CN116126572A - 一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法 - Google Patents

一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法，涉及航空发动机领域。该指示系统早期故障诊断方法，包括以下步骤，编写DMU客户化软件，在FDIMU中新增A33报文、相关参数和触发器RPT033，建立APMS系统；通过触发器RPT033对EGT指示系统故障状态字进行检测；通过所述APMS报文接收模块接收原始A33报文，通过所述APMS报文译码模块对原始A33报文进行译码，获得译后A33报文；通过所述APMS报警模块发出警报，向工程师提供EGT指示系统的早期故障信息。DMU客户化软件捕获相应的故障状态字后，触发EGT指示系统故障状态报文，APMS系统平台接收报文，实时解码，APMS系统识别到A33报文后向工程师发送警报，进行非例行维修或排故，避免运行中断，降低运行风险。

Description

一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，具体为一种基于远程监控的EGT指示系统早期故障诊断方法。
背景技术
EEC是航空发动机的电子控制单元的，能够对发动机进行长期的健康监测和诊断，当探测到发动机部件存在故障时，对应故障状态字会翻转，经EEC逻辑检测后，通过ARINC429总线向飞机的警告系统发送故障信息，ARINC429总线是一种面向接口型的数据传输总线，警告系统结合当时的飞行阶段和故障持续时间触发告警，通过ECAM系统显示发动机的故障信息，ECAM系统是飞机中央电子监控系统，ACARS系统是飞机通信寻址与报告系统，由ACARS系统形成的空地数据链可以将故障信息传输至地面终端，从而实现基于远程监控的航空发动机的故障诊断方案。
EEC探测的故障状态字信息中包含EGT指示系统的故障状态字，EGT指示系统是飞机的排气温度指示系统，EGT指示系统的故障状态字已经预示了发动机存在潜在的故障，这种故障状态字以SMR信息的形式存在，SMR信息是定期维护报告信息，SMR信息需要在A检中加以处理和纠正，A检是期限最短的定期维修项目，然而随着发动机的运行，可能在下次A检之前，故障就会升级到触发警告系统的程度，现有的故障诊断方案难以对指示系统早期监控诊断，警告系统告警后飞机停运，此时需要对飞机进行故障排查或完成一定的故障处理措施，之后才能让飞机再次投入运行，这种故障会导致运行中断，给飞机的运行带来风险。
发明内容
（一）解决的技术问题
针对现有技术的不足，本发明提供了一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法，解决了故障诊断方案难以对指示系统早期监控诊断的问题。
（二）技术方案
为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法，包括以下步骤：
S1.编写DMU客户化软件，DMU客户化软件是能够在DMU计算机上运行的客户化软件，DMU计算机是FDIMU的核心计算机，用于采集、处理并记录飞机上的各种参数，FDIMU是飞行数据接口管理组件的简称，在飞机上的FDIMU中新增A33报文、相关参数和触发器RPT033，并在地面建立APMS系统，APMS系统是飞机性能监控系统的简称，所述APMS系统包括APMS报文接收模块、APMS报文译码模块和APMS报警模块，A33报文是根据DMU计算机数据库中的报文序号顺序编写的33号报文，用于记录发动机EGT传感器故障时的发动机参数快照，EGT传感器是飞机发动机排气温度传感器，EGT传感器安装在涡轮机匣处，具体为发动机5号站位，因此EGT传感器也称为T5传感器；
S2.通过触发器RPT033对EGT指示系统故障状态字进行检测，EGT指示系统是飞机发动机的排气温度指示系统，检测过程中，依据所述S1中的新增相关参数触发原始A33报文，原始A33报文按照EGT指示系统的故障原因分为4种，分别为左发动机EGT探测故障的原始A33报文、右发动机EGT探测故障的原始A33报文、左发动机通道校验故障的原始A33报文和右发动机通道校验故障的原始A33报文，由FDIMU向APMS系统发送原始A33报文；
S3.通过所述APMS报文接收模块接收原始A33报文，通过所述APMS报文译码模块对原始A33报文进行译码，获得译后A33报文，从译后A33报文中读取A33报文航班信息和A33报文发动机参数快照；
S4.通过所述APMS报警模块发出警报，向工程师提供EGT指示系统的早期故障信息，所述工程师指的是航空飞机的地面机械工程师。
优选的，所述S1中的DMU客户化软件采用AGSIV工具进行编写，AGSIV工具是Teledyne公司的AGS IV软件，利用PC卡或PDL装载设备把编写的DMU客户化软件装载到DMU计算机中，PC卡又称PCMCIA卡，PCMCIA是个人电脑存储卡国际协会的英文缩写，PC卡应用于计算机存储媒体，PDL装载设备具体指便携式数据装载机，所述S1中的APMS系统采用Java语言编写而成，使用Java EE应用服务器运行APMS系统，Java EE应用服务器是Java平台的企业版应用服务器。
优选的，所述S1中的相关参数包括用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数、用于表征相应报文发送状态的参数和用于表征报文类别的参数，所述用于表征相应报文发送状态的参数与所述用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数一一对应。
优选的，所述用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数包括T5LF1、T5LF2、T5CRCF1、T5CRCF2，所述用于表征相应报文发送状态的参数包括RT5LF1、RT5LF2、RT5CRCF1、RT5CRCF2，用于表征报文类别的参数为CODE；所述S2的检测过程中，飞机在进入阶段2的时刻进行参数初始化，参数初始化后，RT5LF1=0，RT5LF2=0，RT5CRCF1=0，RT5CRCF2=0，CODE=0，接着依次对T5LF1、T5LF2、T5CRCF1和T5CRCF2的参数值进行循环检测，飞机处于阶段2～阶段10时，若检测到用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数值为1，且对应的用于表征相应报文发送状态的参数值为0时，则触发相应的原始A33报文，反之，则对其余的参数进行检测，飞机处于其他阶段时，检测结束，所述其他阶段为阶段1和阶段1.1，阶段1是飞机地面通电阶段，阶段1.1是发动机启动阶段，阶段1和阶段1.1中触发器RPT033处于休眠状态，阶段2～阶段10具体为第一台发动机慢车状态至最后一台发动机关车后的5分钟期间。
优选的，所述S2中飞机处于阶段2～阶段10中的循环检测过程如下：
a.对T5LF1和RT5LF1的值进行检测，T5LF1=1且RT5LF1=0时，触发左发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1001，RT5LF1=1，再对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；反之直接对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；
b.对T5LF2和RT5LF2的值进行检测，T5LF2=1且RT5LF2=0时，触发右发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1002，RT5LF2=1，再对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；反之直接对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；
c.对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测，T5CRCF1=1且RT5CRCF1=0时，触发左发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2001，RT5CRCF1=1，再对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；反之直接对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；
d.对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测，T5CRCF2=1且RT5CRCF2=0时，触发右发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2002，RT5CRCF2=1，再对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；反之直接再次对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；
按照上述步骤对T5LF1、RT5LF1、T5LF2、RT5LF2、T5CRCF1、RT5CRCF1、T5CRCF2和RT5CRCF2这8个参数进行循环检测，上述8个参数每经过一轮检测，对阶段是否在阶段2和阶段10之间进行一次判断，若是，则进行循环检测；反之，则在下次进入阶段2时进行参数初始化；
注：阶段2的初始时刻判断逻辑为：当前阶段为阶段2，但上一个阶段不为阶段2，此时为阶段2的初始时刻。
优选的，所述S2中向APMS系统发送原始A33报文的过程中，所述FDIMU通过ACARS系统的空地数据链向APMS系统传输数据。
优选的，所述S3中获得译后A33报文，还从译后A33报文中读取了CODE这一参数，APMS报警模块对A33报文航班信息、A33报文发动机参数快照和CODE进行汇总，APMS报警模块将汇总后得到的早期故障信息传递给工程师。
优选的，所述APMS系统还包括APMS监控信息显示模块，APMS报警模块通过APMS监控信息显示模块将早期故障信息传递给工程师，早期故障信息呈现在APMS监控信息显示模块的APMS系统警报界面中。
优选的，所述APMS系统通过钉钉将早期故障信息发送至工程师随身携带的移动设备中，通过钉钉机器人将钉钉警报界面呈现给工程师。
优选的，所述APMS系统还包括APMS信息查询模块和APMS信息录入模块，工程师收到早期故障信息后对飞机发动机进行非例行预防性维修，并通过APMS信息录入模块将早期故障信息和非例行预防性维修信息输入APMS数据库中，所述APMS信息查询模块能够查询APMS数据库中的早期故障信息和非例行预防性维修信息。
（三）有益效果
本发明提供了一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法。具备以下有益效果：
本发明选择对发动机运行影响较大的故障状态字加以监控，编写了客户化报文，即A33号报文，监控EGT指示系统的故障状态字，在飞机运行中，DMU客户化软件一旦捕获了相应的故障状态字，经程序逻辑判断后就会触发EGT指示系统故障状态报文，报文通过ACARS系统下发到地面后，APMS系统平台接收报文并对报文实时解码，APMS系统识别到A33报文，向工程师发送警报，工程师根据APMS系统的提示，在发动机故障警告触发前下发非例行进行预防性维修或排故，实现对EGT指示系统的早期监控诊断，避免由突发故障带来的运行中断和运行风险。
附图说明
图1为本发明的EGT指示系统早期故障诊断流程图；
图2为本发明的触发器RPT033检测工作流程图；
图3为本发明的A33报文界面图；
图4为本发明的APMS系统警报界面图；
图5为本发明的钉钉警报界面图；
图6为本发明的非例行预防性维修检索界面图；
图7为本发明定义T5LF1的General页面图；
图8为本发明定义T5LF1的Conversion页面图；
图9为本发明定义T5LF1的Acquisition页面图；
图10为本发明定义T5CRF1的General页面图；
图11为本发明定义T5CRF1的Conversion页面图；
图12为本发明定义T5CRF1的Acquisition页面图。
其中，A33报文界面图包含原始A33报文和译后A33报文。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅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。
实施例：
本发明实施例提供一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法，如图1所示，包括以下步骤：
S1.编写DMU客户化软件，DMU客户化软件是能够在DMU计算机上运行的客户化软件，DMU计算机是FDIMU的核心计算机，用于采集、处理并记录飞机上的各种参数，FDIMU是飞行数据接口管理组件的简称，在飞机上的FDIMU中新增A33报文、相关参数和触发器RPT033，并在地面建立APMS系统，APMS系统是飞机性能监控系统的简称，APMS系统包括APMS报文接收模块、APMS报文译码模块和APMS报警模块，A33报文是根据DMU计算机数据库中的报文序号顺序编写的33号报文，用于记录发动机EGT传感器故障时的发动机参数快照，EGT传感器是飞机发动机排气温度传感器，EGT传感器安装在涡轮机匣处，具体为发动机5号站位，因此EGT传感器也称为T5传感器，本发明适用于V2500发动机，可根据需求扩展到其它型号发动机；
S2.通过触发器RPT033对EGT指示系统故障状态字进行检测，EGT指示系统是飞机发动机的排气温度指示系统，EGT指示系统主要是由EGT热电偶、EGT线束和接线盒组成，发动机的排气温度是EEC控制发动机的重要参数，排气温度由4个EGT温度传感器探测，每个EGT温度传感器内部设置有2个热电偶，2个热电偶分别向EEC的A/B通道提供数据，当EGT温度传感器故障时，排气温度的数据会不准确，显示在驾驶舱仪表上会出现偏高或偏低情况，偏差过大时会触发EGT超温警告，同时EGT的错误数据直接影响到发动机的起动和推力控制，所以手册规定当发动机EGT指示出现故障时，飞机不能放行，导致EGT指示故障的主要原因是EGT传感器、线路及EEC自身，EGT指示系统故障状态字检测过程中，EEC探测到EGT指示系统的故障状态字翻转时，S1中的新增相关参数随之变化，依据S1中的新增相关参数触发原始A33报文，原始A33报文按照EGT指示系统的故障原因分为4种，分别为左发动机EGT探测故障的原始A33报文、右发动机EGT探测故障的原始A33报文、左发动机通道校验故障的原始A33报文和右发动机通道校验故障的原始A33报文，由FDIMU向APMS系统发送原始A33报文；
S3.通过APMS报文接收模块接收原始A33报文，通过APMS报文译码模块对原始A33报文进行译码，获得译后A33报文，从译后A33报文中读取A33报文航班信息和A33报文发动机参数快照；
S4.通过APMS报警模块发出警报，向工程师提供EGT指示系统的早期故障信息，工程师指的是航空飞机的地面机械工程师本发明选择对发动机运行影响较大的故障状态字加以监控，编写了客户化报文，即A33号报文，监控EGT指示系统的故障状态字，在飞机运行中，DMU客户化软件一旦捕获了相应的故障状态字，经程序逻辑判断后就会触发EGT指示系统故障状态报文，报文通过ACARS系统下发到地面后，APMS系统平台接收报文并对报文实时解码，APMS系统识别到A33报文，向工程师发送警报，工程师根据APMS系统的提示，在发动机故障警告触发前下发非例行进行预防性维修或排故，避免突发故障带来的运行中断，对EGT指示系统的故障状态字的处理不依赖于A检，消除发动机安全隐患，降低飞机的运行风险。
S1中的DMU客户化软件采用AGSIV工具进行编写，AGSIV工具是Teledyne公司的AGSIV软件，利用PC卡或PDL装载设备把编写的DMU客户化软件装载到DMU计算机中，PC卡又称PCMCIA卡，PCMCIA是个人电脑存储卡国际协会的英文缩写，PC卡应用于计算机存储媒体，PDL装载设备具体指便携式数据装载机，S1中的APMS系统采用Java语言编写而成，使用JavaEE应用服务器运行APMS系统，Java EE应用服务器是Java平台的企业版应用服务器。
S1中的相关参数包括用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数、用于表征相应报文发送状态的参数和用于表征报文类别的参数，CODE是用于表示EGT指示系统的故障类型的参数，用于表征相应报文发送状态的参数与用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数一一对应。
如图2所示，用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数包括T5LF1、T5LF2、T5CRCF1、T5CRCF2，用于表征相应报文发送状态的参数包括RT5LF1、RT5LF2、RT5CRCF1、RT5CRCF2，用于表征报文类别的参数为CODE；
T5LF1、T5LF2、T5CRCF1和T5CRCF2为AGS IV软件定义的参数：
根据空客公司的FDIMU Parameter List 规范文件，T5LF1、T5LF2、T5CRCF1和T5CRCF2的数据规范为：
XXX.X.XXX.XX BIT XX,采样率1次/秒，具体数据规范如下：
T5LF1数据规范为：
07C.1.350.01 BIT 17,采样率1次/秒；
T5LF2数据规范为：
07C.2.350.10 BIT 17,采样率1次/秒；
T5CRCF1数据规范为：
07C.1.353.01 BIT 26,采样率1次/秒；
T5CRCF2数据规范为：
07C.2.353.10 BIT 26,采样率1次/秒；
参考ARINC 429总线的定义，XXX.X.XXX.XX和BIT XX具体含义为：
第1～3个字符: Equipment，即设备代号，本案中对应为EEC1（左侧发动机）和EEC2（右侧发动机）；
第4个字符：SYS，即系统代号，本案中对应为1（左侧发动机）和2（右侧发动机）；
第5～7个字符：LABEL，即标签代号，本案中对应为350和353；
第8～9个字符：SDI，即源目的地标识符代号，本案中对应为01（左侧发动机）和10（右侧发动机）；
BIT XX为BIT位，因本案采集的参数为离散型，所以对应的BIT位为BIT17和BIT26；
参数定义页面如图7～12所示，根据上述数据规范，在AGS IV软件中新建参数，图7～12中的页面对应T5LF1和T5CRF1的定义方法，定义T5LF2和T5CRCF2定义方法与之类似，仅需将Acquisition页面中Primary Bus Name修改为EEC2。
S2的检测过程中，飞机在进入阶段2的时刻进行参数初始化，参数初始化后，RT5LF1=0，RT5LF2=0，RT5CRCF1=0，RT5CRCF2=0，CODE=0，接着依次对T5LF1、T5LF2、T5CRCF1和T5CRCF2的参数值进行循环检测，飞机处于阶段2～阶段10时，若检测到用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数值为1，且对应的用于表征相应报文发送状态的参数值为0时，则触发相应的原始A33报文，反之，则对其余的参数进行检测，飞机处于其他阶段时，检测结束，其他阶段为阶段1和阶段1.1，阶段1是飞机地面通电阶段，阶段1.1是发动机启动阶段，阶段1和阶段1.1中触发器RPT033处于休眠状态，阶段2～阶段10具体为第一台发动机慢车状态至最后一台发动机关车后的5分钟期间，EEC对单通道数据有效性进行校验及A/B通道的数据相互校验，当单通道（A通道或B通道）获取的EGT数值超出正常范围，或EGT的线路阻值连续性出现开路或短路，EEC会触发故障代码T5 LOCAL FAIL，该故障代码与发动机EGT探测故障对应，EEC自动切换到另一正常通道工作；如果EGT传感器双通道（A通道和B通道）数据不一致，且没有出现T5 LOCAL FAIL情况下，EEC会触发故障代码 T5 CROSS CHECKFAIL，该故障代码与发动机通道校验故障对应。
如图2所示，S2中飞机处于阶段2～阶段10中的循环检测过程如下：
a.对T5LF1和RT5LF1的值进行检测，T5LF1=1且RT5LF1=0时，触发左发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1001，RT5LF1=1，再对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；反之直接对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；
b.对T5LF2和RT5LF2的值进行检测，T5LF2=1且RT5LF2=0时，触发右发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1002，RT5LF2=1，再对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；反之直接对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；
c.对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测，T5CRCF1=1且RT5CRCF1=0时，触发左发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2001，RT5CRCF1=1，再对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；反之直接对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；
d.对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测，T5CRCF2=1且RT5CRCF2=0时，触发右发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2002，RT5CRCF2=1，再对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；反之直接再次对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；
按照上述步骤对T5LF1、RT5LF1、T5LF2、RT5LF2、T5CRCF1、RT5CRCF1、T5CRCF2和RT5CRCF2这8个参数进行循环检测，上述8个参数每经过一轮检测，对阶段是否在阶段2和阶段10之间进行一次判断，若是，则进行循环检测；反之，则在下次进入阶段2时进行参数初始化；
注：阶段2的初始时刻判断逻辑为：当前阶段为阶段2，但上一个阶段不为阶段2，此时为阶段2的初始时刻。
S2中向APMS系统发送原始A33报文的过程中，FDIMU通过ACARS系统的空地数据链向APMS系统传输数据，从而实现地面APMS系统对飞机发动机的远程监控。
如图3所示，S3中获得译后A33报文，还从译后A33报文中读取了CODE这一参数，APMS报警模块对A33报文航班信息、A33报文发动机参数快照和CODE进行汇总，APMS报警模块将汇总后得到的早期故障信息传递给工程师。
如图4所示，APMS系统还包括APMS监控信息显示模块，APMS报警模块通过APMS监控信息显示模块将早期故障信息传递给工程师，早期故障信息呈现在APMS监控信息显示模块的APMS系统警报界面中，APMS报警模块发出警报语音，提示工程师查看APMS系统警报界面。
如图5所示，APMS系统通过钉钉将早期故障信息发送至工程师随身携带的移动设备中，移动设备发出振动或提示音，并通过钉钉机器人将钉钉警报界面呈现给工程师。
如图6所示，APMS系统还包括APMS信息查询模块和APMS信息录入模块，工程师收到早期故障信息后对飞机发动机进行非例行预防性维修，并通过APMS信息录入模块将早期故障信息和非例行预防性维修信息输入APMS数据库中，APMS信息查询模块能够查询APMS数据库中的早期故障信息和非例行预防性维修信息，在实际运行中，通过对EGT指示系统的早期故障发现，能够及时发现EGT指示系统故障，并提前进行处理，从而避免返航、滑回及空停事件的发生。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种基于远程监控的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1.编写DMU客户化软件，在飞机上的FDIMU中新增A33报文、相关参数和触发器RPT033，并建立APMS系统，所述APMS系统包括APMS报文接收模块、APMS报文译码模块和APMS报警模块；
S2.通过触发器RPT033对EGT指示系统故障状态字进行检测，检测过程中，依据所述S1中的新增相关参数触发原始A33报文，由FDIMU向APMS系统发送原始A33报文；
S3.通过所述APMS报文接收模块接收原始A33报文，通过所述APMS报文译码模块对原始A33报文进行译码，获得译后A33报文，从译后A33报文中读取A33报文航班信息和A33报文发动机参数快照；
S4.通过所述APMS报警模块发出警报，向工程师提供EGT指示系统的早期故障信息。
2.根据权利要求1所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述S1中的DMU客户化软件采用AGSIV工具进行编写，利用PC卡或PDL装载设备把编写的DMU客户化软件装载到DMU计算机中，所述S1中的APMS系统采用Java语言编写而成，使用Java EE应用服务器运行APMS系统。
3.根据权利要求1所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述S1中的相关参数包括用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数、用于表征相应报文发送状态的参数和用于表征报文类别的参数，所述用于表征相应报文发送状态的参数与所述用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数一一对应。
4.根据权利要求3所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数包括T5LF1、T5LF2、T5CRCF1、T5CRCF2，所述用于表征相应报文发送状态的参数包括RT5LF1、RT5LF2、RT5CRCF1、RT5CRCF2，用于表征报文类别的参数为CODE；所述S2的检测过程中，飞机在进入阶段2的时刻进行参数初始化，参数初始化后，RT5LF1=0，RT5LF2=0，RT5CRCF1=0，RT5CRCF2=0，CODE=0，接着依次对T5LF1、T5LF2、T5CRCF1和T5CRCF2的参数值进行循环检测，飞机处于阶段2～阶段10时，若检测到用于表征EGT指示系统的故障状态字变化的参数值为1，且对应的用于表征相应报文发送状态的参数值为0时，则触发相应的原始A33报文，反之，则对其余的参数进行检测，飞机处于其他阶段时，检测结束。
5.根据权利要求4所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述S2中飞机处于阶段2～阶段10中的循环检测过程如下：
a.对T5LF1和RT5LF1的值进行检测，T5LF1=1且RT5LF1=0时，触发左发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1001，RT5LF1=1，再对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；反之直接对T5LF2和RT5LF2的值进行检测；
b.对T5LF2和RT5LF2的值进行检测，T5LF2=1且RT5LF2=0时，触发右发动机EGT探测故障的原始A33报文，使CODE=1002，RT5LF2=1，再对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；反之直接对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测；
c.对T5CRCF1和RT5CRCF1的值进行检测，T5CRCF1=1且RT5CRCF1=0时，触发左发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2001，RT5CRCF1=1，再对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；反之直接对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测；
d.对T5CRCF2和RT5CRCF2的值进行检测，T5CRCF2=1且RT5CRCF2=0时，触发右发动机通道校验故障的原始A33报文，使CODE=2002，RT5CRCF2=1，再对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；反之直接再次对T5LF1和RT5LF1的值进行检测；
按照上述步骤对T5LF1、RT5LF1、T5LF2、RT5LF2、T5CRCF1、RT5CRCF1、T5CRCF2和RT5CRCF2这8个参数进行循环检测，上述8个参数每经过一轮检测，对阶段是否在阶段2和阶段10之间进行一次判断，若是，则进行循环检测；反之，则在下次进入阶段2时进行参数初始化。
6.根据权利要求1所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述S2中向APMS系统发送原始A33报文的过程中，所述FDIMU通过ACARS系统的空地数据链向APMS系统传输数据。
7.根据权利要求1所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述S3中获得译后A33报文，还从译后A33报文中读取了CODE这一参数，APMS报警模块对A33报文航班信息、A33报文发动机参数快照和CODE进行汇总，APMS报警模块将汇总后得到的早期故障信息传递给工程师。
8.根据权利要求7所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述APMS系统还包括APMS监控信息显示模块，APMS报警模块通过APMS监控信息显示模块将早期故障信息传递给工程师。
9.根据权利要求7所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述APMS系统通过钉钉将早期故障信息发送至工程师随身携带的移动设备中。
10.根据权利要求1～9中任意一项所述的指示系统早期故障诊断方法，其特征在于：所述APMS系统还包括APMS信息查询模块和APMS信息录入模块，工程师收到早期故障信息后对飞机发动机进行非例行预防性维修，并通过APMS信息录入模块将早期故障信息和非例行预防性维修信息输入APMS数据库中，所述APMS信息查询模块能够查询APMS数据库中的早期故障信息和非例行预防性维修信息。
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