HK1179691B - 辅助动力单元的性能检测方法 - Google Patents

Description

辅助动力单元的性能检测方法

技术领域

本发明涉及一种飞机设备运行状态检测的方法，特别地，涉及一种机 载辅助动力单元的性能检测方法。

背景技术

机载辅助动力单元（AirborneAuxiliaryPowerUnit），简称辅助动力单 元APU，是安装在飞机尾部的一台小型涡轮发动机。APU的主要功能是 提供电源和气源，也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。具体来说， 飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面 电、气源车来发动飞机。在地面时，APU还提供电力和压缩空气保证客 舱和驾驶舱内的照明和空调。在飞机起飞时，APU可作为备用电源使用。 在飞机降落后，仍由APU供应电力照明和空调。

APU的功能决定了其运行的稳定性直接关系到飞机的飞行成本和服 务质量。而且，在缺乏地面电源和气源保障的情况下，APU一旦发生故 障将会直接导致飞机无法运行。目前，对于APU的故障的排除和维护几 乎都是事后处理。然而，在飞机设备中，APU是维修费用较高的设备。 并且，APU整体部件价格较高，存储备件成本大，故障后送修周期高达4～ 5个月。事后处理的维护方式使得APU的稳定运行得不到保证。而且， 由于APU送修后的耗时很长，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，根据本发明的一个方 面，提出一种辅助动力单元APU的性能检测方法，包括：获取所述APU 运行的排气温度EGT、压气机进口温度LCIT、启动时间STA、使用时间 TSR和引气压力PT；将所述EGT与LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR 和PT与各自的阈值进行比较；为所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT与所 述各自阈值的各个比较结果指定各自的权重；以及基于加权后的所述 EGT-LCIT、STA、TSR和PT与所述各自阈值的所述比较结果，判断所述 APU的性能。

根据本发明的另一个方面，提出一种APU的性能检测方法，包括： 获取APU运行参数，所述参数选择自由以下参数组成的群组：APU运 行排气温度EGT、启动时间STA、引气压力PT和IGV角度；判断所述 参数是否发生了显著变化；基于所述参数是否发生了显著变化，确定所述 APU的性能。

根据本发明的另一个方面，提出一种APU的性能检测方法，包括： 获取APU运行参数，所述参数选择自由以下参数组成的群组：APU 运行排气温度EGT和引气压力PT；判断所述参数是否接近于所述参数 的极限值；以及基于所述参数是否接近于所述参数的极限值，确定所述 APU的性能。

附图说明

下面，将结合附图对本发明的优选实施方式进行进一步详细的说明， 其中：

图1是根据本发明的一个实施例的飞机APU的结构示意图；

图2是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片组件的结构示意图；

图3是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片控制结构的示意图；

图4是根据本发明的一个实施例的APU性能变化曲线的示意图；

图5是空客公司的A13报文的一个实例；

图6是根据本发明的一个实施例的APU性能的检测方法的流程图；

图7是根据本发明的另一个实施例的APU性能的检测方法的流程图；

图8是根据本发明的另一个实施例的APU性能的检测方法的流程图。

具体实施方式

图1是根据本发明的一个实施例的飞机APU的结构示意图。如图所 示，APU100包括发电机102、齿轮箱104，压气机部分106和热段部分 108。压气机部分106包括前端轴流离心压气机105，用于产生高压气体， 向外提供引气。热段部分108包括后端轴流离心压气机107。后端轴流离 心压气机107用于向热段部分108的燃烧室120提供高压气体，供燃烧室 120燃烧使用。APU的燃油系统（未示出）向燃烧室120提供燃油。燃烧 室120通过燃烧燃油产生高温高压气体对热段部分108的涡轮140做功， 使涡轮140转动。涡轮140通过轴103带动前端轴流离心压气机105产生 高压气体，并同时经过齿轮箱104传动，带动发电机102。发电机102发 电，向外提供电力。

APU一般属于轴流离心式发动机，如GTCP131-9A、APS3200等型 号。APU与飞机的发动机最大的区别是APU转子是恒速的，而飞机发动 机的转子是变速的。因此，APU始终以恒定转速下向前端轴流离心压气 机105提供压缩气体，供给后部负载。APU中具有一个引气控制活门， 其控制引导高压气体流向引气负载还是流向排气管排出。因此，引气的压 力从侧面反映出了前端压气机性能的好坏。

当引气负载功率需求越大，前端轴流离心压气机105转动起来的阻力 越大。为了维持恒定转速，需要热段部分108提供更大的扭力。APU的 燃油控制系统输送更多的燃油去燃烧室120燃烧，以提供更多的热能给涡 轮140以带动前端部分恒速转动。APU还具有探测APU排出气体的排气 温度（ExhaustGasTemperature，EGT）的温度探测传感器和进口导向叶 片（InletGuideVane，IGV）组件。

图2是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片组件的结构示意图。 如图所示，进口导向叶片组件200基本呈圆盘形。在靠近圆盘底部的侧面 上设置有多个进口导向叶片（IGV）。多个进口导向叶片可以在控制下开 启不同的角度。进口导向叶片的角度范围从15度到115度。进口导向叶 片不会完全关闭，叶片被设定在15度位置以冷却前端轴流离心压气机 105。

图3是根据本发明的一个实施例的进口导向叶片控制结构的示意图。 如图所示，进口导向叶片控制结构300包括进口导向叶片致动器（Inlet GuideVaneActuator，IGVA）301和与其相连的线性可变差动变压器（Line VariableDifferentialTransformer，LVDT）302。进口导向叶片组件200安 装到前端轴流离心压气机105的进气通道上。LVDT连接到进口导向叶片 组件200上的IGV上。根据飞机对压缩空气的要求，IGVA通过LVDT 控制IGV开启合适的角度。

APU的EGT温度探测器探测APU的排气温度EGT。由于APU自身 建造的材料限制，EGT有一个限制值，即红线值EGTRedLine。APU控制系 统为了避免APU在超温时烧毁报废，一般会把实际的EGT控制在红线值 EGTRedLine之内。因此，当温度探接近超温红线值时，APU的燃油系统将 减少燃油供给，以降低排气温度。同时，由于燃油供给变少，要带动原有 的大负载必然导致转速下降。但是，由于APU必须维持恒定转速，为了 降低前端压气机的负载，APU将通过IGVA调节IGV的角度以调小进气 口，减少气体输入到前端压气机的量给前端压气机减负。由此，前端压气 机输出的引气压力变小，流量变小。

图4是根据本发明的一个实施例的APU性能变化曲线的示意图。随 着使用时间的增加，所有的APU性能都会逐渐变差，即衰退指数逐渐增 加。APU性能的衰退指数比较稳定时，APU性能处于稳定期；当APU 的性能衰退逐渐加快时，APU的性能进入衰退期；当超过某一个阈值时， APU的性能进入故障期，可能随时出现故障。当APU进入故障期后，既 影响APU的使用，对服务质量和飞行安全产生不利后果；又容易产生非 计划性的维修，造成航班的延误和停飞。现有技术中还没有手段可以对 APU的性能是否进入衰退期进行检测。而本发明的某些实施例可以实现 这种检测。

对于衰退期的检测有如下好处：第一，当APU处于衰退期时，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，飞行安全和 服务质量是可以得到保障的。第二，当检测到APU处于衰退期后，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，减少飞机 的延误。也同时避免了按硬时限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。

为了实现对APU性能的检测，需要监视飞机上APU的运行状态，获 取APU运行的相关数据。随着飞机系统越来越复杂，飞机数据系统的功 能也越来越强大。例如，空客的AircraftConditionMonitoringSystem （ACMS）系统以及波音公司的AircraftHeathMonitor(AHM)系统。这些 系统的一个特点就是可以实时监测飞机的运行数据，当满足一定的触发条 件时，自动生成包含特定数据的报文。

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AircraftIntegratedDataSystem （AIDS）。而数据管理单元DataManagementUnit（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参数，包括来自黑匣子数据。这 些参数保存在DMU的内部存储器中或外部的记录器，如AIDS数字记录 器DigitalAIDSRecorder（DAR）中；

-生成系统报文，当飞机的状态或系统参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，可以利用飞机数据系统，例如ACMS或 AHM系统，获取APU的运行数据。

ACARS系统由一个称为ACARS管理单元（MU）的航电计算机和 控制显示器单元ControlDisplayUnit（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。根据本发明的一个实施 例，利用获取的APU的运行数据生成APU报文，并将APU报文通过 ACARS发送到地面的服务器上。

根据本发明的一个实施例，APU报文也可以是通过航空电信网 AviationTelecommunicationNetwork（ATN）的通信装置或系统传输的。

实际上，对于现有的飞行数据系统而言，APU的性能监视是已有的 项目，因此，可以自动生成对应的APU报文，并通过ACARS或ATN传 输到地面。但是，这些监视的数据并没有被用于APU性能的衰退期检测。

例如，空客公司的A13报文，即（APUMES/IDLEREPORT），或者 波音公司的APU报文就是这样的APU报文的实例。

在以下实施例中，以空客公司的A13报文为实例进行说明。波音公 司APU报文的处理与此类似。

图5是空客公司的A13报文的一个实例。如图所示，A13报文主要 包含了4部分信息，分别为：报头、APU履历信息、启动飞机发动机的 运行参数及APU启动参数。

报头由CC和C1段组成，主要包含了飞机的航班信息、报文产生航 段阶段、引气活门状态、总温（即外界温度）等信息。APU履历信息由 E1段组成包括APU序号、运行小时和循环等信息。启动飞机发动机的运 行参数由N1至S3段组成；其中N1、S1表示的是启动第一台飞机发动 机时的运行情况，N2、S2表示启动第二台飞机发动机时的运行情况，N3、 S3为APU启动发动机完成后APU慢车时的情况。

A13报文中包括了多项与APU运行状况相关的参数。在启动发动机 运行参数中包括了EGT温度、IGV开口角度、压气机进口压力、负载压 气机进口温度、引气流量、引气压力、滑油温度、APU发电机负载。APU 启动时参数包括了启动时间、EGT峰值、在EGT峰值时的转速、负载压 气机进口温度。

除了A13报文中的参数以外，APU的性能还可能与其他的参数有关。 以空客A320飞机为例，飞机采集到的系统数据可以高达13000多个。这 其中的许多参数也都能直接或间接地反映APU的性能。因此，如何从众 多的APU性能参数中选择合适的参数，并且生成与之对应的适当算法来 准确反映APU的性能是本发明所要解决的问题之一。

图6是根据本发明的一个实施例的APU性能的检测方法的流程图。 如图所示，本实施例的APU性能的检测方法6000中，在步骤6100，获 取飞机APU运行的如下信息：排气温度EGT、压气机进口温度LCIT、 启动时间STA、使用时间TSR和引气压力PT。在步骤6200，将EGT与 LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自的阈值进行比较。根据本 发明的一个实施例，所述阈值是各个参数的极限值。在步骤6300，为 EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自阈值的比较结果指定各自的权重。在 步骤6400，将考虑权重后EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自阈值的比 较结果的整合。在步骤6510，确定整合后的结果是否超过第一预定值。 如果整合后的结果没有超过第一预定值，则在步骤6520，判断APU性能 良好；在步骤6610，确定整合后的结果是否超过第二预定值。如果没有 超过第二预定值，则在步骤6620，判断APU性能的正常；在步骤6710， 判断整合后的结果大于第三预定值。如果没有超过第三预定值，则在步骤 6720判断APU性能已经进入衰退期。如果整合后的结果超过第三预定值， 则在步骤6800，判断APU性能的已经进入故障期。

根据本发明的一个实施例，步骤6100中所需的信息可以从例如A13 报文的APU报文中获取。例如，从国际航空电讯集团SITA网控制中心 和中国民航数据通信公司ADCC网控制中心可以远程实时获取飞机APU 运行的A13报文，通过报文解码器将所述的飞机APU运行状态A13报文 解码，得到具有飞机APU运行信息。

如果飞机数据系统中不自动生成APU运行状态报文，则增加相应的 传感器和触发条件以生成所需的APU报文。如果飞机数据系统中的已有 的APU报文没有完全涵盖排气温度EGT、压气机进口温度LCIT、启动 时间STA、使用时间TSR和引气压力PT中的一个或多个，则修改APU 报文的生成条件，增加所缺少的一个或多个测量参数。由于APU报文可 以通过ACARS或者ATN系统实时传输到航空公司的数据服务器中，因 此可以实现APU性能的实时监控。当然，报文传输的方式也可以避免了 人工方式的高成本和人为错误。

根据本发明的一个实施例，步骤6100中所需的信息可以直接从飞机 数据系统中获取，而不需要生成APU报文。

步骤6200中，EGT与LCIT的差EGT-LCIT的阈值是EGT_Readline。 EGT_Readline是APU的EGT红线值。EGT_Readline取决于APU的型号。不同 型号的APU具有不同的EGT红线值，其可以通过查找相关的手册获得。 STA的阈值是STA_WarningLine，是STA性能衰减值，其也取决于APU型号。 TSR的阈值是TSR_rt，其含义是某一型号APU的在翼时间可靠性为70% 所对应的时间。PT的阈值是PT_Min，其含义是某一型号APU的所需最小 提供引气压力。或者，PT的阈值采用PT_BaseLine，其含义是某一型号APU 正常运行时的最低固有引气量。将EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自 的阈值进行比较可以反映出当前APU的性能与APU的标准性能的偏离程 度，从而反映出APU性能的变差程度。EGT_Readline、STA_WarningLine和PT_Min或者PT_BaseLine，可以通过查找相关的飞机手册或者从制造商处获得。当然， 它们也可以通过实际的实验获得。但是，TSR_rt因为受到地理和维护环境 等其他因素的影响，往往与标准值有一定的偏差。发明人经过长期的观察 和分析发现，APU的时效模式是泊松分布。为了获得更加准确TSR_rt数据， 可以根据实际数据通过泊松分布来计算所需的TSR_rt。例如，可以首先计 算实际使用时间TSR所遵循的泊松分布的参数（如均值等），然后利用获 得的实际所遵循的泊松分布的参数计算当故障率为30%（稳定率为70%） 时所对应的使用时间TSR_rt。

EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自的阈值进行比较的方式可以采用 比值的方式，也可以采用做差的方式。为了方便考虑各个参数的权重，根 据本发明的一个实施例，在步骤6200中，计算EGT-LCIT、STA、TSR 和PT与各自的阈值的比值。

EGT-LCIT、STA、TSR和PT对APU性能的影响不同，因此需要为 它们指定不同的权重。根据本发明的一个实施例，在获得EGT-LCIT、STA、 TSR和PT与各自的阈值的比值情况下，取R1，R2，R3和R4为EGT-LCIT、 STA、TSR和PT各自的权重，且R1+R2+R3+R4=1。根据发明人的观察 和分析发现，TSR的影响最大，所以R3一般大于0.25；而EGT-LCIT和 STA的影响，针对不同型号的APU可能不同；相比而言，PT影响比较小， R4最小。根据本发明的一个实施例，针对APS3200型号的APU，R3=0.35， R2=0.3，R1＝0.2，R4=0.15。针对GTCP131-9A型号的APU，R3=0.35， R1=0.3，R2=0.2，R4=0.15。

根据本发明的一个实施例，采用以下公式来评估APU的性能：

其中，PDI（PerformanceDetectionIndex）性能检测指数是反映APU 性能的参数。根据发明人的观察和分析，如果PDI小于0.7，APU性能良 好；如果PDI大于0.7，小于0.85，APU性能正常可用；如果PDI大于 0.85，APU性能为差，已经进入衰退期。如果PDI接近于1，例如大于 0.95，则表明APU已经进入故障期，随时可能出现故障。因此，步骤6510 中的第一预定值的一个实例为0.7，步骤6610中的第二预定值的一个实例 是0.85；步骤6710中的第三预定值的一个实例是0.95。

以下通过2个实例，进一步说明本发明的上述实施例的方法。

实例1：APS3200型号的APU的相关信息如下：EGT_Readline为682； STA_WarningLine为90；PT_Min为3；TSR_rt为5000。取权重参数R1=0.2，R2=0.3， R3=0.35，R4=0.15。

从SITA网控制中心或ADCC网控制中心远程实时获取飞机APU报 文，通过ACARS报文解码器将所述的飞机APU报文解码得到具有飞机 APU运行信息，包括：排气温度EGT是629、压气机进口温度LCIT是 33、启动时间STA是59、在翼时间TSR是4883和引气压力PT是3.66， 通过如下公式：

计算得到PDI值是0.85。判断APU性能已经进入了衰退期，应当开 始计划对该飞机的APU进行维修。

实例2：GTCP131-9A型号的APU的相关信息如下：EGT_Readline为642； STA_WarningLine为60；PT_Min为3.5；TSR_rt为5000。取权重参数R1=0.3，R2=0.2， R3=0.35，R4=0.15。

从SITA网控制中心或ADCC网控制中心远程实时获取飞机APU报 文，通过ACARS报文解码器将所述的飞机APU报文解码得到具有飞机 APU运行信息，包括：排气温度EGT是544、压气机进口温度LCIT是 31、启动时间STA是48、在翼时间TSR是2642和引气压力PT是3.76， 通过公式

计算得到PDI值是0.72。判断APU性能为正常，仍可正常使用。

与现有技术相比，本发明的上述实施例通过实时获取APU的排气温 度EGT、压气机进口温度LCIT、启动时间STA、在翼时间TSR和引气 压力PT，根据公式（1）计算得到PDI值，然后依据PDI值与预定值的 比较，时限了准确的检测APU性能。另外，远程实时获取飞机APU运行 状态ACARS报文，减少了人工获取的工作负荷，同时提高了工作效率。

由于海拔和温度的不同对EGT和PT的测量结果有影响。根据本发 明的一个实施例，为了更准确的检测APU的性能，将测量的EGT和PT 折算到一个标准状态进行比较，以去掉海拔和外界温度的影响。例如，可 以选择海拔0米，温度为50℃作为标准状态，也可以选择其他的海拔和 温度作为标准状态。

根据本发明的一个实施例，在海拔0米，温度为50℃的标准状态下， PT的大气修正公式是

其中PT_std是海拔为0米下的压力，ALT是海拔高度或标准高度，TAT 是环境温度或总温，m是空气质量，可以取值为29。g取值为10米/秒²， R是调整参数，可以取值为8.51。

由此可以得出海拔压力修正系数δ：

考虑到温度的影响，PT最终的修正公式是

其中，PT_cor是修正后的引气压力，ΔPT是与温度有关的函数，其可 以利用如下公式计算：

ΔPT＝a1TAT²+b1TAT+c1（4）

其中，TAT是环境温度；a1、b1和c1是调整系数。a1、b1和c1可 以通过实验测量得出。根据本发明的一个实施例，a1的范围为10^-5量级， b1为10^-2量级，c1为0到-1之间。

在根据实验测量得到a1、b1和c1后，根据公式（3）就可以将测量 得到的PT折算成经过修正的标准状态下PT_cor。

EGT的修正公式如下：

其中EGT_cor是标准状态下的EGT,ΔEGT是与温度有关的函数， PT_Req，即PT_min是发动机启动时所需的最低的引气压，p1和p2是调整系 数。根据本发明的一个实施例，p1的取值范围是20-60，p2的取值范围 是70-100。p1和p2的具体数值可以通过实验获得。例如，在不同海平面 气压高度下，维持一定的功率输出，保持温度50度下测得不同的EGT。 然后，与50度海平气压的EGT作比较，对EGT的变化与温度进行回归， 即可以获得修正公式中的调整系数。

ΔEGT可以采用如下公式计算：

ΔEGT＝a2TAT²+b2TAT+c2（6）

其中，TAT是环境温度；a2、b2和c2是调整参数。a2、b2和c2可 以通过实验测量得出。根据本发明的一个实施例，a2的范围为0.005-0.02 之间，b2为0.5-2.5之间，c2为60到100之间。

采用经过修正后的EGT和PT后，公式（1）可以改写成：

根据本发明的一个实施例，对于修正后的PDI，如果PDI小于0.7， APU性能良好；如果PDI大于0.7，小于0.8，APU性能正常可用；如果 PDI大于0.8，APU性能为差，已经进入衰退期。如果PDI大于0.85，则 表明APU已经进入故障期。因此，步骤6510中的第一预定值的一个实例 为0.7，步骤6610中第二预定值的一个实例是0.8；步骤6710中的第三预 定值的一个实例是0.85。

图7是根据本发明的另一个实施例的APU性能的检测方法的流程图。 如图所示，该APU性能的检测方法700中，在步骤710，获取飞机APU 运行排气温度EGT、启动时间STA、引气压力PT和IGV角度中的一个 或多个。图6实施例中描述的APU性能参数的获取方法可以应用于本实 施例中。

依据APU运行的原理，反映APU性能的一个重要参数是EGT，即 APU排气温度。因为在APU以恒定转速运行时，EGT直接反映了整台 APU的热能转化效率。APU热能转化效率越低，EGT的值就越高。由于 APU的控制系统会操控燃油流量活门和IGV进口角度的大小来确保不超 温，当APU处于接近超温状态而需要防止超温时，APU参数中PT和IGV 角度会反映出这种变化。STA是反映APU整体性能的参数，其包含了启 动电机的性能、齿轮箱性能及压气机单元和动力单元（即一个压气机和两 级涡轮）的效率。通过监控了这四个关键的参数EGT，IGV，STA和PT， 可以反映APU的当前性能及其变化趋势。而且，对于参数的分别检测也 有助于对APU的故障源判定及隐性故障的发现。

在步骤720，确定排气温度EGT、启动时间STA、引气压力PT和IGV 角度中的一个或多个是否发生了显著变化。如果排气温度EGT、启动时 间STA、引气压力PT和IGV角度中某一个参数发生了显著变化，则判 断该参数变坏。

对于EGT和PT，可以应用上述实施例中的EGT_cor和PT_cor来代替直 接获得的EGT和PT，以排除海拔和温度的影响，获得更为准确的结果。

随着使用时间的增加，APU性能也逐渐变差。APU性能参数的这种 属性可以用以下的公式来反映：

X=β0+β1t₀（8）

其中，X是排气温度EGT、启动时间STA、引气压力PT和IGV角 度中的任何一个参数，t₀是APU的安装时间，β0和β1是拟合参数。其 中β1是斜率项，反映了参数的变化趋势。

根据本发明的一个实施例，将一定时间内获取的EGT、STA、PT和 IGV中的一者的多个值进行拟合，得出斜率项β1。将β1与作为参考的斜 率项比较，如果斜率项明显不同，则判断EGT、STA、PT和IGV中的该 者发生了显著变化。作为参考的斜率项利用工作状态良好的APU的数据 计算得出，既可以是同一APU初始安装后的数据，也可以同一型号的其 他工作状态良好的APU的数据。

根据本发明的一个实施例，当APU装机及APU的参数进行初始化后， 将初始的多个记录的参数进行平均，得到每个参数的初始值，作为各自的 基准值。多个记录的数量一般大于或等于10个记录。

将后续的参数和基准值相比较，得出自身的变化值。这些变化值也符 合公式（8）。它们的斜率项也同样可以反映APU参数的变化趋势。因此， 在本实施例中，将EGT、STA、PT和IGV一者的相对于基准值的变化值 的斜率项与作为参考的变化值的斜率项比较，如果斜率项明显不同，则判 断EGT、STA、PT和IGV中的该者发生了显著变化。该参数变坏。

根据本发明的一个实施例，将前后衔接的等长时间段内EGT、STA、 PT和IGV中的一者的参数值进行独立样本的比较，如果二者有明显变化， 则判断EGT、STA、PT和IGV中的该者发生了显著变化。该参数变坏。

为减少波动的干扰，对实测的EGT、STA、PT和IGV中参数值进行 平滑处理。根据本发明的一个实施例，采用多点光滑的平均滚动均值的方 式对参数值进行平滑处理。多点为3点以上。根据本发明的另一个实施例， 采用以下公式对参数进行平滑处理：

X_new=C1X_smooth+C2X_old（9）

其中，X_old是平滑处理前的数值，即实际测量的数值；X_new是平滑处 理后的数值；X_smooth是平滑值，其既可以是邻近点（如前一个点）的经平 滑后的值，也可以附近几个点（不考虑当前点）的平均值；C1和C2是 权重值，C1大于C2，例如，C1＝0.8，C2=0.2。

在步骤730，综合考虑排气温度EGT、启动时间STA、引气压力PT 和IGV角度中的一个或多个参数是否发生显著变化，确定APU的性能是 否变差。

根据本发明的一个实施例，EGT、PT、STA和IGV中任意一者变坏， 则判断APU的性能变差，进入衰退期。根据本发明的另一个实施例，如 果STA变坏，则判断APU的性能变差，进入衰退期。根据本发明的另一 个实施例，EGT、PT、STA和IGV中任意二者变坏，则判断APU的性能 变差，进入衰退期。根据本发明的另一个实施例，EGT和PT二者变坏， 则判断APU的性能变差，进入衰退期。

图6和图7的实施例可以同时使用，以更加准确的检测APU的性能。

图8是根据本发明的另一个实施例的APU性能的检测方法的流程图。 如图所示，该APU性能的检测方法800中，在步骤810，获取飞机APU 运行排气温度EGT和引气压力PT中的一个或两个。以上实施例中描述 的APU性能参数的获取方法可以应用于本实施例中。

在步骤820中，将排气温度EGT和引气压力PT与它们各自的极限 值进行比较。具体而言，EGT可以与EGT红线值EGT_RedLine比较；引气 压力PT可以与发动机启动时所需的最低的引气压力PT_Req比较。

在步骤830中，如果排气温度EGT和引气压力PT中的一者接近其 极限值，则判断该参数变坏。根据本发明的一个实施例，如果排气温度 EGT和引气压力PT中的一者变坏，则判断APU的性能进入衰退期。根 据本发明的另一个实施例，如果排气温度EGT和引气压力PT都变坏， 则判断APU的性能进入衰退期。

根据本发明的一个实施例，对于EGT可以如下公式：

EGT_Tolerance=EGT_RedLine-EGT_cor（10）

其中，EGT_Tolerance表示EGT的裕度，即EGT距离红线值EGT_RedLine的距离。由于APU控制系统会防止EGT超温，因此，当控制机制发挥作 用的时候，标志着APU已经不能再通过增加供油获得更大的功率。随着 使用时间的增长APU的功率是逐步下降，这表明了该APU进入衰退阶段。 所以，当EGT_Tolerance接近0时，表明APU进入衰退阶段。

当APU进入衰退阶段后，PT是重要的观测参数。

根据本发明的一个实施例，对于PT可以如下公式：

PT_Tolerance=PT_cor-PT_Req（11）

其中，PT_Tolerance表示PT的裕度，即PT与发动机启动时所需的最低 的引气压力的距离。PT_Tolerance的大小反应了APU在衰退阶段APU的运行 情况。当PT_Tolerance接近0时，APU应该更换。

实例3：根据报文获得的排气温度EGT、外界温度TAT、海拔ALT 和PT数据，计算可得EGT_cor=654.49，PT_cor=3.27。根据查询获知，空 客A319飞机发动机启动的最低引气压力PT_Req=3.2。经过长期的实验验 证，APS3200型号的APU的红线值EGT_RedLine=645。从上文性能评估公 式可得：EGT_Tolerance=-9.49，与0值的接近程度为9.49/645，约为1.4%； PT_Tolerance=0.07，与0值的接近程度为0.07/3.2，约为2.2%。由此判断， EGT和PT两个参数都已经变坏，APU已经进入衰退期，应当及时更换。

图6-图8的方法可以同时使用，以更加准确的检测APU的性能。

与现有技术相比，本发明的实施例所提出的方法可以通过实时获取 APU的排气温度EGT、压气机进口温度LCIT、启动时间STA、在翼时间 TSR、引气压力PT和进口导向叶片IGV的角度等参数，通过对这些参数 的处理实现对APU的性能检测，并能够判断出APU的性能是否已经进入 衰退期，对工程师维护APU提供很好的支持，从而保证APU使用，避免 由此引起的飞机延误和停飞。同时，通过对APU性能的评估，可以有针 对性的实施维修和运行控制，这将大大的降低了维修成本。

上述实施例仅供说明本发明之用，而并非是对本发明的限制，有关技 术领域的普通技术人员，在不脱离本发明范围的情况下，还可以做出各种 变化和变型，因此，所有等同的技术方案也应属于本发明公开的范畴。

Claims (13)

1.一种辅助动力单元APU的性能检测方法，包括：

获取所述APU运行的排气温度EGT、压气机进口温度LCIT、启动 时间STA、使用时间TSR和引气压力PT；

将所述EGT与LCIT的差EGT-LCIT、STA、TSR和PT与各自的 阈值进行比较；

为所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT与所述各自阈值的各个比较 结果指定各自的权重；以及

基于加权后的所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT与所述各自阈值 的所述比较结果，判断所述APU的性能；

其中，判断所述APU的性能的步骤包括基于如下公式进行判断：

其中，PDI是性能检测指数，反映APU性能；R1，R2，R3和R4 为所述EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的权重；

其中所述EGT-LCIT的阈值是所述APU的EGT红线值EGT_Redline；

其中所述STA的阈值是STA性能衰减值STA_WarningLine；

其中所述TSR的阈值是所述APU的在翼时间可靠性为70％所对应 的时间TSR_rt；

其中所述PT的阈值是所述APU的最小引气压力PT_Min。

2.根据权利要求1的方法，其中TSR的权重最大，并且PT的权 重最小。

3.根据权利要求1的方法，其中设R1，R2，R3和R4为所述 EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的权重，如果所述APU的型号为 APS3200型号，R1＝0.2，R2＝0.3，R3＝0.35，且R4＝0.15。

4.根据权利要求1的方法，其中设R1，R2，R3和R4为所述 EGT-LCIT、STA、TSR和PT各自的权重，如果所述APU的型号为 GTCP131-9A型号，R1＝0.3，R2＝0.2，R3＝0.35，且R4＝0.15。

5.根据权利要求1的方法，进一步包括：如果所述PDI小于第一 预定值，所述APU性能良好；如果PDI大于所述第一预定值，小于第 二预定值，所述APU性能正常可用；如果PDI大于所述第二预定值， 所述APU性能为差；PDI越大APU性能越差。

6.根据权利要求5的方法，其中所述第一预定值是0.7；所述第二 预定值是0.85。

7.根据权利要求1的方法，其中所述PT_Min用PT_BaseLine代替，所 述PT的阈值是所述APU正常运行时的固有最低引气量PT_BaseLine。

8.根据权利要求1的方法，其中将所述EGT-LCIT替换为EGT_cor， 所述PT替换为PT_cor；其中，EGT_cor是标准状态下的EGT，PT_cor是标准 状态下的引气压力，

其中所述PT_cor根据如下公式计算：

其中，ΔPT是与温度有关的函数，δ是海拔压力修正系数，根据如 下公式计算：

其中，ALT是海拔高度或标准高度，TAT是环境温度或总温，m是 空气质量，取值为29，g取值为10米/秒²，R是调整参数。

9.根据权利要求8的方法，进一步包括：如果所述PDI小于第一 预定值，所述APU性能良好；如果PDI大于所述第一预定值，小于第 二预定值，所述APU性能正常可用；如果PDI大于所述第二预定值， 所述APU已经进入衰退期；如果PDI大于第三预定值，则所述APU已 经进入故障期。

10.根据权利要求9的方法，其中所述第一预定值是0.7；所述第 二预定值是0.8；所述第三预定值是0.85。

11.根据权利要求8的方法，其中所述EGT_cor是根据如下公式计算：

其中，ΔEGT是与温度有关的函数，PT_Req是发动机启动时所需的 最低的引气压，p1和p2是修正系数。

12.根据权利要求8的方法，其中获取所述APU运行的排气温度 EGT、压气机进口温度LCIT、启动时间STA、使用时间TSR和引气压 力PT的步骤包括从APU报文中获得所述EGT、LCIT、STA、TSR和 PT。

13.根据权利要求8的方法，进一步包括生成包含所述APU运行 的所述EGT、LCIT、STA、TSR和PT信息的APU报文。