TW201307159A - 一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法 - Google Patents

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Abstract

本發明涉及一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法，包括：採集反映飛機運行狀態的資料；基於採集的所述資料，產生客製化訊息，其中所述客製化訊息經訂製以包括與飛機運行狀態有關的一個或多個主參數；將所述客製化訊息存儲或轉發；以及基於所述客製化訊息，檢測所述飛機的性能。

Description

一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法
本發明涉及一種飛機性能檢測的方法，特別地，涉及一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法。
飛機是現代社會重要的交通工具。每天許多人都搭乘飛機進行旅行。飛機的飛行安全性必須得到保證。當飛機的某一部件出現故障不符合放行條件時，飛機必須停下來進行維修，直到故障排除。因此，一旦飛機的某一部件出現故障將很可能導致飛機的延誤，甚至停飛。
目前對於飛機的維修採用的方式主要是事後維修或者按固定時限維修的方式。如上所介紹的，事後維修很難避免飛機的延誤和停飛，因為對於飛機某些部件的維修是非常耗時的。有些時候，如果由於價格昂貴或備件用完等原因，機場沒有可供替換的備件，這將直接導致飛機停飛。按固定時限維修的方式，在經過某一段固定時間後，就對飛機的某一部件進行維修或更換。這雖然在一定程度上可以避免飛機出現延誤或者停飛，但是其缺點是成本過於高昂。特別是對於某些價格昂貴的部件，按固定時限對其維修和更換時，這些部件的性能可能仍然良好，這將造成極大的浪費。另外，對於某些特殊的情況，飛機上的某些部件的性能可能很快變壞。此時，即使按固定時限維修的方式也無法完全避免飛機的延誤和停飛。
針對現有技術中存在的一個或多個技術問題，根據本發明的一個方面，提出一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法，包括：採集反映飛機運行狀態的資料；基於採集的所述資料，產生客製化訊息，其中所述客製化訊息經訂製以包括與飛機運行狀態有關的一個或多個主參數；將所述客製化訊息存儲或轉發；以及基於所述客製化訊息，檢測所述飛機的性能。
根據本發明的另一個方面，提出一種飛機的維修方法，包括：利用上述方法，檢測飛機的性能；以及回應於飛機的性能故障，對飛機進行維修；或者回應於飛機的性能衰退，安排適當時機對飛機進行維修。
圖1是根據本發明的一個實施例的基於客製化訊息的飛機性能檢測方法的流程圖。如圖1所示，所述方法100包括：在步驟120，採集反映飛機運行狀態的資料。根據本發明的一個實施例，利用飛機資料系統進行飛機運行狀態的資料的採集。隨著飛機系統越來越複雜，飛機資料系統得到了很大的發展。例如，空中巴士的飛行狀態監視系統Aircraft Condition Monitoring System(ACMS)系統以及波音公司的飛行健康監視系統Aircraft Heath Monitor(AHM)系統。
以空中巴士的ACMS系統為例，ACMS系統監視飛機上 的多個重要部件的性能，包括：發動機、機組人員、機載輔助動力單元Airborne Auxiliary Power Unit(APU)以及客艙。ACMS系統還具有監視重要飛行器性能(Aircraft Performance Monitoring)、資料記錄(Data Recording)、特別調查和故障查找(Special Investigation & Trouble Shooting)等功能。ACMS系統可以即時監測13,000多項飛行資料。
參考圖1，所述方法100進一步包括：在步驟140，基於採集的所述資料，產生客製化訊息。這一步驟同樣可以利用飛行資料系統完成。ACMS系統和AHM系統的一個功能是當滿足一定的觸發條件時，它們可以根據即時監測到的資料自動生成包含特定資料的訊息。根據本發明的一個實施例，利用ACMS系統或AHM系統來產生客製化訊息。
以空中巴士的ACMS系統為例，ACMS系統包括飛行綜合資料系統Aircraft Integrated Data System(AIDS)。而資料管理單元Data Management Unit(DMU)是AIDS系統的核心。DMU有以下兩個非常重要的功能：- 採集、處理和記錄飛機上的諸多參數。包括來自黑盒子資料。這些參數保存在DMU的內部非揮發性記憶體中或外部的記錄器，如AIDS數位記錄器Digital AIDS Recorder(DAR)中；- 生成系統訊息。當飛機的狀態或系統參數滿足訊息的觸發條件時觸發生成特定訊息。
參考圖1，所述方法100進一步包括：在步驟160，將所述客製化訊息存儲或轉發。根據本發明的一個實施例，客製化訊息可以存儲在DMU的非揮發性記憶體中。
根據本發明的一個實施例，客製化訊息可以通過飛機通信定址與報告系統Aircraft Communication Addressing and Reporting System(ACARS)轉發。ACARS是一種在航空器和地面站之間通過無線電或衛星傳輸訊息(即短訊息)的數位資料鏈系統，為航空公司空地、地地大流量資料通信提供服務，實現各種資訊的交換。
ACARS系統由一個稱為ACARS管理單元(MU)的航電電腦和控制顯示器單元Control Display Unit(CDU)組成。MU用以發送和接受來自地面的甚高頻無線電數字訊息。在地面，ACARS系統由具有無線電收發機構的地面工作站410構成的網路組成，其可以接收或發送訊息(資料鏈訊息)。這些地面工作站一般由各個服務提供商所擁有，其將接收到的訊息分發到網路上的不同航空公司的伺服器上。
一方面，ACARS可以使飛行的飛機在無須機組成員干預的情況下自動向航空公司地面工作站提供飛行動態、發動機參數等即時資料資訊，同時也可以向地面傳送其他各類資訊，使航空公司運行控制中心在自己的應用系統上獲得飛機的即時的、不間斷的大量飛行資料及相關資訊，及時掌握本公司飛機的動態，實現對飛機的即時監控，滿足航務、運營、機務等各相關部門管理的需要；另一方面，地面可向空中飛行的飛機提供氣象情報、航路情況、空中緊急故障排故措施等多種服務，提高飛行安全保障能力及對旅客的服務水準。在常用的VHF地空通信頻道日益飽和，資訊傳送量少、速度慢的狀況下，這種雙向的資料通信系統可顯著地改善和提高地面、空中通信保障能力。
根據本發明的一個實施例，客製化訊息也可以基於航空 電信網Aviation Telecommunication Network(ATN)的通信裝置或系統轉發。
參考圖1，所述方法100進一步包括：在步驟180，基於所述客製化訊息，檢測所述飛機的性能。通過客製化訊息可以獲得反映飛機運行狀態的參數的數值。通過這些參數的數值就可以檢測飛機的性能，實現飛機的“視情況”維修。
“視情況”維修的概念已經提出多年。然而，在飛機性能檢測和飛機維修中一直沒有得到很好的應用。究其原因，很重要的一個方面就是對於飛行資料的解碼成本高昂，無法作為日常維護的方式進行。而本發明通過客製化的訂製訊息就解決了這一問題，使得飛機狀態的即時監控成為可能。本發明充分利用了飛機資料系統獲取飛機運行狀態資料的功能，可以靈活地根據需求產生客製化訊息，訊息經過存儲和轉發後可以方便地用於飛機性能的檢測。
為了獲得更加準確地反映飛機的狀態，需要對直接獲得的參數數值進行修正。根據本發明的一個實施例，客製化訊息中包括直接反映飛機狀態的的主參數，而用於修正主參數的輔助參數。
在獲取飛行狀態的資料時，需要選擇最能反映飛機狀態的時刻來獲取客製化訊息的主參數或者輔助參數的數值。並且，對於某一確定的時刻，也可以採用多次測量取平均值的方式測量同一參數以獲得更為準確的結果。或者，記錄某一段時間內的最大值和最小值，以反映主參數後者輔助參數的極限值。因此，通過響應於一個或多個觸發條件，獲取所述在一個或多個時刻的所述主參數和輔助參數的數值。
根據本發明的一個實施例，將所述主參數和輔助參數的 數值折算到指定狀態下的數值，以方便對飛機性能的檢測。
如何從眾多的飛機狀態參數中選擇合適的主參數以形成客製化訊息是一個難題，特別是針對於比較複雜的系統，可供選擇的參數較多的情況。
根據本發明的一個實施例，獲取與所述飛機運行狀態相關的多個參數，然後根據所述多個參數所代表的物理含義，來確定多個主參數。在獲得了多個主參數之後，有些主參數之間可能是高度相關的。這種情況下，一個主參數的變化就可能代表了另一個主參數的變化。因此，可以通過相關度的檢驗，去掉高度相關部分的主參數。根據本發明的一個實施例，計算多個主參數之間的相關度；以及基於多個主參數之間的相關度，去掉多個主參數中的一個或多個。通過這一步驟就得到了相對獨立的反映該飛機部件的運行狀態的多個主參數。
根據本發明的一個實施例，利用已有的該飛機部件的故障事件發生時與所述飛機狀態相關的多個參數的資料，通過資料挖掘可以判斷哪些參數與該飛機的故障事件高度相關，由此可以確定主參數。
根據本發明的一個實施例，計算所述多個參數的資料變化與所述飛機部件的所述故障事件的關聯度。故障事件會直接影響某些參數的惡化。例如，如果機組氧氣系統發生洩漏，機組氧氣壓力參數會急速下降。如果發動機出現故障，發動機的轉速會迅速下降。計算與所述飛機狀態相關的參數與代表了故障事件參數的關聯度就可以反映這一參數與故障事件的關聯度。根據本發明的一個實施例，利用偏相關(Partial Correlation)方法計算與所述飛機狀態相關的參數與代表了 故障事件參數的關聯度。統計學中的多種偏相關分析方法都可以應用於本實施例中。如果經過計算發現該參數與故障事件的關聯度大於一個閾值的，則將該參數作為一個主參數。以此方法驗證全部的與所述飛機狀態相關的參數，就能得到反映飛機狀態的主參數。
閾值的取值決定了最終主參數的多少，也決定了性能檢測的準確程度。參數越多當然檢測越準確，然而實施該檢測方法的成本也越高。如果飛機部件的性能與多個參數相關，每個參數的相關度都不高，則需要降低閾值以納入更多的參數。根據本發明的一個實施例，閾值的取值範圍是0.3-0.5。如果飛機部件的性能與少數幾個參數相關，而且與某些參數的相關度很高，則可以提高閾值，以減少不必要的檢測。根據本發明的一個實施例，閾值的取值範圍是0.6-0.8。
因此，客製化訊息的所述主參數可以採用如下的步驟確定：獲取與所述飛機運行狀態相關的多個參數；將所述多個參數與飛機故障事件相關聯，通過資料挖掘計算所述多個參數與飛機故障事件相關度，確定多個主參數。同樣地，可以計算多個主參數之間的相關度；然後，基於多個主參數之間的相關度，去掉多個主參數中的一個或多個。
以下通過一個具體的實例，來說明這種客製化訊息主參數和輔助參數的確定方式：
機載輔助動力單元(Airborne Auxiliary Power Unit)，簡稱輔助動力單元APU，是安裝在飛機尾部的一台小型渦輪發動機。APU的主要功能是提供電源和氣源，也有少量的APU可以向飛機提供附加推力。具體來說，飛機在地面上起飛前，由APU供電來啟動主發動機，從而不需依靠地面電、 氣源車來發動飛機。在地面時，APU還提供電力和壓縮空氣保證客艙和駕駛艙內的照明和空調。在飛機起飛時，APU可作為備用電源使用。在飛機降落後，仍由APU供應電力照明和空調。
APU的功能決定了其運行的穩定性直接關係到飛機的飛行成本和服務品質。而且，在缺乏地面電源和氣源保障的情況下，APU一旦發生故障將會直接導致飛機無法運行。目前，對於APU的故障的排除和維護幾乎都是事後處理。然而，在飛機設備中，APU是維修費用較高的設備。並且，APU整體部件價格較高，存儲備件成本大，故障後送修週期高達4~5個月。事後處理的維護方式使得APU的穩定運行得不到保證。而且，由於APU送修後的耗時很長，這也直接導致飛機延誤，甚至停飛。
根據本發明的一個實施例，可以通過產生客製化APU訊息的方式來檢測APU的運行狀態。在確定客製化APU訊息的主參數時，由於APU系統相對複雜，多項參數都與APU運行狀況相關的。例如，在啟動發動機運行階段的參數就包括了EGT溫度、IGV開口角度、壓氣機進口壓力、負載壓氣機進口溫度、引氣流量、引氣壓力、滑油溫度、APU發電機負載。APU啟動時參數包括了啟動時間、EGT峰值、在EGT峰值時的轉速、負載壓氣機進口溫度等。
對於發動機來說，影響熱機最主要的指標有兩個，第一個是使用時間，第二個是排氣溫度EGT。而當APU出現故障時，APU的排氣溫度將上升並接近極限值。因此，從這兩個參數入手提取有價值的資訊。在本實例中，運用偏相關的方法剔除了外界環境的影響，例如海拔、總溫、發電機負載、 引氣流量、進口壓力、負載壓氣機進口溫度。對APU實際資料進行分析，得到如下結果：
在本實例中，相關性r按三級劃分：|r|<0.4為低度線性相關；0.4≦|r|<0.7為顯著性相關；0.7≦|r|<1為高度線性相關。
根據分析結果可得，使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT之間是相互弱相關，但進口導向葉片角度IGV和滑油溫度(OTA)與使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT是強相關。
由此可知，在APU各部件運行正常情況下進口導向葉片角度IGV與滑油溫度OTA可以由使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT說表徵。另一方面說明，使用時間TSR、啟動時間STA、發動機排氣溫度EGT、引氣壓力PT參數相對較獨立，各代表了某個APU的運行特性。運用這四個參數特性，通過有效組合，可以反映APU的整體性能情況。
客製化訊息的產生也可以訂製。根據本發明的一個實施例，首先，在飛機資料系統中起始第一進程，其用來監視所述觸發條件是否滿足。如果觸發條件滿足，飛機資料系統進 入客製化訊息任務處理狀態，以完成客製化訊息的相關處理。這樣設計的一個好處在於，在非觸發狀態下飛機的資料系統無需監控客製化訊息的任務，以節約系統資源。當滿足觸發條件後，才開始處理客製化訊息的任務。
根據本發明的一個實施例，第一進程起始第二進程和第三進程，其中第二進程用來監視是否滿足生成客製化訊息的條件，第三進程用來收集客製化訊息所要求的所述主參數和所述輔助參數的數值。並且，當第二進程確定生成客製化訊息的條件滿足時，利用所述第三進程收集的所述主參數和所述輔助參數的數值，產生客製化訊息。通過這種方式可以實現靈活控制客製化訊息產生的條件，從而只有在滿足特定條件下才產生客製化訊息。
以下通過一個具體的實例，來說明這種客製化訊息產生方式：
發動機引氣系統是保證飛機空調、增壓、大翼防冰、液壓等系統安全可靠工作的前提。但是，由於發生率高、重複率高、排除時間長和難度大成為長期以來困擾機務維護工作的一大難題。目前，常規的方法無法及時準確的處理資料，使得排故不及時，有可能導致飛行中斷，甚至出現飛行中的重大不安全事件。
採用本發明的方式，可以通過產生客製化引氣訊息的方式來檢測發動機的引氣系統。為了反映發動機引氣系統的性能，需要檢測左、右發動機預冷器的出口溫度。如果出現溫度過高或者過低，都表明發動機引氣系統可能存在故障。因此，客製化引氣訊息的主參數包括：左、右發動機預冷器的出口溫度高於220度或者低於155度持續時間以及在該持續 時間內左、右發動機預冷器的出口溫度，或者在該持續時間內左、右發動機預冷器的出口溫度的最大值或者最小值。所述客製化引氣訊息的輔助參數可以包括：飛機的高度和外界溫度。
根據本發明的一個實施例，在飛機系統中起始第一進程，判斷飛機是否處於起飛、爬升或者下降階段中。如果經判斷，飛機正處於起飛、爬升或者下降階段中，則起始第二進程和第三進程。其中，所述第二進程判斷左、右發動機預冷器的出口溫度是否高於220度或者低於155度，並持續時間5秒以上；其中，所述第三進程採集左、右發動機預冷器的每一秒的出口溫度、飛機的高度和外界溫度。
如果出現了左、右發動機預冷器的出口溫度是否高於220度或者低於155度，並持續時間5秒以上的情況，則根據第三進程所採集的左、右發動機預冷器的出口溫度、飛機的高度和外界溫度以及相應的持續時間資訊產生客製化引氣訊息。
客製化引氣訊息可以存儲在DMU中，供飛行人員或維修人員查看和列印。客製化引氣訊息也可以通過ACARS系統傳輸到航空公司的伺服器中，從而實現即時監控飛機的引氣系統的性能。地面的航空公司可以根據所檢測出的發動機引氣系統的性能做出決策，甚至要求飛機降落維修。
根據本發明的一個實施例，客製化訊息的所述觸發條件或者所述訊息產生條件是可修改的。例如，客製化訊息的觸發條件經配置以使得飛機的每次飛行均產生客製化訊息。這樣做的一個好處是方便的獲得大量經過選擇的飛行資料。對於很多性能檢測或者維修模型而言，需要大量的真實資料進 行訓練和學習。而客製化訊息是提供這些訓練資料最優的方式。
在收集多次飛行的客製化訊息後，利用多次飛行的客製化訊息所提供的飛行狀態資料，可以基於實際物理模型、特徵進化模型、或者智慧模型，檢測飛機的性能。
所謂實際物理模型是指利用飛機部件的實際物理特性而建立的模型。該模型能夠實際反映飛機性能的真實狀況。
所謂特徵進化模型是指通過飛機性能的退化率來反映飛機性能的狀況的模型。該模型是利用已知的故障模式而建立的模型，也可以基本真實地反映飛機的性能。
所謂智慧模型是指不需要精確的數學和物理模型，而是通過大量資料的學習或者訓練而形成的“智慧”模型。神經網路模型是常見的智慧模型。
針對飛機的不同部件可以建立起不同的模型以反映這些部件的狀態。利用客製化訊息可以幫助建立這些模型。而且，也可以基於這些模型，對客製化訊息的資料進行判斷，從而實現飛機性能的檢測。
根據本發明的一個實施例，利用本發明上述實施例的飛機狀態檢測方法，檢測出飛機的性能後；如果檢測表明飛機的性能已經出現故障，則可以馬上飛機進行維修。如果檢測表明飛機的性能只是進入了衰退期，安排適當時機對飛機進行維修，從而實現飛機的“視情況”維修。
以下通過三個具體的實例來進一步說明本發明的基於客製化訊息的飛機性能檢測方法。
機組氧氣系統的應用實例：
圖2是機組氧氣系統性能變化曲線的示意圖。所有的氧氣系統都會存在少量漏氣，因此溫度一定的情況下，不同的時間會產生△P的壓力差。而漏氣率可以用PL=△P/t來表示。當漏氣率PL穩定時，機組氧氣系統的性能處於穩定期；當漏氣率PL逐漸增大時，機組氧氣系統的性能進入衰減期；當漏氣率PL大於一個閾值PLg時，機組氧氣系統的性能進入故障期，可能出現故障。既影響利於飛行安全又容易產生非計劃性維修，造成航班的延誤和停飛。現有技術中還沒有手段可以對機組氧氣系統是否進入衰減期進行檢測。而根據本發明的一個實施例，可以實現這種檢測。
對於機組氧氣系統而言，主參數比較容易獲得。機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力就是反映機組氧氣系統性能的最佳主參數。由於機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力與溫度有關，所以在獲取氧氣壓力的同時必須同時獲取氧氣瓶中氧氣的溫度。然而，在氧氣系統中一般沒有安裝溫度感測器。因此，需要通過其他可以測量的溫度來計算氧氣瓶中氧氣的溫度。
考慮到機組氧氣系統中氧氣瓶的位置，根據本發明的一個實施例，可以採用以下公式來得出氧氣瓶中氧氣的溫度：
其中，Tat表示大氣溫度或機外溫度，Tc表示駕駛艙溫度，k1和k2是調整參數，且滿足k1+k2=2。根據本發明的一個實例，k1>k2。也就是說，氧氣溫度T與大氣溫度Tat與駕駛艙溫度Tc相關，且大氣溫度的影響要更大一些。當然，其他的均值公式也可以採用來計算氧氣溫度。
根據本發明的一個實例，k1=k2。也就是說，公式(1)可以改寫成：
其中，k是調整參數。根據本發明的一個實例，k是與數值1比較接近的數。k、k1和k2都可以通過實際測量獲得，也可以通過統計分析獲得。
根據本發明的一個實施例，可以取k=1。公式(2)可以改寫成：
雖然這樣得出的氧氣溫度可能不如公式(2)和(3)更為準確，但是對於本發明檢測機組氧氣系統性能的實施例而言，也已經足夠了。
在獲得了氧氣溫度以後，機組氧氣在不同溫度下測量的壓力就可以被轉換成標準溫度下的標準壓力，以進行比較以及滲漏率的計算。標準壓力可以採用如下公式計算：
其中Ps是標準標準壓力，Ts是標準溫度，P是測量得到的氧氣壓力，T是測量時氧氣的溫度。標準溫度可以取20℃。當然，也可以採用其他溫度。
圖3是根據本發明的一個實施例，檢測機組氧氣系統性能的方法的流程圖。在如圖3所示的檢測機組氧氣系統性能的方法300中，在步驟310，獲取機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。在步驟320，根據獲取的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和 駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息。
在步驟330中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到用於處理機組氧氣訊息的伺服器中。在步驟340中，根據大氣溫度和駕駛艙溫度，伺服器將機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力轉換成標準溫度下的標準壓力。標準溫度可以為20℃。當然，也可以採用其他溫度。
如圖3所示，在步驟350中，按照步驟310-340的方式，獲取機組氧氣系統在不同時間的多組標準壓力資料。在獲得了多組不同時間內機組氧氣系統中氧氣瓶中的氧氣在標準溫度下的標準壓力後，就可以通過對這些資料的處理和評估來確定機組氧氣系統的性能。圖4是根據本發明的一個實施例的客製化機組氧氣訊息的實例。
在步驟360中，對不同時間的多組標準壓力資料進行分析，以確定機組氧氣系統性能是否變差。或者，在步驟370中，將不同時間的多組標準壓力資料作為一個樣本與同一類型飛機的另一組標準壓力資料的另一個樣本做比較，以確定機組氧氣系統性能是否變差。
根據本發明的一個實施例，利用航段滲漏率來確定機組氧氣系統的性能是否變壞。機組氧氣系統的航段滲漏率就可以採用如下公式計算：
其中，t1為飛機起飛的時間，t2為飛機降落的時間，Ps1為飛機起飛時的機組氧氣標準壓力，Ps2為飛機降落後的機組氧氣標準壓力。由此，可以根據起飛前和降落後機組氧氣標準壓力變化△Ps來確定機組氧氣系統的性能。例如，如果△Ps =Ps1-Ps2大於100 PSI，機載氧氣系統的性能變壞。
也可以根據航段滲漏率來確定機組氧氣系統的性能。例如，如果航段滲漏率大於48 PSI/天，機載氧氣系統的性能變壞。
根據計算的航段滲漏率，還估計某個溫度下機組氧氣系統的壓力讀數。這將能大大減少冬季因航後飛機和冷機情況下溫度變化較大，造成飛行前非計畫更換氧氣瓶。
根據本發明的一個實施例，通過對於機組氧氣系統氧氣標準壓力Ps與機組氧氣系統的氧氣瓶安裝時間to的統計關係，通過檢測擬合曲線的斜率來確定機組氧氣系統的性能。
Ps與to關係符合以下公式：Ps=β1+β2 * to+μ (6)
其中，Ps是標準壓力，to是機組氧氣系統氧氣瓶安裝時間，β1是截距項，其與飛行時間有關；β2是斜率項，其反映了氧氣系統的氣密性；而μ是隨機干擾項，其反映了Ps和to之間的不確定性。
to的均值可以表示如下：
其中，n表示參與計算的採樣資料點的個數。
Ps的均值可以表示如下：
其中，n表示參與計算的採樣資料點的個數。
根據公式(6)-(8)，β2可以採用如下公式計算
β2為負值。β2的值越小說明機組氧氣系統的氣密性越差。通過檢測β2，也就是斜率項，的變化可以得出機組氧氣系統的性能。通過比較不同飛機之間的斜率項β2，也可以瞭解這些飛機的機組氧氣系統的性能。
採用上述斜率檢測方法進行機組氧氣系統性能檢測的時候，參與計算的資料點所代表的時間內最好沒有更換氧氣瓶或者充氧等事件。
根據本發明的一個實施例，通過對滲漏率的相互獨立樣本T檢定(Independent Sample Test)的方法來確定機組氧氣系統性能變差的情況。
由於飛行航段時間間隔短，系統壓力可能變化比較小，容易受外界溫度擬合精度和壓力感測器探測精度的影響，有時計算得出的標準壓力波動較大。為了減小外界溫度精度和壓力感測器精度的影響，根據本發明的一個實施例，不採用航段滲漏率，而採用間隔大於24小時的兩點進行壓力比較，即採用間隔24小時滲漏率PL24。當然，也可以採用其他時間間隔，例如大於12或36小時的時間間隔。同時，為了消除由採樣問題導致的資料壞點影響，對PL24可以採用3天滾動平均，其含義是計算3天內的全部PL24的平均值。3天僅作為舉例而已，當然也可以採用其他的天數，例如2-4天。這取決於資料的情況。
根據本發明的一個實施例，採用如下公式計算反映機組氧氣系統性能特性的24小時3天滾動平均滲漏率 PL-avg24，：
其中，n表示3天內資料點的個數。
根據本發明的一個實例，如果希望確定某一時間段內機組氧氣性能是否發生變化，即可以取該組時間段內的資料作為一組樣本；同時，取同一類型飛機另一組資料的作為一組樣本。將兩組資料樣本的PL-avg24進行比較，按統計學概率上來確定兩組資料是否發生了顯著變化，用以判斷機組氧氣系統的性能變差的時間段和變差程度。
根據本發明的一個實例，首先，計算2組資料的PL-avg24，並計算PL-avg24方差。假定S12是第一組PL-avg24(包含n項資料)的方差，S22是第二組PL-avg24(包含m項資料)的方差。由於S12/S22應當服從F(n-1,m-1)分佈，通過差找F分佈表來確定F值。根據F值就可以判斷兩組資料是否有明顯差異。如果檢驗兩組資料屬於同一分佈的概率小於2.5%，則可以認為兩組資料是有明顯差異的。
也可以採用其他的獨立樣本T檢驗方法來確定兩組資料是否有明顯差異。如果這種差異是明顯的，則說明機組氧氣系統的性能存在明顯變化。如果判定機組氧氣系統的性能存在明顯變化，根據滲透率的均值就能很容易的判斷出哪一組資料表徵的機組氧氣系統的性能變差。
平均滲漏率的獨立樣板檢驗法既可以使用同一飛機不同時間段的資料，也可以使用同一類型不同飛機的資料。因此，這種方法比較靈活。而且，這種檢驗方式也不受是否更換氧氣瓶和充氧的限制，可以用來比較更換氧氣瓶和充氧前後機 組氧氣系統的性能是否發生明顯變化。
以下通過實例來說明如何採用本發明的方法來檢測機組氧氣系統的性能是否發生明顯變化。
圖5是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖。圖5中折線分別代表實際採樣轉換的標準壓力，直線代表根據氧氣的標準壓力與測量時間回歸出的直線。採用斜率檢測法的公式(9)進行檢測就可以發現，機組氧氣系統的滲漏率過大，斜率為-0.024929，比正常的斜率低於-0.015小了很多。這反映出了機組氧氣系統的性能變差，已經進入了衰減期。
圖6是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖。圖中示出了一次更換機組氧氣系統氧氣瓶的過程。圖6中點代表實際採樣轉換的標準壓力。圖7是根據圖6所述實施例，機組氧氣系統24小時3天滾動平均滲漏率與測量時間的關係示意圖。將更換氧氣瓶前後的兩組資料作為兩個樣本，採用獨立樣本T檢定方法來檢驗二者是否相同。通過計算表明，在更換氧氣瓶前後的兩組資料相同的可能性為零。機組氧氣系統的性能變差，平均滲漏率是原來的2倍。機組氧氣系統的性能已經進入了衰減期。
通過圖5-圖7的實施例可以看出，本發明對於機組氧氣系統性能的檢測方法通過對機組氧氣訊息中獲得的機組氧氣系統氧氣壓力資料和溫度資料的處理和分析，通過計算斜率或者獨立樣本T檢定等方法，可以得出機組氧氣系統的性能是否變壞，而進入到機組氧氣系統性能衰減期或故障期。
圖8是根據本發明的一個實施例，對飛機機組氧氣系統 維修的方法的流程圖。在如圖7所示的飛機機組氧氣系統維修的方法800中，在步驟810，獲取機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度。在步驟820，根據獲取的機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣壓力資料、大氣溫度和駕駛艙溫度生成機組氧氣訊息。在步驟830中，將生成的機組氧氣訊息傳輸到伺服器中。在步驟840，伺服器對機組氧氣訊息進行處理，獲得機組氧氣系統中氧氣瓶的氧氣標準溫度下的標準壓力。在步驟850中，根據多組不同時間的標準壓力資料，確定機組氧氣系統性能是否變差。步驟860中，如果機組氧氣系統性能變差，安排適當的時機對機組氧氣系統進行維修。
飛機著陸品質探測應用實例
所謂“重著陸(Heavy Landing)”，或者“硬著陸(Hard Landing)”，是指飛機著陸時在垂直方向上的速度或者加速度超過極限值的降落事件，其中重著陸指飛機著陸重量大於最大著陸重量時超限，硬著陸是指飛機著陸重量小於等於最大著陸重量時超限。重著陸或者硬著陸對飛機的結構，尤其是機翼、起落架和發動機等承受較大載荷的飛機部件會造成強烈的衝擊和振動，引起飛機結構的損壞。因此，一旦發生重著陸，航空公司必須對飛機進行嚴格的安全檢查以保證航空安全。
根據飛機製造公司的規定，報告飛機發生重著陸或硬著陸事件的責任主體是飛行人員。然而，飛行人員報告的重著陸或硬著陸事件具有很大的不確定性。對於飛行人員報告的 絕大部分重著陸或硬著陸事件的最終處理結果都是“未發生重著陸或硬著陸”。但是，整個處理過程導致飛機運行中斷和維修資源大量浪費。
因此，現有技術中，一旦飛行人員報告了重著陸或硬著陸事件，維修人員只能將原始飛行資料提供給飛機製造商進行分析。這種方式不但費用很高，而且等待時間很長，影響飛機的正常飛行。
根據本發明的一個實施例，通過客製化著陸訊息可以檢測飛機的重著陸事件。客製化著陸訊息中的著陸資料包括但不限於以下資料：1.飛機著陸前1秒的RALT(無線電高度ft)、RALR(垂直速率ft/sec)、PTCH(俯仰角度deg)、PTCR(俯仰速率deg/sec)、ROLL(滾轉角度deg)、ROLR(滾轉速率deg/sec)和YAW(偏航速率deg/sec)數值；2.飛機著陸時的RALT(無線電高度ft)、RALR(垂直速率ft/sec)、PTCH(俯仰角度deg)、PTCR(俯仰速率deg/sec)、ROLL(滾轉角度deg)、ROLR(滾轉速率deg/sec)和YAW(偏航速率deg/sec)數值；3.著陸前1秒至著陸期間的VRTA(垂直載荷)、LONA(縱向載荷)和LATA(橫向載荷)的最大值和最小值；以及4.著陸前1秒至著陸後3秒內的VRTA(垂直載荷)、LONA(縱向載荷)、LATA(橫向載荷)的最大值和最小值。
需要說明的是，ACMS系統獲取的資料是即時測量並存儲在資料緩存中的。當設定的觸發條件而觸發時，從資料緩存中獲取觸發條件之前的相關資料是完全可能的，並可以實 現的。
圖9是根據本發明的一個實施例的飛機著陸品質的檢測方法的流程圖。如圖所示，本實施例的飛機著陸品質的檢測方法900包括：在步驟910，判斷飛機著陸時的垂直速率是否超過預定值。如果沒有超過預定值，在步驟920，無需產生著陸訊息。
通過在步驟920設置合適的垂直速率的預定值，能夠確保所有的疑似重著陸或者硬著陸事件的資料都得到記錄。根據本發明的一個實施例，垂直速率的預訂值的絕對值小於或等於0.5ft/s(英尺/秒)。該垂直速率預定值的設定能夠確保飛機每次落地都採集生成著陸訊息，即使此時飛機為正常情況的落地。
設置垂直速率的預定值的另一個好處是可以靈活的改變生成著陸訊息的觸發條件，用戶可按實際需要採集及記錄飛機的落地狀態，而並非只採集和記錄與重著陸或者硬著陸相關的資料或者每次飛機落地時均採集及記錄資料。例如，可以降低垂直速率的預定值，例如比垂直速率的極限值低20%-40%，使得只要落地偏重，就採集和記錄資料，產生著陸訊息。
如果著陸時的垂直速率超過了預定值，在步驟930，採集著陸資料。接下來，在步驟940，根據採集的著陸資料生成著陸訊息。在步驟930，可以利用飛機的ACMS系統採集著陸資料。ACMS系統的DMU根據特定的觸發條件來起始相應的著陸資料獲取過程。完成資料獲取後，在步驟940，根據採集的著陸資料生成著陸訊息。
在步驟950，將著陸訊息存儲或轉發。在步驟960，根據 著陸訊息中的著陸資料，確定飛機在降落時是否發生了重著陸或者硬著陸。
根據本發明的一個實施例，通過飛機著陸時在垂直方向上的速度或者加速度超過極限值來判斷是否發生了重著陸或者硬著陸。從飛機的結構強度的極限考慮，飛機的垂直速率的極限值與飛機的著陸重量有關。在對垂直速率(RALR)是否超限的判斷中，需要根據飛機的著陸重量分別進行比較。根據本發明的一個實施例，當飛機著陸重量小於最大著陸重量的情況下，限制值為-9英尺/秒。當飛機著陸重量大於最大著陸重量的情況下，限制值為-6英尺/秒。以上僅是一個例子，不同的飛機著陸重量小於或大於最大著陸重量時的極限值可能不同。
與判斷垂直速率超限邏輯相同，在對垂直載荷VRTA是否超限的判斷中，飛機垂直載荷的極限值也與飛機的著陸重量有關。根據本發明的一個實施例，當飛機著陸重量小於最大著陸重量的情況下，極限值為2.6G；當飛機著陸重量大於最大著陸重量的情況下，極限值為1.7G。以上僅是一個例子，不同的飛機著陸重量小於或大於最大著陸重量時的極限值可能不同。
綜合考慮飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過或者接近極限值很多時候能夠直接判斷出是否發生了重著陸或者硬著陸。即使無法直接作出判斷，也可以為飛機著陸時是否發生了重著陸或者硬著陸提供非常有價值的參考，如果結合飛行人員的報告和其他的因素能夠確定飛機在降落時是否發生了重著陸或者硬著陸，而無需將原始資料發給航空公司進行處理。
圖10是根據本發明的一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖。如圖所示，本實施例的著陸資料獲取方法1000，包括：在步驟1010，判斷飛機是否著陸。根據本發明的一個實施例，通過檢測飛機的左主起落架減震支柱和/或右主起落架減震支柱是否從伸長狀態轉變為壓縮狀態從而判斷飛機是否已經著陸。
如果飛機已經著陸；則在步驟1020，判斷飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過門限值。同時，在步驟1030，採集飛機著陸前1秒和飛機著陸時的著陸資料以及著陸前1秒至著陸後3秒內的著陸數據。在步驟1040，如果垂直速率和垂直加速度中任何一個超過門限值，將收集的全部著陸資料格式化，生成著陸短訊息。否則，不產生著陸訊息。
圖11是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸短訊息的觸發器關係示意圖。圖11所示的觸發器可以用於圖9所示的方法中。如圖11所示，在DMU中，頂級服務TOPSERV是系統保留的觸發器，其相當於處理器的主線程或者作業系統中的基礎服務。其他所有的觸發器都由TOPSERV起始或啟動的。當飛機馬上就要降落之前，在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺的FINAL APPR階段時，DMU中的TOPSERV啟動觸發器LAND1，用來監視飛機是否已經著陸。
當LAND1探測到任意左、右主起落架上的壓縮臨近電門狀態改變後，標記“飛機著陸”。同時LAND1啟動觸發器LAND2或LAND2B，以及LAND3和LAND4。其中，LAND2、LAND2B均用於判斷飛機著陸的垂直速率(RALR)和垂直加速度(VRTA)是否超過門限值。LAND1啟動的 LAND3和LAND4記錄著陸資料。
在LAND4執行後短訊息中所有參數完成採集，然後對參數的格式進行轉換，使其便於列印和閱讀，最終生成著陸短訊息。
根據本發明的一個實施例，LAND1飛機落地的判斷過程中，LAND1運行後對左、右主起落架減震支柱臨近電門的位置狀態進行讀取。檢測頻率為32次/秒，以檢測是否在1/32秒內變化。如果表徵位置狀態的參數值從0變為1，則表明任意一個減震支柱從伸長位回到了壓縮位。由此，判斷飛機已落地。此時正是飛機落地時刻的起點。
根據本發明的一個實施例，LAND2、LAND2B採用如下的方式判斷飛機著陸的垂直速率(RALR)和垂直加速度(VRTA)是否超過門限值。為了更加準確地反映飛機的落地狀態，需要判斷落地時刻前後0.5秒內的RALR和VRTA是否超過門限值。
在本實施例中，首先啟動LAND2。LAND1輸出一個落地時間值T0，T0是0-32之間的整數。LAND2將T0與一個取值範圍在0-5之間微調參數CHK做比較，如果T0/2-CHK<0，說明著陸時刻與參數的測量時刻過於接近，有可能出現著陸所引起資料變化還沒有反映到測量的參數中，因此，啟動LAND2B，對落地時刻下一秒內的RALR和VRTA是否超過門限值進行判斷，結束LAND2。T0/2-CHK>0，LAND2判斷落地時刻的RALR和VRTA是否超過門限值。如果沒有超過門限值，LAND2將T0與16比較，判斷是否T0-16>0。如果T0-16<0，為了更加準確地反映飛機著陸的情況，啟動LAND2B，對落地時刻下一秒內的RALR和VRTA是否超過 門限值進行判斷，結束LAND2。只要LAND2和LAND2B中的任何一次比較發現落地時刻的RALR和VRTA是否超過門限值，即說明飛機著陸的情況符合生成著陸訊息的情形。
在本實施例中，通過兩個觸發器在不同時段的運行，確保能準確的判定著陸點時刻前後0.5秒範圍內著陸的RALR和VRTA是否超限。
根據本發明的一個實施例，對垂直載荷，即垂直加速度VRTA是否超限的判斷是有一定條件的。當前面垂直速率RALR沒有超限的情況下，觸發器才會進一步對垂直載荷VRTA的超限情況進行判斷。如果垂直速率RALR已經發現超限，跳過垂直載荷(VRTA)超限的判斷，直接生成著陸短訊息。
根據本發明的一個實施例，在LAND2和LAND2B中採用如下方法計算垂直速率(RALR)。在飛機上，RALR的採樣率為16次/秒。為了更加準確地反映真實的RALR，需要對測量的RALR進行修正，即ADHRU(大氣資料和慣性導航電腦)探測的垂直速率-IVV的基礎上，根據飛機的俯仰、滾轉姿態、三軸的加速度和常數對其進行修正。
根據本發明的一個實施例，也可以採用如下的程式段來計算RALR：
根據本發明的一個實施例，在LAND2和LAND2B中對於垂直加速度可以直接從ACMS系統中獲得的垂直載荷中獲得。
根據本發明的一個實施例，LAND3則實現以下功能：a)記錄著陸點前1秒的RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值； b)記錄著陸點RALT、RALR、PTCH、PTCR、ROLL、ROLR和YAW數值。
根據本發明的一個實施例，LAND4運行時間是4秒，記錄著陸點前1秒至著陸點後3秒內的VRTA、LONA、LATA和RALR的最大與最小值。
圖12是根據本發明的另一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖。飛機落地後地面的反彈力可能將飛機彈起，然後飛機再重新落到地面上。這種現象稱為飛機的“彈跳”。這種飛機落地的彈跳可能發生一次，也可能發生幾次。飛機落地的彈跳很有可能是重著陸或硬著陸，因此需要對其進行檢測。這種與飛機落地彈跳相關的著陸訊息是著陸長訊息；而普通的著陸訊息是著陸短訊息。
如圖12所示，本實施例的生成著陸長訊息的方法包括：在步驟1210，飛機是否已經著陸；在步驟1220，採集飛機著陸前1秒和飛機著陸時的著陸資料以及著陸前1秒至著陸後3秒內的著陸數據；在步驟1230，判斷飛機著陸時是否發生了彈跳。如果沒有發生彈跳，則在步驟1240，判斷飛機著陸時的垂直速率和垂直加速度是否超過預定值；如果超過，在步驟1250，生成著陸短訊息；否則不產生著陸訊息。
如果飛機發生了彈跳，在步驟1260，採集飛機再次著陸的前1秒和落地後3秒內飛機的著陸資料；同時，在步驟1270，確定再次著陸的垂直加速度是否大於門限值，如果超限，則在步驟1280中，記錄限制值、超限時的最大值、觸發代碼和觸發原因。在步驟1290中，將二次著陸資料格式化，生成著陸長訊息。
根據本發明的一個實施例，通過判斷兩個主起落架是否 已壓縮且保持足夠時間，然後左、右主起落架是否重新處於的伸長狀態，判斷飛機著陸是否發生了彈跳。還可以進一步判斷左、右主起落架重新處於伸長狀態的持續時間小於10秒，來確認再次著陸，從而進一步確認彈跳的發生。
圖13是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸長訊息的觸發器關係示意圖。圖13所示的觸發器可以用於圖12所示的方法中。如圖13所示，在DMU中，頂級服務TOPSERV是系統保留的觸發器。當飛機馬上就要降落之前，在縫翼放出大於5度，飛行高度小於10000英尺的FINALAPPR階段時，DMU中的TOPSERV啟動觸發器BOUNCE1和LAND1。BOUNCE1探測兩個主起落架是否已壓縮且保持足夠時間。
如果BOUNCE1確認主起落架是否已壓縮且保持足夠時間，BOUNCE1啟動觸發器BOUNCE2和BOUNCE3，分別探測左、右主起落架是否重新處於伸長狀態。然後，BOUNCE2和BOUNCE3啟動對應的觸發器BOUNCE4或BOUNCE5，對飛機的飛行狀態進一步確認。BOUNCE4和BOUNCE5對左、右起落架的減震支柱伸長狀態進行持續探測，在滿足一定條件下，判斷飛機發生彈跳。
BOUNCE4和BOUNCE5分別啟動觸發器BOUNCE6和BOUNCE7查找、比較、採集再次著陸的前1秒和落地後3秒內飛機的著陸資料。
BOUNCE7還查找和比較彈跳後再次著陸的垂直加速度是否大於限制值，如果超限則在訊息內記錄限制值、超限時的最大值、觸發代碼和觸發原因。
BOUNCE6和BOUNCE7獲取著陸資料的方式與LAND3 和LAND4類似，這裏不再贅述。
LAND1用來監視飛機是否已經著陸。如果已經著陸，LAND1啟動觸發器BOUNCE8。根據飛機落地是否發生了彈跳，BOUNCE8確定是生成著陸長訊息還是著陸短訊息。最後，對兩次落地的著陸相關參數的格式進行轉換，以使訊息記錄的數值便於閱讀和列印，生成相應的著陸訊息。
根據本發明的一個實施例，採用如下方式探測飛機著陸時是否發生了彈跳。BOUNCE1的對左、右主起落架減震支柱臨近電門的位置狀態進行連續讀取，其頻率是32次/秒，以檢測是否在1/32秒內變化。當其狀態由“0”轉變為“1”時，BOUNCE1起始一個計數器進行累加。只有當計數器大於16時，BOUNCE1才啟動BOUNCE2和BOUNCE3。這說明兩個主起落架已經被壓縮且至少保持了0.5秒。如果條件不滿足時，計數器清零並重新累加。
以下以左主起落架為例，右主起落架可以以相同的方式處理。
BOUNCE2運行後繼續對左主起落架的壓縮臨近電門位置狀態進行持續探測，其頻率為32次/秒。當參數值為“0”時，計數器開始進行累加。只有當計數器的計數值大於32時才啟動BOUNCE4。此時，左主起落架的減震支柱為伸長狀態，且持續時間已大於1秒。當條件不滿足時，計數器清零並重新累加。
BOUNCE4的探測原理與BOUNCE2類似，當參數值為“0”時，計數器開始不斷累加。當參數值為“1”時，對計數器的累加值進行判斷。如果計數器的累加值小於320時，則判斷左主起落架彈跳。此時左主起落架的減震支柱保持伸 長狀態的時間，即滯空時間，小於10秒。然後又重新處於壓縮狀態。
總結以上內容，本實施例的判斷彈跳的方法的三個條件是：1.確定左右主起落架是否處於壓縮狀態並持續0.5秒以上；2.確定左右主起落架中的任何一個是否重新處於伸長狀態並持續1秒以上；以及3.確定左右主起落架中的任何一個是否重新處於伸長狀態並持續小於10秒。
如果滿足以上條件，則認為飛機在著陸過程中發生了彈跳。
根據本發明的一個實施例，BOUNCE8運行30秒後，根據BOUNCED、LONGLRPT和BRPTCODE的參數值判斷是生成長訊息或是短訊息
BOUNCED：狀態參數，標誌飛機發生彈跳。觸發器BOUNCE4或BOUNCE5探測到彈跳後賦值。
LONGLRPT：狀態參數，標誌長訊息可能生成。在第一次著陸垂直載荷發生超限時，由觸發器LAND2/2B在垂直載荷超限時賦值。
BRPTCODE：訊息觸發代碼，二次著陸超限時賦值，由觸發器BOUNCE7探測到超限後賦值。
BOUNCE8調用上述參數，確定生成長訊息還是短訊息。
具體請參見下表：
圖14是根據本發明的一個實施例的客製化著陸短訊息的示例。如圖所示，可以看出本次著陸過程中，垂直速率RALR僅有1.8英尺/秒。垂直加速度VRTA為1.64G，也在正常著陸的範圍內。但是，橫向加速度可能略高，為0.21G。在這種情況下，即使飛行人員報告著陸偏重，根據著陸短訊息也可以很容易的看出，本次著陸正常，未發生重著陸或硬著陸。
圖15是根據本發明的另一個實施例的客製化著陸長訊息的示例。如圖所示，可以發現，本次著陸過程中飛機發生了彈跳。在第一次著陸過程中，垂直速率RALR為7.2英尺/秒，垂直加速度VRTA為2.07G。垂直速率在正常的範圍內，而垂直加速度也在門限值以下。第二次著陸過程中，垂直速率RALR為1.5英尺/秒，垂直加速度VRTA為2.65G。因此，飛機在著陸過程中發生了彈跳，且第二次著陸時垂直載荷超限。
飛機維修人員可以從DMU的非揮發性記憶體中獲得著陸訊息，也可以在飛機駕駛艙列印飛機著陸訊息，或性能監控人員可通過地面工作站讀取經空地資料鏈下傳的著陸訊息，實現對飛機著陸的性能進行監控，從而確保及時準確地發現飛機著陸性能的異常。這樣，既可以避免報告重著陸或硬著陸後大量的資料處理和檢查工作以確定是否飛機發生了 重著陸或硬著陸，節約了飛機停場時間，提高了飛機的利用率；同時，避免了飛機在存在安全隱患的情況下運行，消除了飛機運行的安全隱患。通過記錄的資料還有助於飛行品質監控部門評估飛行人員的操作技術品質。
本發明雖然以空中巴士公司的ACMS系統為例，但是本發明的應用並不限於空中巴士公司的飛機。本發明同樣可以利用波音公司的AHM系統而應用於波音公司的飛機上。
上述實施例僅供說明本發明之用，而並非是對本發明的限制，有關技術領域的普通技術人員，在不脫離本發明範圍的情況下，還可以做出各種變化和變型，因此，所有等同的技術方案也應屬於本發明公開的範疇。
下面，將結合附圖對本發明的優選實施方式進行進一步詳細的說明，其中：圖1是根據本發明的一個實施例的基於客製化訊息的飛機性能檢測方法的流程圖；圖2是機組氧氣系統性能變化曲線的示意圖；圖3是根據本發明的一個實施例，檢測機組氧氣系統性能的方法的流程圖；圖4是根據本發明的一個實施例的客製化機組氧氣訊息的實例；圖5是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖； 圖6是根據本發明的一個實施例，機組氧氣系統氧氣瓶的氧氣的標準壓力與測量時間的關係示意圖；圖7是根據圖6所述實施例，機組氧氣系統24小時3天滾動平均滲漏率與測量時間的關係示意圖；圖8是根據本發明的一個實施例，對飛機機組氧氣系統維修的方法的流程圖；圖9是根據本發明的一個實施例的飛機著陸品質的檢測方法的流程圖；圖10是根據本發明的一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖；圖11是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸短訊息的觸發器關係示意圖；圖12是根據本發明的另一個實施例利用飛機ACMS系統生成著陸訊息的方法的流程圖；圖13是根據本發明的一個實施例，ACMS系統中生成著陸長訊息的觸發器關係示意圖；圖14是根據本發明的一個實施例的客製化著陸短訊息的示例；和圖15是根據本發明的另一個實施例的客製化著陸長訊息的示例。

Claims (20)

  1. 一種基於客製化訊息的飛機性能檢測方法，包括：採集反映飛機運行狀態的資料；基於採集的所述資料，產生客製化訊息，其中所述客製化訊息經訂製以包括與飛機運行狀態有關的一個或多個主參數；將所述客製化訊息存儲或轉發；以及基於所述客製化訊息，檢測所述飛機的性能。
  2. 根據權利要求1的方法，其中所述客製化訊息進一步包括與修正所述主參數相關的一個或多個輔助參數。
  3. 根據權利要求2的方法，其中基於採集的所述資料，產生客製化訊息的步驟進一步包括：回應於觸發條件，獲取所述在一個或多個時刻的所述主參數和輔助參數的數值。
  4. 根據權利要求3的方法，進一步包括：將所述主參數和輔助參數的數值折算到指定狀態下的數值。
  5. 根據權利要求4的方法，進一步包括：根據所述輔助參數的數值修正所述主參數的數值。
  6. 根據權利要求3的方法，其中所述客製化訊息的所述 主參數採用如下的步驟確定：獲取與所述飛機運行狀態相關的多個參數；根據所述多個參數所代表的物理含義，確定多個主參數；計算所述多個主參數之間的相關度；以及基於所述多個主參數之間的相關度，去掉所述多個主參數中的一個或多個。
  7. 根據權利要求3的方法，其中所述客製化訊息的所述主參數採用如下的步驟確定：獲取與所述飛機運行狀態相關的多個參數；將所述多個參數與飛機故障事件相關聯，確定多個主參數；計算所述多個主參數之間的相關度；以及基於所述多個主參數之間的相關度，去掉所述多個主參數中的一個或多個。
  8. 根據權利要求7的方法，其中將所述多個參數與飛機故障事件相關聯的步驟包括：通過資料挖掘計算所述多個參數與飛機故障事件相關度。
  9. 根據權利要求3的方法，進一步包括：起始第一進程，其用來監視所述觸發條件是否滿足。
  10. 根據權利要求9的方法，進一步包括：起始第二進程，其用來監視是否滿足生成客製化訊息的條件；以 及起始第三進程，其用來收集客製化訊息所要求的所述主參數和所述輔助參數的數值；其中，當所述第二進程確定生成客製化訊息的條件滿足時，利用所述第三進程收集的所述主參數和所述輔助參數的數值，產生客製化訊息。
  11. 根據權利要求10的方法，進一步包括：所述第一進程起始所述第二進程和所述第三進程。
  12. 根據權利要求11的方法，其中所述第一進程，經配置以判斷飛機是否處於起飛、爬升或者下降階段中；其中，所述第二進程判斷左、右發動機預冷器的出口溫度是否高於220度或者低於155度，並持續時間5秒以上；其中，所述第三進程採集左、右發動機預冷器的每一秒的出口溫度。
  13. 根據權利要求12的方法，進一步包括：產生客製化引氣訊息，其中，所述客製化引氣訊息的主參數包括：左、右發動機預冷器的出口溫度高於220度或者低於155度持續時間、左、右發動機預冷器的出口溫度的最大值或者最小值；以及所述客製化引氣訊息的輔助參數包括：飛機的高度和外界溫度。
  14. 根據權利要求1的方法，其中所述客製化訊息是系統訊息以外的訂製訊息。
  15. 根據權利要求1的方法，其中所述客製化訊息是利用空中巴士公司的ACMS系統或者波音公司的AHM系統產生的。
  16. 根據權利要求1的方法，其中將所述客製化訊息存儲或轉發的步驟包括：將所述客製化訊息存儲在飛機資料系統的非揮發性記憶體中或者利用ACARS系統或ATN系統轉發。
  17. 根據權利要求10的方法，所述客製化訊息的所述觸發條件或者所述訊息產生條件是可修改的。
  18. 根據權利要求17的方法，其中所述客製化訊息的觸發條件經配置以使得飛機的每次飛行均產生客製化訊息。
  19. 根據權利要求18的方法，其中基於所述客製化訊息，檢測所述飛機的性能包括：收集多次飛行的客製化訊息；以及利用多次飛行的客製化訊息，基於實際物理模型、特徵進化模型、或者智慧模型，檢測飛機的性能。
  20. 一種飛機的維修方法，包括：利用權利要求1-19中任一所述的方法，檢測飛機的性能；以及回應於飛機的性能故障，對飛機進行維修；或者 回應於飛機的性能衰退，安排適當時機對飛機進行維修。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TWI731146B (zh) * 2016-12-12 2021-06-21 大陸商中國國際航空股份有限公司 飛機故障處理系統和方法及電腦設備

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2966616B1 (fr) * 2010-10-22 2012-12-14 Airbus Procede, dispositif et programme d'ordinateur d'aide au diagnostic d'un systeme d'un aeronef, utilisant des graphes d'evenements redoutes
US9903090B2 (en) * 2012-01-18 2018-02-27 Harnischfeger Technologies, Inc. System and method for vibration monitoring of a mining machine
AU2012385244B2 (en) * 2012-07-10 2016-05-05 Swiss Reinsurance Company Ltd. Avionic system for emergency interception in case of imminent damages of aircraft fleets following natural disaster events
US10502584B1 (en) 2012-12-28 2019-12-10 Sean Patrick Suiter Mission monitor and controller for autonomous unmanned vehicles
US11657721B1 (en) 2013-08-26 2023-05-23 Otto Aero Company Aircraft with flight assistant
US20140343765A1 (en) 2012-12-28 2014-11-20 Sean Patrick Suiter Flight Assistant with Automatic Configuration and Landing Site Selection
US9821910B1 (en) * 2015-05-19 2017-11-21 uAvionix Corporation Unmanned vehicle control system and apparatus
CN104343476B (zh) * 2013-07-24 2016-06-08 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元涡轮效率监控方法和装置
CN104344946B (zh) 2013-07-24 2017-12-05 中国国际航空股份有限公司 Apu涡轮叶片断裂与转轴卡阻故障的监控方法和装置
CN104343490B (zh) * 2013-07-24 2017-10-03 中国国际航空股份有限公司 一种发动机滑油监控系统及方法
CN104340369B (zh) * 2013-07-24 2017-03-08 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元滑油冷却器性能监控方法及装置
CN104345273B (zh) * 2013-07-24 2017-11-24 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元起动机性能检测方法和装置
CN104348670B (zh) * 2013-07-24 2018-01-30 中国国际航空股份有限公司 飞机辅助动力单元燃油组件性能检测方法和装置
DE102013021500A1 (de) * 2013-12-18 2015-06-18 Northrop Grumman Litef Gmbh Flugdatenschreiber mit redundanten abwerfbaren Flugdatenspeichermodulen
GB2522925B (en) * 2014-02-11 2016-05-11 Ge Aviat Systems Ltd Method for detecting a bleed air system fault
US9336632B2 (en) 2014-08-18 2016-05-10 Honeywell International Inc. Methods for generating multiple data reports in vehicles
US9309009B1 (en) * 2014-12-18 2016-04-12 Airbus Operations Sas Interactive diagnostic display system and method for an aircraft
US9607447B2 (en) * 2015-03-31 2017-03-28 Honeywell International Inc. Automated transmission of aircraft anomalous incident data via preferred transmission modes
GB2541682B (en) * 2015-08-25 2017-09-06 Airbus Operations Ltd Pump health monitoring
US9891978B1 (en) * 2015-12-03 2018-02-13 Rockwell Collins, Inc. Fault detection in a multi-core safety-critical avionics system
FR3046268B1 (fr) * 2015-12-23 2019-05-10 Safran Aircraft Engines Systeme d'exploitation de donnees de vol d'un aeronef
US10474789B2 (en) * 2016-06-24 2019-11-12 The Boeing Company Prediction methods and systems for structural repair during heavy maintenance of aircraft
CN106340082A (zh) * 2016-08-26 2017-01-18 山东太古飞机工程有限公司 一种民用客机无线快速数据记录系统
US10222452B2 (en) 2016-12-09 2019-03-05 International Business Machines Corporation Method for prioritizing and transmitting data generated from an airplane during flight
US10891607B2 (en) * 2017-02-03 2021-01-12 Smartsky Networks, Llc Aerospace commerce exchange
US10347141B2 (en) * 2017-04-26 2019-07-09 Honeywell International Inc. System and method for transmitting obstacle alerts to aircraft from a ground based database
FR3074590B1 (fr) 2017-12-04 2023-03-17 Soc Air France Methode de prediction d'une anomalie de fonctionnement d'un ou plusieurs equipements d'un ensemble
CN108599880B (zh) * 2018-03-26 2020-09-22 西安电子科技大学 基于卷积神经网络的民航地空对讲系统干扰预警方法
CN108764491A (zh) * 2018-04-10 2018-11-06 中国民用航空飞行学院 综合航电系统的维修方案
CN108750141B (zh) * 2018-04-19 2021-08-31 丰翼科技(深圳)有限公司 无人机起落状态检测方法及系统
CN108846568A (zh) * 2018-06-05 2018-11-20 威海众成信息科技股份有限公司 面向航空发动机的综合性能趋势分析方法
US11410056B1 (en) * 2018-11-20 2022-08-09 American Airlines, Inc. Predictive sensor system for aircraft engines with graphical user interface
CN109685933A (zh) * 2018-12-12 2019-04-26 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 一种飞机状态监控的客户化事件和参数逻辑定义方法
CN110322586A (zh) * 2019-07-17 2019-10-11 陕西千山航空电子有限责任公司 一种多类型航空综合数据采集传输系统
CN112460738B (zh) * 2019-09-09 2022-03-04 上海杰之能软件科技有限公司 空调系统的状态识别方法及装置、存储介质、终端
CN110530586A (zh) * 2019-09-27 2019-12-03 东方航空技术有限公司 一种a320机组氧气泄露监控方法
CN111470047B (zh) * 2020-02-28 2023-05-19 中国南方航空股份有限公司 一种民航飞机引气和/或空调系统健康监控方法
US20230202676A1 (en) * 2021-12-28 2023-06-29 Beta Air, Llc Systems and methods for monitoring impact on electric aircraft

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0966900A (ja) * 1995-09-01 1997-03-11 Hitachi Ltd 飛行状態監視方法とその装置
KR20040041693A (ko) * 2001-10-12 2004-05-17 허니웰 인터내셔널 인코포레이티드 전술 네트워크 라우팅 애플리케이션용 스마트브릿지
US7636568B2 (en) * 2002-12-02 2009-12-22 The Boeing Company Remote aircraft manufacturing, monitoring, maintenance and management system
US6943699B2 (en) * 2003-07-23 2005-09-13 Harris Corporation Wireless engine monitoring system
US7489992B2 (en) * 2004-04-12 2009-02-10 Sagem Avionics, Inc. Method and system for remotely communicating and interfacing with aircraft condition monitoring systems
US7230527B2 (en) * 2004-11-10 2007-06-12 The Boeing Company System, method, and computer program product for fault prediction in vehicle monitoring and reporting system
US8255112B2 (en) * 2005-10-28 2012-08-28 The Boeing Company Remote aircraft maintenance in a networked environment
US7822415B2 (en) * 2005-11-02 2010-10-26 Comtech Mobile Datacom Corporation In-flight transceiver and locator system
US8224507B2 (en) * 2006-12-19 2012-07-17 Engineered Arresting Systems Corporation Systems and methods of improving or increasing information concerning, particularly, runway conditions available to pilots of landing aircraft
US20090030563A1 (en) * 2007-07-26 2009-01-29 United Technologies Corp. Systems And Methods For Providing Localized Heat Treatment Of Metal Components
US8200376B2 (en) * 2007-07-30 2012-06-12 Symvionics, Inc. Vehicle performance monitoring system with multi-level caching
FR2931553B1 (fr) * 2008-05-22 2010-10-29 Airbus France Estimation d'un critere de charge subie par un composant structurel d'un aeronef, et aide a la detection d'un atterissage dit "dur" grace a un tel critere
US8165730B2 (en) * 2008-06-19 2012-04-24 L-3 Communications Corporation Flight recorder having integral reserve power supply within form factor of enclosure and method therefor
CN101913427B (zh) * 2010-08-04 2013-01-09 北京航空航天大学 一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统
CN102320382A (zh) * 2011-07-07 2012-01-18 中国国际航空股份有限公司 飞机性能检测方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TWI731146B (zh) * 2016-12-12 2021-06-21 大陸商中國國際航空股份有限公司 飛機故障處理系統和方法及電腦設備

Also Published As

Publication number Publication date
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