CN117722282A - 用于检测飞行器中的燃料回流阀故障的方法 - Google Patents

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Abstract

在飞行器中，称为FRV的燃料回流阀控制燃料流其用于冷却馈送给推进发动机的油和称为IDG的集成驱动发电机的油。第一传感器提供IDG的出口端口处的油温测量值，第二传感器提供推进发动机的油温测量值。FRV运行监测系统：对于飞行器的每次飞行，确定IDG的出口端口处的油温最大值、和/或推进发动机的油温最大值；评估在若干次飞行中的油温最大值中的一个和/或另一个的趋势；并且当油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明已经超过预先确定的阈值时生成警报。由此，有助于与FRV相关联的维护。

Description

用于检测飞行器中的燃料回流阀故障的方法
技术领域
本发明涉及飞行器中的“燃料回流阀”FRV的故障的监测及检测领域。
背景技术
在飞行器中，“集成驱动发电机”IDG是与每个推进发动机(喷气发动机)相关的系统，用于将所述推进发动机的动能转换为电能，为飞行器供电。IDG可能为飞行器的所有电气负载提供电源。
IDG由交流发电机和安装在同一壳体中的“恒速驱动器”CSD组成。CSD是一种机械装置，其使得即使推进发动机的转速发生变化，也能在交流发电机的输入端获得恒定的旋转频率。因此，IDG可以将固定频率(例如，400Hz)传送到飞行器的电网。
油是IDG的重要组分，该油的温度是否符合技术规格是IDG的寿命和效率的重要参数。用于IDG冷却的油在闭合回路中循环，并通过“油冷却器”使用馈送给与IDG相关的推进发动机的燃料进行冷却。同样，“热交换器”用于冷却用于润滑推进发动机本身的油。因此，允许冷却这些油的热交换取决于馈送给所涉推进发动机的燃料流。
现在，由于在某些飞行阶段、特别是在下降阶段期间，推进发动机的燃料需求较少，因此馈送给推进发动机的燃料可能不足以冷却这些油，这降低了IDG的寿命和性能。
考虑到这一点，使用了“燃料回流阀”FRV，以增加燃料流量，从而保持用于IDG冷却的油和用于推进发动机润滑的油的冷却。FRV控制从用于将燃料分配到推进发动机的系统到将热燃料返回到飞行器的燃料箱的再循环系统的燃料流。当FRV处于关闭位置时，再循环系统将停用。
从上面可以看出，当FRV发生故障时，无论是由于FRV本身的故障，还是由于与FRV直接或间接相互作用的另一部件(如传感器或“燃料水平位置传感控制单元”FLSCU)的故障，IDG的寿命和性能都可能会降低。例如，传感器故障可能导致FRV的非期望关闭，这将导致用于冷却IDG的油的温度的非期望升高。
因此，希望减轻现有技术的这些缺点。特别希望提供一种解决方案，其使得可以检测FRV所经历的可能影响IDG的冷却的故障。此外，期望的是提供一种简单且廉价的方案。
发明内容
为此，提出了一种用于监测称为FRV的燃料回流阀的方法，该燃料回流阀控制燃料流从用于将燃料分配到推进发动机的系统到将热燃料返回到飞行器的燃料箱的再循环系统，其用于冷却馈送给飞行器的推进发动机的油和称为IDG的集成驱动发电机的油，以使得可以将源自飞行器的所述燃料箱的较冷燃料喷射到燃料分配系统中，第一油温传感器提供在IDG的出口端口处的油温测量值，第二油温传感器提供对馈送给推进发动机的油的温度的测量值，该方法由呈电子电路形式的FRV运行监测系统来实施，该方法的特征在于，其包括以下步骤：对于飞行器的每次飞行，根据所述第一油温传感器的测量值确定IDG的出口端口处的最高油温、并且/或者根据所述第二油温传感器的测量值确定推进发动机的最高油温；评估多个飞行中油温最大值中的一个和/或另一个的趋势；以及当油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明已经超过预先确定的油温阈值T时生成警报。
因此，可以容易地检测到FRV所经历的可能影响IDG的冷却的故障。有利于与FRV相关联的维护。
在具体实施例中，当油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明在Z个连续飞行的滑动窗口中的Y个飞行期间已经超过所述预先确定的阈值T时生成警报，其中Y和Z预先确定的值使得Y＜Z。
在具体实施例中，仅考虑在飞行器的巡航飞行阶段期间所执行的测量。
在具体实施例中，仅考虑在飞行器的持续时间大于预先限定持续时间阈值D的飞行期间所执行的测量。
在具体实施例中，为了监测分别与飞行器的若干个推进发动机相关联的若干个FRV，FRV运行监测系统分布在分别与飞行器的推进发动机相关联的控制单元中。
在具体实施例中，FRV运监测系统集中在飞行器的航电设备中。
还提出了一种计算机程序产品，其可以尺寸在介质上和/或从通信网络下载，以便由处理器读取。该计算机程序包括指令，当该处理器运行所述程序时，该指令实现上述方法的实施例中的任一个。还提出了一种非瞬态信息储存介质，在该介质上存储这样的计算机程序。
还提出了一种用于监测称为FRV的燃料回流阀的方法，该FRV控制燃料流，该燃料流从用于将燃料分配到推进发动机的系统到将热燃料返回到飞行器的燃料箱的再循环系统、用于冷却馈送给飞行器的推进发动机的油和称为IDG的集成驱动发电机的油，以使得可以将源自飞行器的所述燃料箱的较冷燃料喷射到燃料分配系统中，第一油温传感器在IDG的出口端口处提供油温测量值，第二油温传感器提供对馈送给推进发动机的油的温度的测量值，该FRV运行监测系统呈电子电路的形式，其特征在于，其构造成实施以下步骤：对于飞行器的每次飞行，根据所述第一油温传感器的测量值确定IDG的出口端口处的最高油温、和/或根据所述第二油温传感器的测量值确定推进发动机的最高油温；评估多个飞行中油温最大值中的一个和/或另一个的趋势；以及当油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明已经超过预先确定的油温阈值T时生成警报。
还提出了一种飞行器，该飞行器包括至少一个上述用于监测称为FRV的燃料回流阀的运行的系统。
附图说明
通过阅读以下对至少一个示例性实施例的描述，本发明的上述及其他特征将变得更加明了，所述描述是关于附图给出的，附图中：
图1以俯视图示意性地示出了配备有推进发动机的飞行器，推进发动机分别设有集成驱动发电机IDG；
图2示意性地示出了监测算法；以及
图3示意性地示出了构造成生成图2的算法实现的硬件平台的示例。
具体实施方式
图1以俯视图的形式示意性地示出了飞行器10。飞行器10包括至少一个较佳地为喷气发动机类型的推进发动机102。每个推进发动机102设有集成驱动发电机IDG 103。每个推进发动机102还较佳地设有“发电机控制单元”GCU，其主要功能是调节和监测所涉推进发动机102的IDG 103的交流发电机的频率和电压，以监测“馈送器”缺陷、过载和相位反转，并且通过控制相关联的“发电机线路接触器”GLC来保护飞行器10的电网。每个GCU连接到飞行器10的航电设备101，更具体地连接到“电子集中飞行器监测”ECAM系统，以便在必要时提供警报信号，其特别是在飞行器10的驾驶舱中提供。
每个IDG 103通常配备有两个油温传感器：“进口端口”油温传感器和另一“出口端口”油温传感器。这些传感器通常是热敏电阻。使用这些传感器，与所涉IDG 103相关联的GCU监测IDG 103的油温，并且如果这两个油温传感器中的一个和/或另一个上的预先限定的温度阈值被超过，则提供警报信号。
每个IDG 103与燃料回流阀FRV 104相关联，该燃料回流阀控制燃料、特别是用于冷却IDG 103的油从用于将燃料分配到与IDG 103相关联的推进发动机102的系统到将热燃料返回到飞行器的燃料箱的再循环系统的流动。FRV的孔使得可以增加在燃料分配系统中循环的燃料流量，该燃料是源自飞行器的所述燃料箱的较冷燃料。FRV 104还控制用于冷却所述推进发动机102的油的所述燃料流。因此，所涉IDG 103的油和所述推进发动机102的油被更好地冷却。
飞行器10配备有FRV 104运行监测系统。FRV 104运行监测系统可以以集中方式监测所有FRV 104的运行，例如在航电设备101中。作为变型，FRV 104运行监测系统可以分布在分别与推进发动机102相关联的控制单元(以电子电路的形式)中。
图2示意性地示出了由FRV 104运行监测系统实施的FRV 104运行监测算法。图2的算法是由飞行器10的每个FRV 104并行实施的。
在步骤201中，FRV 104运行监测系统获得源自与所涉FRV 104相关联的IDG 103的输出端口处的油温传感器的温度测量值和/或源自馈送给与IDG 103相关联的推进发动机102的油温传感器的温度测量值。
在步骤202中，FRV 104运行监测系统根据所涉IDG 103的输出端口处的油温传感器的测量值来确定IDG 103的输出端口处的油温最大值和/或根据所述推进发动机102的第二油温传感器的测量值来确定相关推进发动机102的油温最大值。每个最大值是针对飞行器10的每次飞行而确定的。IDG 103油位监测系统将所确定的一个或多个最大值记录在非易失性存储器中，以便能够在若干个连续飞行中跟踪其趋势。例如，在Z等于5的所述连续飞行的滑动窗口上考虑该趋势。在Z次飞行之外，IDG 103油位监测系统可以清除之前的任何记录。
较佳地，FRV 104运行监测系统仅考虑在飞行器10的巡航飞行阶段期间所执行的测量。由高度计标记的高度水平可以例如用于检测巡航阶段。因此，油位监测算法对具有总体稳定温度的油进行操作。同样较佳地，出于相同的原因，FRV 104运行监测系统仅考虑在持续时间大于预先限定的持续时间阈值D、例如30分钟的飞行期间所执行的测量。航电设备101的内部时钟可以例如用于确定飞行时间。
在步骤203中，FRV 104运行监测系统评估在若干个飞行过程中(例如在Z个连续飞行过程中(滑动窗口))的一个或多个油温最大值的趋势。
在步骤204中，FRV 104运行监测系统检查一个或多个油温最大值的趋势是否通过温度最大值表明在滑动窗口上已经超过预先确定的温度阈值T。例如，T等于110℃。
在具体实施例中，FRV 104运行监测系统检查一个或多个油温最大值的趋势是否表明在Z个连续飞行的滑动窗口中的Y个飞行期间已经超过了所述阈值T，其中Y是预先确定的值，使得Y＜Z。例如，Y等于3。
因此，如果FRV 104运行监测系统确认已经超过所述阈值T，则执行步骤205。否则，对于飞行器10的下一次飞行，算法循环回到步骤201。
在步骤205中，FRV 104运行监测系统生成警报。在飞行器10中，警报较佳地产生在驾驶舱中以引起飞行员注意，更具体地，通过ECAM生成警报。因此，借助自动生成的该警报，有利于飞行器10的维护。
可以重置警报，例如通过专用于航电设备101的程序进行重置，其中，在所涉FRV104上或者在与FRV 104直接或间接交互的构件、比如传感器或燃料水平位置感测控制单元FLSCU上执行维护干涉。
图3以电子电路的形式示意性地示出了FRV 104运行监测系统的硬件平台300的示例，该硬件平台适配并构造成实现图2的算法。如已经指出的，FRV 104运行监测系统可以集中在航电设备101中，或者分布在分别与推进发动机102相关联的控制单元中。
然后，硬件平台300包括通过通信总线310联结的：处理器或“中央处理单元”CPU301；“随机存取存储器”RAM 302；只读存储器303，例如“只读存储器”ROM或“电可擦除可编程ROM”EEPROM类型；储存单元304，如“硬盘驱动器”HDD，或者储存介质读取器，如“安全数字”SD卡读取器；接口I/f管理器305。
接口I/f管理器305使得可以与飞行器10的一个或多个设施(如上述温度传感器)交互，并且可以与通信网络交互。例如，接口I/f管理器305适配和构造成使得可以与航电设备101交互。
处理器301能够执行从只读存储器303、从外部存储器、从储存介质(如SD卡)或从通信网络加载到随机存取存储器302中的指令。当硬件平台300通电时，处理器301能够从随机存取存储器302读取指令并且执行它们。这些指令形成计算机程序，该计算机程序使处理器301实施本文描述的所有或部分的步骤和操作。
因此，本文描述的所有或一些步骤和操作可以通过使用可编程机器(例如数字信号处理器(DSP)或微控制器的处理器)执行成组指令以软件形式实施，或者可以通过机器或专用电子部件(“芯片”)或电子部件的专用组(“芯片组”)(例如“现场可编程门阵列”(FPGA)或“专用集成电路”(ASIC))以硬件形式实施。通常，硬件平台包括适配并构造成实施本文描述的操作和步骤的电子电路。

Claims (10)

1.一种用于监测称为FRV的燃料回流阀(104)的方法，
所述燃料回流阀控制燃料流从将燃料分配到推进发动机(102)的燃料分配系统到将热燃料返回到飞行器(10)的燃料箱的再循环系统，所述燃料流用于冷却馈送给所述飞行器(10)的所述推进发动机(102)的油和称为IDG的集成驱动发电机(103)的油，所述燃料回流阀的孔口使得能够增加在所述燃料分配系统中循环的燃料的流量，所述燃料是源自所述飞行器(10)的所述燃料箱的较冷燃料，
第一油温传感器，所述第一油温传感器提供在所述集成驱动发电机(103)的出口端口处的油温测量值，
第二油温传感器，所述第二油温传感器提供馈送给所述推进发动机(102)的油的温度的测量值，
所述方法由呈电子电路形式的燃料回流阀(104)的运行监测系统来实施，所述方法的特征在于，所述方法包括以下步骤：
-接收来自所述第一油温传感器和来自所述第二油温传感器的测量值；
-对于所述飞行器(10)的每次飞行，根据所述第一油温传感器的测量值确定所述集成驱动发电机(103)的所述出口端口处的最大油温，并且/或者根据所述第二油温传感器的测量值确定所述推进发动机(102)的最大油温；
-评估在若干次飞行中油温最大值中的一个和/或另一个的趋势；以及
-当所述油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明已经超过预先确定的油温阈值T时，生成标示所述燃料回流阀所经历的故障的警报，所述故障导致所述燃料回流阀非期望关闭、进而导致用于冷却所述集成驱动发电机的油的非期望温度上升。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明在Z个连续飞行的滑动窗口中的Y个飞行期间已经超过所述预先确定的阈值T时生成警报，其中Y和Z预先确定的值使得Y＜Z。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，仅考虑在所述飞行器(10)的巡航飞行阶段期间所执行的测量。
4.根据权利要求1至3中任一权利要求所述的方法，其特征在于，仅考虑在飞行器(10)的持续时间大于预先限定的持续时间阈值D的飞行期间所执行的测量。
5.根据权利要求1至4中任一权利要求所述的方法，其特征在于，为了监测分别与所述飞行器(10)的多个推进发动机相关联的多个燃料回流阀(104)，所述燃料回流阀(104)的运行监测系统分布在分别与所述飞行器(10)的推进发动机相关联的控制单元中。
6.根据权利要求1至4中任一权利要求所述的方法，其特征在于，所述燃料回流阀(104)的运行监测系统集中在所述飞行器(10)的航电设备(101)中。
7.一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括指令，当所述指令由处理器(301)执行时，所述指令驱动由所述处理器(301)执行根据权利要求1至6中任一权利要求所述的方法。
8.一种储存介质，所述储存介质储存包括指令的计算机程序，当所述指令由处理器(301)读取并执行时，所述指令驱动由所述处理器(301)执行根据权利要求1至6中任一权利要求所述的方法。
9.一种监测称为FRV的燃料回流阀(104)的运行的系统，
所述燃料回流阀控制燃料流从将燃料分配到推进发动机(102)的燃料分配系统到将热燃料返回到飞行器(10)的燃料箱的再循环系统，所述燃料流用于冷却馈送给所述飞行器(10)的所述推进发动机(102)的油和称为IDG的集成驱动发电机(103)的油，所述燃料回流阀的孔口使得能够增加在所述燃料分配系统中循环的燃料的流量，
所述燃料是源自所述飞行器(10)的所述燃料箱的较冷燃料，
第一油温传感器，所述第一油温传感器提供在所述集成驱动发电机(103)的出口端口处的油温测量值，
第二油温传感器，所述第二油温传感器提供馈送给所述推进发动机(102)的油的温度的测量值，
所述燃料回流阀(104)的运行监测系统呈电子电路的形式，其特征在于，所述燃料回流阀(104)的运行监测系统构造成实施以下步骤：
-接收来自所述第一油温传感器和来自所述第二油温传感器的测量值；
-对于所述飞行器(10)的每次飞行，根据所述第一油温传感器的测量值确定所述集成驱动发电机(103)的出口端口处的最大油温并且/或者根据所述第二油温传感器的测量值确定所述推进发动机(102)的最大油温；
-评估在若干次飞行中的所述油温最大值中的一个和/或另一个趋势；以及
-当所述油温最大值中的一个和/或另一个的趋势表明已经超过预先确定的油温阈值T时，生成标示所述燃料回流阀所经历的故障的警报，所述故障导致所述燃料回流阀非期望关闭、进而导致用于冷却所述集成驱动发电机的油的非期望温度上升。
10.一种飞行器(10)，所述飞行器包括至少一个根据权利要求9所述的监测燃料回流阀(104)的运行的系统。
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