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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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Zeitgemäße Flugzeuge enthalten Zapfluftsysteme, die Heißluft aus den Triebwerken des Flugzeugs zur Verwendung in anderen Systemen in dem Flugzeug einschließlich zur Luftklimatisierung und Druckaufrechterhaltung nutzen. Derzeit warten Fluglinien und Wartungspersonal, bis ein Fehler oder Problem in dem System auftritt und versuchen dann, die Ursache zu identifizieren und diesen entweder während einer geplanten oder wahrscheinlicher ungeplanten Wartung zu beheben. Das Auftreten von Fehlern wird auch manuell auf Ermessensbasis des Piloten aufgezeichnet.
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KURZBESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
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In einer Ausführungsform betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers in einem Flugzeug mit einem Triebwerk, das funktionell mit einem wenigstens ein Ventil und wenigstens einen Zapfluftsystemsensor enthaltenden Zapfluftsystem verbunden ist, wobei das Verfahren die Schritte des Empfangs eines Sensorsignals von dem wenigstens einem Zapfluftsystemsensor, um ein Sensorausgangssignal zu definieren, des Vergleichs des Sensorausgangssignals mit einem Bezugswert für das Sensorausgangssignal, der Diagnose eines Fehlers in dem Zapfluftsystem auf der Basis des Vergleichs und der Erzeugung einer Anzeige des diagnostizierten Fehlers beinhaltet.
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Das Verfahren kann beinhalten, dass das Sensorausgangssignal einmal pro Flug empfangen wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass die Erzeugung der Anzeige die Erzeugung der Anzeige auf einem PFD in einem Cockpit des Flugzeugs umfasst.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Empfang des Sensorsignals ferner den Empfang eines Temperatursensorausgangssignals aus einem Temperatursensor umfasst.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Empfang des Sensorsignals ferner den Empfang eines eine Fandrehzahl des Triebwerks anzeigenden Fandrehzahlausgangssignals umfasst.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Fehler auf der Basis mehrerer Vergleiche diagnostiziert wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass die mehreren Vergleiche einen Trend einer steigenden Vorkühlerauslasstemperatur gegenüber Daten der Vergangenheit und eine Verschiebung in der Beziehung zwischen der Vorkühlerauslasstemperatur und der Fandrehzahl anzeigen.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Fehler bei einem Vorkühlersteuerventil diagnostiziert wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Empfang des Sensorsignals ferner den Empfang eines einen Luftdruck des Zapfluftsystems anzeigenden Drucksensorausgangssignals umfasst.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Bezugswert ein berechneter Druck von einem anderen Triebwerk des Flugzeugs ist.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Vergleich eine pneumatische Druckaufteilung anzeigt.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Fehler bei einem Vorkühlersteuerventil diagnostiziert wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass ein Fehler bei einem druckregelnden Absperrventil oder Zapfluftregler diagnostiziert wird, wenn schwankende Drücke ermittelt werden.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass ein Fehler bei einem Regler einer hohen Stufe oder einem Ventil einer hohen Stufe diagnostiziert wird, wenn ein niedriger Druck ermittelt wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass der Fehler bei dem Regler der hohen Stufe oder dem Ventil der hohen Stufe diagnostiziert wird, wenn eine niedrige Fandrehzahl ermittelt wird.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass das Sensorausgangssignal aus mehreren Flugphasen des Flugzeugs stammt.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass die mehreren Flugphasen Start, Sinkflug und Reiseflug beinhalten.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann umfassen, dass der Fehler diagnostiziert wird, wenn der Vergleich den Bezugswert eine vorbestimmte Anzahl von Malen über einer vorbestimmten Anzahl von Flügen überschreitet.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass eine Steuerung des Flugzeugs das Sensorsignal empfängt, das Sensorausgangssignal vergleicht, den Fehler diagnostiziert und die Anzeige liefert.
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Jedes vorstehend erwähnte System kann beinhalten, dass die Steuerung einen Algorithmus zum Diagnostizieren des Fehlers verwendet.
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KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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In den Zeichnungen ist:
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1 eine schematische Ansicht eines Teils eines exemplarischen Zapfluftsystems;
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2 eine perspektivische Ansicht eines Flugzeugs und eines Bodensystems, in welchen Ausführungsformen der Erfindung implementiert sein können; und
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3 ein Flussdiagramm, das ein Verfahren zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers in einem Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der Erfindung darstellt.
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BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSFORMEN DER ERFINDUNG
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1 stellt schematisch einen Abschnitt eines Zapfluftsystems 10 dar, welches mit einem Triebwerk 12 mit einem Fan 14, wie z. B. einem Turbofanstrahltriebwerk, verbunden ist. Verschiedene Zapfanschlüsse 16 können mit verschiedenen Abschnitten des Triebwerks 12 verbunden sein, um stark komprimierte Luft an das Zapfluftsystem 10 zu liefern. Ein Steuerungsmechanismus 18 kann zum Steuern des Zapfluftsystems 10 verwendet werden. Verschiedene Komponenten können in dem Zapfluftsystem 10 enthalten sein, einschließlich eines Vorkühlers 20, eines Zapfluftreglers 21, verschiedene Ventile 22 einschließlich eines Vorkühlersteuerventils (PCCV) und verschiedene Sensoren einschließlich beispielsweise eines Temperatursensors 24, eines Fandrehzahlsensors 26 und eines Drucksensors 28. In dem dargestellten Beispiel sind der Temperatursensor 24 und der Drucksensor 28 hinter dem PCCV angeordnet. Obwohl nur ein Temperatursensor 24 und Drucksensor 28 dargestellt worden sind, dürfte es sich verstehen, dass eine beliebige Anzahl von Sensoren in dem Zapfluftsystem enthalten sein können, was beinhaltet, dass die Sensoren an verschiedenen Stufen in dem Zapfluftsystem 10 enthalten sein können. Ferner können Sensoren enthalten sein, um verschiedene Parameter auszugeben, welche Binär-Merker beinhalten, um Ventilstellungen und/oder Positionen einschließlich beispielsweise des Zustands des Ventils (z. B. vollständig offen, offen, im Übergang, geschlossen, vollständig geschlossen) anzuzeigen; die Binär-Merker können auch eine Anzahl anderer Elemente anzeigen, wenn beispielsweise ein Leck aus dem Luftsystem auf dem Flügel detektiert worden ist, oder wenn eine Temperatur oder ein Druck gemäß Berechnung durch das Flugzeug einen Grenzwert bei einer einmaligen Gelegenheit oder mehrere Male über eine spezifizierte Zeit/Datenperiode überschritten hat. Es ist möglich, dass diese Daten-Merker von Punkten in dem System zur Verfügung stehen können, wo derzeit keine laufenden Daten verfügbar sind.
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2 veranschaulicht ein Flugzeug 30, das ein Zapfluftsystem 10 enthalten kann, wovon nur ein Abschnitt zum Zweck der Verdeutlichung dargestellt ist, und das Ausführungsform der Erfindung ausführen kann. Gemäß Darstellung kann das Flugzeug 30 mehrere mit einem Rumpf 32 verbundene Triebwerke 12, ein in dem Rumpf 32 positioniertes Cockpit 34 und sich von dem Rumpf 32 nach außen erstreckende Flügelanordnungen 36 enthalten. Der Steuerungsmechanismus 18 ist als in dem Cockpit 34 enthaltend dargestellt und kann durch einen darin befindlichen Piloten betätigt werden.
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Mehrere zusätzliche Flugzeugsysteme 38, die einen korrekten Betrieb des Flugzeugs 30 ermöglichen, können ebenfalls in dem Flugzeug 30 enthalten sein, sowie eine Steuerung 40 und ein Kommunikationssystem mit einer drahtlosen Kommunikationsverbindung 42. Die Steuerung 40 kann funktionell mit den mehreren Flugzeugsystemen 38 einschließlich des Zapfluftsystems 10 verbunden sein. Beispielsweise können der Vorkühler 20 (1), der Zapfluftregler 21 (1), verschiedene Ventile 22 (1), ein Temperatursensor 24, ein Fandrehzahlsensor 26 und ein Drucksensor 28 funktionell mit der Steuerung 40 verbunden sein.
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Die Steuerung 40 kann auch mit anderen Steuerungen des Flugzeugs 30 verbunden sein. Die Steuerung 40 kann einen Speicher 44 enthalten, der Speicher 44 kann einen Arbeitsspeicher (RAM), Nur-Lese-Speicher (ROM), Flash-Speicher oder einen oder mehrere unterschiedliche Arten tragbarer elektronischer Speicher, wie z. B. Platten, DVDs, CD-ROMs usw. oder irgendeine beliebige geeignete Kombination dieser Speicherarten enthalten. Die Steuerung 40 kann eine oder mehrere Prozessoren 46 enthalten, welche beliebige geeignete Programme ablaufen lassen können. Die Steuerung 40 kann ein Teil eines FMS sein oder kann funktionell mit dem FMS verbunden sein.
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Eine computerdurchsuchbare Informationsdatenbank kann in dem Speicher 44 gespeichert und für die Prozessoren 46 zugänglich sein. Der Prozessor 46 kann einen Satz ausführbarer Instruktionen ablaufen lassen, um die Datenbank anzuzeigen oder auf die Datenbank zuzugreifen. Alternativ kann die Steuerung 40 funktionell mit einer Informationsdatenbank verbunden sein. Beispielsweise kann eine derartige Datenbank auf einem alternativen Computer oder einer Steuerung gespeichert sein. Es dürfte sich verstehen, dass die Datenbank eine beliebige geeignete Datenbank, einschließlich nur einer Datenbank mit mehreren Datensätzen, mehrere miteinander verknüpfte diskrete Datenbänke, oder sogar nur eine einfache Datentabelle sein kann. Es ist vorgesehen, dass die Datenbank eine beliebige Anzahl von Datenbanken beinhalten kann, oder dass die Datenbank tatsächlich eine Anzahl getrennter Datenbanken sein kann.
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Die Datenbank kann Daten speichern, die Daten der Vergangenheit in Bezug auf den Bezugswert für die Sensorausgangssignale sowie Zapfluftsystemdaten der Vergangenheit für das Flugzeug 30 und in Bezug auf eine Flugzeugflotte enthalten können. Die Datenbank kann auch Bezugswerte einschließlich Werten der Vergangenheit oder gesammelten Werten enthalten.
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Alternativ ist es vorgesehen, dass die Datenbank von der Steuerung 40 getrennt, aber mit der Steuerung 40 dergestalt in Verbindung stehen kann, dass durch die Steuerung 40 darauf zugegriffen werden kann. Beispielsweise ist es vorgesehen, dass die Datenbank auf einer tragbaren Speichervorrichtung enthalten sein kann, und dass in einem derartigen Falle das Flugzeug 30 einen Anschluss für die Aufnahme der tragbaren Speichervorrichtung enthält und ein derartiger Anschluss in elektronischer Verbindung mit der Steuerung 40 dergestalt stehen würde, dass die Steuerung 40 in der Lage sein kann, die Inhalte der tragbaren Speichervorrichtung auszulesen. Es ist auch vorgesehen, dass die Datenbanken durch die drahtlose Kommunikationsverbindung 42 aktualisiert werden können, und dass auf diese Weise Echtzeitinformation in der Datenbank enthalten sein kann und dass darauf durch die Steuerung 40 zugegriffen werden kann.
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Ferner ist vorgesehen, dass eine derartige Datenbank außerhalb des Flugzeugs an einer Stelle, wie z. B. einer Fluglinienbetriebszentrale, Flugbetriebsabteilungssteuerung oder an einer anderen Stelle angeordnet sein kann. Die Steuerung 40 kann funktionell mit einem drahtlosen Netzwerk verbunden sein, über welche die Datenbankinformation an die Steuerung 40 geliefert werden kann.
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Obwohl ein kommerzielles Flugzeug dargestellt worden ist, ist es vorgesehen, dass Teile der Ausführungsformen der Erfindung überall implementiert werden können, einschließlich in einer Steuerung oder in einem Computer 50 bei einem Bodensystem 52. Ferner kann/können die Datenbank(en), wie vorstehend beschrieben, in einem Zielserver oder einem Computer 50 angeordnet sein, welche sich bei einem bestimmten Bodensystem 52 befinden können und diese enthalten können. Alternativ kann sich die Datenbank an einer alternativen Bodenstelle befinden. Das Bodensystem 52 kann mit anderen Vorrichtungen, welche die Steuerung 40 und die entfernt von dem Computer 50 angeordneten Datenbanken enthalten, über eine drahtlose Kommunikationsverbindung 54 kommunizieren. Das Bodensystem 52 kann jede Art von kommunizierendem Bodensystem 52, wie z. B. eine Flugliniensteuerungs- und Flugbetriebsabteilung sein.
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Entweder die Steuerung 40 oder der Computer 50 kann das gesamte oder einen Teil eines Computerprogramms mit einem ausführbaren Instruktionssatz zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers in dem Flugzeug 30 enthalten. Derartige diagnostizierte Fehler können einen nicht korrekten Betrieb von Komponenten sowie einen Ausfall von Komponenten beinhalten. So wie hierin verwendet, bezieht sich der Begriff ”Diagnose” auf eine Ermittlung, nachdem der Fehler aufgetreten ist, entgegengesetzt zu einer Vorhersage, welche sich auf eine vorhersehende Ermittlung bezieht, die den Fehler im Voraus bekannt macht, oder wenn der Fehler auftritt. In Rahmen der Diagnose kann die Steuerung 30 und/oder der Computer 40 den Fehler detektieren. Unabhängig davon, ob die Steuerung 40 oder der Computer 50 das Programm zur Diagnose des Fehlers ablaufen lässt, kann das Programm ein Computerprogrammprodukt beinhalten, das maschinenlesbare Medien enthalten kann, um darauf gespeicherte maschinenausführbare Instruktionen oder Datenstrukturen zu transportieren oder zu enthalten. Derartige maschinenlesbare Medien können beliebige verfügbare Medien sein, auf welche durch einen Allzweck- oder Spezialzweck-Computer oder eine andere Maschine mit einem Prozessor zugegriffen werden kann. Im Allgemeinen kann ein derartiges Computerprogramm Routinen, Programme, Objekte, Komponenten, Datenstrukturen, Algorithmen usw. enthalten, die die technische Auswirkung der Durchführung spezieller Aufgaben oder die Implementation spezieller abstrakter Datentypen haben. Maschinenausführbare Instruktionen, zugeordnete Datenstrukturen und Programme stellen Beispiele von Programmcode zur Ausführung des Austauschs von Information wie hierin offengelegt dar. Maschinenausführbare Instruktionen können beispielsweise Instruktionen und Daten enthalten, welchen einen Allzweck-Computer, Spezialzweck-Computer oder eine Spezialzweck-Verarbeitungsmaschine veranlassen, eine bestimmte Funktion oder Gruppe von Funktionen auszuführen.
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Es dürfte sich verstehen, dass das Flugzeug 30 und der Computer 50 lediglich zwei exemplarische Ausführungsformen darstellen, die dafür eingerichtet sein können, Ausführungsformen oder Teile von Ausführungsformen der Erfindung zu implementieren. Während des Betriebs können entweder das Flugzeug 30 und/oder der Computer 50 einen Zapfluftsystemfehler diagnostizieren. Im Rahmen eines nicht einschränkenden Beispiels kann, während das Flugzeug 30 betrieben wird, der Steuerungsmechanismus 18 dazu genutzt werden, das Zapfluftsystem 10 zu betreiben. Den Temperatursensor 24, Fandrehzahlsensor 26 und Drucksensor 28 beinhaltende Sensoren können Daten bezüglich verschiedener Eigenschaften des Zapfluftsystems 10 ausgeben. Die Steuerung 40 und/oder der Computer 50 können Eingangssignale aus dem Steuerungsmechanismus 18, dem Temperatursensor 24, dem Fandrehzahlsensor 26, dem Drucksensor 28, Flugzeugsystemen 38, der bzw. den Datenbanken und/oder Information von Flugliniensteuerungs- oder Flugbetriebsabteilungen zur Diagnose des Zapfluftsystemfehlers oder zum Detektieren eines Fehlers nutzen, den die Fluglinienwartungsmannschaft zuvor nicht kannte. Unter anderem können die Steuerung 40 und/oder der Computer 50 die von dem Temperatursensor 24, dem Fandrehzahlsensor 26 und Drucksensor 28 über der Zeit ausgegebenen Daten analysieren, um Verschiebungen, Trends, Schritte oder Spitzen in dem Betrieb des Zapfluftsystems 10 zu ermitteln. Die Steuerung 40 und/oder der Computer 50 können die Zapfluftsystemdaten analysieren, um Drücke in der Vergangenheit, Temperaturen in der Vergangenheit, Druckdifferenzen zwischen zwei Triebwerken in dem Flugzeug 30, Temperaturdifferenzen zwischen zwei Triebwerken in dem Flugzeug 30 usw. analysieren usw. und um Fehler in dem Zapfluftsystem 10 auf der Basis dieser zu diagnostizieren. Sobald ein Zapfluftsystemfehler diagnostiziert worden ist, kann eine Anzeige in dem Flugzeug 30 und/oder bei dem Bodensystem 52 erzeugt werden. Es ist vorgesehen, dass die Diagnose des Zapfluftsystemfehlers während des Flugs erfolgen kann, nach dem Flug erfolgen kann oder nach einer bestimmten Anzahl von Flügen erfolgen kann. Die drahtlose Kommunikationsverbindung 42 und die drahtlose Kommunikationsverbindung 54 können beide zum Übertragen von Daten dergestalt genutzt werden, dass der Fehler entweder durch die Steuerung 40 und/oder den Computer 50 diagnostiziert werden kann.
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Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht 3 ein Verfahren 100, welches zur Diagnose eines Fehlers in dem Zapfluftsystem 10 dergestalt verwendet werden kann, wobei ein derartiger diagnostizierter Fehler einen diagnostizierten Ausfall beinhalten kann. Das Verfahren 100 beginnt bei 102 durch den Empfang eines Sensorsignals aus wenigstens einem der Sensoren des Zapfluftsystems 10, um ein für die Eigenschaften des Zapfluftsystems 10 relevantes Ausgangssignal zu definieren. Dieses kann einen sequentiellen und/oder simultanen Empfang von Daten aus einem oder mehreren von den Sensoren des Flugzeugs 30 beinhalten, was einschließt, dass ein Temperatursensorausgangssignal aus dem Temperatursensor 24 empfangen werden kann, ein Drucksensorausgangssignal, das den Luftdruck des Zapfluftsystems 10 anzeigt, aus dem Drucksensor 28 empfangen werden kann, und ein die Fandrehzahl des Triebwerks anzeigendes Fandrehzahlausgangssignal aus dem Fandrehzahlsensor 26 empfangen werden kann. Ferner kann der Empfang des Sensorsignals den Empfang mehrerer Sensorausgangssignale und Information bezüglich der Einstellungen der verschiedenen Ventile 22 beinhalten.
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Es ist vorgesehen, dass das Sensorausgangssignal Rohdaten enthalten kann, aus welchen eine Vielzahl weiterer Informationen abgeleitet oder anderweitig entnommen werden kann, um das Sensorausgangssignal zu definieren. Es dürfte sich verstehen, dass unabhängig davon, ob das Sensorausgangssignal direkt empfangen wird oder aus einem empfangenen Ausgangssignal abgeleitet wird, das Ausgangssignal als das Sensorausgangssignal betrachtet werden kann.
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Beispielsweise kann das Sensorausgangssignal über der Zeit gesammelt werden, um gesammelte Sensordaten zu definieren. Das Sammeln des empfangenen Sensorausgangssignals über der Zeit kann das Sammeln des empfangenen Sensorausgangssignals über mehrere Flugphasen und/oder mehrere Flüge hinweg beinhalten. Derartige gesammelte Sensordaten können einen Mittelwert, einen laufenden oder aktuellen Mittelwert oder einen Mittelwert der Vergangenheit beinhalten. Es ist auch vorgesehen, dass die Sammlung des empfangenen Sensorausgangssignals die Sammlung mehrerer Werte einschließlich eines aktuellen Mittelwertes und eines Mittelwertes der Vergangenheit beinhalten. Derartige gesammelte Sensordaten können nach einem Wartungsvorgang zurückgesetzt werden. Im Rahmen nicht einschränkender Beispiele können derartige gesammelte Sensordaten einen laufenden Mitteldruckwert der Vergangenheit, einen laufenden aktuellen Mitteldruckwert, einen laufenden Mitteltemperaturwert der Vergangenheit, einen laufenden aktuellen Mitteltemperaturwert, einen Standardabweichungstemperaturwert der Vergangenheit, einen aktuellen Standardabweichungstemperaturwert, einen Maximaltemperatur- oder eine gegebene Anzahl von Datenpunkten, ein Korrelationsmaß zwischen einer Temperatur und einem Triebwerksparameter, wie z. B. einer angezeigten Fandrehzahl usw. beinhalten.
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Das Sensorausgangssignal kann einmal pro Flug oder mehrere Male pro Flug empfangen werden. Die Daten können während einer Anzahl unterschiedlicher Flugphasen des Flugzeugs 30 empfangen werden. Beispielsweise können die mehreren Flugphasen Start, Sinkflug und das längste Reiseflugsegment beinhalten. Beispielsweise kann das empfangene Sensorausgangssignal eines von einem Mittelsensorausgangssignal sein, das aus den aus den mehreren Phasen empfangenen Sensorausgangssignalen berechnet ist.
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Bei 104 kann das Sensorausgangssignal mit einem Bezugswert für das Sensorausgangssignal verglichen werden. Der Bezugswert kann jeder beliebige geeignete Bezugswert in Bezug auf das Sensorausgangssignal einschließlich des Umstandes sein, dass der Bezugswert ein Temperaturwert sein kann, ein Wert, der Temperaturwerte oder Druckwerte bei einer spezifischen Fandrehzahl anzeigt oder ein Druckwert usw. sein kann. Der Bezugswert für das Sensorausgangssignal kann auch einen Bezugswert der Vergangenheit für das Sensorausgangssignal einschließlich beispielsweise Daten der Vergangenheit in Bezug auf das Zapfluftsystem des Flugzeugs oder Daten der Vergangenheit für mehrere andere Flugzeuge beinhalten. Somit kann das Ausgangssignal mit Ergebnissen, die aus vorherigen Flügen für dasselbe Flugzeug erhalten wurden und gegenüber der gesamten Flugzeugflotte verglichen werden. Ferner kann der Bezugswert für das Sensorausgangssignal einen Wert beinhalten, der während des Flugs ermittelt wurde, wie z. B. durch Empfangen eines Ausgangssignals von einem von dem Temperatursensor 24, Fandrehzahlsensor 26 und Drucksensor 28. Damit versteht es sich, dass der Bezugswert für das Sensorausgangssignal während des Betriebs definiert werden kann. Beispielsweise könnte der Bezugswert ein berechneter Druck aus einem anderen Triebwerk des Flugzeugs sein. Alternativ können die Bezugswerte in einer von den Datenbanken wie vorstehend beschrieben, gespeichert sein.
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Auf diese Weise kann das Sensorausgangssignal mit einem Bezugswert für das Sensorausgangssignal verglichen werden. Jeder geeignete Vergleich kann durchgeführt werden. Beispielsweise kann der Vergleich die Ermittlung einer Differenz zwischen dem Sensorausgangssignal und dem Bezugswert beinhalten. Im Rahmen eines nicht einschränkenden Beispiels kann der Vergleich den Vergleich eines aktuell ausgegebenen Signals mit einem Wert der Vergangenheit beinhalten. Der Vergleich kann die Ermittlung eines Maßes einer maximalen Temperatur über einem vorgegebenen Schwellenwert beinhalten. Der Vergleich kann alternativ die Ermittlung einer Druckdifferenz zwischen Triebwerken in demselben Flugzeug 30 beinhalten. Vergleiche können auf der Basis eines Flugs ausgeführt werden oder die Daten können für jedes einzelne Triebwerk über eine Reihe von Flügen verarbeitet werden. Es ist auch vorgesehen, dass die Vergleiche begrenzt werden können, dass sie innerhalb verschiedener angezeigter Fandrehzahlbereiche aufgrund der Abhängigkeit der Temperaturveränderung von der angezeigten Fandrehzahl liegen. Vergleiche können ferner eine Veränderung in der Korrelation zwischen zwei Parametern messen, einschließlich des Punktes, wo die Korrelation einen gegebenen Schwellenwert überschreitet.
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Bei 106 kann ein Fehler in dem Zapfluftsystem auf der Basis des Vergleichs bei 104 diagnostiziert werden. Beispielsweise kann ein Fehler in dem Zapfluftsystem 10 diagnostiziert werden, wenn der Vergleich anzeigt, dass der Sensor einen vorbestimmten Schwellenwert erfüllt. Der Begriff ”erfüllt” den Schwellenwert wird hierin in der Bedeutung verwendet, dass der Veränderungsvergleich den vorbestimmten Schwellenwert erfüllt, wie z. B. gleich ist, kleiner oder größer als der Schwellenwert ist. Es dürfte sich verstehen, dass eine derartige Ermittlung leicht verändert werden kann, dass sie durch einen positiven/negativen Vergleich oder Wahr/Falsch-Vergleich erfüllt wird. Beispielsweise kann ein kleinerer als der Schwellenwert erfüllt werden, indem ein Größer-Test angewendet wird, wenn die Daten numerisch invertiert werden. Jede beliebige Anzahl von Fehlern in dem Zapfluftsystem 10 kann ermittelt werden. Im Rahmen eines nicht einschränkenden Beispiels kann ein Fehler bei einem Vorkühlersteuerventil (PCCV) diagnostiziert werden, wenn die Vergleiche einen steigenden Trend der Vorkühlerauslasstemperatur gegenüber Daten der Vergangenheit und eine Verschiebung in der Beziehung zwischen einer Vorkühlerauslasstemperatur und der Fandrehzahl anzeigen. Ferner kann ein Fehler bei einem PCCV diagnostiziert werden, wenn eine pneumatische Druckaufteilung zwischen Triebwerken desselben Flugzeugs auftritt, ein Fehler mit einem druckregelnden Absperrventil (PRSOV) oder einem Zapfluftregler kann diagnostiziert werden, wenn schwankende Drücke ermittelt werden, ein Fehler bei einem Regler einer hohen Stufe oder einem Ventil einer hohen Stufe kann diagnostiziert werden, wenn ein niedriger Druck ermittelt wird, wobei jedoch, wenn dieses nur im Steig- oder Reiseflug ermittelt wird, ein Fehler mit dem Luftregelungssystem ermittelt werden kann, oder ein Fehler bei dem Regler der hohen Stufe oder dem Ventil der hohen Stufe ermittelt werden kann, wenn eine niedrige Fandrehzahl ermittelt wird. Wenn ein niedriger Druck ermittelt wird, kann ein Fehler bei dem Zapfluftregler oder dem PRSOV ermittelt werden, wenn eine hohe Fandrehzahl ermittelt wird und ein hoher Druck ermittelt wird, kann ein Fehler mit dem Regler der hohen Stufe und dem Ventil der hohen Stufe ermittelt werden, wenn die Triebwerke bei hoher Leistung arbeiten und der Druck stromaufwärts von dem PRSOV hoch ist. Sensorfehler können ebenfalls durch die Ermittlung einer hohen Zahl von Messwerten außerhalb des Bereichs oder beispielsweise mittels Vergleichen von neueren Mitteltemperaturen mit Mitteltemperaturen der Vergangenheit ermittelt werden, während andere Messwerte als normal ermittelt werden. Es dürfte sich verstehen, dass jede beliebige Anzahl von Fehlern auf der Basis einer beliebigen Anzahl von Vergleichen vorhergesagt werden kann. Diese Vergleiche können auch zur Erzeugung von Information bezüglich der Schwere des Fehlers verwendet werden.
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Ferner kann die Diagnose des Fehlers auf mehreren Vergleichen beruhen. Der Vergleich oder die Kombination von Vergleichen kann anzeigen, welche Sensoren, Teile oder Subsysteme wahrscheinlich fehlerhaft sind. Beispielsweise ist es, wenn ein spezielles Ventil anzeigt, dass sich sein Zustand häufig verändert, aber alle anderen Parameter normal sind, wahrscheinlich, dass der Sensor, welcher ermittelt, welchen Zustand das Ventil hat, fehlerhaft ist. Ein weiteres Beispiel kann sein, dass, wenn ein Vorkühlereinlassdruck normal ist, aber ein Übergangsdruck angezeigt wird und einige von den Parametern Lecks in dem Flügel anzeigen, dann wahrscheinlich ein Leck zwischen dem Vorkühler und dem Ausgang zu dem Luftklimasystem vorliegt.
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In der Implementation können die Bezugswerte für das Sensorausgangssignal und Vergleiche in einen Algorithmus zur Diagnose von Fehlern in dem Zapfluftsystem 10 umgewandelt werden. Ein derartiger Algorithmus kann zu einem Computerprogramm umgewandelt werden, das einen Satz ausführbarer Instruktionen enthält, welche von der Steuerung 40 und/oder dem Computer 50 ausgeführt werden können. Verschiedene weitere Parameter, die durch Bordsysteme aufgezeichnet werden, wie z. B. Höhe, Ventileinstellungen usw., können ebenfalls durch ein derartiges Computerprogramm zur Diagnose von Fehlern in dem Zapfluftsystem 10 verwendet werden. Alternativ kann das Computerprogramm ein Modell beinhalten, welches zur Diagnose von Fehlern in dem Zapfluftsystem 10 verwendet werden kann. Ein Modell kann die Benutzung von denkenden Netzwerken, Flussdiagrammen und Entscheidungsbäumen beinhalten. Die Diagnose kann auf einem Verständnis des Systems und von Mustern in den Daten im Vergleich zu vorherigen Fehlern beruhen. Das Modell kann sicherstellen, dass jede verfügbare Information genutzt wird, und kann falsch positive Angaben ignorieren. Beispielsweise kann das Modell die Kenntnis nutzen, dass einzelne Spitzen im Druck mit einer Wartung in dem Luftklimasystem zusammenhängen können.
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Bei 108 können die Steuerung 40 und/oder der Computer 50 eine Anzeige des Fehlers in dem Zapfluftsystem 10, die bei 106 diagnostiziert wurden, erzeugen. Die Anzeige kann in jeder beliebigen geeigneten Weise an jeder geeigneten Stelle einschließlich des Cockpits 34 und des Bodensystems 52 erzeugt werden. Beispielsweise kann die Anzeige auf dem Hauptflugdisplay (PFD) in einem Cockpit 34 des Flugzeugs 30 erzeugt werden. Wenn die Steuerung 40 das Programm ablaufen lässt, kann die geeignete Anzeige in dem Flugzeug 30 erzeugt werden und/oder zu dem Bodensystem 52 hochgeladen werden. Alternativ kann, wenn das Programm auf dem Computer 50 läuft, dann die Anzeige zu dem Flugzeug 30 hochgeladen oder anderweitig übertragen werden. Alternativ kann die Anzeige dergestalt weitergeleitet werden, dass sie an eine andere Stelle, wie z. B. die Flugliniensteuerungs- oder Flugbetriebsabteilung geliefert wird.
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Es dürfte sich verstehen, dass das Verfahren zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers flexibel ist und das dargestellte Verfahren lediglich Veranschaulichungszwecken dient. Beispielsweise ist die Ablauffolge der dargestellten Schritte nur für Veranschaulichungszwecke gedacht und soll das Verfahren
100 in keiner Weise einschränken, da es sich versteht, dass die Schritte in unterschiedlicher logischer Reihenfolge durchlaufen werden können oder zusätzliche oder Zwischenschritte ohne Abweichung von den Ausführungsformen der Erfindung enthalten sein können. Ferner kann der Fehler diagnostiziert werden, wenn der Vergleich einen Bezugswert eine vorbestimmte Anzahl von Malen und/oder über eine vorbestimmte Anzahl von Flügen überschreitet. Ferner kann der Fehler auch auf abgeleiteten Daten, wie z. B. Mittelwerten, Minimal-, Maximal-Werten, Standardabweichungen, Zählwerten über oder unter Schwellenwerten, Zustandsänderungen, Korrelationen usw. beruhen, die für die Flugphasen des Flugzeugs berechnet werden können. Des Weiteren können die Fehler während spezieller Flugphasen ermittelt werden, oder wenn bestimmte Bedingungen, wie z. B. hohe Fandrehzahlen angetroffen werden. Beispielsweise können Daten bei bestimmten Flugphasen eine spezielle Diagnose gemäß Darstellung in der nachstehenden Tabelle 1 anzeigen.
| Flugphase | Datenanzeige | Manifestation | Diagnoseabschnitt |
| Startleistung | Normalwert Druck vor dem PRSOV ist hoch | Auslösung (Druck hoch) | Zapfluftregler, Ventil hoher Stufe, Regler hoher Stufe |
| Steig-, Reise- oder Sinkflug | Druck niedrig | Auslösung (Temperatur hoch) | PCCV-, PCCV-Sensor |
| Hohe Fandrehzahl | Hoher Druck | Cockpitmeldung oder Auslösung | Zapfluftregler, PRSOV |
| Alle | Schwankender Druck | Cockpitmeldung oder Auslösung | Zapfluftregler, PRSOV |
| Steig- oder Reiseflug | Niedriger Druck | Zapfluftregelungsproblem oder nicht genug Kühlluft für den Vorkühler | PCV, Temperatursensoren, Zapfluftregler, oder PRSOV |
| Niedrige Fandrehzahl | Niedriger Druck | Cockpitmeldung mittels Teilung/sichtbaren niedrigen Werten | Hohe Stufe (Regler oder Ventil), Zapfluftregler, oder PRSOV |
Tabelle 1: Exemplarische ermittelte Diagnose
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Vorteilhafte Auswirkungen der vorstehend beschriebenen Ausführungsformen beinhalten, dass von dem Flugzeug gesammelte Daten zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers verwendet werden können. Dieses reduziert die Wartungszeiten und den Betriebseinfluss von Fehlern und Problemen aufgrund des Zapfluftsystems. Insbesondere kann es eine Verkürzung der Zeit geben, die zur Problemdiagnose erforderlich ist, und Probleme können genau diagnostiziert werden. Dieses ermöglicht Kosteneinsparungen durch Reduzierung der Wartungskosten, Umplanungskosten und minimaler Betriebsbeeinflussungen einschließlich einer Minimierung der Zeit des Flugzeugs am Boden.
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Diese Beschreibung nutzt Beispiele, um die Erfindung einschließlich ihrer besten Ausführungsart offenzulegen und um auch jedem Fachmann zu ermöglichen, die Erfindung einschließlich der Herstellung und Nutzung aller Elemente und Systeme und der Durchführung aller einbezogenen Verfahren in die Praxis umzusetzen. Der patentfähige Schutzumfang der Erfindung ist durch die Ansprüche definiert und kann weitere Beispiele umfassen, die für den Fachmann ersichtlich sind.
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Derartige weitere Beispiele sollen in dem Schutzumfang der Erfindung enthalten sein, sofern sie strukturelle Elemente besitzen, die sich nicht von dem Wortlaut der Ansprüche unterscheiden, oder wenn sie äquivalente strukturelle Elemente mit unwesentlichen Änderungen gegenüber dem Wortlaut der Ansprüche enthalten.
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Es wird ein Verfahren 100 zur Diagnose eines Zapfluftsystemfehlers bereitgestellt, wobei das Verfahren 100 die Schritte des Empfangs eines Sensorsignals von dem wenigstens einem Zapfluftsystemsensor, um ein Sensorausgangssignal 102 zu definieren, des Vergleichs des Sensorausgangssignals mit einem Bezugswert 104 und der Diagnose eines Fehlers in dem Zapfluftsystem auf der Basis des Vergleichs 106 beinhaltet.