机组氧气系统性能检测方法

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。

权利要求

1.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力值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力值Ps进行机载氧气性能的判断。

2.根据权利要求1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。

3.根据权利要求2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。

4.根据权利要求3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。

5.根据权利要求4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。

6.根据权利要求5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力值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是压强，V是体积，T是修正温度，n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力值Ps。

7.根据权利要求6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力值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力值Ps1与飞机发动机停机3600s时的氧气标准状态下的压力值Ps2进行比较得到压差△Ps＝Ps1-Ps2，再根据压差△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力值Ps1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力值Ps2进行比较得到压差△Ps＝Ps1-Ps2，再根据压差△Ps进行机载氧气性能的判断。

8.根据权利要求7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△Ps进行机载氧气性能的判断的方法，是当(Ps1-Ps2)＞100PSI，机载氧气性能为异常；

反之，机载氧气性能为正常。

9.根据权利要求6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力值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力值Ps1与飞机发动机停机3600s时的氧气标准状态下的压力值Ps2进行比较得到压差△Ps＝Ps1-Ps2，再通过公式(Ps1-Ps2)/(t2-t1)得到氧气渗漏率，其中t1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力值Ps1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力值Ps2进行比较得到压差△Ps＝Ps1-Ps2，再通过公式(Ps1-Ps2)/(t2-t1)得到氧气渗漏率，其中t1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。

10.根据权利要求9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。

说明书

机组氧气系统性能检测方法

技术领域

[0001] 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，涉及一种机组氧气系统性能检测方法及系统。

背景技术

[0002] 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，难以维持正常的呼吸。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。

[0003] 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。

[0004] 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力进行记录，当机载氧气系统的压力低于某一阈值时，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一阈值时发出警报，进行更换氧气瓶。也有的航空公司，按硬时限更换氧气瓶。

[0005] 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

[0006] 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力；以及确定所述机组氧气系统的性能。

[0007] 根据本发明的另一个方面，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。

[0008] 根据本发明的另一个方面，提出一种机组氧气系统性能检测系统，包括：机组氧气压力数据获取装置；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；以及机组氧气压力数据处理装置，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。

[0009] 根据本发明的另一个方面，提出一种机组氧气系统性能检测系统，包 括：压力传感器，其测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的数据管理单元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。

[0010] 根据本发明的另一个方面，提出一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力；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。

附图说明

[0011] 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：

[0012] 图1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；

[0013] 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；

[0014] 图3是根据本发明的一个实施例的压力传感器的电路结构示意图；

[0015] 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；

[0016] 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；

[0017] 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；

[0018] 图7是机组氧气系统性能变化曲线的示意图；

[0019] 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；

[0020] 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力与测量时间的关系示意图；

[0021] 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力与测量时间的关系示意图；

[0022] 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示意图；以及

[0023] 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。

具体实施方式

[0024] 图1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1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。当氧气瓶中的压力过大时，易碎盘105破碎，氧气将流到机舱之外。

[0025] 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1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；另一个支路连接到测试端口，用来进行测试。

[0026] 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力传感器，例如压力传感器230，用来测量氧气瓶中的氧气压力。根据本发明的一个实施例，压力传感器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，压力传感器230可以安装到高压段的任何位置来测量氧气瓶中的氧气压力。

[0027] 图3是根据本发明的一个实施例的压力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。压电晶体将氧气压力转换为电信号。代表氧气压力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)。

[0028] 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包括机组氧气压力数据获取装置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。

[0029] 机组氧气压力数据获取装置401用于获取机组氧气系统中氧气瓶中 的氧气压力数据。图1-图3所示实施例的飞机机组氧气系统及其压力传感器可以应用于本实施例中的机组氧气压力数据获取装置401，以获取所需的机组氧气压力数据。机组氧气压力数据获取装置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，每一种飞机上几乎都会自动获取机组氧气的压力数据。也就是说，现有的飞机中都会安装有各自的机组氧气压力数据获取装置。而根据本发明的一个实施例，本发明的机组氧气压力数据获取装置401可以是任意一种这样的机组氧气压力数据获取装置。

[0030] 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 Display System(CFDS)也得到了发展。这些系统的一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时，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。

[0031] 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Data Management Unit（DMU）是AIDS系统的核心。DMU有以下两个非常重要的功能：

[0032] -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Digital AIDS Recorder（DAR）中；

[0033] -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。

[0034] 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。

[0035] 由于机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力与温度有关，所以在获取氧气压力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测量氧气温度的温度传感器。

[0036] 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：

[0037]

[0038] 其中，Tat表示大气温度或机外温度，Tc表示驾驶舱温度，k1和k2是调整参数，且满足k1+k2=2。根据本发明的一个实例，k1>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一些。当然，其他的均值公式也可以采用来计算氧气温度。

[0039] 根据本发明的一个实例，k1=k2。也就是说，公式（1）可以改写成：

[0040]

[0041] 其中，k是调整参数。根据本发明的一个实例，k是与数值1比较接近的数。k、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。

[0042] 根据本发明的一个实施例，可以取k=1。公式（2）可以改写成：

[0043]

[0044] 虽然这样得出的氧气温度可能不如公式（1）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。

[0045] 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参数。这些参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。

[0046] 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信寻址与报告系统Aircraft Communication Addressing and Reporting System（ACARS）。
ACARS是一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，实现各种信息的交换。

[0047] 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。

[0048] 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、发动机参数等实时数据信息，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。

[0049] 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。

[0050] 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。

[0051] 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。

[0052] 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。

[0053] 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。

[0054] 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1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1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。

[0055] 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力数据、大气温度和驾驶舱温度都可以即时测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1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1分钟的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度。

[0056] 根据本发明的一个实施例，在步骤521和522中，在获取起飞前1分钟的数据后，获取间隔30秒的机组氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度，然后，再获取间隔30秒的机组氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度。也就是说，获取起飞前1分钟，起飞前30秒和起飞时3组机组氧气压力数据、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。

[0057] 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。

[0058] 可以将起飞前（或起飞时）获得的机组氧气压力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力和温度数据后，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力和温度数据后，再将报文补充完整。

[0059] 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1小时的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据;在步骤552，获取降落后1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。

[0060] 根据本发明的一个实施例，在获取降落后1小时的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度之后，获取在降落后1小时并间隔30秒的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度，再获取降落后1小时并间隔60秒的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度。也就是，获取降落后1小时，1小时零30秒和1小时零60秒时3组氧气压力数据、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力数据和温度数据。

[0061] 根据本发明的一个实施例，如果飞机降落后不足1小时就再次起飞，在获取再次起飞前（或再次起飞时）的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度，代替降落后1小时获得的数据。当然，这也包括多次测量取中值或平均值的方式。

[0062] 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力数据、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在飞机上的管理单元MU。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。

[0063] 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。

[0064] 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ΔP的压力差。而漏气率可以用PL=ΔP/t来表示。当漏气率PL稳定时，机组氧气系统的性能处于稳定期；当漏气率PL逐渐增大时，机组氧气系统的性能进入衰减期；当漏气率PL大于一个阈值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。

[0065] 衰减期检测有如下好处：第一，当机组氧气系统处于衰减期时，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，减少飞机的延误。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。

[0066] 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力数据、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力数据、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力转换成标准温度下的标态压力。标准温度可以为20℃。当然，也可以采用其他温度。

[0067] 在获得了氧气温度以后，机组氧气在不同温度下测量的压力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：

[0068]

[0069] 其中Ps是标态压力，Ts是标准温度，P是测量得到的氧气压力，T是测量时氧气的温度。标准温度可以取20℃。当然，也可以采用其他温度。

[0070] 如图8所示，在步骤850中，按照步骤810-840的方式，获取机组氧气系统在不同时间的多组标态压力数据。在获得了多组不同时间内机组氧气系统中氧气瓶中的氧气在标准温度下的标态压力后，就可以通过对这些数据的处理和评估来确定机组氧气系统的性能。

[0071] 在步骤860中，对不同时间的多组标态压力数据进行分析，以确定机组氧气系统性能是否变差。或者，在步骤870中，将不同时间的多组标态压力数据作为一个样本与同一类型飞机的另一组标态压力数据的另一个样本做比较，以确定机组氧气系统性能是否变差。

[0072] 根据本发明的一个实施例，利用航段渗漏率来确定机组氧气系统的性能是否变坏。机组氧气系统的航段渗漏率就可以采用如下公式计算：

[0073]

[0074] 其中，t1为飞机起飞的时间，t2为飞机降落的时间，Ps1为飞机起飞时的机组氧气标态压力，Ps2为飞机降落后的机组氧气标态压力。由此，可以根据起飞前和降落后机组氧气标态压力变化ΔPs来确定机组氧气系统的性能。例如，如果ΔPs=Ps1-Ps2大于100PSI，机载氧气系统的性能变坏。

[0075] 也可以根据航段渗漏率来确定机组氧气系统的性能。例如，如果航段渗漏率 大于48PSI/天，机载氧气系统的性能变坏。

[0076] 根据计算的航段渗漏率，还估计某个温度下机组氧气系统的压力读数。这将能大大减少冬季因航后飞机和冷机情况下温度变化较大，造成飞行前非计划更换氧气瓶。

[0077] 根据本发明的一个实施例，通过对于机组氧气系统氧气标态压力Ps与机组氧气系统的氧气瓶安装时间to的统计关系，通过检测拟合曲线的斜率来确定机组氧气系统的性能。

[0078] Ps与to关系符合以下公式：

[0079] Ps=β1+β2*to+μ （6）

[0080] 其中，Ps是标态压力，to是机组氧气系统氧气瓶安装时间，β1是截距项，其与飞行时间有关；β2是斜率项，其反映了氧气系统的气密性；而μ是随机干扰项，其反映了Ps和to之间的不确定性。

[0081] to的均值可以表示如下：

[0082]

[0083] 其中，n表示参与计算的采样数据点的个数。

[0084] Ps的均值可以表示如下：

[0085]

[0086] 其中，n表示参与计算的采样数据点的个数。

[0087] 根据公式（6）-（8），β2可以采用如下公式计算

[0088]

[0089] β2为负值。β2的值越小说明机组氧气系统的气密性越差。通过检测β2，也就是斜率项，的变化可以得出机组氧气系统的性能。通过比较不同飞机之间的斜率项β2，也可以了解这些飞机的机组氧气系统的性能。

[0090] 采用上述斜率检测方法进行机组氧气系统性能检测的时候，参与计算的数据点所代表的时间内最好没有更换氧气瓶或者充氧等事件。

[0091] 根据本发明的一个实施例，通过对渗漏率的相互独立样本T检验（Independent Sample Test）的方法来确定机组氧气系统性能变差的情况。

[0092] 由于飞行航段时间间隔短，系统压力可能变化比较小，容易受外界温度拟合精度和压力传感器探测精度的影响，有时计算得出的标态压力波动较大。为了减小外界温度精度和压力传感器精度的影响，根据本发明的一个实施例，不采用航段渗漏率，而采用间隔大于24小时的两点进行压力比较，即采用间隔24小时渗漏率PL24。当然，也可以采用其他时间间隔，例如大于12或36小时的时间间隔。同时，为了消除由采样问题导致的数据坏点影响，对PL24可以采用3天滚动平均，其含义是计算3天内的全部PL24的平均值。3天仅作为举例而已，当然也可以采用其他的天数，例如2-4天。这取决于数据的情况。

[0093] 根据本发明的一个实施例，采用如下公式计算反映机组氧气系统性能特性的24小时3天滚动平均渗漏率PL-avg24，：

[0094]

[0095] 其中，n表示3天内数据点的个数。

[0096] 根据本发明的一个实例，如果希望确定某一时间段内机组氧气性能是否发生变化，即可以取该组时间段内的数据作为一组样本；同时，取同一类型飞机另一组数据的作为一组样本。将两组数据样本的PL-avg24进行比较，按统计学概率上来确定两组数据是否发生了显著变化，用以判断机组氧气系统的性能变差的时间段和变差程度。

[0097] 根据本发明的一个实例，首先，计算2组数据的PL-avg24，并计算PL-avg24方差。假定2 2
S1 是第一组PL-avg24（包含n项数据）的方差，S2 是第二组PL-avg24（包含m项数据）的方差。
2 2
由于S1/S2 应当服从F(n-1,m-1)分布，通过差找F分布表来确定F值。根据F值就可以判断两组数据是否有明显差异。如果检验两组数据属于同一分布的概率小于2.5%，则可以认为两组数据是有明显差异的。

[0098] 也可以采用其他的独立样本T检验方法来确定两组数据是否有明显差异。如果这种差异是明显的，则说明机组氧气系统的性能存在明显变化。如果判定机组氧气系统的性能存在明显变化，根据渗透率的均值就能很容易的判断出哪一组数据表征的机组氧气系统的性能变差。

[0099] 平均渗漏率的独立样板检验法既可以使用同一飞机不同时间段的数据，也可以使用同一类型不同飞机的数据。因此，这种方法比较灵活。而且，这种检验方式也不受是否更换氧气瓶和充氧的限制，可以用来比较更换氧气瓶和充氧前后机组氧气系统的性能是否发生明显变化。

[0100] 以下通过实例来说明如何采用本发明的方法来检测机组氧气系统的性能是否发生明显变化。

[0101] 图9是根据本发明的一个实施例，机组氧气系统氧气瓶的氧气的标态压力与测量时间的关系示意图。图9中折线分别代表实际采样转换的标态压力，直线代表根据氧气的标态压力与测量时间回归出的直线。采用斜率检测法的公式（9）进行检测就可以发现，机组氧气系统的渗漏率过大，斜率为-0.024929，比正常的斜率低于-0.015小了很多。这反映出了机组氧气系统的性能变差，已经进入了衰减期。

[0102] 图10是根据本发明的一个实施例，机组氧气系统氧气瓶的氧气的标态压力与测量时间的关系示意图。图中示出了一次更换机组氧气系统氧气瓶的过程。图10中点代表实际采样转换的标态压力。图11是根据图10所述实施例，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示意图。将更换氧气瓶前后的两组数据作为两个样本，采用独立样本T检验方法来检验二者是否相同。通过计算表明，在更换氧气瓶前后的两组数据相同的可能性为零。机组氧气系统的性能变差，平均渗漏率是原来的2倍。机组氧气系统的性能已经进入了衰减期。

[0103] 通过图9-图11的实施例可以看出，本发明对于机组氧气系统性能的检测方法通过对机组氧气报文中获得的机组氧气系统氧气压力数据和温度数据的处理和分析，通过计算斜率或者独立样本T检验等方法，可以得出机组氧气系统的性能是否变坏，而进入到机组氧气系统性能衰减期或故障期。

[0104] 图12是根据本发明的一个实施例，对飞机机组氧气系统维修的方法的流程图。在如图12所示的飞机机组氧气系统维修的方法1200中，在步骤1210，获取机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度。在步骤1220，根据获取的机组氧气系统中氧气瓶的氧气压力数据、大气温度和驾驶舱温度生成机组氧气报文。在步骤1230中，将生成 的机组氧气报文传输到服务器中。在步骤1240，服务器对机组氧气报文进行处理，获得机组氧气系统中氧气瓶的氧气标准温度下的标态压力。在步骤1250中，根据多组不同时间的标态压力数据，确定机组氧气系统性能是否变差。步骤1260中，如果机组氧气系统性能变差，安排适当的时机对机组氧气系统进行维修。

[0105] 本发明无需人工记录，节省了人力资源。并且，本发明通过氧气报文得到氧气标准状态下的压力和氧气渗漏率，从而判断机载氧气系统性能，能在机载氧气系统性能进入故障期之前加以修复，加快故障诊断，缩短排故时间，从而延长机载氧气系统的使用时间，降低了航空公司的运营成本，同时又能防止机载氧气系统突然大规模泄漏导致飞机上乘客人人身安全问题，提高了飞机的运行安全。本发明可以通过渗漏率预测该机载氧气系统的剩余的使用时间，从而大幅度的延长使用时间，还能降低飞机的维护成本。

[0106] 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。