专利名称：机组氧气系统性能检测方法及系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机设备运行状态检测的方法和系统，特别地，涉及ー种机组氧气系统性能检测方法及系统。
背景技术：
现代飞机的飞行高度一般都在7000-15000米。在这样的高空中，空气中氧气含量很低，通常氧气分压只有十几千帕，难以維持正常的呼吸。飞机一般通过发动机将空气增压后压入机舱来提供氧气供应。然而，在特殊情况下，例如座舱失压或其他需要的时候，必须为机组和旅客提供额外的供呼吸使用的氧气。飞机上有两套独立的氧气系统，即机组氧气系统和旅客氧气系统。机组氧气系统 使用储存在机上氧气瓶内的高压氧气，经减压稀释之后，专供驾驶舱内的机组人员使用。旅客氧气系统通过化学反应得到氧气，供应给旅客和客舱乘务员使用。机组氧气系统对于保障飞机的安全飞行非常重要。在现有的检测机组氧气性能的方法，通常是人工的方式对机载氧气系统的压カ进行记录，当机载氧气系统的压力低于某ー阈值吋，更换氧气瓶。或者，设定飞机系统当机载氧气系统的压力低于某ー阈值时发出警报，进行更换氧气瓶。也有的航空公司，按硬时限更换氧气瓶。然而，无论上述哪种方法，都会提高航空公司的运营成本。更为重要的是，如果机载氧气系统仅存在较小泄漏，无论上述哪种方法都无法及时发现，也就无法及时排除故障。这导致当前对于机组氧气系统的故障的排除和维护几乎都是事后处理，使得飞机的运行安全得不到保证。而且，由于机组氧气系统渗漏的故障排除耗时很长，这也直接导致飞机延误，甚至停飞。

发明内容
针对现有技术中存在的一个或多个技术问题，根据本发明的ー个方面，提出ー种机组氧气系统性能检测方法，包括获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度；根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文；接收所述机组氧气报文，并得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ；以及确定所述机组氧气系统的性能。根据本发明的另ー个方面，提出一种机组氧气报文生成方法，包括获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度；以及根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文。根据本发明的另ー个方面，提出ー种机组氧气系统性能检测系统，包括机组氧气压カ数据获取装置；机组氧气报文生成装置，其根据机组氧气压力数据获取装置获取的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力以及大气温度和驾驶舱温度生成机组氧气报文，并且，所述机组氧气报文通过机组氧气报文传输装置转发；以及机组氧气压カ数据处理装置，其接收机组氧气报文，得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力，并由此确定所述机组氧气系统的性能。根据本发明的另ー个方面，提出ー种机组氧气系统性能检测系统，包括压カ传感器，其測量机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力；ACMS的飞机综合数据系统AIDS的数据管理単元DMU或其一部分，用来获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力以及大气温度和驾驶舱温度，生成机组氧气报文，所述机组氧气报文利用飞机通信寻址与报告系统ACARS转发；服务器，接收来自ACARS的所述机组氧气报文，得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力，并由此确定所述机组氧气系统的性能。根据本发明的另ー个方面，提出ー种机组氧气系统的维修方法，包括获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度；根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文；接收所述机组氧气报文，并得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ；确定所述机组氧气系统的性能是否变差；以及响应于所述机组氧气系统的性能变差，安排对所述机组氧气系统进行维 修。


下面，将结合附图对本发明的优选实施方式进行进ー步详细的说明，其中图I是根据本发明的一个实施例的飞机机组氧气系统的结构示意图；图2是根据本发明的一个实施例的飞机机组氧气系统支路结构的示意图；图3是根据本发明的一个实施例的压カ传感器的电路结构示意图；图4是根据本发明的一个实施例的机组氧气性能检测系统的示意图；图5是根据本发明的一个实施例的生成机组氧气报文的流程图；图6是根据本发明的一个实施例的机组氧气性能检测系统的实例示意图；图7是机组氧气系统性能变化曲线的示意图；图8是根据本发明的一个实施例的检测机组氧气系统性能的方法的流程图；图9是根据本发明的一个实施例的机组氧气系统氧气瓶的氧气的标态压カ与测量时间的关系不意图；图10是根据本发明的一个实施例的机组氧气系统氧气瓶的氧气的标态压カ与测量时间的关系不意图；图11是根据图10所述实施例的机组氧气系统24小时3天滚动平均渗漏率与测量时间的关系不意图；以及图12是根据本发明的一个实施例的对飞机机组氧气系统维修的方法的流程图。
具体实施例方式图I是根据本发明的一个实施例的飞机机组氧气系统的结构示意图。如图I所示，机组氧气系统100包括了氧气瓶101、减压调节器102和供氧管路103。氧气瓶101中存储高压氧气。氧气瓶101连接到减压调节器102。高压氧气经过减压调节器102被转换成低压氧气。低压氧气经过供氧管路103供应到驾驶员面罩110、副驾驶面罩130、观察员面罩120和第二观察员面罩140。图中，面罩110、副驾驶面罩130和第二观察员面罩140还示出了存储氧气面罩的存储箱(氧气面罩放置在存储箱中)；而图中的观察员面罩则示出了分离的观察员面罩120和观察员面罩存储箱121。氧气瓶101还通过释放管104连接到易碎盘105。当氧气瓶中的压カ过大时，易碎盘105破碎，氧气将流到机舱之外。图2是根据本发明的一个实施例的飞机机组氧气系统支路结构的示意图。如图2所示，整个机组氧气系统的支路200可以分成高压段和低压段。氧气瓶101存储的高压氧气经过分支器210后，一路分支连接释放管，通过易碎盘连接到机舱之外以防止过压。另一分支连接到减压分支器220。与图I所示的减压调节器不同，减压分支器220同时减压和分支两个功能。经过减压分支后，两个支路连接到供氧管路，分别向机组成员的氧气面罩供氧；另ー个支路连接到测试端ロ，用来进行测试。根据本发明的一个实施例，在减压调节器或者减压分支器上安装有压カ传感器，例如压カ传感器230，用来測量氧气瓶中的氧气压力。根据本发明的一个实施例，压カ传感器230也可以安装到分支器210的一个分支上或者氧气瓶的一个分支上。总而言之，压カ传感器230可以安装到高压段的任何位置来測量氧气瓶中的氧气压力。
图3是根据本发明的一个实施例的压カ传感器的电路结构示意图。如图所示，压力传感器300包括一个壳体310，用来保护内部的电路结构。根据本发明的一个实施例，压力传感器300是压电晶体型传感器，其包括连接在电源端Va和接地之间的压电晶体320。氧气压力作用在压电晶体上。压电晶体将氧气压カ转换为电信号。代表氧气压カ的电信号被传输到飞机数据系统。不同类型的飞机可能有不同的飞机数据系统，如空客公司的飞行状态监视系统Aircraft Condition Monitoring System (ACMS)或者波音公司的飞行健康监视系统 Aircraft Heath Monitor (AHM)。图4是根据本发明的一个实施例的机组氧气性能检测系统的示意图。如图所示，机组氧气性能检测系统400包括机组氧气压カ数据获取装置401、机组氧气报文生成装置402、机组氧气报文传输装置403以及机组氧气数据处理装置404。机组氧气压カ数据获取装置401用于获取机组氧气系统中氧气瓶中的氧气压力数据。图I-图3所示实施例的飞机机组氧气系统及其压カ传感器可以应用于本实施例中的机组氧气压カ数据获取装置401，以获取所需的机组氧气压カ数据。机组氧气压カ数据获取装置401也可以采用其他的方式来获取机组氧气系统中氧气瓶中的氧气压力数据。由于机组氧气对于飞行安全的重要性，每ー种飞机上几乎都会自动获取机组氧气的压カ数据。也就是说，现有的飞机中都会安装有各自的机组氧气压カ数据获取装置。而根据本发明的一个实施例，本发明的机组氧气压カ数据获取装置401可以是任意一种这样的机组氧气压カ数据获取装置。而随着飞机系统越来越复杂，飞机数据系统得到了很大的发展。例如，空客的ACMS系统以及波音公司的AHM系统。另外，集中故障显示系统Centralized Fault DisplaySystem(CFDS)也得到了发展。这些系统的ー个特点就是可以根据实时监测到的数据。当满足一定的触发条件吋，自动生成包含特定数据的报文。本实施例中的机组氧气报文生成装置402就可以是这些系统或者这些系统的一部分。以空客公司的ACMS系统为例，波音公司的AHM系统可以比照处理，ACMS系统包括飞行综合数据系统Aircraft Integrated Data System (AIDS)。而数据管理单元DataManagement Unit (DMU)是AIDS系统的核心。DMU有以下两个非常重要的功能-采集、处理和记录飞机上的诸多參数，包括来自黑匣子数据。这些參数保存在DMU的内部存储器中或外部的记录器，如AIDS数字记录器Digital AIDS Recorder (DAR)中；-生成系统报文，当飞机的状态或系统參数满足报文的触发条件时触发报文。这些报文均存储在DMU的非易失存储器中。根据本发明的一个实施例，机组氧气报文生成装置402是DMU或者DMU的一部分。机组氧气报文生成装置402从机组氧气压力数据获取装置401获取机组氧气系统中氧气压力数据。由于机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力与温度有关，所以在获取氧气压カ的同时必须同时获取氧气瓶中氧气的温度。然而，在氧气系统中一般没有安装温度传感器。因此，需要通过其他可以测量的温度来计算氧气瓶中氧气的温度。根据本发明的一个实施例，可以在机组氧气系统中增加測量氧气温度的温度传感器。·
考虑到机组氧气系统中氧气瓶的位置，根据本发明的一个实施例，可以采用以下公式来得出氧气瓶中氧气的温度
「 n ,,. k'i'al + kj'c( λ \I =-1——^-=~I I )其中，Tat表示大气温度或机外温度，Tc表示驾驶舱温度，Ii1和k2是调整參数，且满足ki+k2=2。根据本发明的ー个实例，ki>k2。也就是说，氧气温度T与大气温度Tat与驾驶舱温度Tc相关，且大气温度的影响要更大ー些。当然，其他的均值公式也可以采用来计
算氧气温度。根据本发明的ー个实例，k1=k2。也就是说，公式(I)可以改写成
Γ ^ , Tat+ Tc/ rs \T = k--( 2 )
2其中，k是调整參数。根据本发明的ー个实例，k是与数值I比较接近的数。I^k1和k2都可以通过实际测量获得，也可以通过统计分析获得。根据本发明的一个实施例，可以取k=l。公式(2)可以改写成
Γ ,· Tut+ Tc( . NI =--い J
ム虽然这样得出的氧气温度可能不如公式(I)和(2)更为准确，但是对于本发明检测机组氧气系统性能的实施例而言，也已经足够了。如上文所介绍的，飞机数据系统如空客公司的ACMS或者波音公司的AHM系统，可以自动获得很多飞行參数。这些參数就包括了大气温度或机外温度Tat和驾驶舱温度Tc。在满足触发条件下，在获得机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据时，同时获取此时的大气温度或机外温度Tat和驾驶舱温度Tc，生成机组氧气报文。机组氧气报文实时地或者在某一特定时间通过机组氧气报文传输装置传输到机组氧气数据处理装置404。根据本发明的一个实施例，机组氧气报文传输装置包括飞机部分403和地面部分410，实现飞机到地面的通信。机组氧气报文传输装置的一个实例是飞机通1 目守址与 艮告糸统Aircraft Communication Addressing and Reporting System(ACARS)。ACARS是ー种在航空器和地面站之间通过无线电或卫星传输报文(即短消息)的数字数据链系统，为航空公司空地、地地大流量数据通信提供服务，实现各种信息的交換。ACARS系统由ー个称为ACARS管理単元(MU)的航电计算机和控制显示器単元Control Display Unit (CDU)组成。MU用以发送和接受来自地面的甚高频无线电数字报文。在地面，ACARS系统由具有无线电收发机构的地面工作站410构成的网络组成，其可以接收或发送报文(数据链消息)。这些地面工作站一般由各个服务提供商所拥有，其将接收到的报文分发到网络上的不同航空公司的服务器上。一方面，ACARS可以使飞行的飞机在无须机组成员干预的情况下自动向航空公司地面工作站提供飞行动态、发动机參数等实时数据信息，同时也可以向地面传送其他各类信息，使航空公司运行控制中心在自己的应用系统上获得飞机的实时的、不间断的大量飞行数据及相关信息，及时掌握本公司飞机的动态，实现对飞机的实时监控，满足航务、运营、机务等各相关部门管理的需要；另一方面，地面可向空中飞行的飞机提供气象情报、航路情况、空中紧急故障排故措施等多种服务，提高飞行安全保障能力及对旅客的服务水平。在常用的VHF地空通信频道日益饱和，信息传送量少、速度慢的状况下，这种双向的数据通信系统可显著地改善和提高地面、空中通信保障能力。根据本发明的一个实施例，机组氧气报文传输装置也可以是基于航空电信网Aviation Telecommunication Network (ATN)的通信装置或系统。 根据本发明的一个实施例，机组氧气报文传输装置可以是固态存储装置。机组氧气报文存储在该固态存储装置中。通过传递该固态存储装置也可以实现机组氧气报文的传输。机组氧气数据处理装置404接收来自机组氧气报文传输装置403的机组氧气报文。根据本发明的一个实施例，机组氧气数据处理装置404可以是某航空公司的服务器。根据本发明的一个实施例，该服务器通过ACARS或者ATN接收来自某一飞机的机组氧气报文。机组氧气数据处理装置404通过例如ACARS报文解码器的装置进行报文解码获取数据，并保存到数据服务器中。为了提高本发明的机组氧气系统性能的检测方法的准确性，需要尽可能获得更为准确的机组氧气系统氧气瓶的氧气压力和大气温度和驾驶舱温度，从而生成更为准确的机组氧气报文。图5是根据本发明的一个实施例，生成机组氧气报文方法的流程图。在如图5所示的生成机组氧气报文方法500中，在步骤510，飞机起飞。飞机起飞时或起飞后，在步骤521，获取起飞前I分钟的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据。在步骤522，获取起飞前I分钟的大气温度和驾驶舱温度。在步骤521和522虽然分开描述，但其可以同时执行而成为一个步骤，或者步骤522在先而步骤521在后执行。以下的获取步骤与此相同。对于飞机的运行数据，包括机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度都可以即时測量并存储在数据缓存中的。当设定起飞为触发条件而触发时，从数据缓存中获取起飞前I分钟的相关数据是完全可能的。根据本发明的一个实施例，也可以采用其他的触发条件，如定时器，来直接实时获取起飞前I分钟的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。根据本发明的一个实施例，在步骤521和522中，在获取起飞前I分钟的数据后，获取间隔30秒的机组氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度，然后，再获取间隔30秒的机组氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。也就是说，获取起飞前I分钟，起飞前30秒和起飞时3组机组氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。取3次采集的平均值或者中间值作为用于生成机组氧气报文的数据。这样获取的机组氧气报文的数据更为准确。
根据本发发明的一个实施例，可以直接根据起飞前(或起飞时)获得的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度生成机组氧气报文。在步骤522后直接转入步骤560，生成机组氧气报文。可以将起飞前(或起飞时)获得的机组氧气压カ和温度数据与降落后获得的数据合并在一起生成机组氧气报文。或者，在获得起飞前的机组氧气压カ和温度数据后，生成不完整报文，存储在存储器中；在获得起飞后的机组氧气压カ和温度数据后，再将报文补充完整。如图10的实施例所示，在步骤530中，将起飞前(或起飞时)获得的氧气压力数据 、大气温度和驾驶舱温度或者包括这些数据的不完整报文存储在飞行数据系统的存储器中。在步骤540，飞机降落。在步骤551，获取降落后I小时的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ数据；在步骤552，获取降落后I小时的大气温度和驾驶舱温度。对于步骤551和552而言，降落后的时间是触发获取上述数据的触发条件。在步骤560中，将起飞前(或起飞时)获得的数据与降落后获得的数据合并在一起，生成完整的机组氧气报文。根据本发明的一个实施例，在获取降落后I小时的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度之后，获取在降落后I小时并间隔30秒的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度，再获取降落后I小时并间隔60秒的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。也就是，获取降落后I小吋，I小时零30秒和I小时零60秒时3组氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。取3次获取数据的平均值或者中间值作为用于生成机组氧气报文的数据。对于步骤551和552而言，在保证飞机的温度已经与环境温度相一致，而排除了飞行的影响的前提下，也可以选择其他时间获得机组氧气压カ数据和温度数据。根据本发明的一个实施例，如果飞机降落后不足I小时就再次起飞，在获取再次起飞前(或再次起飞时)的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度，代替降落后I小时获得的数据。当然，这也包括多次測量取中值或平均值的方式。图6是根据本发明的一个实施例，机组氧气性能检测系统的实例示意图。如图6所示，机组氧气性能检测系统600包括在飞机上的DMU。DMU获取起飞前(起飞时)和降落后的机组氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度，并生成机组氧气报文。DMU将机组氧气报文发送到ACARS在飞机上的管理単元MU0 MU通过甚高频无线电通讯直接将机组氧气报文发送到ACARS地面站的服务提供商；或者，通过与通讯卫星的通信，再由通讯卫星将机组氧气报文发送到地面站的服务提供商。地面服务提供商将收到的机组氧气报文转发到对应航空公司的服务器上。机组氧气报文上所包含的机组氧气数据在服务器上得到处理。使用者通过登录到服务器上就能查看机组氧气的情况，从而检测机组氧气系统的性能。通过本发明的机组氧气性能检测系统，实现了对飞机上的机组氧气性能的自动检测，从而避免了人工记录的成本，也避免了人工记录可能出现的错记或漏记带来的问题。图7是机组氧气系统性能变化曲线的示意图。所有的氧气系统都会存在少量漏气，因此温度一定的情况下，不同的时间会产生ΛΡ的压カ差。而漏气率可以用Pf ΛΡ/t来表示。当漏气率!\稳定时，机组氧气系统的性能处于稳定期；当漏气率!\逐渐增大时，机组氧气系统的性能进入衰减期；当漏气率匕大于ー个阈值PLg时，机组氧气系统的性能进入故障期，可能出现故障。既影响利于飞行安全又容易产生非计划性维修，造成航班的延误和停飞。现有技术中还没有手段可以对机组氧气系统是否进入衰减期进行检测。而根据本发明的一个实施例，可以实现这种检测。衰减期检测有如下好处第一，当机组氧气系统处于衰减期吋，发生故障的概率仍然非常低。如果选择在此时机对飞机进行检修，飞行安全是可以得到保障的。第二，当检测到机组氧气系统处于衰减期后，航空公司可以适时地安排对飞机的检修，从而避免了非计划的维修，減少飞机的延误。也同时避免了按硬时限更换氧气瓶或者进行检修时造成的检修成本的浪费。当然，本发明的实施例也可以适用于故障期的检测。图8是根据本发明的一个实施例，检测机组氧气系统性能的方法的流程图。在如图8所示的检测机组氧气系统性能的方法800中，在步骤810，获取机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度。在步骤820，根据获取的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ数据、大气温度和驾驶舱温度生成机组氧气报文。在步骤830中，将生成的机组氧气报文传输到用于处理机组氧气报文的服务器中。在步骤840中，根据大气温度和驾驶舱温度，服务器将机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ转换成标准温度下的标态压力。标准温度可以为20°C。当然，也可以采用其他温度。在获得了氧气温度以后，机组氧气在不同温度下测量的压カ就可以被转换成标准温度下的标态压力，以进行比较以及渗漏率的计算。标态压力可以采用如下公式计算
权利要求
1.ー种机组氧气系统性能检测方法，包括 获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度； 根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文； 接收所述机组氧气报文，并得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ；以及 确定所述机组氧气系统的性能。
2.根据权利要求I所述的方法，进ー步包括 获取起飞前所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ；以及 获取降落后所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力。
3.根据权利要求2所述的方法，进ー步包括 如果起飞前和降落后所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ之差大于100PSI，确定所述机组氧气系统的性能变坏。
4.根据权利要求2所述的方法，进ー步包括 如果起飞前和降落后所述氧气瓶中氧气渗漏率大于48PSI/天，确定所述机组氧气系统的性能变坏。
5.根据权利要求I所述的方法，进ー步包括 通过所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カPs与所述氧气瓶的安装时间t。的统计关系，确定拟合曲线的斜率。
6.根据权利要求5所述的方法，进ー步包括 所述拟合曲线的斜率β 2按如下公式计算
7.根据权利要求I所述的方法，进ー步包括 计算一定间隔时间的ー组滚动平均渗漏率； 将所计算的所述组滚动平均渗漏率与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率比较；以及 判断是否有显著的变化。
8.根据权利要求7所述的方法，进ー步包括 计算的所述组滚动平均渗漏率的方差与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率的方差；以及 根据所述组滚动平均渗漏率的方差与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率的方差之比所服从的F分布判断是否有显著变化。
9.根据权利要求7所述的方法，其中所述间隔时间大于24小吋。
10.根据权利要求7所述的方法，其中滚动平均渗漏率为2-4天内的滚动平均渗漏率。
11.根据权利要求I所述的方法，进ー步包括基于大气温度和驾驶舱温度得出所述氧气瓶中氧气的温度。
12.根据权利要求11所述的方法，其中所述氧气瓶中氧气的温度按如下公式计算
13.根据权利要求12所述的方法，其中A1大于k2。
14.根据权利要求12所述的方法，其中A1=Ii2=I15
15.根据权利要求I所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取起飞前第一时间的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ、大气温度和驾驶舱温度。
16.根据权利要求15所述的方法,其中第一时间为I分钟。
17.根据权利要求I所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取起飞前I分钟、起飞前30秒和起飞时的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
18.根据权利要求I所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取降落后第二时间的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压カ、大气温度和驾驶舱温度。
19.根据权利要求I所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取降落后第二时间、第二时间加30秒和第二时间加60秒时所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
20.根据权利要求19所述的方法，其中第二时间为I小时。
21.根据权利要求19所述的方法，其中如果飞机降落后到再次起飞的间隔时间小于第二时间，则获取再次起飞前所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
22.—种机组氧气报文生成方法,包括 获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度；以及 根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文。
23.根据权利要求22所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取起飞前第一时间的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
24.根据权利要求23所述的方法，其中第一时间为I分钟。
25.根据权利要求24所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取起飞前I分钟、起飞前30秒和起飞时的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
26.根据权利要求22所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取降落后第二时间的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
27.根据权利要求22所述的方法，其中所述获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度包括获取降落后第二时间、第二时间加30秒和第二时间加60秒时所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
28.根据权利要求27所述的方法，其中第二时间为I小吋。
29.根据权利要求27所述的方法，其中如果飞机降落后到再次起飞的间隔时间小于第二时间，则获取再次起飞前所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度。
30.ー种机组氧气系统性能检测系统，包括 机组氧气压カ数据获取装置； 机组氧气报文生成装置，其根据机组氧气压力数据获取装置获取的所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力以及大气温度和驾驶舱温度生成机组氧气报文，并且，所述机组氧气报文通过机组氧气报文传输装置转发；以及 机组氧气压カ数据处理装置，其接收机组氧气报文，得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力，并由此确定所述机组氧气系统的性能。
31.根据权利要求30所述的系统，其中机组氧气压カ数据获取装置包括安装在机组氧气系统高压段的压カ传感器。
32.根据权利要求30所述的系统，其中机组氧气报文生成装置是飞机数据系统或其一部分。
33.根据权利要求32所述的系统，其中机组氧气报文生成装置是空客公司的ACMS系统或者波音公司的AHM系统或其一部分。
34.根据权利要求30所述的系统，其中所述机组氧气压力数据处理装置判断起飞前和降落后所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ之差大于100PSI，从而确定所述机组氧气系统的性能变坏。
35.根据权利要求30所述的系统，其中所述机组氧气压力数据处理装置判断起飞前和降落后所述氧气瓶中氧气渗漏率大于48PSI/天，从而确定所述机组氧气系统的性能变坏。
36.根据权利要求30所述的系统，其中所述机组氧气压力数据处理装置通过所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カPs与所述氧气瓶的安装时间t。的统计关系，确定拟合曲线的斜率。
37.根据权利要求36所述的系统，其中 所述拟合曲线的斜率β 2按如下公式计算
38.根据权利要求30所述的系统，其中所述机组氧气压力数据处理装置计算一定间隔时间的一组滚动平均渗漏率，并将所计算的所述组滚动平均渗漏率与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率比较，以判断是否有显著的变化。
39.根据权利要求38所述的系统，其中所述机组氧气压力数据处理装置计算的所述组滚动平均渗漏率的方差与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率的方差；并且，确定所述组滚动平均渗漏率的方差与作为对照的另ー组滚动平均渗漏率的方差之比所服从的F分布是否有显著变化。
40.根据权利要求38所述的系统，其中所述间隔时间大于24小吋。
41.根据权利要求38所述的系统，其中滚动平均渗漏率为2-4天内的滚动平均渗漏率。
42.ー种机组氧气系统性能检测系统，包括 压カ传感器，其測量机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力； ACMS系统的飞机综合数据系统AIDS的数据管理单元DMU或其一部分，其用来获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力以及大气温度和驾驶舱温度，生成机组氧气报文，所述机组氧气报文利用飞机通信寻址与报告系统ACARS转发； 服务器，接收来自ACARS的所述机组氧气报文，得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力，并由此确定所述机组氧气系统的性能。
43.ー种机组氧气系统的维修方法，包括 获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度； 根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文； 接收所述机组氧气报文，并得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压カ； 确定所述机组氧气系统的性能是否变差；以及 响应于所述机组氧气系统的性能变差，安排对所述机组氧气系统进行维修。
44.飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于，所述方法包括 通过触发器采集飞机飞航一次的机载氧气系统运行状态并形成ACARS氧气报文； 将所述的ACARS氧气报文通过空地数据链系统传输到地面工作站； 地面工作站将ACARS氧气报文通过ACARS报文解码器进行解码获取数据，再通过运算得到机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps，并保存到数据服务器中； 根据机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps进行机载氧气性能的判断。
45.根据权利要求44所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的机载氧气系统运行状态包括发动机启动时的机载氧气系统运行状态；还包括飞机发动机停机3600s时的机载氧气系统运行状态或飞机发动机停机不足3600s时的发动机再次启动时的机载氧气系统运行状态。
46.根据权利要求45所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的采集飞机发动机启动时的机载氧气运行状态的方法，是飞机发动机启动前60秒进行采集，每隔30s采集一次，采集3次。
47.根据权利要求46所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的采集飞机发动机停机3600s时的机载氧气运行状态的方法，是飞机落地后飞机发动机停机3600s时进行采集，每隔30s采集一次，采集3次。
48.根据权利要求47所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的ACARS报文解码器进行解码获取的数据包括飞机发动机启动前60秒和飞机落地后飞机发动机停机3600s时进行三次采集得到的室外温度、客舱温度、氧气压力。
49.根据权利要求48所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在干，所述的机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps的方法，包括以下步骤 ①通过公式(Ti+To)/2获得修正温度T，其中Ti是三次采集得到的室外温度的中间值，To是三次采集得到的客舱温度的中间值； ②通过公式PV/T=nR，其中P是压強，V是体积，T是修正温度，η是摩尔数，体积V保持不变，获得公式Ps=PTs/T，其中Ts是标准温度，从而得到机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps。
50.根据权利要求49所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的根据机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps进行机载氧气性能的判断的方法，是通过将飞机发动机启动时的氧气标准状态下的压カ值Psl与飞机发动机停机3600s时的氧气标准状态下的压カ值Ps2进行比较得到压差Λ Ps=Psl-Ps2,再根据压差Λ Ps进行机载氧气性能的判断；或是通过将飞机发动机启动时的氧气标准状态下的压カ值Psl与飞机发动机停机不足3600s时的发动机再次启动时的氧气标准状态下的压カ值Ps2进行比较得到压差Δ Ps=Psl-Ps2，再根据压差Λ Ps进行机载氧气性能的判断。
51.根据权利要求50所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的根据压差八？8进行机载氧气性能的判断的方法，是当び81482)> 100PSI，机载氧气性能为异常；反之，机载氧气性能为正常。
52.根据权利要求49所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的机载氧气系统在标准状态下的压カ值Ps进行机载氧气性能的判断的方法，是通过将飞机发动机启动时的氧气标准状态下的压カ值Psl与飞机发动机停机3600s时的氧气标准状态下的压カ值Ps2进行比较得到压差APs=Psl-Ps2，再通过公式(Psl-Ps2)/ (t2_tl)得到氧气渗漏率，其中tl是飞机发动机启动时的时间，t2是飞机发动机停机3600s时的时间，根据氧气渗漏率进行机载氧气性能的判断；或是通过将飞机发动机启动时的氧气标准状态下的压カ值Psl与飞机发动机停机不足3600s时的发动机再次启动时的氧气标准状态下的压カ值Ps2进行比较得到压差Λ Ps=Psl-Ps2,再通过公式(Psl_Ps2) / (t2_tl)得到氧气渗漏率，其中tl是飞机发动机启动时的时间，t2是飞机发动机停机不足3600s时的发动机再次启动时的时间，根据氧气渗漏率进行机载氧气性能的判断。
53.根据权利要求52所述的飞机机载氧气性能检测方法，其特征在于所述的根据氧气渗漏率进行机载氧气性能的判断的方法，是当氧气渗漏率大于48PSI/天时，机载氧气性能为异常；反之，机载氧气性能为正常。
全文摘要
本发明涉及一种机组氧气系统性能检测方法和系统。所述方法包括获取所述机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力、大气温度和驾驶舱温度；根据所获取的所述氧气瓶的氧气压力、所述大气温度和所述驾驶舱温度产生机组氧气报文；接收所述机组氧气报文，并得出所述氧气瓶中氧气在标准温度下的压力；以及确定所述机组氧气系统的性能。
文档编号G01D21/02GK102840881SQ20121020911
公开日2012年12月26日 申请日期2012年6月20日 优先权日2011年6月20日
发明者顾祝平, 丁慧锋, 黄磊, 王建江, 谢振强, 朱毅, 王荣 申请人:中国国际航空股份有限公司