TWI625275B - Monitoring system and method for aircraft wing anti-icing valve - Google Patents

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TWI625275B
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Abstract

本發明涉及一種飛機機翼防冰閥門的監控系統及方法。飛機機翼防冰閥門的監控系統，包括：時間記錄裝置，其記錄防冰閥門打開或關閉的時間；資料獲取裝置，其獲取所述時間記錄裝置所記錄防冰閥門打開或關閉的時間；以及報文生成裝置，其根據資料獲取裝置所獲取的防冰閥門打開或關閉的時間，生成防冰閥門性能報文。

Description

飛機機翼防冰閥門的監控系統及方法
本發明涉及一種機載系統及方法，特別地，涉及一種飛機機翼防冰閥門的監控系統及方法。
飛機在高空飛行時，由於氣溫較低可能會出現結冰現象。在結冰條件下，如果機翼的氣動敏感部位（如前緣）結冰，會影響機翼氣動外形，甚至因結冰可能出現機翼失速的嚴重情況，給飛行安全帶來威脅。因此，為了防止機翼前緣等敏感部位結冰，飛機的氣源系統向機翼的縫翼提供熱空氣，進行除冰和預防結冰。
機翼防冰閥門控制熱空氣管路的打開和關閉，並保證管路下游的壓力在一定工作範圍之內。防冰閥門的可靠性對飛機的安全運行影響很大。一旦防冰閥門出現故障，飛機的運行將受到影響。即使採取人工操控的辦法，也極易使航班出現延誤。因此，對防冰閥門進行監控有利於提高飛機運行的可靠性，降低飛機的運行成本。
針對上述現有技術中存在的技術問題，根據本發明的一個方面，提出一種飛機機翼防冰閥門的監控系統，包括：時間記錄裝置，其記錄防冰閥門打開或關閉的時間；資料獲取裝置，其獲取所述時間記錄裝置所記錄防冰閥門打開或關閉的時間；以及報文生成裝置，其根據資料獲取裝置所獲取的防冰閥門打開或關閉的時間，生成防冰閥門性能報文。
如上所述的系統，其中所述時間記錄裝置包括計時器，所述計時器記錄從WING開關從按入位元變為按出位的時刻到防冰閥門處於關閉位置的時刻之間的時間。
如上所述的系統，其中所述防冰閥門包括一個感測器，其探測防冰閥門已處於打開狀態；其中所述時間記錄裝置包括計時器，所述計時器記錄從WING開關從按出位元變為按入位的時刻到防冰閥門處於打開位置的時刻之間的時間。
如上所述的系統，其中所述時間記錄裝置記錄WING開關從按入位元變為按出位的時刻和防冰閥門處於關閉位的時刻，或者WING開關從按出位元變為按入位的時刻和防冰閥門處於打開位的時刻。
如上所述的系統，進一步包括防冰閥門性能評估裝置，其接收所述防冰閥門性能報文，根據防冰閥門性能報文中的防冰閥門打開或關閉時間，評估所述防冰閥門的性能。
如上所述的系統，其中所述防冰閥門性能評估裝置同時參考所述防冰閥門打開或關閉時間的歷史資料。
如上所述的系統，其中所述防冰閥門性能評估裝置預估所述防冰閥門出現故障的時間。
如上所述的系統，進一步包括通信裝置，其將所述防冰閥門性能報文傳輸到所述防冰閥門性能評估裝置。
如上所述的系統，其中所述防冰閥門性能報文包括修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間，其中修正公式如下：修正後時間=修正前時間+(a*(PD)+b)；其中PD表示引氣壓力，a和b是修正參數。
如上其中所述防冰閥門性能報文包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態、WING開關被按出時的狀態和防冰閥門關閉時間；或者，包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態和打開的時間；其中，所述的狀態至少包括發動機引氣壓力。
如上所述的系統，所述防冰閥門性能評估裝置判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間是否超過第一閾值或第二閾值；其中，所述第二閾值大於所述第一閾值。
如上所述的系統，所述防冰閥門性能評估裝置判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
如上所述的系統，所述防冰閥門性能評估裝置利用獨立樣本檢驗判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
如上所述的系統，所述防冰閥門性能評估裝置利用線性擬合斜率變化趨勢判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
根據本發明的另一個方面，提出一種飛機機翼防冰閥門的監控方法，包括：記錄防冰閥門打開或關閉的時間；獲取所述時間記錄裝置所記錄防冰閥門打開或關閉的時間；以及根據資料獲取裝置所獲取的防冰閥門打開或關閉的時間，生成防冰閥門性能報文。
如上所述的方法，其中所述防冰閥門關閉的時間包括記錄從WING開關從按入位元變為按出位的時刻到防冰閥門處於關閉位置的時刻之間的時間。
如上所述的方法，其中記錄防冰閥門打開時間記錄從WING開關從按出位元變為按入位的時刻到防冰閥門處於打開位置的時刻之間的時間。
如上所述的方法，進一步包括記錄WING開關從按入位元變為按出位的時刻和防冰閥門處於關閉位的時刻，或者WING開關從按出位元變為按入位的時刻和防冰閥門處於打開位的時刻。
如上所述的方法，進一步包括接收所述防冰閥門性能報文，根據防冰閥門性能報文中的防冰閥門打開或關閉時間，評估所述防冰閥門的性能。
如上所述的方法，進一步包括參考所述防冰閥門打開或關閉時間的歷史資料。
如上所述的方法，進一步包括預估所述防冰閥門出現故障的時間。
如上所述的方法，進一步包括利用地空資料鏈將所述防冰閥門性能報文傳輸。
如上所述的方法，進一步包括修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間，其中修正公式如下：修正後時間=修正前時間+(a*(PD)+b)；其中PD表示引氣壓力，a和b是修正參數。
如上所述的方法，其中所述防冰閥門性能報文包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態、WING開關被按出時的狀態和防冰閥門關閉時間；或者，包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態和打開的時間；其中，所述的狀態至少包括發動機引氣壓力。
如上所述的方法，其中所述評估所述防冰閥門的性能包括判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間是否超過第一閾值或第二閾值；其中，所述第二閾值大於所述第一閾值。
如上所述的方法，其中所述評估所述防冰閥門的性能包括判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
如上所述的方法，其中所述判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變包括利用獨立樣本檢驗判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
如上所述的方法，其中所述判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變包括利用線性擬合斜率變化趨勢判斷修正後的所述防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
如上所述的方法，其中所述防冰閥門性能報文包括所述防冰閥門關閉時間，其中生成所述防冰閥門性能報文包括：判斷機翼防冰系統是否已正常工作；採集WING開關被按入前的狀態和WING開關被按入後的狀態；回應於WING電門從按入位轉為按出位元，採集WING開關被按出時的狀態；獲取所述防冰閥門關閉時間；以及生成所述防冰閥門性能報文。
如上所述的方法，其中判斷機翼防冰系統是否已正常工作包括：確定（1）WING 電門保持在ON位；（2）引氣管路壓力大於大約15psi；（3）防冰閥門的位置電門顯示閥門在“非關閉”位；以及（4）持續時間大於大約5秒。
如上所述的方法，進一步包括回應於所述防冰閥門關閉時間大於大約30秒時，確定閥門存在故障。
根據本發明的另一個方面，提出一種維修機翼防冰閥門的方法，包括：獲取一個或多個獲取一個或多個防冰閥門性能報文，其中，所述防冰閥門性能報文包括防冰閥門打開或關閉時間；評估飛機機翼防冰閥門的性能；根據飛機機翼防冰閥門的性能，安排防冰閥門的維護計畫；以及對飛機機翼的防冰閥門進行維修。
在以下的詳細描述中，可以參看作為本申請一部分用來說明本申請的特定實施例的各個說明書附圖。在附圖中，相似的附圖標記在不同圖式中描述大體上類似的組件。本申請的各個特定實施例在以下進行了足夠詳細的描述，使得具備本領域相關知識和技術的普通技術人員能夠實施本申請的技術方案。應當理解，還可以利用其它實施例或者對本申請的實施例進行結構、邏輯或者電性的改變。
圖1是飛機上機翼防冰系統的結構示意圖。如圖1所示的是空客A320系列飛機中的防冰系統。其他類型飛機的防冰系統結構與功能類似。防冰系統100包括上游管路101和下游管路102以及二者之間的防冰閥門103。上游管路101與氣源相連接，以為下游管路提供熱空氣。如圖所示，氣源可以是飛機的APU或者發動機。下游管路102設有多個開口，以向縫翼提供熱空氣。防冰閥門103是電控氣動閥門，包括電磁閥1031和壓力控制關止閥（pressure control shut off valve）1032。壓力控制關止閥包括一個閥門作動腔。當電磁閥1031斷電時，壓力控制關止閥1032的閥門作動腔與大氣相通，因此閥門作動腔和下游管路不存在壓力差，閥門作動腔中的閥門在彈簧的壓力下保持關閉。當電磁閥1031通電時，電磁閥打開，上游管路與下游管路之間建立起壓力差，閥門作動腔在壓力下推動閥門打開。同時，壓力控制關止閥1032的控制腔探測閥門上下游的壓差，並動態調整作動腔內的壓力，使閥門的下游管路中的壓力保持在規定的範圍內。
圖2是飛機防冰閥門的控制指示的示意圖。如圖2所示，在駕駛艙的頂部具有防冰操作面板200。在防冰操作面板200的最左側是機翼防冰開關WING。機翼防冰開關WING包括2個位置：按出位和按入位。當WING在按出位時，電磁閥1031斷電，防冰閥門保持在關閉位。此時，關閉位的位置電門提供閥門的位置狀態，指示閥門處於關閉位。當WING在按入位時，電磁閥1031通電，防冰閥門打開。此外，防冰閥門上還設有低壓和高壓開關。當下游管路的壓力過低或過高時，會發出警告。另外，如果防冰閥門無指令下打開或關閉、未按指令打開或關閉，或者打開或關閉的時間過長，也會發出警告。
圖3是飛機防冰開關的控制系統的示意圖。如圖3所示，控制系統300包括防冰控制開關301，即WING開關。防冰控制開關301控制左翼防冰閥門302和右翼防冰閥門303。控制系統300還包括空地信號電門（oled proximity switches）304，其限制防冰閥門在地面的工作時間不能超過30秒，以僅作為地面測試使用。控制系統300包括系統資料獲取集中器SDAC（System Data Acquisition Concentrator）電腦用於駕駛艙的指示；環境控制系統ECS（Environmental Control System）電腦用於記錄故障資訊，並將故障資訊發送到集中錯誤顯示系統CFDS（Centralized Fault Display System）。
圖4是根據本發明的一個實施例的防冰閥門的性能變化曲線的示意圖。隨著使用時間的增加，防冰閥門的性能會逐漸變差，即衰退指數會逐漸增加。衰退指數代表了防冰閥門的性能變差的速度的快慢。當衰退指數比較穩定時，防冰閥門性能處於穩定期；當防冰閥門的性能衰退逐漸加快時，防冰閥門的性能就進入衰退期；當超過某一個閾值後，防冰閥門的性能進入故障期，可能隨時出現故障。當防冰閥門進入故障期後，對服務品質和飛行安全會產生不利後果；同時容易產生非計劃性的維修，造成航班的延誤和停飛。
現有技術中還沒有手段可以對防冰閥門的性能是否進入衰退期進行檢測。對於衰退期的檢測有如下好處：第一，當防冰閥門處於衰退期時，發生故障的概率仍然非常低。如果選擇在此時機對飛機進行檢修，飛行安全和服務品質是可以得到保障的。第二，當檢測到防冰閥門處於衰退期後，航空公司可以適時地安排對飛機的檢修，從而避免了非計畫的維修，減少飛機的延誤。也同時避免了按硬時限進行檢修時造成的成本浪費。
防冰閥門為電控氣動的機械部件，其故障表現為無法打開或關閉、打開或關閉時間過長。引起故障的主要原因是內部膜盒老化、氣路污染，部件磨損等。因此，對防冰閥門的性能監控，通過記錄閥門的打開和關閉時間，可以評估閥門的性能衰退情況。
圖5是根據本發明的一個實施例的飛機機翼防冰閥門的監控系統的結構示意圖。如圖5所示，飛機機翼防冰閥門的監控系統500包括：時間記錄裝置501、資料獲取裝置502和報文生成裝置503。時間記錄裝置501記錄防冰閥門打開或關閉的時間。資料獲取裝置502獲取時間記錄裝置501所記錄防冰閥門打開或關閉的時間。報文生成裝置503根據資料獲取裝置502所獲取的防冰閥門打開或關閉的時間，生成防冰閥門性能報文。
由於防冰閥門打開所需的時間和關閉所需的時間都可以反映防冰閥門的性能，因此，根據本發明的一個實施例，時間記錄裝置501的實例是計時器，其可以任意選擇記錄防冰閥門打開或者關閉的時間。然而，如前所述，當防冰閥門處於關閉位時，有感測器（例如微動電門）記錄其已處於關閉位置的狀態並報告。因此，可以利用計時器記錄從WING開關從按入位元變為按出位的時刻到防冰閥門處於關閉位的時刻之間的時間，即防冰閥門的關閉時間，來反映防冰閥門的性能。
根據本發明的一個實施例，如果希望記錄防冰閥門的打開時間，需要在飛機上安裝一個感測器，報告防冰閥門已處於打開狀態。這樣，利用計時器記錄從WING開關從按出位元變為按入位的時刻到防冰閥門處於打開位的時刻之間的時間，即防冰閥門的打開時間，也能反映防冰閥門的性能。
根據本發明的一個實施例，時間記錄裝置501記錄WING開關從按入位元變為按出位的時刻和防冰閥門處於關閉位的時刻，或者WING開關從按出位元變為按入位的時刻和防冰閥門處於打開位的時刻。根據本發明的一個實施例，WING開關經設置在從按入位變為按出位的時刻、或者從按出位變為按入位的時刻，防冰閥門經設置在處於關閉位的時刻，或者處於打開位元的時刻發送信號到時間記錄裝置501。時間記錄裝置501記錄收到這些信號的時刻。
根據本發明的一個實施例，本發明利用了飛機的報文系統，其主要涉及飛機的數位式飛行資料獲取元件FDIMU（Flight Data interface and Management Unit）。FDIMU接收來自機載感測器或其他設備的航空器狀態資料。FDIMU的資料獲取子系統將獲取的航空器狀態資料轉換為數位信號進行廣播。快速存取記錄器QAR（Quick Access Recorder）接收到廣播的航空器狀態資料並進行存儲。其中，一部分資料被存儲到飛行資料記錄器FDR（Flight Data Recorder），即“黑匣子”中，以便在航空器發生突發性事件後，供有關人員進行調查分析。
航空器狀態監控系統ACMS（Aircraft Condition Monitoring System）也從FDIMU的資料獲取子系統接收廣播的航空器狀態資料。ACMS監視，收集，記錄航空器狀態資料，並且在特定觸發條件下輸出預定航空器狀態資料，供航務和機務人員日常監控航空器狀態和性能使用。由於其資料內容和格式可由使用者更改，所以稱為報文。
ACMS報文由集成的應用軟體控制產生。報文由特定航空器狀態參數的閾值或多項特定航空器狀態參數的組合邏輯，即特定的報文觸發邏輯來觸發。ACMS的生產廠家設計和測試的報文觸發邏輯產生的ACMS報文稱為基本報文。很多基本報文已經成為了民用航空管理部門規定的標準。以波音737NG飛機為例，其使用的ACMS基本報文約有20多個。
通過自行編寫ACMS報文觸發邏輯可以產生客戶化報文。客戶化報文可以使得本領域技術人員不再受制於基本報文中參數的限制，而能直接面對數萬個航空器狀態參數。這樣就可以更好地監控航空器的狀態。
根據本發明的一個實施例，資料獲取裝置502的實例是飛機的FDIMU的DMU、QAR或FDR，或獨立硬體的易失性或非易失性資料存儲裝置。根據本發明的一個實施例，時間記錄裝置501和資料獲取裝置502可以集成為一個硬體實體或一個硬體實體的兩種功能。
根據本發明的一個實施例，報文生成裝置503的實例是FDIMU的ACMS，或其他的機載報文產生裝置。根據本發明的一個實施例，時間記錄裝置501、資料獲取裝置502和報文生成裝置503可以集成為一個硬體實體或一個硬體實體的多種功能。
根據本發明的一個實施例，飛機機翼防冰閥門的監控系統500進一步包括防冰閥門性能評估裝置504。防冰閥門性能評估裝置504接收防冰閥門性能報文，根據防冰閥門性能報文中的防冰閥門打開或關閉時間，或同時參考該防冰閥門打開或關閉時間的歷史資料，評估該防冰閥門的性能，並且預計該防冰閥門出現故障的時間。
根據本發明的一個實施例，防冰閥門性能評估裝置的實例是航空公司地面計算平臺或者機載計算平臺。
根據本發明的一個實施例，飛機機翼防冰閥門的監控系統500進一步包括通信裝置505。通信裝置505將報文傳輸到防冰閥門性能評估裝置504。根據本發明的一個實施例，通信裝置505的實例是例如ACARS系統的地空資料鏈，防冰閥門性能報文通過地空資料鏈傳輸到地面工作站，進而傳輸到航空公司的地面計算平臺或伺服器上。
圖6是根據本發明的一個實施例的防冰閥門性能報文的例子。如圖6所示，防冰閥門性能報文包括三個部分：第一部分是預設參數，包括：機號、航班號、APU引氣閥門、引氣閥門狀態、觸發代碼、報文觸發時間等內容。其中，觸發代碼表示了防冰閥門是在地面還是在空中被打開，可以據此判斷是否是地面測試。其中，報文觸發時間是當WING開關被按入的時間。第二部分是狀態參數，包括WING開關被按入5秒前的狀態、WING開關被按入5秒後的狀態、WING開關被按出時的狀態。其中，所述的狀態的狀態參數包括：PD：發動機引氣壓力、TPO：發動機引氣溫度、WAV：機翼防冰閥門位置（OPEN/CLOSE）、DATE：UTC日期和TIME：UTC時間。第三部分是左側和右側防冰閥門關閉或打開的時間，以及日期和時間。
以下通過記錄防冰閥門的關閉時間的實施例來進一步說明本發明的技術方案。本領域技術人員應當理解，記錄防冰閥門的打開時間的技術方案也可以類似地得出，也在本發明的範圍之內。
圖7是根據本發明的一個實施例生成防冰閥門性能報文的方法的流程圖。如圖7所示，生成防冰閥門性能報文（即34號報文）的方法700包括：在步驟710，當探測WING開關從按出位“OFF”到按入位“ON”時，初始化防冰閥門性能報文觸發器RPT034，並啟動左側和右側防冰關閉或打開時間觸發器WAVTMR1和WAVTMR2。根據本發明的一個實施例，觸發器可以是一個進程，用來完成特定的功能；也可以是一個獨立的硬體，針對特定的任務。
圖8是根據本發明的一個實施例的觸發器RPT034和WAVTMR與34號報文之間的關係。如圖8所示，RTP034用來啟動生成34號報文，採集除防冰閥門關閉或打開時間外的其他參數，以及初始化觸發器WAVTMR。而觸發器WAVTMR則可以用來判斷機翼防冰閥門的狀態和獲得防冰閥門關閉或打開的時間。綜合觸發器RPT034和WAVTMR的資料，就可以生成RTP034報文。
圖9是根據本發明的一個實施例觸發器RTP034的工作流程圖。圖10是根據本發明的一個實施例觸發器WAVTMR的工作流程圖。以下結合圖7-10，進一步說明防冰閥門性能報文，即34號報文的生成方法。
參考圖7-10，在步驟720，觸發器WAVTMR判斷機翼防冰系統是否已正常工作；如正常工作，則標識“WAISYSRDY1”和/或“WAISYSRDY2”為1。具體而言，觸發器RPT034啟動觸發器WAVTMR後，判斷WAVTMR是否需要初始化。如果初始化標識為“1”，則觸發器WAVTMR初始化。如果WAVTMR之前已經初始化過，只是重新被啟動，初始化標識為“0”，則無需觸發器WAVTMR初始化，直接進行下一步操作。接下來，觸發器WAVTMR判斷防冰系統是否已正常工作。根據本發明的一個實施例，其條件為：（1）WING 電門保持在ON位；（2）引氣管路壓力大於15 psi；（3）防冰閥門的位置電門顯示閥門在“非關閉”位元（本實施例記錄關閉時間，記錄打開時間的實施例與此類似。）；以及（4）持續時間大於5秒。根據本發明的一個實施例，觸發器WAVTMR包含一個計數器。如果前三個條件滿足，則計數器每秒累加一次；如果條件不滿足，則計數器清零。當計數器數值大於等於5時，確認防冰系統已開始正常工作，標識“WAISYSRDY1”或“WAISYSRDY2”置“1”。
參考圖7和圖9，在步驟730，觸發器RPT034判斷“WAISYSRDY1”或“WAISYSRDY2”的狀態發現其中之一置“1”，則採集34號報文預設資料、WING開關被按入5秒前的狀態參數、WING開關被按入5秒後的狀態參數。
參考圖7和圖9，在步驟740，觸發器RPT034探測WING電門轉換為“OFF”位，即從按入位轉為按出位元，則採集WING開關被按出時的狀態參數。
參考圖7和圖10，在步驟750，觸發器WAVTMR記錄和/或計算閥門關閉時間，記錄和/或計算結束後“WAV1TMR_FLG”和“WAV2TMR_FLG”置“1”。具體而言，當觸發器WAVTMR探測到WING開關在“OFF”位元或者閥門供電繼電器的某一觸點接地，例如地面30秒強制關閉防冰閥門的情況，則判斷防冰閥門系統將按指令關閉。接下來，觸發器WAVTMR以例如16Hz的頻率或者其他的固定時間間隔探測防冰閥門開關狀態是否從“開”轉換到“關”。如果未轉換，則閥門關閉時間進行累加。當累加值大於30秒時，則確定閥門存在故障，閥門關閉時間賦值“999”。如果探測到轉換，則將閥門關閉時間WAVTMR1/WAVTMR2中將數值保存，同時將閥門關閉標識置“1”。然後，如果閥門關閉時間為“999”或閥門關閉標識為“1”，則“WAV1TMR_FLG”和“WAV2TMR_FLG”置“1”，標識觸發器WAVTMR計算關閉時間的過程結束。
參考圖7和圖9，在步驟760，觸發器RPT034如果檢測發現“WAV1TMR_FLG”和“WAV2TMR_FLG”置“1”時從WAVTMR1和WAVTMR2採集防冰閥門關閉時間的資料。
在步驟770，觸發器RPT034的報文資料獲取完畢，發送34號報文，並待命觸發器WAVTMR。根據本發明的一個實施例，地面時報文一旦觸發，其觸發代碼為“1000”，觸發原因為地面測試“GND TEST”，發送物件為ACARS和印表機；空中時報文觸發後，觸發代碼為“4000”，觸發原因為飛行操作“FLT OPER”，發送物件為ACARS。
圖11是根據本發明的一個實施例的飛機機翼防冰閥門的監控方法的流程圖。如圖11所示，飛機機翼防冰閥門的監控方法1100包括：在步驟1110，獲取一個或多個防冰閥門性能報文，其中，所述防冰閥門性能報文包括防冰閥門打開或關閉時間。如前所述的圖4-10的實施例可以應用到本實施例的方法中以生成防冰閥門性能報文，即34號報文。本方法可以在圖5所示的實施例中的防冰閥門性能評估裝置504中應用。當然，其他方式獲得的包括防冰閥門打開或關閉時間的防冰閥門性能報文也可以應用於本發明中。
在步驟1120，判斷防冰閥門打開或關閉時間是否超過第一閾值。如果防冰閥門打開或關閉時間超過第一閾值，則判定防冰閥門的性能進入了衰退期。第一閾值可以根據防冰閥門狀態良好時的打開或關閉時間確定，例如剛出廠時的打開或關閉時間。根據本發明的一個實施例，對於防冰閥門狀態良好時的打開或關閉時間小於1秒鐘的防冰閥門，第一閾值為4秒。
在步驟1130，判斷防冰閥門打開或關閉時間是否超過第二閾值。如果防冰閥門打開或關閉時間超過第二閾值，則判定防冰閥門的性能進入了故障期。其中，第二閾值大於第一閾值。根據本發明的一個實施例，對於防冰閥門狀態良好時的打開或關閉時間小於1秒鐘的防冰閥門，第二閾值為7-8秒。根據本發明的一個實施例，對於防冰閥門狀態良好時的打開或關閉時間小於1秒鐘的防冰閥門，如果打開或關閉時間為6秒，則表明該防冰閥門已經進入嚴重衰退期，隨時可能進入故障期。
根據本發明的一個實施例，為了更為準確反映防冰閥門的性能的變化，避免誤報警，在步驟1120進一步包括：當連續2個防冰閥門性能報文中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第一閾值，或者連續3個報文中2個報文中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第一閾值，或者連續5個報文中的3個中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第一閾值，才確定該防冰閥門的性能進入衰退期。
根據本發明的一個實施例，在步驟1130進一步包括：當連續2個防冰閥門性能報文中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第二閾值，或者連續3個報文中2個報文中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第二閾值，或者連續5個報文中的3個中的防冰閥門打開或者關閉時間超過第二閾值，才確定該防冰閥門的性能進入故障期。
根據本發明的一個實施例，由於防冰閥門是通過壓力差推動而打開的，引氣壓力對於閥門的打開和關閉時間具有影響，所以可以通過管路中的壓力來修正防冰閥門打開和關閉的時間，以更為準確地反映防冰閥門自身的性能。
圖12是根據本發明的一個實施例引氣壓力與防冰閥門打開或關閉時間的變化規律的示意圖。如圖12所示，根據本申請的發明人的研究發現，引氣壓力與打開或關閉時間的增量成良好的線性關係。圖13是根據本發明的一個實施例引氣壓力與防冰閥門打開或關閉時間的變化規律（歸一化到30PSI）的示意圖。當然也可以歸一化到其他的壓力數值。
根據本發明的一個實施例，防冰閥門打開或關閉時間根據引氣壓力的修正公式如下： 修正後時間=修正前時間+(a*(PD)+b)； 其中PD表示引氣壓力，a和b是修正參數。根據本發明的一個實施例，a為-0.069，b為2.07。本領域技術人員應當注意到，對於不同的防冰閥門系統，a和b的取值可能不同。上述數值僅供說明的目的。 返回圖11，或者，在步驟1140，參考該防冰閥門打開或關閉時間的歷史資料，評估該防冰閥門的性能是否已經發生了實質性變化。如果該防冰閥門的性能是否已經發生了實質性變化，則表明該防冰閥門的性能已經進入了衰退期。
圖14是根據本發明的一個實施例的防冰閥門的維修實例。其中，在分隔號的時候，防冰閥門進行了維修，其性能得到了恢復。由於圖14所示的實例在防冰閥門維修前後，防冰閥門的性能處於不同的狀態；通過圖14所示的實例，可以進一步說明本發明的技術方案。
根據本發明的一個實施例，通過獨立樣本檢驗確定防冰閥門的性能是否已經發生了實質性變化。如下的表1和表2中的資料說明了維修前和維修後的獨立樣本檢驗的結果：<TABLE border="1" borderColor="#000000" width="85%"><TBODY><tr><td> 組統計量 </td></tr><tr><td> </td><td> WAV2_GROP </td><td> N </td><td> 均值 </td><td> 標準差 </td><td> 均值的標準誤 </td></tr><tr><td> WAV2_TMR_S7 </td><td> 維修前 </td><td> 57 </td><td> 4.333333 </td><td> 1.8512006 </td><td> .2451975 </td></tr><tr><td> 維修後 </td><td> 26 </td><td> .120192 </td><td> .1870186 </td><td> .0366774 </td></tr></TBODY></TABLE><TABLE border="1" borderColor="#000000" width="85%"><TBODY><tr><td> 獨立樣本檢驗 </td></tr><tr><td> </td><td> 方差方程的Levene檢驗 </td><td> 均值方程的t檢驗 </td></tr><tr><td> F </td><td> Sig </td><td> T </td><td> df </td><td> Sig.(双側) </td><td> 均值差值 </td><td> 核准誤差值 </td><td> 差分的95%置信區間 </td></tr><tr><td> 下限 </td><td> 上限 </td></tr><tr><td> WAV2 TMR S7 </td><td> 假設方差相等 </td><td> 43.014 </td><td> .000 </td><td> 11.540 </td><td> 81 </td><td> .000 </td><td> 4.2131410 </td><td> .3650960 </td><td> 3.4867145 </td><td> 4.9395676 </td></tr><tr><td> 假設方差不相等 </td><td> </td><td> </td><td> 16.994 </td><td> 58.468 </td><td> .000 </td><td> 4.2131410 </td><td> .2479255 </td><td> 3.7169489 </td><td> 4.7093332 </td></tr></TBODY></TABLE>
通過表1和表2的結果說明，維修前後防冰閥門的表現差異非常大，幾乎不可能被認為是相互關聯的。這充分說明了獨立樣本檢驗可以應用於本發明中評估防冰閥門的性能是否發生實質性變化。
根據本發明的一個實施例，通過防冰閥門打開和關閉時間變化趨勢的變化確定防冰閥門的性能是否已經發生了實質性變化。同樣是參考圖14的實施例，在維修前的一段時間內，防冰閥門打開和關閉時間快速上升，變化趨勢以很快的速度變壞。因此，對於這種變化趨勢的變化也可以評估防冰閥門的性能。
根據本發明的一個實施例，通過計算一定時間內的反映防冰閥門打開和關閉時間變化的線性擬合斜率來判斷防冰閥門的性能。
假設時間滾動視窗包括M個時間點，以時間TSR為橫軸，修正後的防冰閥門打開和關閉時間為縱軸，計算最近的M個點的斜率。如果斜率發生變化，如快速上升則說明防冰閥門的性能發生了實質性改變。
滾動視窗的大小，即納入計算範圍的點的個數M的選擇取決於多種因素，例如，測量時間的間隔以及控制策略等。M越小，斜率的變化越容易受到正常波動的影響，從而出現過多的誤報。如果M過大，雖然反映的變化趨勢較為準確，但是這會降低本發明的時效性，無法及時準確地發出告警資訊。因此，滾動視窗的大小對於這種方法有著重要的影響。根據本發明的一個實施例，M的取值約為5-10，優選為7。當斜率的變化超過標準方差的1.5-2倍，可以認為防冰閥門的性能發生了實質性改變。
返回圖11，在步驟1150，如果防冰閥門的性能進入了衰退期、嚴重衰退期、或者故障期，預測防冰閥門可能發生故障的時間。根據本發明的一個實施例，在防冰閥門的性能進入了衰退期後，持續監視防冰閥門的打開和關閉時間的變化趨勢的變化，預計防冰閥門的打開和關閉時間達到第二閾值或嚴重衰退期的閾值，就可以預估防冰閥門的性能進入嚴重衰退期或者故障期的時間，從而實現防冰閥門可能發生故障的時間預測。
圖15是根據本發明的一個實施例的維修機翼防冰閥門的方法的流程圖。如圖15所示，維修機翼防冰閥門的方法1500包括，在步驟1510，獲取一個或多個獲取一個或多個防冰閥門性能報文，其中，所述防冰閥門性能報文包括防冰閥門打開或關閉時間。如前所述的圖4-10的實施例可以應用到本實施例的方法中以生成防冰閥門性能報文，即34號報文。本方法可以在圖5所示的實施例中的防冰閥門性能評估裝置504中應用。當然，其他方式獲得的包括防冰閥門打開或關閉時間的防冰閥門性能報文也可以應用於本發明中。
在步驟1520，評估飛機機翼防冰閥門的性能。圖11-圖14的實施例所述的評估防冰閥門的性能的方法和預測防冰閥門發生故障的時間都可以應用到步驟1520中，以評估防冰閥門的性能。當然，其他的方法也可以用來評估防冰閥門的性能而應用於本步驟中。
在步驟1530，根據飛機機翼防冰閥門的性能，安排防冰閥門的維護計畫；以及在步驟1540，對飛機機翼的防冰閥門進行維修。
本發明的有益效果：與現有技術相比，填補了現有技術的空白。在本發明的一個實施例中，自動採集飛機機翼防冰閥門的工作狀態，通過空地資料鏈下傳到地面工作站或自動列印，解決了防冰閥門健康資料獲取問題，也進一步實現了對飛機機翼防冰閥門的健康診斷和監控，降低航空公司運行成本，提升了飛行安全。
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。
100‧‧‧防冰系統
101‧‧‧上游管路
102‧‧‧下游管路
103‧‧‧防冰閥門
1031‧‧‧電磁閥
1032‧‧‧壓力控制關止閥
200‧‧‧防冰操作面板
300‧‧‧控制系統
301‧‧‧防冰控制開關
302‧‧‧左翼防冰閥門
303‧‧‧右翼防冰閥門
304‧‧‧空地信號電門
500‧‧‧監控系統
501‧‧‧時間記錄裝置
502‧‧‧資料獲取裝置
503‧‧‧報文生成裝置
504‧‧‧防冰閥門性能評估裝置
505‧‧‧通信裝置
700‧‧‧生成防冰閥門性能報文的方法
步驟710‧‧‧探測WING開關從按出位“OFF”到按入位“ON”，初始化防冰閥門性能報文觸發器RPT034，並啟動左側和右側防冰關閉或打開時間觸發器WAVTMR1和WAVTMR2
步驟720‧‧‧判斷機翼防冰系統是否已正常工作
步驟730‧‧‧採集34號報文預設資料、WING開關被按入5秒前的狀態參數、WING開關被按入5秒後的狀態參數
步驟740‧‧‧探測WING電門轉換為“OFF”位，採集WING開關被按出時的狀態參數
步驟750‧‧‧記錄和/或計算閥門關閉時間
步驟760‧‧‧採集防冰閥門關閉時間的數據
步驟770‧‧‧發送34號報文，並待命觸發器WAVTMR
步驟1100‧‧‧飛機機翼防冰閥門的監控方法
步驟1110‧‧‧獲取一個或多個防冰閥門性能報文
步驟1120‧‧‧判斷防冰閥門打開或關閉時間是否超過第一閾值
步驟1130‧‧‧判斷防冰閥門打開或關閉時間是否超過第二閾值
步驟1140‧‧‧評估防冰閥門的性能是否已經發生實質性變化
步驟1150‧‧‧預測防冰閥門可能發生故障的時間
步驟1500‧‧‧維修機翼防冰閥門的方法
步驟1510‧‧‧獲取一個或多個防冰閥門性能報文
步驟1520‧‧‧評估飛機機翼防冰閥門的性能
步驟1530‧‧‧根據飛機機翼防冰閥門的性能安排防冰閥門的維護計畫
步驟1540‧‧‧對飛機機翼的防冰閥門進行維修
[圖1] 是飛機上機翼防冰系統的結構示意圖； [圖2] 是飛機防冰閥門的控制指示的示意圖； [圖3] 是飛機防冰開關的控制系統的示意圖； [圖4] 是根據本發明的一個實施例的防冰閥門的性能變化曲線的示意圖； [圖5] 是根據本發明的一個實施例的飛機機翼防冰閥門的監控系統的結構示意圖； [圖6] 是根據本發明的一個實施例的防冰閥門性能報文的例子； [圖7] 是根據本發明的一個實施例生成防冰閥門性能報文的方法的流程圖； [圖8] 是根據本發明的一個實施例的觸發器RPT034和WAVTMR與34號報文之間的關係； [圖9] 是根據本發明的一個實施例觸發器RTP034的工作流程圖； [圖10] 是根據本發明的一個實施例觸發器WAVTMR的工作流程圖； [圖11] 是根據本發明的一個實施例的飛機機翼防冰閥門的監控方法的流程圖； [圖12] 是根據本發明的一個實施例引氣壓力與防冰閥門打開或關閉時間的變化規律的示意圖； [圖13] 是根據本發明的一個實施例引氣壓力與防冰閥門打開或關閉時間的變化規律（歸一化到30PSI）的示意圖； [圖14] 是根據本發明的一個實施例的防冰閥門的維修實例；及 [圖15] 是根據本發明的一個實施例的維修機翼防冰閥門的方法的流程圖。

Claims (29)

  1. 一種飛機機翼防冰閥門的監控系統，該飛機機翼防冰閥門具有打開位置和關閉位置，該系統包括：時間記錄裝置，其記錄下列中的至少一個：(A)在從WING開關從按出位變為按入位的第一事件和飛機機翼防冰閥門移到打開位置的第二事件之間的時間，以及(B)在從WING開關從按入位變為按出位的第三事件和飛機機翼防冰閥門移到關閉位置的第四事件之間的時間；資料獲取裝置，其獲取該時間記錄裝置所記錄的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第三事件與該第四事件之間的時間中的至少一個；以及報文生成裝置，其根據資料獲取裝置所獲取的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第三事件與該第四事件之間的時間中的該至少一個，生成飛機機翼防冰閥門性能報文。
  2. 如請求項1所述的監控系統，其中該時間記錄裝置包括計時器，該計時器記錄該第三事件與該第四事件之間的時間。
  3. 如請求項1所述的監控系統，其中該飛機機翼防冰閥門包括一個感測器，其探測防冰閥門是否已處於打開位置；其中該時間記錄裝置包括計時器，該計時器記錄該第一事件與該第二事件之間的時間。
  4. 如請求項1所述的監控系統，進一步包括飛機機翼防冰閥門性能評估裝置，其接收該飛機機翼防冰閥門性能報文， 根據飛機機翼防冰閥門性能報文中的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的該至少一個，評估該飛機機翼防冰閥門的性能。
  5. 如請求項4所述的監控系統，其中該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置參考該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的至少一個的歷史資料。
  6. 如請求項5所述的監控系統，其中該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置預估該飛機機翼防冰閥門出現故障的時間。
  7. 如請求項4所述的監控系統，進一步包括通信裝置，其將該飛機機翼防冰閥門性能報文傳輸到該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置。
  8. 如請求項4所述的監控系統，其中該飛機機翼防冰閥門性能報文包括修正後的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的至少一個的時間，其中該修正後的時間使用修正公式計算如下：修正後時間=修正前時間+(a*(PD)+b)；其中PD表示引氣壓力，a和b是修正參數。
  9. 如請求項8所述的監控系統，其中該飛機機翼防冰閥門性能報文包括：該第一事件前的狀態、該第一事件後的狀態、該第二事件期間的狀態；或者，包括：該第三事件前的狀態、該第四事件期間的狀態；其中，每個狀態至少包括發動機引氣壓力。
  10. 如請求項9所述的監控系統，該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置判斷修正後的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的至少一個的時間是否超過第一閾值或第二閾值；其中，該第二閾值大於該第一閾值。
  11. 如請求項9所述的監控系統，該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置判斷修正後的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的至少一個的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  12. 如請求項11所述的監控系統，該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置利用獨立樣本檢驗判斷修正後的飛機機翼防冰閥門移到打開位置或關閉位置的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  13. 如請求項11所述的監控系統，該飛機機翼防冰閥門性能評估裝置利用線性擬合斜率變化趨勢判斷修正後的該第一事件與該第二事件之間的時間以及該第一事件與該第二事件之間的時間中的至少一個的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  14. 一種飛機機翼防冰閥門的監控方法，該飛機機翼防冰閥門具有打開位置和關閉位置，該方法包括：記錄飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間；獲取時間記錄裝置所記錄的飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間；以及 根據資料獲取裝置所獲取的飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間，生成飛機機翼防冰閥門性能報文；接收該飛機機翼防冰閥門性能報文；參考該飛機機翼防冰閥門移到打開或關閉時間的歷史資料；以及根據該飛機機翼防冰閥門性能報文中的該飛機機翼防冰閥門移到打開或關閉的時間，評估該飛機機翼防冰閥門的性能。
  15. 如請求項14所述的監控方法，其中記錄該飛機機翼防冰閥門移到該關閉位置的時間的步驟包括記錄從WING開關從按入位變為按出位時到飛機機翼防冰閥門移到關閉位置的時刻之間的時間。
  16. 如請求項14所述的監控方法，其中記錄飛機機翼防冰閥門移到打開位置的時間的步驟包括記錄從WING開關從按出位變為按入位時到飛機機翼防冰閥門移到打開位置的時刻之間的時間。
  17. 如請求項14所述的監控方法，進一步包括記錄在當WING開關從按入位變為按出位時和當飛機機翼防冰閥門移到關閉位置時之間的時間，或者在當WING開關從按出位變為按入位時和當飛機機翼防冰閥門移到打開位置時之間的時間。
  18. 如請求項14所述的監控方法，進一步包括預估該飛機機翼防冰閥門出現故障的時間。
  19. 如請求項14所述的監控方法，進一步包括利用地空資料鏈將該飛機機翼防冰閥門性能報文傳輸。
  20. 如請求項14所述的監控方法，進一步包括使用修正公式修正該飛機機翼防冰閥門移到打開位置或關閉位置的時間，其中修正公式如下：修正後時間=修正前時間+(a*(PD)+b)；其中PD表示引氣壓力，a和b是修正參數。
  21. 如請求項20所述的監控方法，其中該飛機機翼防冰閥門性能報文包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態、WING開關被按出時的狀態和飛機機翼防冰閥門移到該關閉位置的時間；或者，包括：WING開關被按入前的狀態、WING開關被按入後的狀態和飛機機翼防冰閥門移到該打開位置的時間；其中，每個狀態至少包括發動機引氣壓力。
  22. 如請求項20所述的監控方法，其中評估該飛機機翼防冰閥門的性能包括判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間是否超過第一閾值或第二閾值；其中，該第二閾值大於該第一閾值。
  23. 如請求項20所述的監控方法，其中評估所述飛機機翼防冰閥門的性能包括判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  24. 如請求項23所述的監控方法，其中判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變包括利用獨立樣本檢驗判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  25. 如請求項23所述的監控方法，其中判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門移到該打開位置或關閉位置的時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變包括利用線性擬合斜率變化趨勢判斷修正後的該飛機機翼防冰閥門打開或關閉時間與歷史資料相比是否發生了實質性改變。
  26. 如請求項21所述的方法，其中飛機機翼防冰閥門性能報文包括該飛機機翼防冰閥門移到關閉位置的時間，其中生成該飛機機翼防冰閥門性能報文包括：判斷機翼防冰閥門是否已正常工作；採集WING開關被按入前的狀態和WING開關被按入後的狀態；採集WING開關被按出時的狀態；獲取該飛機機翼防冰閥門移到該關閉位置的時間；以及生成該飛機機翼防冰閥門性能報文。
  27. 如請求項26所述的方法，其中判斷機翼防冰閥門是否已正常工作包括：確定(1)WING電門是否保持在ON位；(2)引氣管路壓力是否大於15psi；(3)飛機機翼防冰閥門的位置是 否電門顯示閥門在“非關閉”位；以及(4)持續時間是否大於大約5秒。
  28. 如請求項21所述的方法，進一步包括如果該飛機機翼防冰閥門移到關閉位置的時間大於30秒，確定飛機機翼防冰閥門存在故障。
  29. 一種維修機翼防冰閥門的方法，包括：獲取一個或多個飛機機翼防冰閥門性能報文，其中，該一個或多個飛機機翼防冰閥門性能報文包括下列中的至少一個：(A)在從WING開關從按出位變為按入位的第一事件和飛機機翼防冰閥門移到打開位置的第二事件之間的時間，以及(B)在從WING開關從按入位變為按出位的第三事件和飛機機翼防冰閥門移到關閉位置的第四事件之間的時間；評估飛機機翼防冰閥門的性能；根據飛機機翼防冰閥門的性能，安排飛機機翼防冰閥門的維護計畫；以及對飛機機翼的防冰閥門進行維修。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105059553B (zh) * 2015-08-13 2017-03-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于需用防冰引气流量的智能热气防冰系统
US9919812B2 (en) * 2016-08-08 2018-03-20 The Boeing Company Early detection of faulty deicing heaters on wide-body aircraft
US20180355797A1 (en) * 2017-06-12 2018-12-13 United Technologies Corporation Nacelle anti-icing troubleshooting for a two valve system
US20190057560A1 (en) * 2017-08-16 2019-02-21 The Boeing Company Method and system for predicting wing anti-ice failure
EP3874480B1 (en) 2018-10-29 2023-09-13 Hexagon Technology Center GmbH Facility surveillance systems and methods
CN110531683B (zh) * 2019-09-23 2024-06-21 东方航空技术有限公司 飞机蒙皮活门监控装置和方法
CN111894736A (zh) * 2019-12-24 2020-11-06 中国航发长春控制科技有限公司 一种耐高温精密气动压力信号器
JP2021135595A (ja) * 2020-02-25 2021-09-13 東芝テック株式会社 情報処理装置およびプログラム
CN112046761B (zh) * 2020-08-04 2021-10-15 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种基于统计检验和滤波的飞机结冰在线探测方法
CN111929025B (zh) * 2020-09-29 2020-12-22 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种用于防除冰试验的热气供气系统及方法
CN112709859B (zh) * 2020-12-21 2022-07-19 广西中烟工业有限责任公司 一种阀门开度控制方法、装置、电子设备及存储介质
CN113800006B (zh) * 2021-11-19 2022-02-08 中国飞机强度研究所 一种飞机apu实验室扬雪试验方法
CN117465690B (zh) * 2023-12-28 2024-03-22 商飞软件有限公司 一种对民用飞机的起动活门进行健康监测的方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5033012A (en) * 1989-02-22 1991-07-16 Wohld Peter R Motor-operated valve evaluation unit
US5329956A (en) * 1993-05-28 1994-07-19 Combustion Engineering, Inc. Pneumatic operated valve stroke timing
EP2273168A2 (en) * 2009-07-06 2011-01-12 Rolls-Royce plc Valve failure detection
CN102007037A (zh) * 2008-04-16 2011-04-06 空中客车营运有限公司 用于飞机的除冰系统
US7987108B2 (en) * 2000-10-17 2011-07-26 Accenture Global Services Limited Managing maintenance for an item of equipment
JP2012241768A (ja) * 2011-05-18 2012-12-10 Sumitomo Seika Chem Co Ltd 自動開閉弁の保守管理方法
CN102866014A (zh) * 2011-07-07 2013-01-09 中国国际航空股份有限公司 辅助动力单元的性能检测方法
CN202923890U (zh) * 2012-11-09 2013-05-08 北京航空航天大学 一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11210921A (ja) * 1998-01-23 1999-08-06 Toa Valve Co Ltd 空気駆動弁の異常診断装置
WO2003053781A1 (en) * 2001-12-06 2003-07-03 Goodrich Corporation Aircraft deicing system
DE102006037539B4 (de) * 2006-08-10 2012-04-26 Airbus Operations Gmbh Klimatisierungssystem mit Vereisungsschutz für ein Luftfahrzeug
DE102007057536B4 (de) * 2007-11-29 2011-03-17 Airbus Operations Gmbh Klimaanlage mit Hybrid-Zapfluft-Betrieb
FR2930234B1 (fr) * 2008-04-21 2010-07-30 Aircelle Sa Systeme de degivrage et/ou d'antigivrage pour bord d'attaque de voilure d'aeronef.
CN202863770U (zh) * 2012-07-06 2013-04-10 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼热气防冰系统
CN102897324B (zh) * 2012-07-13 2015-06-10 中国商用飞机有限责任公司 一种飞机防冰装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5033012A (en) * 1989-02-22 1991-07-16 Wohld Peter R Motor-operated valve evaluation unit
US5329956A (en) * 1993-05-28 1994-07-19 Combustion Engineering, Inc. Pneumatic operated valve stroke timing
US7987108B2 (en) * 2000-10-17 2011-07-26 Accenture Global Services Limited Managing maintenance for an item of equipment
CN102007037A (zh) * 2008-04-16 2011-04-06 空中客车营运有限公司 用于飞机的除冰系统
EP2273168A2 (en) * 2009-07-06 2011-01-12 Rolls-Royce plc Valve failure detection
JP2012241768A (ja) * 2011-05-18 2012-12-10 Sumitomo Seika Chem Co Ltd 自動開閉弁の保守管理方法
CN102866014A (zh) * 2011-07-07 2013-01-09 中国国际航空股份有限公司 辅助动力单元的性能检测方法
CN202923890U (zh) * 2012-11-09 2013-05-08 北京航空航天大学 一种民用飞机机翼防除冰周期性引气系统

Also Published As

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