用于预测辅助动力单元故障的方法
【专利摘要】预测飞行器(50)中的辅助动力单元(10)故障的方法(100)，飞行器(50)具有辅助动力单元以及与辅助动力单元、其组件和与其有关的系统有关的多个传感器，方法(100)包括从多个传感器中的至少一个接收传感器信号以限定传感器输出(102)，将传感器输出与参考值比较(104)并且基于该比较预测辅助动力单元中的故障(106)。
【专利说明】用于预测辅助动力单元故障的方法
【背景技术】
[0001]同时代的飞行器可包括除主推进引擎之外的辅助动力单元(APU)。APU可执行各种功能，包括将辅助动力提供给飞行器，以及提供所增压的排气以用于主引擎起动和飞行器的环境控制系统。当前，航空公司和维护人员等待，直到APU发生故障或问题，然后企图标识原因并且在预定或更可能非预定的维护期间修理它。还可基于飞行员的判断力手动记录故障的发生。
【发明内容】
[0002]在一个实施例中，本发明涉及预测具有辅助动力单元和多个传感器的飞行器中的辅助动力单元故障的方法，包括在飞行前或飞行后期间从多个传感器中的至少一个接收传感器信号以限定传感器输出，由控制器将该传感器输出与用于该传感器输出的参考值比较，由控制器基于该比较预测辅助动力单元中的故障，并且由控制器提供所预测的故障的指示。
[0003]提供一种预测飞行器中的辅助动力单元故障的方法，所述飞行器具有辅助动力单元以及与所述辅助动力单元、其组件和与其有关的系统有关的多个传感器，所述方法包括:
[0004]在飞行前或飞行后期间，从所述多个传感器中的至少一个接收传感器信号以限定传感器输出；
[0005]由控制器将所述传感器输出与所述传感器输出的参考值比较；
[0006]由控制器基于所述比较来预测所述辅助动力单元中的故障；以及
[0007]由控制器提供所预测的故障的指示。
[0008]优选的，所述方法还包括接收由引擎输出的性能参数、速度信号和高度信号中的至少一个。
[0009]优选的，所述方法还包括确定所述飞行器什么时候处于飞行前或飞行后。
[0010]优选的，当所述比较指示在所述飞行后期间废气温度大于预定温度时，预测所述故障。
[0011]优选的，随时间聚集所接收的传感器输出以限定聚集的传感器数据，并且所述比较包括将所聚集的传感器数据与所述参考值比较。
[0012]优选的，随时间聚集所接收的传感器输出包括在多次飞行上聚集所接收的传感器输出。
[0013]优选的，所聚集的传感器数据包括中值、运行中值或历史中值中的至少一个。
[0014]优选的，当所述比较指示所述飞行前中的中值入口温度大于45摄氏度时，预测所述故障。
[0015]优选的，从历史传感器输出计算所述参考值。
[0016]优选的，当所述比较指示所述飞行后中的喘振控制阀位置小于0.5度或大于0.5度时，预测所述故障。
[0017]优选的，所述方法还包括从所述传感器输出确定所述辅助动力单元起动所花费的时间，并且其中，将所确定的时间与所述参考值比较。
[0018]优选的，当所述比较指示所述辅助动力单元起动起来所花费的所述时间大于50秒时，预测所述故障。
[0019]优选的，提供所述指示包括在所述飞行器的座舱中的PFD上提供所述指示。
[0020]优选的，所述预测所述故障基于多次比较。
【专利附图】
【附图说明】
[0021]在附图中:
[0022]图1是辅助动力单元、与辅助动力单元有关的系统、以及传感器的示意图；
[0023]图2是可实现本发明的实施例的飞行器和地面系统的透视图；以及
[0024]图3是示出根据本发明的实施例来预测辅助动力单元故障的方法的流程图。
【具体实施方式】
[0025]图1示意描绘以燃气涡轮引擎的形式的APU10，其包括燃烧系统12、动力涡轮14、压缩机16的。在APU 10的操作期间，压缩机16吸入周围的空气，将其压缩，并且将所压缩的空气供给到燃烧系统12。燃烧系统12从燃料源接收燃料(用箭头18示意示出)和来自压缩机16所压缩的空气，并且将高能所燃烧的空气供给到动力涡轮14，使其旋转。动力涡轮14包括轴19，轴19可用于驱动发电机20以供应电力，以及用于驱动其自身的压缩机和/或外部负荷压缩机。更具体地，变速箱22将来自动力涡轮14的动力传递到油冷却的发电机20以提供电力。在变速箱22内，还可将电力传递到诸如未示出的燃料控制单元、润滑模块和冷却风扇之类的引擎附件。诸如起动马达之类的起动器24可安装在变速器22上并且通过传动机构被连接以执行APU 10的起动功能。
[0026]另外，示出了若干促动设备，包括襟翼马达28、喘振控制阀30和排出阀32。襟翼马达28可控制入口导向叶片34，入口导向叶片34调节到压缩机16的气流。喘振控制阀30可保持APU 10的稳定或无喘振操作。排出阀32控制从APU 10到排气分配系统36的排气的流动。要理解，任意数量的促动设备可包括在APU 10中并且APU 10可以可操作地耦合到任意数量的相关系统。
[0027]另外，可包括与APU 10、其组件和与其有关的系统有关的多个传感器38。这样的多个传感器38可包括，通过非限制性的举例，APU排气流动传感器、APU排气压力传感器、APU排气温度传感器、APU变压整流器单元电流传感器、APU变压整流器单元电压传感器、APU速度传感器、APU高油传感器、APU低油水平传感器、APU高油温度传感器、APU低油温度传感器、废气温度传感器、燃料流动传感器、燃料压力传感器、喘振控制阀位置传感器、以及入口导向叶片位置传器、入口压力传感器、负载压缩机气流传感器、负载压缩机入口温度传感器、负载压缩机出口温度传感器、发电机频率传感器、发电机负载传感器、发电机电压传感器、发电机油温传感器等，其中的一些已示意示出。
[0028]图2示意示出飞行器50，飞行器50可执行本发明的实施例并且可包括耦合到机身54、安置在机身54中的座舱56以及伸展到机身外面的翼组装件58的一个或多个推进引擎52。虽然飞行器50作为商用飞行器示出，但是要理解，APU 10可安装在任意适合的飞行器中。通常，APU和诸如类却系统之类的相关系统安装在飞行器50中的艉分段的间隔间中。
[0029]一个或多个控制机构60可包括在座舱56中并且可由飞行员操作以起动APU 10，控制襟翼马达28的位置，控制喘振控制阀30的位置，控制排出阀32的位置等。能够适当操作飞行器50的多个附加的飞行器系统62，还有控制器64，以及具有无线通信链路68的通信系统还可包括在飞行器50中。控制器64可以可操作地耦合到引擎52、多次飞行器系统62以及包括其各种组件和多个传感器38的APU 10。而且，诸如与飞行器系统62、控制机构60等有关的传感器之类的附加传感器70可以可操作地耦合到控制器64。
[0030]还可将控制器64与飞行器50的其它控制器连接。控制器64可包括存储器72，存储器72可包括随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、闪存存储器、或一个或多个不同类型的便携式电子存储器，诸如光碟、DVD、CD-R0M等，或者这些类型存储器的任意适合组合。控制器64可包括可运行任意适合程序的一个或多个处理器74。控制器64可以是FMS的一部分或者可以可操作地耦合到FMS。
[0031]计算机可搜索的信息数据库可存储在存储器72中并且可由处理器74访问。处理器74可运行可执行指令集以显示数据库或访问数据库。备选地，控制器64可以可操作地耦合到信息数据库。例如，这样的数据库可存储在备选计算机或控制器上。要理解，数据库可以是任意合适的数据库，包括具有多个数据集的单个数据库，链接在一起的多个分立数据库，甚至或者数据的简表。设想的是，数据库可结合多个数据库，或者数据库可实际上是多个分开的数据库。
[0032]数据库可存储数据，该数据可包括与APU 10及其相关系统有关的历史数据，相关系统与飞行器50和/或飞行器机群有关。数据库可包括用于APU 10及其相关系统的参考值。
[0033]备选地，设想的是，数据库可从控制器64分离，但是可以与控制器64处于通信中。例如，设想的是，数据库可包含在便携式存储器设备上，并且在这样的情况中，飞行器50可包括用于接收便携式存储器设备的端口，并且这样的端口将处于与控制器64的电子通信中，使得控制器64可以能够读取便携式存储器设备中的内容。还设想，可通过无线通信链路68来更新数据库，并且在这种方式中，诸如关于历史机群广泛数据的信息之类的实时信息可包括在数据库中，并且可由控制器64访问。
[0034]而且，设想的是，这样的数据库可位于飞行器外面，在诸如航空公司操作中心、航班操作部门控制之类的位置或者另外的位置。控制器64可以可操作地耦合到无线网络，可在该无线网络上将数据库信息提供给控制器64。
[0035]虽然示出了商用飞行器，但是设想的是，可在包括在地面系统82处的控制器或计算机中的任意地方实现本发明的实施例部分。另外，如上所述的数据库(或多个数据库)还可位于目标服务器或计算机80中，目标服务器或计算机80可位于指定的地面系统82处并且包括在指定的地面系统82。备选地，数据库可位于备选的地面位置处。地面系统82可经由无线通信链路84与包括控制器64和位于计算机80远程的数据库的其它设备通信。地面系统82可以是任意类型的通信地面系统82，诸如航空公司控制或航班操作部门。
[0036]控制器64和计算机80中的一个可包括具有用于预测飞行器50中的APU故障的可执行指令集的全部或部分计算机程序。这些故障可包括组件的未适当操作以及组件失效。不管控制器64或计算机80是否运行用于预测故障的程序，程序可包括计算机程序产品，该计算机程序产品可包括用于承载或具有存储于其上的机器可读指令和数据结构的机器可读媒体。这样的机器可读媒体可以是能够由通用或专用计算机或具有处理器的其它机器访问的任意可用媒体。一般地，这样的计算机程序可包括具有执行具体任务或执行具体抽象数据类型的技术效果的例行程序、程序、对象、组件、数据结构、算法等。机器可执行指令、关联数据结构和程序表示用于执行本文所公开的信息交换的程序代码的例子。例如，机器可执行指令可包括使通用计算机、专用计算机或专用处理机器执行某功能或功能组的指令和数据。
[0037]要理解，飞行器50和计算机80仅表示可配置成实现本发明的实施例或部分实施例的两个示范性实施例。在操作期间，或控制器64和/或计算机80可预测APU故障。通过非限制性的举例，可利用控制机构60来起动APU 10控制器64和/或计算机80可利用来自控制机构60、多个传感器38、数据库(或多个数据库)和/或来自航空公司控制或航班操作部门的信息的输入来预测APU故障。在其它事物中，控制器64和/或计算机80可随时间分析多个传感器38中的一个或多个输出的数据以确定APU 10或其相关系统操作中的漂移、趋势、阶跃或尖峰。数据中的这些反常可能逐日比较太精细以致不能作出这些故障的预测。一旦已预测到APU故障，则可在飞行器50上和/或在地面系统82处提供指示。设想的是，APU故障的预测可在飞行前、在飞行期间完成，可在飞行后完成，或者可在任意次的飞行后完成。可利用无线通信链路68和无线通信链路84这两者传送数据，使得可由控制器64和/或计算机80预测故障。
[0038]按照本发明的实施例，图3示出可用来预测能包括失效的APU故障的方法100。方法100在102开始，通过从多个传感器38中的至少一个接收传感器信号以限定传感器输出。传感器信号可包括当APUlO通常使用时的、来自飞行器50的飞行前和/或飞行后的信息。飞行前和飞行后通常是当飞行器在地面上时。为了方法100，飞行前和飞行后还可包括当APU 10正在以大于某速度旋转时，诸如RPM在5%以上，使得当飞行器正在起飞并且APU仍然用于为空气调节装置提供动力时，可接收到传感器信号。这可包括从多个传感器38中的一个或多个接收数据。设想的是，传感器输出可以是未加工的飞行器数据，从这些数据可导出或另外提取各种其它信息。例如，可被接收的未加工的数据可由温度、压力、阀和致动器位置等组成。
[0039]可将传感器信号视窗成飞行前和飞行后的两个体系，然后统计特征可从中提取。例如，可随时间聚集所接收的传感器输出以限定所聚集的传感器数据。这还可包括在多次飞行上聚集所接收的传感器输出。统计特征可从所聚集的数据中提取。例如，可确定中值、运行中值、历史中值、最小值、最大值或范围。还设想，可使用传感器信号导出其它特征，传感器信号诸如APU 10起动所花费的时间以及当APU 10点火时APU 10正在旋转的速率。要理解，不管是否直接接收数据或从传感器输出来导出数据，数据可被看作是传感器输出。
[0040]在104处，可将传感器输出与用于传感器输出的参考值比较。在传感器输出包括所聚集的传感器数据的实例中，这可包括将所聚集的传感器数据与参考值比较。参考值可包括与APU 10、其组件和相关系统有关的任意数量的参考值。例如，参考值可包括与温度、压力、阀位置、致动器位置等有关的值或适合的范围。参考值还可包括与飞行器50或用于多个其它飞行器的历史数据的APU 10有关的历史限定的值或适合的范围。在这种方式中，可从历史传感器输出来计算参考值。因此，可将传感器输出与从用于相同飞行器以及对照飞行器的全部机群之前的飞行所获得的结果进行比较。另外，参考值可包括在飞行期间诸如通过接收多个传感器38之一的输出而已被确定的值。在这种方式中，要理解，可在操作期间限定参考值。备选地，参考值可存储在如上所述的数据库(或多个数据库)之一中。
[0041]在106处，可基于在104处的比较来预测APU 10中的故障。例如，当该比较指示传感器输出满足预定阈值时，可预测到APU 10中的故障。在这种方式中，控制器64和/或计算机80可确定比较的结果是否可接受。在本文中使用术语“满足”阈值以表示各种比较满足预定阈值，诸如是等于、小于或大于阈值。要理解，可易于将这样的确定改变为由正/负比较或真/假比较来满足。例如，当数据数值上反转时，通过应用大于的测试能够易于满足小于阈值。
[0042]通过非限制性的举例，可从传感器输出确定APU 10起动所花费的时间；可随后将所确定的时间与参考值比较。如果所确定的时间大于参考值，则可预测到关于APU 10的故障。例如，当该比较指示APUlO起动起来所花费的时间大于50秒时，可预测到故障。作为另外的例子，当比较指示飞行前中的中值入口温度大于诸如45摄氏度的参考温度时，可预测到APU 10中的故障。更具体地，当所有其它传感器读数看起来正常时，这样的确定可预测入口温度传感器故障。作为另一例子，当该比较指示喘振控制阀位置小于或大于预定位置时，可预测到APU 10中的故障。例如，当飞行前中的喘振控制阀位置趋向于以小于-0.5度或大于0.5度远离其长期中值位置并且可用于预测阀的故障时，可预测到故障。另外，当在飞行前期间，该比较指示辅助动力单元废气温度大于预定温度时，可预测到关于APU 10的故障。例如，当传感器输出指示废气温度大于600摄氏度时，可预测到故障。这样的确定可用于预测包括负荷压缩机故障的各种故障。可预测包括入口温度故障、起动器马达故障、发电机故障、排出阀故障等的APUlO中的任意数量的故障。
[0043]在实现中，可将参考值和比较转换为算法以预测APU 10中的故障。可将这样的算法转换为包含可执行指令集的计算机程序，可由控制器64和/或计算机80执行该计算机程序。对于计算机程序的附加的输入可包括来自多个传感器38的输入，来自附加飞行器系统62的输入，来自附加传感器70的输入等。
[0044]在108处，控制器64和/或计算机80可提供如在106处所预测的APU 10中的故障的指示。可以以任意适合的方式在任意适合的位置提供指示，任意适合的位置包括在座舱56中，诸如在其中的主要飞行显示器(PFD)上，以及在地面系统82处。例如，如果控制器64运行程序，则适合的指示可在飞行器50上被提供和/或可被上传到地面系统82。备选地，如果计算机80运行程序，则指示可被上传或另外被转播到飞行器50。备选地，可转播指示，使得它可在诸如航空公司控制或航班操作部门之类的另外的位置处被提供。
[0045]要理解，预测APU故障的方法是灵活的，并且该方法仅用于说明性的目的。例如，所描绘的步骤的顺序仅用于说明性的目的，并且不表示以任意方式限制方法100，由于要理解，步骤可以以不同的逻辑次序进行或者可包括额外的或插入步骤而不偏离本发明的实施例。通过非限制性的举例，方法00还可包括确定APU 10什么时候在使用中或者确定飞行器50什么时候处于飞行前和/或飞行后。例如，设想的是，可接收诸如由引擎52输出的其它一般性能参数以及高度和空气/地面速度之类的附加数据，并且可从中确定飞行器50什么时候处于飞行前和/或飞行后。另外，方法可包括在多次飞行期间接收数据。设想的是，可使用多次飞行的比较的结果来检测不同的故障。要理解，所使用的飞行的次数以及各种阈值设定都是可配置的。例如，设想的是，传感器输出可以是平滑的以减少数据中的振荡/噪音。这可包括在任意次的飞行上取传感器输出的平均值。还可通过将当前飞行值与在过去稳定状态的那些值比较来计算传感器输出中的趋势，诸如在前10次飞行、前50次飞行的平均值。另外，方法可包括基于多次比较来预测故障。
[0046]上述实施例的有益的效果包括可利用由飞行器在飞行前和飞行后的期间聚集的数据来预测APU故障。这允许这些所预测的故障在它们发生之前被修正。当前，故障发生的记录是任意的，并且要求将故障手动录入数据库，这是昂贵的并且不能获得所有相关信息。而且，当前不存在预测APU的故障的方式。上述实施例允许用户自动预测、记录、诊断和改变故障。上面的实施例允许作出关于APU故障的精确预测。通过预测这些问题可在这些故障发生之前可有足够的时间被允许来作出修理。这虑及成本节省，通过减少维护成本，重新预定成本，以及包括最小化飞行器停飞时间的最小化操作影响。而且，通过自动化这些故障的记录，减少人为错误，并且已知飞行器的历史将更精确，其可在未来维护中有帮助。
[0047]上述说明书使用例子来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的技术人员能够实施本发明，包括作出和使用任意设备或系统以及执行任意所包含的方法。本发明可专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员遇到的其它例子。如果这些其它例子具有与权利要求的文字语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有本质不同的对等结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。
[0048]部件列表
[0049]10 APU
[0050]12燃烧系统
[0051]14动力涡轮
[0052]16压缩机
[0053]18 箭头
[0054]19 轴
[0055]20发电机
[0056]22变速箱
[0057]24起动器马达
[0058]28襟翼马达
[0059]30喘振控制阀
[0060]32排出阀
[0061]34入口导向叶片
[0062]36排气分配系统
[0063]38传感器
[0064]50飞行器
[0065]52推进引擎
[0066]54 机身
[0067]56 座舱
[0068]58翼组装件
[0069]60控制机构
[0070]62飞行器系统
[0071]64控制器
[0072]68无线通信链路
[0073]70传感器
[0074]72存储器
[0075]74处理器
[0076]80计算机
[0077]82地面系统
[0078]84无线通信链路
[0079]100方法
[0080]102接收数据
[0081]104 比较
[0082]106预测故障
[0083]108提供指示
【权利要求】
1.一种预测飞行器中的辅助动力单元故障的方法，所述飞行器具有辅助动力单元以及与所述辅助动力单元、其组件和与其有关的系统有关的多个传感器，所述方法包括: 在飞行前或飞行后期间，从所述多个传感器中的至少一个接收传感器信号以限定传感器输出； 由控制器将所述传感器输出与所述传感器输出的参考值比较； 由控制器基于所述比较来预测所述辅助动力单元中的故障；以及 由控制器提供所预测的故障的指示。
2.如权利要求1所述的方法，还包括接收由引擎输出的性能参数、速度信号和高度信号中的至少一个。
3.如权利要求1或2中任一项所述的方法，还包括确定所述飞行器什么时候处于飞行前或飞行后。
4.如权利要求2所述的方法，其中，当所述比较指示在所述飞行后期间废气温度大于预定温度时，预测所述故障。
5.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，随时间聚集所接收的传感器输出以限定聚集的传感器数据，并且所述比较包括将所聚集的传感器数据与所述参考值比较。
6.如权利要求5所述的方法，其中，随时间聚集所接收的传感器输出包括在多次飞行上聚集所接收的传感器输出。
7.如权利要求5或6中任一项所述的方法，其中，所聚集的传感器数据包括中值、运行中值或历史中值中的至少一个。
8.如权利要求7所述的方法，其中，当所述比较指示所述飞行前中的中值入口温度大于45摄氏度时，预测所述故障。
9.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，从历史传感器输出计算所述参考值。
10.如前述权利要求中任一项所述的方法，其中，当所述比较指示所述飞行后中的喘振控制阀位置小于0.5度或大于0.5度时，预测所述故障。
【文档编号】B64D31/00GK104512554SQ201410687050
【公开日】2015年4月15日 申请日期:2014年9月30日 优先权日:2013年10月7日
【发明者】C·J·卡特 申请人:通用电气航空系统有限公司