KR20130014040A - 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법 - Google Patents

맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 비행기의 운행상태를 반영하는 데이터를 채집하는 단계, 채집한 상기 데이터에 따라 비행기의 운행상태와 관련되는 하나 또는 다수개의 메인 파라미터를 포함하도록 주문한 맞춤화 메시지를 발생하는 단계, 상기 맞춤화 메시지를 저장하거나 전송하는 단계, 및 상기 맞춤화 메시지에 따라 상기 비행기의 성능을 검측하는 단계를 포함하는 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법에 관한 것이다.

Description

맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법{A METHOD FOR DETECTING PERFORMANCE OF AN AIRCRAFT BASED ON A CUSTOMIZED MESSAGE}
본 발명은 비행기의 성능을 검측하는 방법에 관한 것이고 특히 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법에 관한 것이다.
비행기는 현대사회의 중요한 교통수단이다. 매일마다 많은 사람이 비행기를 타고 여행을 한다. 반드시 비행기의 비행 안정성을 확보하여야한다. 비행기의 어느 한 부품이 고장을 발생하여 비행조건에 부합하지 않을 때 반드시 비행기를 중지하여 고장이 해결될 때까지 정비를 하여야 한다. 그러므로 비행기의 어느 한 부품이 고장을 발생하게 되면 비행기의 운항 지연을 초래할 수 있고 심지어 결항하게 된다.
현재 비행기를 정비하는 방식은 주로 사후에 정비하는 방식 또는 하드 데드라인에 맞추어 정비하는 방식이 있다. 상술한 바와 같이 사후에 정비하는 방식은 비행기의 운항 지연과 결항을 피면하기 어려운데 그것은 비행기의 어떤 부품에 대한 정비는 많은 시간을 소모하여야 하기 때문이다. 어떤 때는 가격이 비싸거나 또는 예비부품이 없는 등 원인으로 공항에 대체할 수 있는 예비부품이 떨어졌을 때 비행기의 결항을 초래하게 된다. 하드 데드라인에 맞추어 정비하는 방식은 얼마간의 고정시간을 거친 후 비행기의 어느 한 부품을 정비하거하 교환하는 것이다. 이것은 일정한 정도에서 비행기의 운항 지연 또는 결항을 피면할 수 있게 되었지만 원가가 너무 높은 것이 결점이다. 특히 어떤 가격이 비싼 부품에 있어서 하드 데드라인에 맞추어 정비하고 교환할 때 이들 부품의 성능은 여전히 양호할 수 있으므로 큰 낭비를 초래하게 된다. 또한 어떤 특수한 상황에 대해서는 비행기의 어떤 부품의 성능은 빨리 파손될 수 있다. 이때 하드 데드라인에 맞추어 정비하는 방식도 비행기의 운항 지연과 결항을 완전히 피면할 수 없게 된다.
기존기술에 존재하는 하나 또는 다수개의 기술문제에 대하여 본 발명의 한 측면에 따르면 비행기의 운행상태를 반영하는 데이터를 채집하는 단계, 채집한 상기 데이터에 따라 비행기의 운행상태와 관련되는 하나 또는 다수개의 메인 파라미터를 포함하도록 주문한 맞춤화 메시지를 발생하는 단계, 상기 맞춤화 메시지를 저장하거나 전송하는 단계, 및 상기 맞춤화 메시지에 따라 상기 비행기의 성능을 검측하는 단계를 포함하는 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법을 제시하고 있다.
본 발명의 다른 측면에 따르면 상기 방법을 이용하여 비행기의 성능을 검측하는 단계, 및 비행기의 성능고장에 상응하여 비행기를 정비하거나 비행기의 성능쇄퇴에 상응하여 적절한 시기에 비행기를 정비하는 단계를 포함하는 비행기를 정비하는 방법을 제시하고 있다.
이하 첨부 도면과 결부하여 본 발명의 바람직한 실시방식에 대해 더욱 상세한 설명을 하기로 한다.
도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법의 흐름도이고,
도2는 운항승무원용 산소시스템의 성능변화곡선의 예시도이고,
도3은 본 발명의 일 실시예에 따라 운항승무원용 산소시스템의 성능을 검측하는 방법의 흐름도이고,
도4는 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 운항승무원용 산소시스템의 실례이고,
도5는 본 발명의 일 실시예에 따른 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준상태 압력과 측정시간과의 관계예시도이고,
도6은 본 발명의 일 실시예에 따른 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준상태 압력과 측정시간과의 관계예시도이고,
도7은 도6에 따른 상기 실시예의 운항승무원용 산소시스템에 있어서 3일간의 순환평균 24시간 누설율과 측정시간의 관계예시도이고,
도8은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 운항승무원용 산소시스템에 대한 정비 방법의 흐름도이고,
도9는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 착륙 품질을 검측하는 방법의 흐름도이고,
도10은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이고,
도11은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템 에서 착륙 쇼트메시지를 생성하는 촉발기와의 관계예시도이고,
도12는 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행기의 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이고,
도13은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 롱메시지를 생성하는 촉발기와의 관계예시도이고,
도14는 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 착륙 쇼트메시지의 예시이고,
도15는 본 발명의 다른 실시예에 따른 맞춤화 착륙 롱메시지의 예시이다.
도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법의 흐름도이도. 도1에서 도시한 바와 같이 상기 방법(100)은 단계(120)에서 비행기의 운행상태를 반영하는 데이터를 채집하는 단계를 포함한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 데이터 시스템을 이용하여 비행기의 운행상태의 데이터를 채집한다. 비행기 시스템이 점점 복잡함에 따라 비행기의 데이터시스템이 아주 큰 발전을 얻게 된다. 예를 들어 에어버스의 비행상태를 감시하는 시스템 Aircraft Condition Monitoring System (ACMS)시스템 및 보잉사의 비행건강감시시스템 Aircraft Heath Monitor (AHM)시스템이 있다.
에어버스의 ACMS시스템을 예로 하면 ACMS시스템은 비행기의 다수개의 중요부품의 성능을 감시하는데 발동기, 운항승무원, 기내 보조 동력 유닛 Airborne Auxiliary Power Unit (APU) 및 객실을 포함한다. ACMS시스템은 중요한 운항기성능(Aircraft Performance Monitoring)을 감시하고, 데이터를 기록하며(Date Recording), 특별조사와 고장검색(Special Investigation & Trouble Shooting)등 기능을 더 가지고 있다. ACMS시스템은 13, 000여항의 비행데이터를 즉시로 감측할 수 있다.
도1을 참조하면 상기 방법(100)은 단계(140)에서 채집한 상기 데이터에 따라 맞춤화 메시지를 발생하는 단계를 더 포함한다. 이 단계 또한 비행데이터시스템을 이용하여 완성할 수 있다. ACMS시스템과 AHM시스템의 한 기능은 일정한 촉발조건을 만족할 때 이들은 즉시에 감측된 데이터에 따라 자동적으로 특정한 데이터를 포함하는 메시지를 생성할 수 있다는 것이다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 ACMS시스템 또는 AHM시스템을 이용하여 맞춤화 메시지를 발생한다.
에어버스의 ACMS시스템을 예로 하면 ACMS시스템은 비행종합데이터시스템 Aircraft Integrated Data System (AIDS)을 포함한다. 데이터관리유닛Data Management Unit(DMU)은 AIDS시스템의 핵심이다. DMU는 이하 두 개 아주 중요한 기능이 있다.
- 비행기의 여러 파라미터를 채집, 처리, 기록한다. 블랙박스의 데이터를 포함한다. 이들 파라미터는 AIDS수자기록기 Digital AIDS Recorder(DAR)과 같은 DMU 내부의 비휘발성 메모리 또는 외부의 기록기에 보존되어 있다.
- 시스템 메시지를 생성한다. 비행기의 상태 또는 시스템의 파라미터가 메시지의 촉발조건을 만족할 때 특정한 메시지를 촉발하여 생성한다.
도1을 참조하면 상기 방법(100)은 단계(160)에서 상기 맞춤화 메시지를 저장하거나 또는 전송하는 단계를 더 포함한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 메시지는 DMU의 비휘발성 메모리에 저장될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 메시지는 비행기 통신 어드레싱과 보고시스템 Aircraft Communication Addressing and Reporting System(ACARS)에 의해 전송될 수 있다. ACARS는 항공기와 지상국 사이에서 무선전 또는 위성을 통해 메시지(즉 단문 메시지)를 전송하는 수자 데이터 링크 시스템인데 항공사의 에어-그라운드, 그라운드-그라운드 간의 대흐름량 데이터의 통신을 위해 서비즈를 제공하고 각종 정보의 교환을 구현한다.
ACARS시스템는 하나의 ACARS 관리유닛(MU)으로 불리는 항공 컴퓨터와 제어표시유닛 Control Display Unit (CDU)으로 이루어진다. MU는 지면에서의 초단 파 무선전 디지털메시지를 전송 또는 수신하는데 사용된다. 지면에서 ACARS시스템은 무선전 수신전송기구를 가지고 있는 지면 위크 스테이션(410)으로 이루어진 네트워크으로 구성되는데 메시지(데이터링크 정보)를 수신받거나 전송할 수 있다. 이들 지면 위크 스테이션은 일반적으로 각 서비스 공급업체가 소유하는데 수신받은 메시지를 네트워크에서의 서로 다른 항공사의 서버에 발신한다.
한편 ACARS는 비행하고 있는 비행기가 운항승무원의 간섭이 필요없는 상황에서 자동적으로 항공사의 지면 위크 스테이션에 비행동태, 발동기 파라미터 등 즉시 데이터 정보를 제공할 수 있고 동시에 지면에 기타 각종 정보를 전달할 수도 있어 항공사의 운행제어센터가 자기의 응용시스템에서 비행기의 즉시, 중단되지 않은 대량의 비행데이터 및 관련정보를 획득하게 하고 본사의 비행기의 동태를 수시로 장악하게 하여 비행기에 대한 즉시적인 감시를 실현하고 운항, 운영, 조종등 각 관련부서의 관리수요에 만족하며, 또 한편 지면은 공중에서 비행하고 있는 비행기에 기상 정보, 항로상황, 공중긴급고장배제 조치등 각종 서비스를 제공하여 비행안전보장능력 및 유객에 대한 서비즈 레벨을 향상시킬 수 있다. 일반적으로 사용되는 VHF 에어-그라운드 통신채널이 점차 포화되어 정보 전달량이 적고 속도가 느린 상황에서 이런 양방향의 데이터통신시스템은 지면, 공중통신보장능력을 현저히 개선하고 향상할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 메시지는 항공전신망 Aviation Telecommunication Network(ATN)의 통신장치 또는 시스템에 따라 전송할 수도 있다.
도1을 참조하면 상기 방법(100)은 단계(180)에서 상기 맞춤화 메시지에 따라 상기 비행기의 성능을 검측하는 단계를 더 포함한다. 맞춤화 메시지를 통해 비행기의 운행상태를 반영하는 파라미터의 수치를 획득할 수 있다. 이들 파라미터의 수치를 통해 비행기의 성능을 검측하여 비행기의 "상황에 따른" 정비를 실현할 수 있다.
"상황에 따른" 정비의 개념은 오래 전부터 제출하였다. 그러나 비행기의 성능검측과 비행기의 정비에서 바람직하게 응용되지 못하였다. 그 아주 중요한 한 측면은 비행데이터에 대한 해독원가가 너무 높아 일상적인 정비방식으로 진행할 수 없기 때문이다. 본 발명은 맞춤화 주문형 메시지를 통해 이 문제를 해결하였고 비행기상태의 즉시 감시를 가능하게 하였다. 본 발명은 비행기 데이터시스템이 비행기의 운행상태데이터를 획득하는 기능을 충분히 이용하였기에 원활하게 수요에 따라 맞춤화 메시지를 발생할 수 있고 메시지는 저장과 전송을 거쳐 편리하게 비행기성능의 검측에 사용할 수 있다.
더욱 정확하게 비행기의 상태를 반영하기 위하여 직접 획득한 파라미터수치를 수정하여햐 한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 메시지에는 비행기 상태를 직접 반영하는 메인 파라미터를 포함하고 메인 파라미터를 수정하는 보조 파라미터를 포함한다.
비행상태의 데이터를 획득할 때 비행기의 상태를 가장 반영할 수 있는 시점을 선택하여 맞춤화 메시지의 메인 파라미터 또는 보조 파라미터의 수치를 획득하여야 한다. 그리고 한 확정된 시점에 대해 여러번 측정하고 평균치를 얻는 방식을 채용하여 동일한 파라미터를 측정하여 더욱 정확한 결과를 얻도록 한다. 또는 어는 한 동안내의 최대치와 최소치를 기록하여 메인 파라미터 또는 보조 파라미터의 극한치를 반영하도록 한다. 그러므로 하나 또는 다수개의 촉발조건에 상응하는 것을 통해 하나 또는 다수개의 시점에서의 상기 메인 파라미터와 보조 파라미터의 수치를 획득한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 상기 메인 파라미터와 보조 파라미터의 수치를 지정상태하의 수치로 환산하여 비행기성능의 검측을 편리하게 한다.
어떻게 수많은 비행기상태 파라미터에서 적당한 메인 파라미터를 선택하여 맞춤화 메시지를 형성하는 것이 난제인데 특히 비교적 복잡한 시스템에서 선택가능한 파라미터가 많은 상황에서 더욱하다.
본 발명의 일 실시예 따르면 상기 비행기의 운행상태와 관련되는 다수개의 파라미터를 획득한 다음 상기 다수개의 파라미터가 대표하는 물리적 의미에 의해 다수개의 메인 파라미터를 확인한다. 다수개의 메인 파라미터를 획득한 후 어떤 메인 파라미터 사이는 고도적으로 관련되어 있다. 이런 경우 한 메인 파라미터의 변화가 다른 메인 파라미터의 변화를 대표하게 된다. 그러므로 관련도를 검증하는 것을 통해 고도적으로 관련되는 부분의 메인 파라미터를 제거할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도를 계산하고 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도에 따라 다수개의 메인 파라미터 중의 하나 또는 다수개의 제거한다. 이 단계를 통해 이 비행기 부품의 운행상태를 반영하는 상대 독립적인 다수개의 메인 파라미터를 얻게 된다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 이 비행기 부품의 고장사건 발생 시와 상기 비행기상태가 관련되는 이미 존재한 다수개의 파라미터의 데이터를 이용하여 데이터를 발굴하는 것을 통해 어떤 파라미터가 이 비행기의 고장사건과 고도적으로 관련되는지를 판단할 수 있어 이를 통해 메인 파라미터를 확인할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 상기 다수개의 파라미터의 데이터변화와 상기 비행기 부품의 상기 고장사건과의 관련도를 계산한다. 고장사건은 어떤 파라미터의 악화에 직접적인 영향을 끼친다. 예를 들어 운항승무원용 산소시스템 이 누설되면 운항승무원용 압력파라미터가 급속히 하강된다. 발동기가 고장나면 발동기의 회전속도가 신속히 하강된다. 상기 비행기상태와 관련되는 파라미터와 고장사건을 대표하는 파라미터와의 관련도를 계산하며 이 파라미터와 고장사건과의 관련도를 반영할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 편상관(Partial Correlation)방법을 이용하여 상기 비행기상태와 관련되는 파라미터와 고장사건을 대표하는 파라미터와의 관련도를 계산한다. 통계학중의 각종 편상관분석방법은 모두 본 실시예에 적용할 수 있다. 계산을 통해 이 파라미터와 고장사건의 관련도가 역치보다 크다는 것을 발견하면 이 파라미터를 메인 파라미터로 한다. 이런 방법으로 상기 비행기상태와 관련되는 모든 파라미터를 검증하면 비행기상태를 반영하는 메인 파라미터를 획득할 수 있다.
역치의 범위가 최종 메인 파라미터의 개수를 결정하고 또한 성능검측의 정확정도를 결정한다. 파라미터가 많을수록 검측이 정확하는데 이 검측방법을 실시하는 원가도 높아. 비행기 부품의 성능이 다수개의 파라미터와 관련되고 매개 파라미터와의 관련도가 모두 높지 않으면 역치를 낮추어 더 많은 파라미터를 포함하게 하여야 한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 역치의 범위는 0.3~0.5이다. 비행기 부품의 성능이 소수의 파라미터와 관련되고 어떤 파라미터와의 관련도가 아주 높으면 역치를 향상시켜 불필요한 검측을 감소할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 역치의 범위는 0.6~0.8이다.
그러므로 맞춤화 메시지의 상기 메인 파라미터는 상기 비행기의 운행상태와 관련되는 다수개의 파라미터를 확득하는 단계, 상기 다수개의 파라미터를 비행기의 고장사건과 관련시켜 데이터를 발굴하는 것을 통해 상기 다수개의 파라미터와 비행기의 고장사건과의 관련도를 계산하여 다수개의 메인 파라미터를 확인하는 단계를 채용하여 확인한다. 동일하게 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도를 계산한 다음 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도에 따라 다수개의 메인 파라미터 중의 하나 또는 다수개의 제거할 수 있다.
이하 구체적인 실례를 통해 이런 맞춤화 메시지의 메인 파라미터와 보조 파라미터의 확인방식을 설명한다.
기내 보조 동력 유닛(Airborne Auxiliary Power Unit)은 보조 동력 유닛APU로 약칭하는데 비행기 꼬리에 장착하는 소형터빈 발동기이다. APU의 주용 기능은 전원과 가스원을 제공하는 것인데 소량의 APU는 비행기에 부가추력을 제공할 수도 있다. 구체적으로 비행기는 지면에서 이륙하기 전에 APU를 통해 전기를 공급받고 메인 발동기를 발동하기에 지면의 전원, 가스원 차량에 의해 발동할 필요가 없다. 지면에 있을 때 APU는 또한 전력과 압축공기를 제공하여 객실과 조종실 내의 조명과 에어컨을 보증하기도 한다. 비행기가 이륙할 때 APU는 예비전원으로 사용될 수 있다. 비행기가 착륙한 후 여전히 APU를 통해 전력을 공급하여 조명과 에어컨을 보증한다.
APU의 기능이 그 운행의 안정성을 결정하여 비행기의 비행원가와 서비스질품에 직접적으로 관계된다. 그리고 지면전원과 가스원의 보장이 부족하는 경우 APU가 고장나면 비행기는 운행될 수 없게 된다. 현재 APU의 고장의 배제와 정비는 거의 모두 사후에 처리한다. 그러나 비행기 기기에서 APU는 정비비용이 비교적 높은 기기이다. 그리고 APU 전체부품의 가격이 높아 예비부품을 저장하는 원가각 높고 고장난 후의 수리주기가 4~5개월까지 이르다. 사후처리의 정비방식은 APU의 안정적인 운행을 보증할 수 없다. 그리고 APU의 수리시간이 너무 길어 이 또한 비행기의 운항 지연을 초래하고 심지어 결항하게 한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화APU메시지를 발생하는 방식을 통해 APU의 운행상태를 확인할 수 있다. 맞춤화APU메시지의 메인 파라미터를 확인할 때 APU시스템이 비교적 복잡하기에 여러개 파라미터가 모두 APU의 운행상황과 관련된다. 예를 들어 발동기를 기동하는 단계의 파라미터는 EGT온도, IGV개구각도, 공기 압축기 입구 압력, 부하 공기 압축기 입구 온도, 공기블리드 흐름량, 공기블리드 압력, 윤활유 온도, APU 발전기 부하를 포함한다. APU가 기동될 때 파라미터는 기동시간, EGT피크, EGT피크에서의 회전속도, 부하 공기 압축기 입구 온도 등을 포함한다.
발동기에 대하여 열기관을 영향하는 제일 주요한 지표가 두 개 있는데 첫번째는 사용시간이고 두번째는 배기온도 EGT이다. APU가 고장을 발생할 때 APU의 배기온도는 상승하여 극한치에 근접하게 된다. 그러므로 이 두 개 파라미터로부터 가치가 있는 정보를 입수한다. 본 실례에서 편상관의 방법을 운용하여 외계환경의 영향을 제거하였는데 예를 들어 해발, 총 온도, 발전기 부하, 공기블리드 흐름량, 입구압력, 부하 공기 압력기 입구 온도이다. APU의 실제데이터를 분석하면 다음과 같은 결과를 얻는다.
Figure pat00001
본 실례에서 관련성r은 3개 레벨로 나누는데 |r|<0.4는 저도선형관련이고, 0.4≤|r|<0.7은 현저성 관련이고, 0.7≤|r|<1은 고도선형관련이다.
분석결과에 따르면 사용시간 TSR, 기동시간 STA, 발동기 배기온도 EGT, 공기블리드 압력 PT 사이는 서로 강한 상관관계이지만 입구 안내 날개의 각도 IGV, 윤활유온도(OTA)와 사용시간 TSR, 기동시간 STA, 발동기 배기온도 EGT, 공기블리드 압력PT는 약한 상관관계인 것을 알게 된다.
이에 따라 APU의 각 부품의 운행이 정상적인 경우 입구 안내 날개의 각도 IGV와 윤활유온도OTA는 사용시간 TSR, 기동시간 STA, 발동기 배기온도 EGT, 공기블리드 압력 PT로에 의해 표시된다는 것을 알게 된다. 다른 측면은 사용시간 TSR, 기동시간 STA, 발동기 배기온도 EGT, 공기블리드 압력 PT등 파라미터가 비교적 독립적인 것을 설명하고 각각 어느 APU의 운행특성을 대표한다. 이 네개 파라미터의 특성을 운용하고 효율적인 조합에 의해 APU전체의 성능상황을 반영할 수 있다.
맞춤화 메시지의 발생도 주문할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 먼저 비행기의 데이터시스템에서 상기 촉발조건을 만족하고 있는지를 감시하는 제1진도를 개시한다. 촉발조건에 만족하면 비행기의 데이터시스템은 맞춤화 메시지 임무의 처리상태에 처해있어 맞춤화 메시지의 관련처리를 완성하게 된다. 이렇게 설계하는 장점은 비촉발상태하의 비행기의 데이터시스템은 맞춤화 메시지의 임무를 감시하지 않아도 되어 시스템의 자원이 절약하게 된다. 촉발조건을 만족한 후 맞춤화 메시지의 임무를 처리하기 시작한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 제1진도가 맞춤화 메시지를 생성하는 조건을 만족하는지를 감시하기 위한 제2진도와 맞춤화 메시지가 요구하는 상기 메인 파라미터와 상기 보조 파라미터의 수치를 수집하기 위한 제3진도를 개시한다. 그리고 제2진도가 맞춤화 메시지를 생성하는 조건을 만족하고 있다고 확인되면 상기 제3진도에서 수집된 상기 메인 파라미터와 상기 보조 파라미터의 수치를 이용하여 맞춤화 메시지를 발생한다. 이런 방식으로 맞춤화 메시지가 발생하는 조건을 원활하게 제어할 수 있게 되어 특정조건을 만족하여야만 맞춤화 메시지를 발생한다.
이하 구체적인 실례를 통해 이런 맞춤화 메시지를 발생하는 방식을 설명한다.
발동기 공기블리드 시스템은 비행기 에어컨, 증압, 날개 항빙, 액체압력등 시스템이 안전하고 신뢰성 있게 작업하게 하는 전제이다. 그러나 발생률이 높고, 반복률이 높고, 배제시간이 길으며 난도가 크기에 오랫동안 조종, 정비 작업을 방애하는 큰 난제가 되었다. 현재 상규적인 방법은 데이터를 제때에 정확하게 처리할 수 없어 고장배제가 제때에 이루지못해 운항 중단을 초래할 수 있고 심지어 비행중의 중대한 불안전 사건을 일으킨다.
본 발명의 방식을 채용하여 맞춤화 공기블리드 메시지를 발생하는 방식을 통해 발동기의 공기블리드 시스템을 검측할 수 있다. 발동기 공기블리드 시스템의 성능을 반영하기 위하여 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도를 검측하여야 한다. 온도가 너무 크거나 너무 낮으면 모두 발동기 공기블리드 시스템에 고장이 있다는 것을 표명한다. 그러므로 맞춤화 공기블리드 메시지의 메인 파라미터는 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도가 220도 보다 높거나 또는 155도보다 낮은 지속시간, 및 이 지속시간내의 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도 또는 이 지속시간내의 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도의 최대치 또는 최소치를 포함한다. 상기 맞춤화 공기블리드 메시지의 보조 파라미터는 비행기의 고도와 외계온도를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기 시스템에서 제1진도를 개시하여 비행기가 이륙, 상승 또는 하강단계에 처해있는지를 판단한다. 판단을 거쳐 비행기가 이륙, 상승 또는 하강단계에 처해있다면 제2진도와 제3진도를 개시한다. 여기서 상기 제2진도는 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도가 220도보다 높거나 또는 155도보다 낮고 5초이상 지속하는지를 판단하고, 상기 제3진도는 좌, 우 발동기예냉기의 매초당의 출구온도, 비행기의 고도와 외계온도를 채집한다.
좌, 우 발동기예냉기의 출구온도가 220도보다 높거나 또는 155도보다 낮고 지속시간이 5초이상인 경우가 나타나면 제3진도에서 채집된 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도, 비행기의 고도와 외계온도 및 상응하는 지속시간정보에 따라 맞춤화 공기블리드 메시지를 발생한다.
맞춤화 공기블리드 메시지는 DMU에 저장하여 비행인원 또는 정비인원이 검색하고 프린테할 수 있게 한다. 맞춤화 공기블리드 메시지는 ACARS시스템을 통해 항공사의 서버에 전송될 수도 있어 비행기의 공기블리드 시스템을 즉시에 감시하는 성능을 실현한다. 지면의 항공사는 검측된 발동기 공기블리드 시스템의 성능에 의해 결정을 내릴수 있고 심지어 비행기를 하강시켜 정비하도록 요구할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 메시지의 상기 촉발조건 또는 상기 메시지의 발생조건은 수정할 수 있다. 예를 들어 맞춤화 메시지의 촉발조건은 비행기가 비행할 때마다 맞춤화 메시지를 발생하도록 배치한다. 이렇게 하는 장점은 대량의 선택을 거친 비행데이터를 편리하게 획득하는 것이다. 수많은 성능검측 또는 정비모형에 대하여 대량의 진실된 데이터로 훈련하고 공부할 필요가 있다. 맞춤화 메시지는 이런 훈련데이터를 제공하는 최적의 방식이다.
여러번 비행한 맞춤화 메시지를 수집한 후 여러번 비행한 맞춤화 메시지가 제공하는 비행상태 데이터를 이용하여 실제 물리적 모형, 특정진화모형, 또는 스마트모형에 따라 비행기의 성능을 검측할 수 있다.
실제 물리적 모형은 비행기 부품의 실제 물리적 특성을 이용하여 건립한 모형을 가리킨다. 이 모형은 비행기 성능의 진실된 상황을 실제적으로 반영할 수 있다.
특정진화모형은 비행기 성능의 퇴화율을 통해 비행기 성능의 상황을 반영하는 모형을 가리킨다. 이 모형은 이미 알고 있는 고장모델을 이용하여 건립된 모형이고 비행기의 성능을 대체로 진실하게 반영할 수 있다.
스마트모형은 정확한 수학과 물리모형이 필요없이 대량 데이터의 공부 또는 훈련을 통해 형성된 "스마트"모형이다. 신경망모형은 흔히 보는 스마트모형이다.
비행기의 서로 다른 부품에 대하여 서로 다른 모형을 건립하여 이들 부품의 상태를 반영할 수 있다. 맞춤화 메시지를 이용하여 이들 모형을 건립하는 것을 돕는다. 그리고 이들 모형에 따라 맞춤화 메시지의 데이터를 판단하여 비행기 성능의 검측을 실현할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 본 발명의 상기 실시예의 비행기 상태 검측 방법을 이용하여 비행기의 성능을 검측하고 비행기의 성능이 이미 고장이 발생되었다고 검측되면 바로 비행기를 정비한다. 비행기의 성능이 다만 쇄퇴기에 들어섰을 뿐이라고 검측되면 적절한 시기에 비행기를 정비하여 비행기의 "상황에 따른" 정비를 실현한다.
이하 세개 구체적인 실례를 통해 본 발명의 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법을 진일보 설명한다.
운항승무원용 산소시스템의 적용 실례:
도2는 운항승무원용 산소시스템의 성능변화곡선의 예시도이다. 모든 산소시스템은 모두 소량의 기체가 유출되므로 온도가 일정한 상황에서 서로 다른 시간에 압력차 △P가 발생한다. 기체 누설율을 PL=△P/t로 표시할 수 있다. 기체 누설율 PL이 안정한 경우 운항승무원용 산소시스템의 성능은 안정기에 속하며, 기체 누설율 PL이 점점 증가할 경우 운항승무원용 산소시스템의 성능은 쇠퇴기에 들어서며, 기체 누설율 PL이 역치PLg보다 큰 경우 운항승무원용 산소시스템의 성능은 고장기에 들어서며 고장이 발생될 수 있다. 비행 안전에 영향을 미치고 비계획적인 정비를 진행할 필요가 생기기 쉬우며 항공편의 운항 지연과 결항을 초래한다. 종래기술에는 운항승무원용 산소시스템이 쇠퇴기에 들어섰는지를 검측할 수 있는 수단이 아직 마련되어 있지 않다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 이와 같은 검측을 진행할 수 있다.
운항승무원용 산소시스템에 있어서 메인 파라미터는 비교적 쉽게 획득할 수 있다. 운항승무원용 산소시스템에서 산소통의 산소압력이 바로 운항승무원용 산소시스템의 성능을 반영하는 최적의 메인 파라미터이다. 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소압력은 온도와 관련되므로 산소압력을 획득함과 동시에 산소통내 산소온도를 획득해야 한다. 그러나 산소시스템에는 일반적으로 온도센서가 장착되어 있지 않다. 그러므로 기타 측정가능한 온도를 이용하여 산소통내 산소온도를 연산해야 한다.
운항승무원용 산소시스템의 산소통의 위치를 고려하여 본 발명의 일 실시예는 아래 공식으로 산소통내 산소온도을 얻을 수 있다.
Figure pat00002
여기서 Tat는 대기온도 또는 비행기 바깥 온도를 표시하고, Tc는 조종실온도를 표시하고, k1과 k2는 조정파라미터이며 k1+k2=2를 만족한다. 본 발명의 일례에서 k1>k2이다. 즉 산소온도T와 대기온도 Tat는 조종실온도Tc와 관련되며 대기온도의 영향력은 조금 더 크다. 물론 기타 평균값에 관한 공식을 이용하여 산소온도를 연산할 수도 있다.
본 발명의 일례에서 k1=k2이다. 즉 공식(14)을 아래 공식과 같이 변경할 수 있다.
Figure pat00003
여기서 k는 조정 파라미터이다. 본 발명의 일례에서 k는 수치1에 비교적 근접하는 값이다. k, k1과 k2는 모두 실제 측정을 통하거나 통계 분석을 통해 얻을 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 k=1일 수 있다. 공식(2)를 아래와 같이 변경할 수 있다.
Figure pat00004
이와 같이 얻은 산소온도는 공식(2)와 (3)보다 정확하지 않을 수 있으나 본 발명에 따른 운항승무원용 산소시스템의 성능을 검측하는 실시예에 있어서는 충분한다.
산소온도를 획득한 후 서로 다른 온도에서 측정한 운항승무원용 산소압력을 표준온도에서의 표준상태 압력으로 변환시킴으로써 비교 및 누설율 연산을 진행할 수 있다. 표준상태압력은 아래 공식으로 연산할 수 있다.
Figure pat00005
여기서 Ps는 표준상태압력이고, Ts는 표준온도이고, P는 측정된 산소압력이며, T는 측정시 산소온도이다. 표준온도는 20℃를 취할 수 있다. 물론 가타 온도를 취할 수도 있다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따라 운항승무원용 산소시스템의 성능을 검측하는 방법의 흐름도이다. 도3에서 도시한 운항승무원용 산소시스템의 성능을 검측하는 방법(300)은 단계(310)에서 운항승무원용 산소시스템 산소통의 산소압력데이터, 대기온도와 조종실 온도를 획득한다. 단계(320)에서 획득한 운항승무원용 산소시스템 산소통의 산소압력데이터, 대기온도와 조종실 온도에 의해 운항승무원용 산소메시지를 생성한다.
단계(330)에서 생성된 운항승무원용 산소메시지를 운항승무원용 산소메시지를 처리하는 서버에 전송한다. 단계(340)에서 대기온도와 조종실 온도를 토대로 서버는 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 압력을 표준온도에서의 표준상태압력으로 변환시킨다. 표준온도는 20℃일 수 있다. 물론 기타 온도를 취할 수도 있다.
도3에서 도시한 바와 같이 단계(350)에서 단계(1310)~(1340)의 방식에 따라 운항승무원용 산소시스템의 다수의 시간별 표준상태 압력데이터를 획득한다. 다수의 시간별 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준온도에서의 표준상태압력을 획득한 후 이들 데이터를 처리 및 평가하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인할 수 있다. 도4는 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 운항승무원용 산소메시지의 실례이다.
단계(360)에서 시간별 표준상태압력 데이터를 분석하여 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되었는지를 확인한다. 또는 단계(370)에서 다수의 시간별 표준상태압력 데이터를 하나의 샘플로 하고 동종 비행기의 다른 군의 표준상태압력 데이터를 다른 샘플로 하여 비교함으로써 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되었는지를 확인한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 운항구간 누설율을 이용하여 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되었는지를 확인할 수도 있다. 운항승무원용 산소시스템의 운항구간 누설율을 아래 공식으로 연산할 수 있다.
Figure pat00006
여기서 t1은 비행기의 이륙시간이고, t2는 비행기의 착륙시간이고, Ps1은 비행기의 이륙시 운항승무원용 산소의 표준상태압력이며, Ps2는 비행기의 착륙후 운항승무원용 산소의 표준상태압력이다. 이로부터 이륙전과 착류후의 운항승무원용 산소의 표준상태압력 변화
Figure pat00007
Ps를 이용하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인할 수 있다. 예를 들어
Figure pat00008
Ps=Ps1-Ps2가 100PSI보다 클 경우 기내 산소시스템의 성능이 저하된 것으로 판단한다.
운항구간 누설율을 이용하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인할 수도 있다. 예를 들어 운항구간 누설율
Figure pat00009
이 48PSI/일인 경우 기내 산소시스템의 성능이 저하된 것으로 판단한다.
연산된 운항구간 누설율을 이용하여 특정 온도에서의 운항승무원용 산소시스템의 압력데어터를 추정할 수도 있다. 이것은 겨울철에 운항 전후 비행기의 온도 변화가 비교적 커서 운항전에 비계획적으로 산소통을 교체하는 것을 대폭 줄일 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 운항승무원용 산소시스템의 표준상태 산소압력 Ps와 운항승무원용 산소시스템의 산소통의 장착시간 to의 통계학적 관계를 이용하여 피팅곡선의 기울기를 측정하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인한다.
Ps와 to의 관계를 아래 공식으로 나타낼 수 있다.
Figure pat00010
여기서 Ps는 표준상태 압력이고, to은 운항승무원용 산소시스템의 산소통 장착시간이고, β1은 항공시간에 관련되는 절편을 표시하며, β2는 기울기로서 산소시스템의 기밀성을 표시하며, μ는 랜덤교란항으로서 Ps와 to간의 불확인성을 반영한다.
to의 평균값은 아래와 같이 표시할 수 있다.
Figure pat00011
여기서 n은 연산에 참여한 샘플링 데이터 포인트 갯수를 표시한다.
Ps의 평균값을 아래와 같이 표시할 수 있다.
Figure pat00012
여기서 n은 연산에 참여한 샘플링 데이터 포인트 갯수를 표시한다.
공식(6)~(8)에 의해 아래 공식을 이용하여 β2를 연산할 수 있다.
Figure pat00013
β2는 음의 값이다. β2의 값이 작을 수록 운항승무원용 산소시스템의 기밀성이 저하됨을 나타낸다. β2, 즉 기울기의 변화를 검측하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인할 수 있다. 서로 다른 비행기의 기울기 β2를 비교하여 이들 비행기의 운항승무원용 산소시스템의 성능을 확인할 수 있다.
상기 기울기 검측방법을 이용하여 운항승무원용 산소시스템의 성능을 검측하는 경구 연산에 참여한 데이터 포인트로 대표되는 시간내에 산소통을 교체하거나 산소충전 등을 하지 않는 것이 바람직하다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 누설율에 대한 독립표본T검증법(Independent Sample Test)으로 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되었는지를 확인한다.
운항구간의 시간 간격이 짧으므로 시스템의 압력 변화가 작을 수 있으며 외부 온도 피팅 정밀도와 압력센서의 검측 정밀도의 영향을 받으며 연산된 표준상태 압력 파동이 큰 경우도 있다. 외부 온도 정밀도와 압력센서 정밀도의 영향을 감소시키기 위해 본 발명의 일 실시예에서는 운항구간 누설율을 이용하지 않고 간격이 24시간을 초과하는 두 점에서 압력을 비교하는데 즉 24시간 이격된 시점에서의 누설율 PL24를 이용한다. 물론 그밖의 다른 시간간격을 이용할 수도 있으며 예를 들어 12시간 또는 36시간보다 큰 시간 간격을 이용할 수도 있다. 또한 샘플링에 따른 결함 데이터의 영향력을 해소하기 위해 PL24는 3일간의 순환 평균값을 취할 수 있는데 그 의미는 3일간의 전체 PL24의 평균치를 연산하는 것이다. 3일은 예시적인 것이며 2일 내지 4일 등의 다른 일수를 취할 수 있음은 물론이다. 이는 데이터 상황에 따라 정해진다.
본 발명의 일 실시예에서 운항승무원용 산소시스템의 성능 특성을 반영하는 3일간의 순환평균 24시간 누설율 PL - avg24를 아래 공식으로 연산한다.
Figure pat00014
여기서 n은 3일간의 데이터 포인트의 갯수를 표시한다.
본 발명의 실례에서 특정 시간대의 운항승무원용 산소성능이 변화되었는지를 확인하고자 할 경우 그 시간대의 데이터를 하나의 군의 샘플로 취할 수 있다. 즉 동시간대의 데이터를 한 군의 샘플로 하고 이와 동시에 동종 비행기의 다른 군의 데이터를 한 군의 샘플로 한다. 이 두 군의 데이터 샘플의 PL - avg24를 비교하여 통계학적 확률에 따라 두 군의 데이터에 뚜렷한 변화가 있는지를 확인함으로써 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하된 시간대와 저하 정도를 판단한다.
본 발명의 실례를 따르면 먼저 두 군의 데이터의 PL - avg24를 연산하고 PL - avg24 분산값을 연산한다. S12이 제1군 PL - avg24(n항 데이터를 포함)의 분산값이라고 하고 S22이 제2군 PL - avg24(m항 데이터를 포함)의 분산값이라고 가정한다. S12/S22가 F(n-1, m-1) 분포에 따라야 하므로 F분포테이블을 조회하여 F값을 정한다. F값을 이용하여 두 군의 데이터 간에 뚜렷한 차이가 있는지를 판단할 수 있다. 두 군의 데이터가 동일한 분포에 해당될 확률이 2.5%미만인 것으로 검증될 경우 두 군의 데이터 간에 뚜렷한 차이가 있는 것으로 볼 수 있다.
다른 독립표본T검증법으로도 두 군의 데이터 간에 뚜렷한 차이가 있는지를 판단할 수 있다. 이러한 차이가 뚜렷하다면 운항승무원용 산소시스템의 성능에 뚜렷한 변화가 있음을 설명한다. 운항승무원용 산소시스템의 성능에 뚜렷한 변화가 있는 것으로 판정되면 누설율의 평균값을 이용하여 어느 군의 데이터로 표시되는 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되었는지를 쉽게 판단할 수 있다.
평균 누설율의 독립표본검증법은 동일 비행기의 서로 다른 시간대의 데이터 이용하거나 또는 동종 비행기에 해당되나 서로 다른 비행기의 데이터를 이용할 수도 있다. 그러므로 이러한 방법은 상대적으로 융통성이 있다. 그리고 이러한 검증방식은 산소통의 교체 여부와 산소충전 여부의 영향을 받지 않으므로 산소통 교체 전후와 산소충전 전후의 운항승무원용 산소시스템의 성능에 뚜렷한 변화가 있는지를 비교할 수 있다.
이하 실례를 통해 본 발명에 따라 검측운항승무원용 산소시스템의 성능에 뚜렷한 변화가 있는지를 검측하는 방법을 설명하기로 한다.
도5는 본 발명의 일 실시예에 따른 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준상태압력과 측정시간과의 관계예시도이다. 도5에서 파선은 실제로 샘플링하여 변환시킨 표준상태압력을 가리키고 직선은 산소의 표준상태압력과 측정시간을 이용하여 얻은 회귀 직선을 가리킨다. 기울기 검측법을 나타내는 공식(9)로 검측한 결과 운항승무원용 산소시스템의 누설율이 지나치게 크고 기울기가 -0.024929로서 정상적인 기울기보다 -0.015 작아 매우 작아졌음을 볼 수 있다. 이는 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되어 쇠퇴기에 들어섰음을 보여준다.
도6은 본 발명의 일 실시예에 따른 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준상태압력과 측정시간과의 관계예시도이다. 도면에는 운항승무원용 산소시스템의 산소통을 한번 교체하는 과정을 나타냈다. 도6에서 점은 실제로 샘플링하여 변환시킨 표준상태압력을 가리킨다. 도7은 도6의 상기 실시예에 따른 운항승무원용 산소시스템의 3일간의 순환평균 24시간 누설율과 측정시간과의 관계예시도이다. 산소통 교체 전후의 2군의 데이터를 두개의 샘플로 하고 독립표본T검증법으로 양자가 동일한지를 검증하였다. 연산 결과에 따르면 산소통 교체 전후의 2군의 데이터가 같을 가능성이 제로였다. 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되고 평균 누설율은 원래의 2배였다. 운항승무원용 산소시스템의 성능은 이미 쇠퇴기에 들어섰다.
도5~도7의 실시예로 부터 본 발명에 따른 운항승무원용 산소시스템 성능에 대한 검측방법은 운항승무원용 산소메시지로 부터 획득한 운항승무원용 산소시스템의 산소압력데이터와 온도데이터를 처리 및 분석하고 기울기 연산 또는 독립표본T검증법 등의 방법으로 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하되어 운항승무원용 산소시스템 성능의 쇠퇴기 또는 고장기에 들어섰는지를 확인할 수 있음을 알 수 있다.
도8은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 운항승무원용 산소시스템에 대한 정비 방법의 흐름도이다. 도7에서 도시된 비행기의 운항승무원용 산소시스템의 정비방법(800)에 따르면 단계(810)에서 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 압력데이터, 대기온도와 조종실온도를 획득한다. 단계(820)에서 획득한 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 압력데이터, 대기온도와 조정실온도를 토대로 운항승무원용 산소메시지를 생성한다. 단계(830)에서 생성된 운항승무원용 산소메시지를 서버에 전송한다. 단계(840)에서 서버가 운항승무원용 산소메시지를 처리하여 운항승무원용 산소시스템의 산소통내 산소의 표준온도에서의 표준상태압력을 획득한다. 단계(850)에서 다수 군의 시간별 표준상태 압력데이터를 이용하여 운항승무원용 산소시스템 성능이 저하되었는지를 판단한다. 단계(860)에서 운항승무원용 산소시스템의 성능이 저하된 경우 적절한 시점에 운항승무원용 산소시스템을 정비하도록 준비한다.
비행기의 착륙 품질을 검측하는 적용 실례
"거친 착륙(Heavy Landing)" 또는 "경착력(Hard landing)"이란 비행기 착륙시 수직방향에서의 속도 또는 가속도가 극한치를 초과한 착륙사건을 가리키는데 여기서 거친 착륙은 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 크고 한도를 초과한 것을 가리키고 경착륙은 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 같고 한도를 초과하는 것을 가리킨다. 거친 착륙 또는 경착륙은 비행기의 구조, 특히 비행기 날개, 랜딩 기어와 엔진 등 비교적 큰 부하를 받는 부품에 대해 강렬한 충격과 진동을 주어 비행기 구조의 손상을 일으킨다. 따라서 거친 착륙이 발생하면 항공사는 반드시 비행기에 대해 엄격한 안전검진을 실시하여 운항 안전을 확보해야 한다.
비행기 제조회사의 규정에 의하면, 비행기의 거친 착륙 또는 경착륙사건이 발생되었다는 것을 보고하는 담당주체는 비행인원이다. 그러나, 비행인원이 보고하는 거친 착륙 또는 경착륙사건은 아주 큰 불확실성이 존재한다. 비행인원이 보고한 대부분 거친 착륙 또는 경착륙사건에 대한 최종처리결과는 모두 "거친 착륙 또는 경착륙이 발생하지 않았음"이였다. 그러나 전반 처리과정은 비행기의 운행중단과 정비자원의 큰 낭비를 초래한다.
따라서, 기존기술에 있어서 비행인원이 거친 착륙 또는 경착륙사건을 보고하면 정비인원은 초기 비행데이터를 비행기 제조회사에 제출하여 분석할 수 밖에 없다. 이러한 방식은 비용이 많이 필요할 뿐만 아니라, 대기시간이 오래 소요되어 비행기의 정상적인 비행에 영향을 끼친다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 맞춤화 착륙 메시지를 통해 비행기의 거친 착륙사건을 검측할 수 있다. 맞춤화 착륙 메시지 중의 착륙데이터는 아래의 데이터를 표함하나 이에 제한되지 않는다.
1. 비행기 접지전 1초의 RALT(무선고도ft), RALR(수직속도ft/sec), PTCH(부앙각도deg), PTCR(부앙속도deg/sec), ROLL(회전각도deg), ROLR(회전속도deg/sec)과 YAW(편류속도deg/sec)수치;
2. 비행기 접지시의 RALT(무선고도ft), RALR(수직속도ft/sec), PTCH(부앙각도deg), PTCR(부앙속도deg/sec), ROLL(회전각도deg), ROLR(회전속도deg/sec)과 YAW(편류속도deg/sec)수치;
3. 접지전 1초부터 접지기간의 VRTA(수직하중), LONA(종방향하중)과 LATA(횡방향하중)의 최대치와 최소치;
4. 접지전 1초부터 접지후 3초까지의 VRTA(수직하중), LONA(종방향하중), LATA(횡방향하중)의 최대치와 최소치.
설명하여야 할 점은 ACMS시스템이 획득한 데이터는 즉시에 측정되고 데이터 캐시에 저장되어 있는 것이다. 설정한 촉발조건을 만족하여 촉발될 경우, 데이터 캐시에서 촉발조건을 만족하기 전의 관련 데이터를 획득할 수 있으며 또한 실현할 수 있다.
도9는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기 착륙품질을 검측하는 방법의 흐름도이다. 도면에서 도시한 바와 같이 본 실시예의 비행기 착륙품질을 검측하는 방법(900)은 단계(910)에서 비행기 접지시의 수직속도가 소정치를 초과하였는지를 판단하는 단계를 포함한다. 소정치를 초과하지 않았다면 단계(920)에서 착륙 메시지를 생성할 필요가 없다.
단계(920)에서 적절한 수직속도의 소정치를 설정하는 것을 통해 거친 착륙 또는 경착륙사건과 유사한 데이터의 기록을 확보할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 수직속도 소정치의 절대치는 0.5ft/s(피트/초)보다 작거나 같다. 이 수직속도의 소정치를 설정하는 것을 통해 비행기가 착지할 때마다 모두 착륙 메시지를 채집하여 생성할 수 있도록 확보하는데 이때 비행기가 정상적인 착지라도 마찬가지이다.
수직속도의 소정치를 설정하는 다른 한 장점은 착륙 메시지를 생성하는 촉발조건을 원활하게 개변할 수 있어 거친 착륙 또는 경착륙과 관련되는 데이터만 채집 및 기록하거나 또는 비행기가 착지할 때마다 데이터를 채집 및 기록하는 것이 아니라 사용자가 실제수요에 따라 비행기의 착지상태를 채집 및 기록할 수 있다. 예를 들어, 수직속도의 소정치를 수직속도 극한치보다 20%~40% 작게 줄여 착지가 거칠면 데이터를 채집 및 기록하여 착륙 메시지를 생성하게 한다.
착륙시의 수직속도가 소정치를 초과하면 단계(930)에서 착륙데이터를 채집한다. 이 후 단계(940)에서 채집한 착륙데이터에 따라 착륙 메시지를 생성한다. 단계(930)에서 비행기의 ACMS시스템을 이용하여 착륙데이터를 채집할 수 있다. ACMS시스템의 DMU는 특정한 촉발조건에 의해 상응되는 착륙데이터의 채집과정을 개시한다. 데이터 채집을 완성한 후 단계(940)에서 채집한 착륙데이터에 따라 착륙 메시지를 생성한다.
단계(950)에서 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송한다. 단계(960)에서 착륙 메시지 중의 착륙데이터에 따라 비행기가 착륙시 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기 착륙시 수직방향에서의 속도 또는 가속도가 극한치를 초과하는 것을 통해 거친 착륙 또는 경착륙이 발생되었는지를 판단한다. 비행기 구조강도의 극한을 감안하면, 비행기의 수직속도의 극한치는 비행기의 착륙중량과 관계된다. 수직속도(RALR)가 한도를 초과하였는지의 판단에 있어서 비행기의 착륙중량에 따라 별도로 비교할 필요가 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작을 경우 극한치는 -9피트/초이다. 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 클 경우 극한치는 -6피트/초이다. 상기 내용은 하나의 예에 불과하며, 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 큰 경우 서로 다른 비행기의 극한치는 서로 다르다.
수직속도가 한도를 초과하였는지를 판단하는 논리와 같이 수직하중(VRTA)이 한도를 초과하였는지의 판단에서 비행기 수직하중의 극한치도 비행기의 착륙중량과 관계된다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작을 경우 극한치는 2.6G이고, 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 클 경우, 극한치는 1.7G이다. 상기 내용은 하나의 예에 불과하며 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 큰 경우 서로 다른 비행기의 극한치는 서로 다를 수 있다.
비행기 착륙시의 수직속도와 수직가속도가 극한치를 초과하였는지 또는 극한치에 접근하였는지를 종합해 감안하면 많은 경우 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 직접 판단할 수 있다. 직접 판단할 수 없더라도 비행기 착륙시 거친 착륙 또는 경착륙이 발생하였는지에 대해 가치가 있는 참고를 제공할 수 있고 비행인원의 보고와 기타 요인을 결부하면 비행기 착륙시 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인할 수 있어 초기데이터를 항공사에 발송하여 처리할 필요가 없다.
도10은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이다. 도면에서 도시한 바와 같이 본 실시예의 착륙데이터 채집방법(1000)은 단계(1010)에서 비행기가 접지하였ㄴ느지를 판단하는 단계를 포함한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 죄측 메인 랜딩기어 완충 버팀대와/또는 우측 메인 랜딩기어 완충 버팀대가 신장상태에서 압축상태로 변환되었는지를 검측하여 비행기가 접지하였는지를 판단하다.
비행기가 접지되었다면 단계(1020)에서 비행기 착륙시의 수직속도와 수직가속도가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 이와 동시에 단계(1030)에서 비행기 접지전 1초와 비행기 접지시의 착륙데이터 및 접지전 1초부터 접지후 3초내의 착륙데이터를 채집한다. 단계(1040)에서 수직속도와 수직가속도 중의 어느 하나가 임계치를 초과하면 채집한 모든 착륙데이터를 포맷하여 착륙 쇼트 메시지를 생성한다. 그렇지 않으면 착륙 메시지를 생성하지 않는다.
도11은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 쇼트 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이다. 도11에서 도시한 촉발기는 도9에서 도시한 방법에 사용할 수 있다. 도11에서 도시한 바와 같이 DMU에서 최고 서비스TOPSERV는 시스템이 보류한 촉발기인데 처리기의 메인 스레드 또는 운영 시스템의 기반서비스에 해당된다. 기타 모든 촉발기는 모두 TOPSERV에서 기동되거나 활성화된다. 비행기가 곧 착륙하기전에 슬랫이 5도이상 전개되고 비행고도가 10000피트이하인 FINAL APPR단계에서 DMU중의 TOPSERV가 촉발기(LAND1)를 활성화하여 비행기가 접지하였는지를 감시한다.
LAND1이 임의의 좌, 우 메인 랜딩 기어의 압축이 스위치에 근접하는 상태로 개변된것을 검측한 후, "비행기 접지"로 표시한다. 이와 동시에, LAND1이 촉발기(LAND2) 또는 LAND2B, LAND3, LAND4를 활성화한다. 여기서 LAND2, LAND2B는 모두 비행기가 접지하는 수직속도(RALR)와 수직가속도(VRTA)가 임계치를 초과하였는지를 판단하는데 사용된다. LAND1이 활성화한 LAND3과 LAND4는 착륙 데이터를 기록한다.
LAND4 실행한 후 쇼트 메시지 중의 모든 파라미터에 대한 채집이 완성되며 그후 인쇄와 열람의 편리를 위해 파라미터의 형식을 전환하며 최종으로 착륙 쇼트 메시지를 생성한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND1은 비행기가 착지하는 판단 과정에서 LAND1이 실행한 후 좌, 우 메인 랜딩 기어 완충 버팀대가 스위치에 근접하는 위치상태를 인출한다. 1/32초 내에서 변화하는지를 검측하도록 검측빈도는 32회/초이다. 위치상태를 표시하는 파라미터가 0에서 1로 변하면, 임의의 완충 버팀대가 신장위치에서 압축위치로 되돌아갔음을 의미한다. 이로써 비행기가 착지되었다는 것으로 판단한다. 이 때가 바로 비행기가 착지하는 시점의 기점이다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND2, LAND2B는 다음과 같은 방식을 이용하여 비행기 접지시의 수직속도(RALR)와 수직가속도(VRTA)가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 비행기의 착지상태를 더욱 정확하게 반영하기 위해 착지 전후 0.5초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단하여야 한다.
본 실시예에서 먼저 LAND2를 활성화시킨다. LAND1은 착지 시간치T0을 출력하고 T0은 0~32사이의 정수이다. LAND2은 T0을 수치범위가 0~5사이에 있는 미세조정 파라미터CHK와 비교하는데 T0/2-CHK<0이면 접지시점과 파라미터 측정시점이 너무 접근하기에 접지에 인한 데이터변화가 아직 측정된 파라미터에 반영되지 않았을 가능성이 있으므로 LAND2B를 활성화하여 착지시점의 다음1초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단하고 LAND2를 종료한다. T0/2-CHK>0이면 LAND2는 착지시점의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 임계치를 초과하지 않았다면 LAND2는T0을 16과 비교하여 T0-16>0인지를 판단한다. T0-16<0이면, 비행기의 착륙상황을 더욱 정확하게 반영하기 위해 LAND2B를 활성화하여 착지시점의 다음1초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지 판단하고 LAND2를 종료한다. LAND2와 LAND2B중 어느 한번의 비교에서 착지시점의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였다는 것을 발견하면 비행기의 착륙상황이 착륙 메시지를 생성하는 상황에 부합되는 것을 설명한다.
본 실시예에서는 2개 촉발기의 서로 다른 시점에서의 운행을 통해 접지점 전후 0.5초 범위내에서 착륙하는 RALR과 VRTA가 한도를 초과하였는지를 정확하게 판단할 수 있도록 확보한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 수직하중 즉 수직가속도(VRTA)가 한도를 초과하였는지를 판단하는데는 일정한 조건이 있다. 촉발기는 앞의 수직속도(RALR)가 한도를 초과하지 않았을 경우에만 진일보 수직하중(VRTA)의 한도초과 상황에 대해 판단하게 된다. 수직속도(RALR)가 이미 한도를 초과했음을 발견하면 수직하중(VRTA)의 한도초과에 대한 판단을 건너뛰어 직접 착륙 쇼트 메시지를 생성한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND2와 LAND2B에서 다음과 같은 방법을 이용하여 수직속도(RALR)를 계산한다. 비행기에서 RALR의 표본 추출 비율은 16회/초이다. 진실한 RALR을 더욱 정확하게 반영하기 위해 측정된 RALR을 수정하여야 하는데 즉 ADIRU(대기데이터와 관성항법 계산기)에서 검측한 수직속도-IVV의 기초에서 비행기의 부앙, 회전자세, 3축의 가속도와 상수에 의해 수정을 실시한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 아래의 프로그램 세그먼트를 채용하여 RALR을 계산할 수도 있다.
IVV=IVV actual sample n(수직속도의 현재치)
IVV1=IVV previous sample n-1(수직속도의 바로 전의 샘플치)
PTCHACC=PTCHACC actual sample n(부앙가속도의 현재치, 중간변량)
PTCHACC1 = PTCHACC previous sample n-1 (부앙가속도의 바로 전의 샘플치, 중간변량)
PTCHACC2=PTCHACC previous sample n-2(부앙가속도의 바로 전의 두번째 샘플치, 중간변량)
PTCR : 부앙속도
PTCR1 : 부앙속도의 바로 전의 샘플치
PTCHRAW : 부앙(중간변량)
PTCHRAW1 : 부앙의 바로 전의 샘플치(중간변량)
VACC : 수직가속도(관성 항법에 의함)
RALT : 무선고도
PTCH : 부앙
Constants(상수) :
D geometrical correction factor for ROLR ft/deg(회전속도 기하수정치, "0"으로 묵시함.)
DX lever arm correction (x-axis) for R/A RALT ft(고도 X축지브 수정, 321비행기 : 28.8/320비행기 : 18/319비행기 : 18.5/318비행기 : 16.8)
DZ lever arm correction (z-axis) for R/A RALT ft(고도 Z축지브 수정, 321비행기 : 7.8/320비행기 : 7.1/319비행기 : 7.2/318비행기 : 7.6)
DXTPIR lever arm correction (x-axis) for PTCH ft(부앙 X축지브 수정, 321비행기 : 53.1/320비행기 : 39/319비행기 : 33.8/318비행기 : 29.5)
FC ilter frequency Hz(필터 빈도, "0.3"으로 묵인함.)
K1 filter constant (필터항수, "5.2"로 묵인함.)
K2 filter constant (필터항수, "25"로 묵인함.)
K3 filter constant (필터항수, "5"로 묵인함.)
THETA0 average PTCH at touchdown deg(접지시 부앙평균치, 321비행기 : 4.5/320비행기 : 6/319비행기 : 2/318비행기 : 6)
파라미터 초기화 :
PTCHRAW1=0.0
PTCHACC1=0.0
PTCHACC2=0.0
PTCR1=0.0
EN1=0.0
VZN1=IVV/60.0
ZN1=RALT
Figure pat00015
PTCHRAW=(PTCR-PTCR1)/T (T=1/16)
PTCHACC=PTCHACC1+T*(2*PI*FC)*(PTCHRAW+PTCHRAW1-PTCHACCI-PTCHACC2)/2
(PI=3.14159265)
NZTCOR=VACC*9.81/0.3048-DXTPIR*PTCHACC/57.3*cos(PTCH/57.3)
HRACOR=RALT+DX*(sin(PTCH/57.3)-sin(THEATA0/57.3))-DZ*(cos(PTCH/57.3)-cos(THEATA0/57.3))
EPSN=ZN1-HRACOR
EN=EN1+T*(K3*EPSN)
VZN=VZN1+T*(ZTCOR-EN-*EPSN)
VZNU=VZN-D*ABS (ROLR)
RALR=VZNU
ZN=ZN1+T*(VZN-K1*EPSN)
이상은 하나의 RALR 샘플치를 계산하는 과정이고 나머지 샘플치는 첫번째 샘플을 계산한 후 순환반복하는 방법을 채용하여 계산하는데 첫번째 샘플을 계산한 후의 반복방법은 다음과 같다.
EN1=EN
VZN1=VZN
ZN1=ZN
PTCHACC2=PTCHACC1
PTCHACC1=PTCHACC
PTCHRAW1=PTCHRAW
PTCR1=PTCR
Figure pat00016
본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND2와 LAND2B에서 수직가속도는 직접 ACMS시스템에서 얻은 수직하중에서 얻을 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND3은 다음과 같은 기능을 실현한다.
a) 착륙 전1초의 RALT, RALR, PTCH, PTCR, ROLL, ROLR과 YAW수치를 기록함;
b) 착륙시점의 RALT, RALR, PTCH, PTCR, ROLL, ROLR과 YAW수치를 기록함.
본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND4의 운행시간은 4초이고, 착륙 전1초부터 착륙후 3초내의 VRTA, LONA, LATA와 RALR의 최대치와 최소치를 기록한다.
도12는 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행기 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이다. 비행기는 착지후 지면의 반발력에 의해 튀어났다 다시 지면에 떨어질 수 있다. 이런 현상을 비행기의 "바운스"라고 한다. 이러한 비행기가 착지하는 바운스는 1번 발생할 수 있고 여러번 발생할 수도 있다. 비행기가 착지하는 바운스는 거친 착륙 또는 경착륙일 수 있기에 이를 검측하여야 한다. 이러한 비행기가 착지하는 바운스와 관련된 착륙 메시지는 착륙 롱 메시지이고 일반적인 착륙 메시지는 착륙 쇼트 메시지이다.
도12에서 도시한 바와 같이 본 실시예의 착륙 롱 메시지를 생성하는 방법은 단계(1210)에서 비행기가 접지하였는지를 확인하는 단계, 단계(1220)에서 비행기 접지전 1초와 비행기 접지시의 착륙데이터 및 접지전 1초부터 접지후 3초내의 착륙데이터를 채집하는 단계, 단계(1230)에서 비행기 착륙시 바운스가 발생하였는지를 판단하는 단계를 포함한다. 바운스가 발생하지 않았다면 단계(1240)에서 비행기 착륙시의 수직속도와 수직가속도가 소정치를 초과하였는지를 판단하고, 소정치를 초과하였다면 단계(1250)에서 착륙 쇼트 메시지를 생성하고 그렇지 않을 경우 착륙 메시지를 생성하지 않는다.
비행기가 바운스를 발생하였다면 단계(1260)에서 비행기가 재차 접지하는 전1초와 착지후 3초내의 비행기 착륙데이터를 채집하며, 이와 동시에 단계(1270)에서 재차 접지한 수직가속도가 임계치보다 크는지를 확인하며 한도를 초과하였다면 단계(1280)에서 제한치, 한도 초과 시의 최대치, 촉발코드와 촉발원인을 기록한다. 단계(1290)에서는 2차 착륙데이터를 포맷하여 착륙 롱 메시지를 생성한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 두 개 메인 랜딩 기어가 압축되고 충분한 시간을 유지한 다음 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는지를 판단하는 것을 통해 비행기 착륙 시 바운스가 발생되었는지를 판단한다. 또한 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는 지속기간이 10초이하인지를 진일보 판단하여 2차 접지를 확인하여 바운스 발생여부를 진일보 확인한다.
도13은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 롱 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이다. 도13에서 도시한 촉발기는 도12에서 도시한 방법에 사용할 수 있다. 도13에서 도시한 바와 같이 DMU에서 최고 서비스TOPSERV는 시스템이 보류한 촉발기이다. 비행기 곧 착륙하기 전에 슬랫이 5도이상 전개되고 비행고도가 10000피트이하인 FINAL APPR단계에서 DMU중의 TOPSERV가 촉발기(BOUNCE1)와 LAND1를 활성화시킨다. BOUNCE1은 두 개의 메인 랜딩기어가 압축되고 충분한 시간을 유지되었는지를 검측한다.
BOUNCE1이 메인 랜딩 기어가 압축되고 충분한 시간을 유지되었다는 것을 확인하면 BOUNCE1은 촉발기(BOUNCE2)와 BOUNCE3을 활성화하여 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는지를 각각 검측한다. 그후, BOUNCE2와 BOUNCE3은 대응하는 촉발기(BOUNCE4) 또는 BOUNCE5를 활성화하여 비행기의 비행상태를 진일보 확인한다. BOUNCE4와 BOUNCE5는 좌, 우 랜딩 기어의 완충 버팀대의 신장상태를 지속적으로 검측하여 일정한 조건을 만족할 경우 비행기가 바운스를 발생하였다는 것으로 판단한다.
BOUNCE4와 BOUNCE5는 각각 촉발기(BOUNCE6)와 BOUNCE7을 활성화하여 재차 접지전 1초와 착지후 3초내의 비행기 착륙 데이터를 검색, 비교 및 채집한다.
BOUNCE7은 또한 바운스한 후 재차 접지하는 수직가속도가 제한치를 초과하였는지를 검색, 비교하고 한도를 초과하였다면 메시지에 제한치, 한도 초과시 최대치, 촉발코드와 촉발원인을 기록한다.
BOUNCE6과 BOUNCE7이 착륙 데이터를 획득하는 방식은 LAND3과 LAND4와 유사하기에 설명을 생략한다.
LAND1은 비행기가 접지하였는지를 감시한다. 비행기가 접지하였다면 LAND1은 촉발기(BOUNCE8)를 활성화시킨다. BOUNCE8은 비행기 착지 시 바운스를 발생하였는지에 따라 착륙 롱 메시지를 생성할지 아니면 착륙 쇼트 메시지를 생성할지를 확인한다. 마지막으로 메시지가 기록한 수치를 인쇄, 열람하기 좋게 2차 착지의 착륙 관련 파라미터의 포맷을 전환하여 상응하는 착륙 메시지를 생성한다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 다음과 같은 방식을 이용하여 비행기 착륙시 바운스가 발생하였는지를 검측한다. BOUNCE1은 좌, 우 메인 랜딩 기어 완충 버팀대가 스위치에 근접하는 위치상태를 지속적으로 인출하고 1/32초 내에서 변화가 발생하는지를 검측하도록 그 빈도는 32회/초이다. 그 상태가 "0"에서 "1"로 변환되었을 때 BOUNCE1은 카운터를 기동하여 누적한다. 카운터가 16이상인 경우에만 BOUNCE1은 BOUNCE2와 BOUNCE3을 활성화시칸다. 이것은 두 개의 메인 랜딩 기어가 이미 압축되었고 적어도 0.5초 유지하였음을 설명한다. 조건을 만족하지 않을 경우 카운터는 0위치로 복귀되고 다시 누적한다.
이하 좌측 메인 랜딩 기어를 예로 들고 우측 메인 랜딩 기어는 같은 방식으로 처리할 수 있다.
BOUNCE2가 운행한 후 좌측 메인 랜딩 기어의 압축이 스위치에 근접하는 위치상태에 대해 지속적으로 검측하는데 그 빈도는 32회/초이다. 파라미터값이 "0"일 때, 카운터가 누적하기 시작한다. 카운터의 수치가 32보다 큰 경우에만 BOUNCE4를 활성화시킨다. 이 때 좌측 메인 랜딩 기어의 완충 버팀대는 신장상태이고 지속시간이 1초이상이다. 조건을 만족하지 않을 경우 카운터는 0위치로 복귀되고 다시 수치한다.
BOUNCE4의 검측원리는 BOUNCE2와 유사하는데 파라미터값이 "0"일 때 카운터가 누적하기 시작한다. 파라미터값이 "1"일 때 카운터의 누적치를 판단한다. 카운터의 누적치가 320보다 작으면 좌측 메인 랜딩 기어가 바운스된 것으로 판단한다. 이때, 좌측 메인 랜딩 기어의 완충 버팀대가 신장상태를 유지한 시간 즉 체공시간이 10초보다 작다. 이후 다시 압축상태에 처하게 된다.
상술한 내용을 종합하면 본 실시예에서 바운스를 판단하는 방법의 3가지 조건은 다음과 같다.
1. 좌, 우 메인 랜딩 기어가 압축상태 처하고 지속시간이 0.5초이상인지를 확인함;
2. 좌, 우 메인 랜딩 기어 중의 어느 하나가 다시 신장상태에 처하고 지속시간이 1초이상인지를 확인함;
3.좌, 우 메인 랜딩 기어 중의 어느 하나가 다시 신장상태에 처하고 지속시간이 10초이하인지를 확인함.
이상 조건을 만족하면 비행기가 착륙과정에서 바운스가 발생하였다는 것으로 본다.
본 발명의 일 실시예에 따르면 BOUNCE8은 30초동안 운행한 후 BOUNCED, LONGLRPT와 BRPTCODE의 파라미터값에 의해 롱 메시지를 생성할지 아니면 쇼트 메시지를 생성할지를 판단한다.
BOUNCED : 상태 파라미터이고 비행기가 바운스를 발생하였는다는 것을 나타낸다. 촉발기(BOUNCE4) 또는 BOUNCE5는 바운스가 검측된 후 값을 부여한다.
LONGLRPT : 상태 파라미터이고, 롱 메시지가 생성될 수 있다는 것을 나타낸다. 1차 접지의 수직하중이 한도를 초과하였을 경우 촉발기(LAND2/2B)를 통해 수직하중이 한도를 초과할 때 값을 부여한다.
BRPTCODE : 메시지 촉발코드이고 2차 집지가 한도를 초과할 때 값을 부여하고 촉발기(BOUNCE7)를 통해 한도를 초과하였다는 것을 검측한 후 값을 부여한다.
BOUNCE8은 상기 파라미터를 사용하여 롱 메시지를 생성하는지 아니면 쇼트 메시지를 생성하는지를 확인한다.
구체적인 사항은 아래의 표를 참조한다.
Figure pat00017
도14는 본 발명의 일 실시예에 따른 맞춤화 착륙 쇼트 메시지의 예시이다. 도면에서 도시한 바와 같이 이번 착륙과정에서 수직속도(RALR)가 1.8피트/초밖에 안된다는 것을 발견할 수 있다. 수직가속도(VRTA)는 1.64G인데 정상 착륙 범위내에 있다. 그러나 횡방향 가속도가 약간 높을 수 있는데 0.21G이다. 이런 경우 비록 비행인원이 거친 착륙이라고 보고하더라도 이번 착륙이 정상적인 착륙이고 거친착륙 또는 경착륙이 발생하지 않았음을 착륙 쇼트 메시지로부터 쉽게 알수 있다.
도15는 본 발명의 다른 실시예에 따른 맞춤화 착륙 롱 메시지의 예시이다. 도면에서 도시한 바와 같이 이번 착륙과정에서 비행기는 바운스가 발생되었다는 것을 발견하였다. 1차 접지과정에서 수직속도(RALR)가 7.2피트/초이고, 수직가속도(VRTA)가 2.07G이다. 수직속도가 정상범위에 속하고 수직가속도도 임계치 이하이다. 2차 접지과정에서 수직속도(RALR)가 1.5피트/초이고, 수직가속도(VRTA)가 2.65G이다. 따라서 비행기가 착륙과정에서 바운스를 발생하였고 2차 착륙시 수직하중이 한도를 초과하였다.
비행기의 정비인원은 DMU의 비휘발성 메모리에서 착륙 메시지를 획득할 수 있고 비행기 조종실에서 비행기 착륙 메시지를 프린트할 수도 있으며 또한 성능감시인원은 지면 워크 스테이션을 통해 에어그라운드 데이터 링크를 거쳐 다운한 착륙 메시지를 인출하여 비행기 착륙성능에 대한 감시를 실현하고 비행기 착륙 성능의 이상을 즉시로 정확하게 파악할 수 있다. 이로써 비행기가 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인하도록 거친 착륙 또는 경착륙을 보고한 후의 대량 데이터의 처리와 검사작업을 피면할 수 있어 비행기의 파킹시간을 줄이고 비행기의 사용율을 제고함과 동시에 비행기가 안전상 위험이 있는 상태에서 운항하는 것을 피면하고 비행기의 잠재적인 안전위험을 제거하였다. 기록된 데이터는 비행품질감시부문에서 비행인원의 조종기술에 대해 평가를 진행함에 있어어도 많은 도움이 된다.
본 발명은 에어버스사의 ACMS시스템을 예로 하였지만 본 발명은 에어버스사의 비행기에 제한되지 않는다. 본 발명은 보잉사의 AHM시스템을 이용하여 보잉사의 비행기에 적용할 수도 있다.
상기 실시예는 본 발명을 설명하는 것에만 사용되고 본 발명을 제한하지 않으며 기술분야에 관련되는 기술인원은 본 발명의 범위를 벗어나지 않은 상황에서 본 발명에 대해 각종 변화와 변형을 실시할 수 있으므로 모든 동등한 기술방안은 모두 본 발명이 공개한 범위에 속한다.

Claims (20)

  1. 비행기의 운행상태를 반영하는 데이터를 채집하는 단계,
    채집한 상기 데이터에 따라 비행기의 운행상태와 관련되는 하나 또는 다수개의 메인 파라미터를 포함하도록 주문한 맞춤화 메시지를 발생하는 단계,
    상기 맞춤화 메시지를 저장하거나 전송하는 단계, 및
    상기 맞춤화 메시지에 따라 상기 비행기의 성능을 검측하는 단계를 포함하는 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지는 상기 메인 파라미터를 수정하는 것과 관련되는 하나 또는 다수개의 보조 파라미터를 더 포함하는 방법.
  3. 제2항에 있어서,
    채집한 상기 데이터에 따라 맞춤화 메시지를 발생하는 단계는 촉발조건에 상응하여 하나 또는 다수개의 시점에서의 상기 메인 파라미터와 보조 파라미터의 수치를 획득하는 단계를 더 포함하는 방법.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 메인 파라미터와 보조 파라미터의 수치를 지정상태하의 수치로 환산하는 단계를 더 포함하는 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 보조 파라미터의 수치에 따라 상기 메인 파라미터의 수치를 수정하는 단계를 더 포함하는 방법.
  6. 제3항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지의 상기 메인 파라미터는
    상기 비행기의 운행상태와 관련되는 다수개의 파라미터를 획득하는 단계,
    상기 다수개의 파라미터가 대표하는 물리적 의미에 따라 다수개의 메인 파라미터를 확인하는 단계,
    상기 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도를 계산하는 단계, 및
    상기 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도에 따라 상기 다수개의 메인 파라미터 중의 하나 또는 다수개를 제거하는 단계를 채용하여 확인하는 방법.
  7. 제3항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지의 상기 메인 파라미터는
    상기 비행기의 운행상태와 관련되는 다수개의 파라미터를 획득하는 단계,
    상기 다수개의 파라미터를 비행기의 고장사건과 관련시켜 다수개의 메인 파라미터를 확인하는 단계,
    상기 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도를 계산하는 단계, 및
    상기 다수개의 메인 파라미터 사이의 관련도에 따라 상기 다수개의 메인 파라미터 중의 하나 또는 다수개를 제거하는 단계를 채용하여 확인하는 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 다수개의 파라미터를 비행기의 고장사건과 관련시키는 단계는 데이터를 발굴하는 것을 통해 상기 다수개의 파라미터와 비행기의 고장사건과의 관련도를 계산하는 단계를 포함하는 방법.
  9. 제3항에 있어서,
    상기 촉발조건이 만족되어 있는지를 감시하기 위한 제1진도를 개시하는 단계를 더 포함하는 방법.
  10. 제9항에 있어서
    맞춤화 메시지를 생성하는 조건을 만족하는지를 감시하기 위한 제2진도를 개시하는 단계, 및 맞춤화 메시지가 요구하는 상기 메인 파라미터와 상기 보조 파라미터의 수치를 수집하기 위한 제3진도를 개시하는 단계를 더 포함하는데 상기 제2진도가 맞춤화 메시지를 생성하는 조건이 만족되어 있다는 것을 확인하며 상기 제3진도에서 수집된 상기 메인 파라미터와 상기 보조 파라미터의 수치를 이용하여 맞춤화 메시지를 발생하는 방법.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제1진도가 상기 제2진도와 상기 제3진도를 개시하는 단계를 더 포함하는 방법.
  12. 제11항에 있어서
    상기 제1진도는 비행기가 이륙, 상승 또는 하강 단계에 처해 있는지를 판단하도록 배치되고,
    상기 제2진도는 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도가 220도보다 높거나 또는 155도보다 낮고 5초이상 지속되는지를 판단하고,
    상기 제3진도는 좌, 우 발동기예냉기의 매초의 출구온도를 채집하는 방법.
  13. 제12항에 있어서,
    맞춤화 공기블리드 메시지를 생성하는 단계를 더 포함하는데 상기 맞춤화 공기블리드 메시지의 메인 파라미터는 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도가 220도 높거나 155도보다 낮은 지속시간, 좌, 우 발동기예냉기의 출구온도의 최대치 또는 최소치를 포함하고, 상기 맞춤화 공기블리드 메시지의 보조 파라미터는 비행기의 고도와 외계온도를 포함하는 방법.
  14. 제1항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지는 시스템 메시지를 제외한 주문형 메시지인 방법.
  15. 제1항에 있어서
    상기 맞춤화 메시지는 에어버스사의 ACMS시스템 또는 보잉사의 AHM시스템을 이용하여 발생한 것인 방법.
  16. 제1항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지를 저장하거나 전송하는 단계는 상기 맞춤화 메시지를 비행기 데이터 시스템의 비휘발성 메모리에 저장하거나 ACARS시스템 또는 ATN시스템을 이용하여 전송하는 단계를 포함하는 방법.
  17. 제10항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지의 상기 촉발조건 또는 상기 메시지의 발생조건은 수정할 수 있는 방법.
  18. 제17항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지의 촉발조건은 비행기가 비행할 때마다 모두 맞춤화 메시지를 발생하도록 배치하는 방법.
  19. 제18항에 있어서,
    상기 맞춤화 메시지에 따라 상기 비행기의 성능을 검측하는 단계는
    여러번 비행의 맞춤화 메시지를 수집하는 단계, 및
    여러번 비행의 맞춤화 메시지를 이용하여 실제물리모형, 특정진화모형 또는 스마트모형에 따라 비행기의 성능을 검측하는 단계를 포함하는 방법.
  20. 제1항내지 제19항 중의 어느 1항의 방법을 이용하여 비행기의 성능을 검측하는 단계, 및
    비행기의 성능고장에 상응하여 비행기를 정비하거나 또는 비행기의 성능쇄퇴에 상응하여 적절한 시기에 비행기를 정비하는 단계를 포함하는 비행기를 정비하는 방법.
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