生泄漏：
Wfratio2>Wfratio1并且Wfsplit>25％并且(L&R节流阀位置在0.3度以内)。
在一些实施例中，与Wfsplit相关联的阈值可以变化(例如，24％、26％等)。在一些实施例中，L&R节流阀位置对应于控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差。在一些实施例中，与L&R节流阀位置相关联的阈值可以变化(例如，0.2度、0.4度等)。
在一些实施例中，一旦满足由状态确定模块302监测的状态，则模块310可以脱离。在这种阶段，模块308接管。
在多种益处之中，以上段落中描述的燃料监测系统200可以允许(1)在燃料泄漏检测中更好的改进；(2)故障发动机的识别；和/或(3)泄漏检测，即使泄漏是发生在发动机流量计的下游。
现在转向图9，示出了根据本技术的实施例的计算环境900的视图。在一些实施例中，计算环境900可以通过燃料监测系统200实现。在一些实施例中，计算环境900包括各种硬件部件，包括由处理器910、固态硬盘920、随机存取存储器930和输入/输出接口950共同表示的一个或多个单核或多核处理器。计算环境900可以是专门设计用于安装在飞机上的计算机。在一些替代实施例中，计算环境900可以是适于满足某些要求的通用计算机系统，诸如但不限于认证要求。计算环境300可以是“电子设备”、“控制器”、“燃料控制器”、“控制计算机”、“控制系统”、“基于计算机的系统”、“燃料管理系统”、“燃料泄漏确定系统”、“燃料监测系统”和/或其适于当前相关任务的任何组合。在一些实施例中，计算环境900也可以是以上列出的系统之一的子系统。在一些其他实施例中，计算环境900可以是“现成的”通用计算机系统。在一些实施例中，计算环境900也可以分布在多个系统之中。计算环境900也可以专门用于本技术的实施方式。如本技术领域的技术人员可以理解的，可以在不脱离本技术的范围的前提下设想关于如何实现计算环境900的多种变型。
可以通过一个或多个内部和/或外部总线960(例如，PCI总线、通用串行总线、IEEE1394“火线”总线、SCSI总线、串行ATA总线、ARINC总线等)，来启用计算环境900的各个部件之间的通信，各种硬件部件被电联接到该总线。
输入/输出接口950可以直接地和/或间接地联接到飞机的一个或多个燃料表和/或一个或多个流量计和/或其他控制系统(例如飞机的航空电子设备)。
根据本技术的实施方式，固态硬盘920存储适于被加载到随机存取存储器930中并由处理器910执行以用于操作燃料泵管理系统的程序指令。例如，该程序指令可以是库或应用程序的一部分。
在一些实施例中，计算环境900可以被配置成用以确定飞机已经达到第一操作模式和/或检测飞机中的燃料泄漏。
现在转向图10，示出了例示检测飞机中的燃料泄漏的计算机实现方法1000的流程图。在一些实施例中，计算机实现的方法1000可以(完全地或部分地)在燃料监测系统200上实现。
方法1000可以在步骤1002开始，即确定飞机已经达到第一操作模式。如果作出了这种确定，则方法1000前进到步骤1004。在一些实施例中，确定飞机已经达到第一操作模式包括确定满足以下状态：(a)飞机在飞行中；(b)飞机的高度在20000英尺至51000英尺之间；(c)高度的变化率在-400英尺/分钟至+400英尺/分钟之间；(d)飞机的空速在0.6马赫至0.94马赫之间；(e)第一发动机的风扇速度和第二发动机的风扇速度在60％至120％风扇速度之间；以及(f)由飞机感测到的总气温(TAT)在–60摄氏度至+40摄氏度之间。
在步骤1004，方法1000前进到获取第一发动机的第一基线燃料流量，该第一基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在一时间段上确立的第一发动机的平均实际燃料流量。在步骤1006，方法1000前进到获取第二发动机的第二基线燃料流量，该第二基线燃料流量被确定为在根据第一操作模式操作时在所述时间段上确立的第二发动机的平均实际燃料流量。在一些实施例中，该时间段是60秒。
在步骤1008，方法1000前进到监测在第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在第二发动机处测量的第二当前燃料流量。
在步骤1010，方法1000前进到基于对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在一些实施例中，对第一基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析包括：基于第一当前燃料流量和第一基线燃料流量来计算第一比率，以及基于第二当前燃料流量和第二基线燃料流量来计算第二比率。
在一些实施例中，触发燃料泄漏检测包括触发与第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者。
在一些实施例中，基于确定出满足以下状态来触发第一燃料泄漏检测：(a)第一比率高于第二比率；(b)第一比率与第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在一些实施例中，基于确定出满足以下状态来触发第二燃料泄漏检测：(a)第二比率高于第一比率；(b)第一比率与第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在一些实施例中，第一预定阈值为10％，并且第二预定阈值为0.3度。
在一些实施例中，该方法还包括：在确定已经达到第一操作模式之前并且直到确定出已经达到第一操作模式为止，从非暂时性计算机可读介质访问第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量，该第一预存基线燃料流量和该第二预存基线燃料流量在飞机的先前飞行期间已被获取；以及基于对第一预存基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二预存基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在一些实施例中，该方法还包括：在确定已经达到第一操作模式之前并且直到确定出已经达到第一操作模式为止，从非暂时性计算机可读介质访问第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量，该第一预存基线燃料流量和该第二预存基线燃料流量在飞机的先前飞行期间已被获取；以及基于对第一预存基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二预存基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测。
在一些实施例中，触发燃料泄漏检测包括触发与第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者，并且其中，对第一预存基线燃料流量、第一当前燃料流量、第二预存基线燃料流量和第二当前燃料流量的分析包括：基于第一当前燃料流量和第一预存基线燃料流量来计算第三比率；以及基于第二当前燃料流量和第二预存基线燃料流量来计算第四比率。
在一些实施例中，基于确定出满足以下状态来触发第一燃料泄漏检测：(a)第三比率高于第四比率；(b)第三比率与第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在一些实施例中，基于确定出满足以下状态来触发第二燃料泄漏检测：(a)第四比率高于第三比率；(b)第三比率与第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及(c)控制第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
在一些实施例中，第一预定阈值为25％，并且第二预定阈值为0.3度。
虽然已经参考以特定顺序执行的特定步骤描述并示出了上述实施方式，但是应当理解，可以在不脱离本发明的教导的情况下，对这些步骤进行组合、细分或重新排序。这些步骤中的至少一些可以并行或串行地执行。因此，步骤的顺序和分组不是对本技术的限制。
应该明确地理解，并非在本技术的每个实施例中都需要享有本文提到的所有技术效果。例如，可以在用户不享有这些技术效果中的一些的情况下实现本技术的实施例，而可以在用户享有其他技术效果或根本不享有技术效果的情况下实现其他实施例。
对本技术的上述实施方式的修改和改进对于本领域技术人员而言将变得显而易见。前述描述旨在是示例性的而不是限制性的。因此，本技术的范围旨在仅由所附权利要求书的范围来限制。

Claims (25)

1.一种检测飞机中的燃料泄漏的计算机实现的方法，所述飞机包括第一发动机和第二发动机，所述方法包括：
在确定所述飞机已经达到第一操作模式时：
获取所述第一发动机的第一基线燃料流量，所述第一基线燃料流量被确定为在根据所述第一操作模式操作时在一时间段上确立的所述第一发动机的平均实际燃料流量；
获取所述第二发动机的第二基线燃料流量，所述第二基线燃料流量被确定为在根据所述第一操作模式操作时在所述时间段上确立的所述第二发动机的平均实际燃料流量；
监测在所述第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在所述第二发动机处测量的第二当前燃料流量；以及
基于对所述第一基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测；
其中，确定所述飞机已经达到所述第一操作模式包括确定满足以下状态：
(a)所述飞机在飞行中；
(b)所述飞机的高度在20000英尺至51000英尺之间；
(c)所述高度的变化率在-400英尺/分钟至+400英尺/分钟之间；
(d)所述飞机的空速在0.6马赫至0.94马赫之间；
(e)所述第一发动机的风扇速度和所述第二发动机的风扇速度在60％至120％风扇速度之间；以及
(f)由所述飞机感测到的总气温(TAT)在–60摄氏度至+40摄氏度之间；
其中，所述方法还包括，在确定已经达到所述第一操作模式之前并且直到确定出已经达到所述第一操作模式为止：
从非暂时性计算机可读介质访问第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量，所述第一预存基线燃料流量和所述第二预存基线燃料流量在所述飞机的先前飞行期间已被获取；以及
基于对所述第一预存基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二预存基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析，来触发所述燃料泄漏检测。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，对所述第一基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析包括：
基于所述第一当前燃料流量和所述第一基线燃料流量来计算第一比率；以及
基于所述第二当前燃料流量和所述第二基线燃料流量来计算第二比率。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，触发所述燃料泄漏检测包括触发与所述第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与所述第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者。
4.根据权利要求3所述的方法，基于确定出满足以下状态来触发所述第一燃料泄漏检测：
(a)所述第一比率高于所述第二比率；
(b)所述第一比率与所述第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
5.根据权利要求4所述的方法，基于确定出满足以下状态来触发所述第二燃料泄漏检测：
(a)所述第二比率高于所述第一比率；
(b)所述第一比率与所述第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述第一预定阈值为10％，并且所述第二预定阈值为0.3度。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述时间段是60秒。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，触发所述燃料泄漏检测包括触发与所述第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与所述第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者，并且其中，对所述第一预存基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二预存基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析包括：
基于所述第一当前燃料流量和所述第一预存基线燃料流量，来计算第三比率；以及
基于所述第二当前燃料流量和所述第二预存基线燃料流量，来计算第四比率。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，基于确定出满足以下状态来触发所述第一燃料泄漏检测：
(a)所述第三比率高于所述第四比率；
(b)所述第三比率与所述第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，基于确定出满足以下状态来触发所述第二燃料泄漏检测：
(a)所述第四比率高于所述第三比率；
(b)所述第三比率与所述第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述第一预定阈值为25％，并且所述第二预定阈值为0.3度。
12.一种用于检测飞机中的燃料泄漏的系统，所述飞机包括第一发动机和第二发动机，所述系统包括：
处理器；
非暂时性计算机可读介质，所述非暂时性计算机可读介质包括控制逻辑，所述控制逻辑在由所述处理器执行时引起：
在确定飞机已经达到第一操作模式时：
获取所述第一发动机的第一基线燃料流量，所述第一基线燃料流量被确定为在根据所述第一操作模式操作时在一时间段上确立的所述第一发动机的平均实际燃料流量；
获取所述第二发动机的第二基线燃料流量，所述第二基线燃料流量被确定为在根据所述第一操作模式操作时在所述时间段上确立的所述第二发动机的平均实际燃料流量；
监测在所述第一发动机处测量的第一当前燃料流量和在所述第二发动机处测量的第二当前燃料流量；以及
基于对所述第一基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析，来触发燃料泄漏检测；
确定所述飞机已经达到所述第一操作模式包括确定满足以下状态：
(a)所述飞机在飞行中；
(b)所述飞机的高度在20000英尺至51000英尺之间；
(c)所述高度的变化率在-400英尺/分钟至+400英尺/分钟之间；
(d)所述飞机的空速在0.6马赫至0.94马赫之间；
(e)所述第一发动机的风扇速度和所述第二发动机的风扇速度在60％至120％风扇速度之间；以及
(f)由所述飞机感测到的总气温(TAT)在–60摄氏度至+40摄氏度之间；
其中，方法还包括，在确定已经达到所述第一操作模式之前并且直到确定出已经达到所述第一操作模式为止：
从非暂时性计算机可读介质访问第一预存基线燃料流量和第二预存基线燃料流量，所述第一预存基线燃料流量和所述第二预存基线燃料流量在所述飞机的先前飞行期间已被获取；以及
基于对所述第一预存基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二预存基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析，来触发所述燃料泄漏检测。
13.根据权利要求12所述的系统，其中，对所述第一基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析包括：
基于所述第一当前燃料流量和所述第一基线燃料流量来计算第一比率；以及
基于所述第二当前燃料流量和所述第二基线燃料流量来计算第二比率。
14.根据权利要求13所述的系统，其中，触发所述燃料泄漏检测包括触发与所述第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与所述第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者。
15.根据权利要求14所述的系统，基于确定出满足以下状态来触发所述第一燃料泄漏检测：
(a)所述第一比率高于所述第二比率；
(b)所述第一比率与所述第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
16.根据权利要求15所述的系统，基于确定出满足以下状态来触发所述第二燃料泄漏检测：
(a)所述第二比率高于所述第一比率；
(b)所述第一比率与所述第二比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
17.根据权利要求16所述的系统，其中，所述第一预定阈值为10％，并且所述第二预定阈值为0.3度。
18.根据权利要求12所述的系统，其中，所述时间段是60秒。
19.根据权利要求12所述的系统，其中，触发所述燃料泄漏检测包括触发与所述第一发动机相关联的第一燃料泄漏检测和触发与所述第二发动机相关联的第二燃料泄漏检测中的至少一者，并且其中，对所述第一预存基线燃料流量、所述第一当前燃料流量、所述第二预存基线燃料流量和所述第二当前燃料流量的分析包括：
基于所述第一当前燃料流量和所述第一预存基线燃料流量来计算第三比率；以及
基于所述第二当前燃料流量和所述第二预存基线燃料流量来计算第四比率。
20.根据权利要求19所述的系统，其中，基于确定出满足以下状态来触发所述第一燃料泄漏检测：
(a)所述第三比率高于所述第四比率；
(b)所述第三比率与所述第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
21.根据权利要求20所述的系统，其中，基于确定出满足以下状态来触发所述第二燃料泄漏检测：
(a)所述第四比率高于所述第三比率；
(b)所述第三比率与所述第四比率之差的绝对值高于第一预定阈值；以及
(c)控制所述第一发动机的第一节流阀的第一位置与控制所述第二发动机的第二节流阀的第二位置之间的位置差低于第二预定阈值。
22.根据权利要求21所述的系统，其中，所述第一预定阈值为25％，并且所述第二预定阈值为0.3度。
23.一种配置成用以执行根据权利要求1至11中任一项所述的方法的计算机实现的系统。
24.一种飞机，包括配置成用以执行根据权利要求1至11中任一项所述的方法的计算机实现的系统。
25.一种非暂时性计算机可读介质，包括使系统执行根据权利要求1至11中任一项所述的方法的计算机可执行指令。
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