KR102186988B1 - 온-보드 불활성 기체 생성 시스템 예측 헬스 모니터링 - Google Patents

온-보드 불활성 기체 생성 시스템 예측 헬스 모니터링 Download PDF

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제씨 피터슨
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칼튼 라이프 서포트 시스템즈, 아이엔씨.
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Abstract

본 발명에서는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들의 성능 결함을 개선하고 유지보수 예측치를 계산하기 위한 시스템이 기술된다. OBIGGS 구성요소들은 오존 컨버터, 열교환기, 유입 필터, 및 공기 분리 모듈(ASM)을 포함한다. 상기 시스템은 OBIGGS의 각각의 구성요소들에 결합된 하나 이상의 각각의 센서를 포함하는 예측 헬스 모니터링(PHM) 센서 네트워크를 포함한다. 하나 이상의 각각의 센서는 각각의 구성요소의 성능 조건에 상응하는 각각의 데이터 신호를 출력하도록 구성된다. 컨트롤 유닛이 PHM 센서 네트워크의 각각의 센서에 신호적으로 결합되고 각각의 구성요소에 작동 가능하게 결합된다. 컨트롤 유닛은 각각의 구성요소를 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위해 각각의 데이터 신호를 분석하도록 구성된 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘을 포함한다.

Description

온-보드 불활성 기체 생성 시스템 예측 헬스 모니터링
본 발명은, 일반적으로는, 불활성 기체 생성 시스템, 가령, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS) 및 OBIGGS 모니터링 방법에 관한 것이며, 보다 구체적으로는, OBIGGS 및 OBIGGS 구성요소들의 예측 헬스 모니터링(PHM) 사용 방법 및 공정에 관한 것이다.
시스템 또는 시스템 내의 구성요소가 원하는 대로 수행되지 않고 중지될 때를 예측하기 위하여, 예측 헬스 모니터링(PHM)이 사용될 수 있다. 항공기 시스템에 적용되면, PHM은, 항공기 안정성을 향상시키고 작동 비용을 줄이기 위하여, 비행 작동(예컨대, 세척 또는 교체 통지) 동안, 시스템 데이터가 유지보수 예측치로 실시간으로 변환될 수 있게 한다. PHM은, 공기 분리 모듈(ASM) 또는 그 밖의 시스템 구성요소들의 공기 분리 효율의 저하로 인한, 불활성화 시스템, 가령, 예를 들어, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)의 성능 결함(performance deficiency)을 추가로 개선할 수 있다. 이러한 모니터링은 전체 OBIGGS 성능을 향상시키고 작동 수명을 연장시킬 수 있다. 예를 들어, 향상된 ASM 효율은, 높은 공기흐름 비율 및/또는 고온에서 유입 공기의 유입을 통해 구현될 수 있으며, 그에 따라 오염전 성능 수준으로 또는 그러한 수준에 근접하게 ASM을 재생시킬 수 있다.
따라서, 시스템 성능을 모니터링하고 유지보수 필요성을 예측하기 위하여, PHM을 항공기 OBIGGS에 일체형으로 구성하는 방법 및 시스템에 대한 필요성이 제기된다. 한 예에서, PHM은, OBIGGS로 하여금, ASM 성능을 재생하고 ASM 수명을 연장시키기 위하여 ASM 유입 공기 온도 및/또는 공기흐름 비율을 조절할 수 있게 한다. 추가적인 예들은, 구성요소들의 남아 있는 작동 수명을 결정하는 데 도움을 주기 위해 그 밖의 OBIGGS 구성요소들을 모니터링할 수 있다.
본 발명은, 일반적으로는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소(component)들의 성능 결함(performance deficiency)을 개선하고 유지보수 예측치(maintenance prediction)를 계산하기 위한 시스템에 관한 것이다. OBIGGS 구성요소들은 오존 컨버터, 열교환기, 유입 필터, 및 공기 분리 모듈(ASM)을 포함하고 이들은 각각 흐름 경로(flow path)에 의해 유체 결합된다. 오존 컨버터는 유입 기체(inlet gas)로부터 오존 기체를 제거하도록 구성된다. 열교환기는 유입 기체의 온도를 조절하도록 구성된다. 유입 필터는 유입 기체로부터 오염물질(contaminant)의 적어도 한 부분을 필터링(filtering)하도록 구성되고, ASM은 유입 기체 내에서 구성요소들을 분리하고 하류에 있는 연료 탱크(fuel tank)에 전달하기 위해 일정 부피의 불활성 기체를 생성하도록 구성된 중공섬유 막(hollow-fiber membrane)을 포함한다. 상기 시스템은 OBIGGS의 각각의 구성요소들에 결합된 하나 이상의 각각의 센서를 포함하는 예측 헬스 모니터링(PHM) 센서 네트워크를 포함한다. 하나 이상의 각각의 센서는 각각의 구성요소의 성능 조건(performance condition)에 상응하는 각각의 데이터 신호를 출력하도록(output) 구성된다. 컨트롤 유닛(control unit)이 PHM 센서 네트워크의 각각의 센서에 신호적으로 결합되고(signally coupled) 각각의 구성요소에 작동 가능하게 결합된다(operatively coupled). 컨트롤 유닛은 각각의 구성요소를 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위해 각각의 데이터 신호를 분석하도록 구성된 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘(test condition algorithm)을 포함한다.
본 발명의 또 다른 양태에 따르면, 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘은 각각의 구성요소의 예측된 성능 수명에 상응하는 실험 곡선(empirical curve)을 포함한다. 알고리즘은 구성요소 실패(component failure) 전에 남아 있는 구성요소 작동 시간을 추정하기 위해 각각의 데이터 신호에 보간법을 사용하도록(extrapolate) 구성된다. 컨트롤 유닛은 추정된 남아 있는 구성요소 작동 시간이 사전결정된 시간 주기보다 작을 때 통지(notification)를 생성할 수 있다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, 본 발명은 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들의 성능 결함을 개선하고 유지보수 예측치를 계산하기 위한 방법에 관한 것이다. OBIGGS 구성요소들은 오존 컨버터, 열교환기, 유입 필터, 및 공기 분리 모듈(ASM)을 포함하고 이들은 각각 흐름 경로에 의해 유체 결합된다. 오존 컨버터는 유입 기체로부터 오존 기체를 제거하도록 구성되고, 열교환기는 유입 기체의 온도를 조절하도록 구성된다. 유입 필터는 유입 기체로부터 오염물질의 적어도 한 부분을 필터링하도록 구성되고, ASM은 유입 기체 내에서 구성요소들을 분리하고 하류에 있는 연료 탱크에 전달하기 위해 일정 부피의 불활성 기체를 생성하도록 구성된 중공섬유 막을 포함한다. 예측 헬스 모니터링(PHM) 센서 네트워크가 OBIGGS의 각각의 구성요소들에 결합된 하나 이상의 각각의 센서를 포함한다. 하나 이상의 각각의 센서는 각각의 구성요소의 성능 조건에 상응하는 각각의 데이터 신호를 출력하도록 구성된다. 컨트롤 유닛이 PHM 센서 네트워크의 각각의 센서에 신호적으로 결합되고 각각의 구성요소에 작동 가능하게 결합된다. 컨트롤 유닛은 각각의 구성요소를 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위해 각각의 데이터 신호를 분석하도록 구성된 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘을 포함한다. 상기 방법은: 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘으로 컨트롤 유닛을 파퓰레이팅(populating) 하는 단계를 포함하되, 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘은 각각의 구성요소 성능 공식 및 구성요소 성능 수명에 상응하는 성능 실험 곡선을 포함하고; 컨트롤 유닛을 통해, 각각의 구성요소의 성능 조건에 상응하는 각각의 데이터 신호를 수신하는 단계를 포함하며; 그리고, 하나 이상의 테스트 조건 알고리즘을 통해, 각각의 구성요소에 대해, 남아 있는 구성요소 작동 시간의 추정된 수(number)를 계산하기 위해 실험 곡선과 성능 조건을 비교하는 단계를 포함한다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, 상기 방법은, 컨트롤 유닛을 통해, 남아 있는 구성요소 작동 시간의 추정된 수가 사전결정된 시간 주기보다 작을 때 통지를 생성하는 단계를 추가로 포함할 수 있다.
본 발명의 그 밖의 목적, 이점, 및 양태들은, 첨부도면들을 참조하여, 하기 발명의 상세한 설명에서 자명해 질 것이다.
도 1은 본 발명의 한 양태에 따라 예측 헬스 모니터링에 적합한 OBIGGS의 한 실시예의 개략도;
도 2A는 도 1에 도시된 OBIGGS에 사용하기 위한 대안의 ASM 형상의 개략도;
도 2B는 도 1에 도시된 OBIGGS에 사용하기 위한 또 다른 대안의 ASM 형상의 개략도;
도 2C는 도 1에 도시된 OBIGGS에 사용하기 위한 또 다른 대안의 ASM 형상의 개략도;
도 3은 본 발명의 한 양태에 따라 예측 헬스 모니터링에 적합한 OBIGGS의 또 다른 실시예의 개략도;
도 4는 측정된 ASM 테스트 데이터 결과의 NEA 순도 대 시간을 도시한 이론적 그래프;
도 5는 본 발명의 한 양태에 따라 ASM 재생되는 것을 보여주는 NEA 순도 대 작동 시간을 도시한 이론적 그래프;
도 6은 ASM 테스트 프로토콜을 위한 알고리즘 방법의 한 실시예의 플로 다이어그램;
도 7은 측정된 ASM 유입 필터 테스트 데이터 결과의 압력 강하/압력 대 시간을 도시한 이론적 그래프;
도 8은 ASM 유입 필터 테스트 프로토콜을 위한 알고리즘 방법의 한 실시예의 플로 다이어그램;
도 9는 측정된 오존 컨버터 테스트 데이터 결과의 압력 강하/압력 대 시간을 도시한 이론적 그래프;
도 10은 오존 컨버터 테스트 프로토콜을 위한 알고리즘 방법의 한 실시예의 플로 다이어그램;
도 11은 측정 열교환기 테스트 데이터 결과의 효율 대 시간을 도시한 이론적 그래프;
도 12는 열교환기 테스트 프로토콜을 위한 알고리즘 방법의 한 실시예의 플로 다이어그램.
연료 탱크 불활성화 시스템(예컨대, OBIGGS)은 항공기 에어프레임, 뿐만 아니라 지상 및 수중 차량의 프레임 내에 제공될 수 있다. 이러한 불활성화 시스템은, 임의의 잠재적인 가연성의 기체 혼합물을 희석시키기 위하여, 연료 탱크 누출부에 충분한 양의 불활성 기체(예컨대, 질소)를 제공함으로써, 내부 연료 탱크가 연소될 가능성을 감소시킨다.
밑에서 상세하게 논의되는 것과 같이, 예측 헬스 모니터링(Prognostics Health Monitoring: PHM) 센서들은 OBIGGS의 선택된 구성요소들을 모니터링할 수 있다. 모니터링된 데이터는 수집되어, 디스플레이를 바라보는 운영자에 의해 또는 시스템 컨트롤 유닛에서 작동되는 진단 프로그램에 의해 분석될 수 있다. 데이터는 언제 OBIGGS 내의 구성요소들 중 임의의 하나 이상의 구성요소가 세척 및/또는 유지보수할 필요가 있는 지를 예측할 수 있다. 이러한 예측이 가까운 미래(가령, 약 100 hr 미만의 비행 시간)에 세척 또는 교체가 필요하다고 지시할 때마다, 컨트롤 유닛은 항공기 승무원, 유지보수 승무원, 및/또는 그 밖의 관련 그룹에 통지(notification)를 생성하는 신호를 전송할 수 있다. 이런 방법으로, PHM은 항공기 안전성에 보다 효율적인 개선방안을 제공할 뿐만 아니라 작동 비용을 감소시키는 데 도움을 줄 수 있다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, PHM을 통해 OBIGGS 구성요소들을 모니터링하면, 지시된 구성요소들의 성능 결함을 실시간으로 보정할 수 있다. 그 예로서, 그리고, 본 명세서의 참조문헌으로 인용되며 2017년 4월 7일에 출원된 미국 특허출원번호 15/481,870호에 추가로 기술된 것과 같이, OBIGGS 시스템 테스팅은, ASM을 통과하는 공기흐름(airflow)의 유량을 증가시키거나 및/또는 높은 유입 온도에서 ASM을 작동시킴으로써, 공기 분리 모듈(ASM)의 중공섬유 막(hollow fiber membrane)이 재생될 수 있다는 것을 보여두는데, 공기 분리 모듈의 성능은 오염된 유입 공기에 의해서는 부정적인 영향을 끼치게 된다. 정상적인 OBIGGS 작동 동안에서는, ASM은 유입 공기 온도가 약 160℉ 내지 약 210℉ 사이에 있는 다수의 흐름 모드(예컨대, 저-흐름 모드, 중-흐름 모두, 및 고-흐름 모드) 중 한 모드에서 작동될 수 있다. 하지만, 고-흐름 모드에서, 약 225℉ 내지 약 300℉ 사이의 ASM 유입 공기 온도로, 적어도 15분 동안 OBIGGS를 작동시키면, 중공섬유 막 오염 후에, ASM 성능을 실질적으로 복원시킬 수 있다. 상기 예에서, OBIGGS는, 예를 들어, 매번 항공기 비행마다 한 번씩 또는 ASM PHM에 의해 지시된 것과 같이, ASM 재생 사이클을 수행할 수 있어서, 이전의 재생 사이클 이래로 ASM 중공섬유 막에 영향을 끼칠 수 있는 오염물질을 제거할 수 있다. 재생 사이클은 임의의 시간에서 수행될 수 있지만, 순항 고도에서 유입 공기가 더 깨끗하기 때문에, 비행 동안(즉 항공기가 지상에 없을 때) 재생되는 것이 바람직하다는 사실에 유의해야 한다.
이제, 도 1을 보면, 본 발명의 한 양태에 따라, 항공기(도시되지 않음)용 OBIGGS(10)가 OBIGGS 구성요소들의 예측 헬스 모니터링(PHM)에 제공될 수 있다. OBIGGS(10)는 항공기 내의 상이한 위치, 가령, 예를 들어, 후퇴 날개(back wing)에 배열될 수 있으며, 올바른 기능을 위해서 하류에 있는 하나 이상의 연료 탱크(도시되지 않음)에 작동 가능하게 결합되어야 한다는 사실에 유의해야 한다. 도 1에서 볼 수 있듯이, OBIGGS(10)는 컨트롤 유닛(12)을 포함할 수 있다. 작동 시에, 통신 경로(16)에 의해 블리드 공기 차단 밸브(14)가 컨트롤 유닛(12)과 통신될 수 있으며, 유입 공기(18), 가령, 항공기 엔진으로부터 나온 (오염된) 블리드 공기를 수용하고 이 유입 공기(18)를 OBIGGS 공급 라인(20)을 통해 안내하도록 위치될 수 있다. 차단 밸브(14)를 통과하는 유입 공기(엔진 블리드 공기)(18)는, 컨트롤 경로(30)를 통해 컨트롤 유닛(12)에 의해 조절되는 바이패스 밸브(28)가 작동될 때, ASM 유입 필터(26)에 또는 열교환기(24) 내로 안내되기 전에, 오존 컨버터(22)를 통과할 수 있다. 오존 컨버터(22)는 하류에 있는 구성요소들에 유입되기 전에 유입 공기(18)로부터 나온 오존 기체를 제거하도록 구성된 저온 또는 고온 촉매 컨버터일 수 있다. ASM 유입 필터(26)는, 예를 들어, 입자 필터, 카본 베드 필터, 및/또는 통합 필터를 포함할 수 있다.
델타 압력 센서(32)가 오존 컨버터(22)에 걸쳐 유입 공기(18)의 압력 강하를 모니터링하고, 통신 경로(34)에 의해 이러한 압력 강하 데이터를 컨트롤 유닛(12)으로 전송하도록 구성될 수 있다. 온도 센서(36)는 열교환기(24) 내에 주입되기 전에 유입 공기(18)의 온도를 모니터링할 수 있으며, 이러한 온도 데이터는 통신 경로(38)에 의해 컨트롤 유닛(12)으로 통신된다. 온도 센서(40)는, 공조된(conditioned) 유입 공기가 ASM 유입 필터(26)에 유입되기 전에, 공조된 유입 공기의 온도를 측정하고, 이 데이터를 통신 경로(42)에 의해 컨트롤 유닛(12)으로 통신한다. 바이패스 밸브(28)는 컨트롤 경로(30)를 통해 컨트롤 유닛(12)으로부터 통신된 컨트롤 신호에 의해 조절될 수 있으며, ASM 유입 필터(26) 내로 주입되기 전에 유입 공기를 선택적으로 공조할 수 있다. 델타 압력 센서(44)는 ASM 유입 필터(26)를 통과하는 공기흐름의 압력 강하를 측정하고 이 압력 강하 데이터를 통신 경로(46)에 의해 컨트롤 유닛(12)으로 통신하도록 구성될 수 있다.
ASM 유입 필터(26)로부터 하류에는, 통신 경로(48)에 의해 컨트롤 유닛(12)과 통신하는 하나 이상의 압력 센서(50)가 배열될 수 있다. 또한, 하나 이상의 온도 센서(52)가 가령 통신 경로(54)를 통해 컨트롤 유닛(12)과 통신할 수 있다. 압력 센서(50)(예컨대, 트랜스듀서)는 청정 공기 공급 라인(56) 내에 있는 청정 공기의 공기흐름의 압력을 감지하고, 측정하며, 통신하거나, 및/또는 기록하도록 기능할 수 있으며, 온도 센서(52)(예컨대, 온도계, 서미스터(thermistor) 등)는 청정 공기 공기흐름의 온도를 감지하고, 측정하며, 통신하거나, 및/또는 기록하도록 기능할 수 있다. 이 청정 공기는 청정 공기 공급 라인(56)에 의해 ASM(58)으로 전달된다. ASM(58)은, 항공기 연료 탱크의 불활성화를 위해 연료 탱크 누출부에 전달하기 위해, 일정 부피의 질소 기체를 생성하도록 구성된 중공섬유 막(도시되지 않음)을 포함할 수 있다. 델타 압력 센서(60)는 ASM(58)에 걸쳐 공기흐름의 압력 강하를 모니터링할 수 있으며 이 압력 강하 데이터를 통신 경로(62)에 의해 컨트롤 유닛(12)으로 통신할 수 있다. O2 센서(64)는 배출되는 질소 농후 공기(nitrogen enriched air: NEA)(66)의 산소 백분율(O2%)을 모니터링하고 이 NEA 순도 데이터를 통신 경로(68)에 의해 컨트롤 유닛(12)으로 통신할 수 있다.
도 2A를 보면, OBIGGS(10)는, 원치 않는 생성 기체(74)가 하나 이상의 하류에 있는 연료 탱크에 유입되기 전에 항공기 외부로 배출될 수 있도록, 컨트롤 경로(72)에 의해 컨트롤 유닛(12)의 작동 조절 하에서 덤프 밸브(70)를 포함할 수 있다. 상기 경우에서, 덤프 밸브(70)는 재생 사이클 동안 개방되어 생성 기체(74)의 적어도 일부분을 항공기 외부로 전달할 수 있으며, 생성 기체의 임의의 남아 있는 부분(66)은, 감소된 유량과 낮은 온도에서, 하나 이상의 하류에 있는 연료 탱크로 흐른다. 또한, 도 2B를 보면, 선택적인 격리 밸브(76)가 OBIGGS(10) 내에 추가로 포함할 수 있다. 격리 밸브(76)는 컨트롤 경로(78)에 의해 컨트롤 유닛(12)의 작동 조절 하에서 제공될 수 있으며, 생성 기체의 임의의 남아 있는 부분이 하나 이상의 하류에 있는 연료 탱크에 유입되는 것이 아니라 덤프 밸브(70)를 통해 외부로 배출되도록, 선택적으로 밀폐될 수 있다. 도 2C를 보면, 컨트롤 경로(82)에 의해 컨트롤 유닛(12)의 작동 조절 하에서, 덤프 밸브가 3-방향 밸브(80)로서 구현될 수 있다. 3-방향 밸브(80)는, 생성 기체(74)의 일부분(또는 모두)이 조절 가능하게 외부로 배출되고 생성 기체의 남아 있는 부분(66)(만약, 존재한다면)이 하나 이상의 하류에 있는 연료 탱크로 유입될 수 있도록, 선택적으로 위치될 수 있다.
도 3을 보면, 본 발명의 추가적인 한 양태에서, OBIGGS(10')는, 바이패스 밸브(28)가 제거되고 컨트롤 경로(86)에 의해 컨트롤 유닛(12)의 조절 작동 하에서 열교환기(24)와 유체 소통(fluid communication)되는 램 공기 밸브(84)를 포함하는 것을 제외하고는, 위에서 기술된 OBIGGS(10)와 유사할 수 있다. 이런 방법으로, 유입 공기(18)는 모두, ASM 필터(26) 내로 주입되기 전에, 온도 조절을 위해 열교환기(24) 내로 안내될 수 있다. 그 결과로서, 컨트롤 유닛(12)은, OBIGGS(10)의 바이패스 밸브(28)(도 2) 또는 OBIGGS(10')의 램 공기 밸브(84)(도 3) 중 하나를 조정함으로써, ASM(58)에 유입되는 공기의 유입 온도를 선택적으로 조절할 수 있다.
OBIGGS(10) 또는 OBIGGS(10') 중 한 시스템 작동 동안에, 점선으로 표시된 것과 같이, 컨트롤 유닛(12)은 시스템 구성요소들, 가령, 온도 센서(36, 40 및 52), 델타 압력 센서(32, 44 및 60), 압력 센서(50) 및 O2 센서(64)로부터의 임의의 데이터를 수신하고, 모니터링하며, 분석할 수 있다. 본 발명의 한 양태에 따르면, 이러한 센서(32, 36, 40, 44, 50, 52, 60, 64)들은 PHM 센서들의 전체 네트워크를 형성할 수 있는데, 이들 각각의 센서는 OBIGGS 컨트롤 유닛(12)과 통신하며, 다양한 구성요소 특성들을 모니터링하고 소통하기 위해 단독으로 또는 협력하여 작동될 수 있다. 컨트롤 유닛(12)은, 비행 전, 비행 동안 또는 비행 후에, 분석 질문(analytical interrogation)을 위하여, 측정된 데이터를 수신하고 기록하도록, 상기 네트워크 내에서 각각의 PHM 센서로 조정될 수 있다.
본 발명의 한 양태에서, 컨트롤 유닛(12)은, 각각의 OBIGGS 구성요소들(예컨대, 오존 컨버터(22), 열교환기(24), ASM 유입 필터(26) 및 ASM(58))이 얼마나 오래 작동되는지, 뿐만 아니라 각각의 구성요소들이 언제 교체되거나 또는 재설정되어야 하는 지를 표시하도록 구성될 수 있다. 본 발명의 추가적인 한 양태에서, 컨트롤 유닛(12)은, PHM 센서 네트워크로부터의 센서 데이터를 분석하고 검토하기 위하여, 하나 이상의 알고리즘 지시사항(algorithmic instruction)들을 일체형으로 형성하도록(incorporate) 구성될 수 있다. 그 예로서, 그리고, 오직 상기 예에만 제한되지는 않지만, 컨트롤 유닛(12)은 측정된 값들에서 실질적인 편차(deviation)를 모니터링하기 위한 알고리즘 지시사항들을 포함할 수 있는데, 상기 알고리즘 지시사항들은 한 구성요소가 시스템(10, 10') 내에서 교체되었다는 것을 알려주거나 또는 상당한 실패가 발생했다는 것을 알려줄 수 있다. 또한, 특정 시스템(10, 10')에 대해서, 유입 공기(18)의 유입 압력은 가령, 압력 조절 밸브(14)를 선택적으로 조절함으로써, 하류에 있는 시스템 구성요소들의 손상을 방지할 수 있도록 조절될 필요가 있을 수도 있다. 이를 위해, 기준 압력 설정(baseline pressure setting)이 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성된 알고리즘 지시사항들 중 하나 이상의 지시사항에 프로그래밍될 수 있다. 상기 기준 압력은 공장의 압력으로 설정될 수 있으며 단위 압력 또는 적용 명세 압력일 수도 있다. 추가로, 기준 압력은 하나의 압력 설정일 수 있거나, 혹은 비행 상태(가령, 이들에만 제한되지는 않지만, 항공기 순항 특성들에 따른 제1 압력 설정 및 항공기 하강 특성들에 따른 제2 압력 설정)에 따라 변경될 수 있는 다수의 압력 설정일 수 있다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, ASM(58)의 재생 및 모니터링에 관해 하기 논의를 통해, 항공기 OBBIGS(10, 10')를 조절하는 컨트롤 유닛(12)과 PHM 센서 네트워크 모니터링의 한 예를 볼 수 있을 것이다. 상기 예에서, OBIGGS(10) 또는 OBIGGS(10') 중 어느 것을 사용하던지 간에, 기준 온도 설정(일반적인 ASM 성능을 나타내는)이, 청정 공기 공급 라인(56)에 의해 ASM(58)에 유입되는 청정 공기의 유입 온도를 적절하게 조절하기 위하여, 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성된 하나 이상의 알고리즘 지시사항에 프로그래밍될 수 있다. 통상의 기술자라면, 이러한 온도 설정이 하나의 온도 설정일 수 있거나, 혹은 비행 상태(예를 들어, 이들에만 제한되지는 않지만, 항공기 순항 특성들에 따른 제1 온도 설정 및 항공기 하강 특성들에 따른 제2 온도 설정)에 따라 변경될 수 있는 다수의 온도 설정일 수 있다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 기준 온도 설정은 효율적인 ASM(58) 공기 분리를 가능하게 할 수 있으며 NEA 배출 공기(66)를 생성할 수 있게 한다. 하지만, 시간이 흐름에 따라, 그리고, PHM 센서 네트워크 데이터(예컨대, 센서(52)로부터의 온도 데이터와 센서(60)로부터의 압력 강하 데이터 및 O2 센서(64)로부터의 NEA 배출 기체 순도 데이터)에 의해 표시되는 것과 같이, ASM(58)은 오염될 수 있다. ASM(58)의 공기 분리 효율은 컨트롤 유닛(12)을 통해, 압력 조절 밸브(14) 및/또는 바이패스 밸브(28)(도 2) 또는 램 공기 밸브(84)(도 3) 중 한 밸브를 조절함으로써 향상될 수 있다. 이런 방법으로, 컨트롤 유닛(12)은 필터링된 공기와 유입 공기의 온도 및 압력 중 하나 또는 둘 모두를 변형시킬 수 있으며, 이와 별개로 또는 이와 동시에, ASM 성능 및 ASM 작동 수명을 향상시킬 수도 있다.
컨트롤 유닛을 적절하게 조절할 수 있도록 하기 위하여, ASM(58)의 성능 저하는 실험 공식, 가령, 공식, 가령, 공장 테스팅 및/또는 컴퓨터 모델링을 통해 유도된 ASM 성능 공식(88, 90)들로 특징지을 수 있다. 도 4를 보면, ASM(58) 성능은 O2 센서(64)로부터 수신된 NEA 순도 데이터(92)와 델타 압력 센서(60)로부터 수신된 압력 강하 데이터(94)를 검토함으로써 평가될 수 있다. NEA 순도 및 델타 압력을 위한 성공/실패 임계값(96 및 98)들은 사전결정될 수 있으며 시스템 및 용도에 특정될 수 있다. OBIGGS 컨트롤 유닛(12)은 데이터(92 및 94)를 기록하고 저장할 수 있으며, ASM 성능 공식(88, 90)들에 의해 표시되는 것과 같이, 각각, NEA 순도 및 델타 압력을 위한 실험 곡선(100, 102)을 생성할 수 있다. 상기 실험 곡선(100, 102)에 보간법을 사용하면(extrapolating), 성능이 NEA 순도 및 델타 압력에 대한 성공/실패 임계값(96 및 98)들을 초과하기 전에, ASM(58)의 남아 있는 작동 시간을 추정할 수 있다.
ASM 성능 공식(88, 90)과 각각의 ASM 성능 곡선(100, 102)을 결정하고 난 뒤, 컨트롤 유닛(12)은 ASM(58)의 내장(built-in) 테스팅(BIT/BIT 테스트)을 수행하도록 구성된 알고리즘으로 프로그래밍될 수 있다. 그 예로서, 컨트롤 유닛(12)은, 특정 비행 상태 동안에 매 비행마다 적어도 한 번씩, ASM 유입 온도 센서(52), 유입 압력 센서(50)를 조회하고(query), 항공기 고도 데이터(예컨대, 가령, 온-보드 고도계로부터 컨트롤 유닛(12)에 제공된 항공기 신호에 의한)를 수신할 수 있다. 바람직하게는, BIT 조회는, 사전결정된 시간 주기 동안 센서 데이터의 선택된 표준편차가 구현되거나 유지될 때까지, 유입 조건(input condition)들이 충분히 안정적인 지를 결정하고 난 뒤 발생되는데, 가령, 센서 데이터(즉 센서(50, 52)로부터 수신된 데이터)의 시간-가중 평균들에 의해 결정될 수 있다. ASM 생성 기체(66)는, 시간에 따라, O2 센서(64)로부터 수신된 데이터, 뿐만 아니라 델타 압력 센서(60)로부터 수신된 ASM 압력 강하 데이터를 통해, NEA 순도를 검토하도록 분석될 수 있다. 이러한 전체 데이터는, 저장된 알고리즘에 의해 표시된 것과 같이, 각각, 밸브(14, 28)에 전송된 적절한 컨트롤 신호(16 및/또는 30)들로, 컨트롤 유닛(12)에 의해 분석될 수 있다. 이런 방법으로, 그리고, 도 4에 도시된 것과 같이, 심지어, ASM(58)이 오염된다 하더라도, ASM(58)의 공기 분리 효율은 일정 시간 주기 동안 성공/실패 임계값(96, 98) 이하로 유지될 수 있다.
도 5에 도시된 것과 같이, ASM(58)에 의해 출력된 생성 기체(66)의 NEA 순도 곡선(104)이, O2 센서(64)에 의해 모니터링 되는 것과 같이, 최대 NEA 순도 한계값(106)을 향해 올라가면, 컨트롤 유닛(12)에 저장된 알고리즘이 ASM 향상 프로토콜을 시작할 수 있다. 도 5에 도시된 예에서, 약 10,000 hr의 작동 시간에서, 그리고, 기준 값(108)에 의해 표시된 것과 같이, NEA 순도는, ASM(58)이 초기의 오염되지 않은 조건에 비교할 수 있는 생성 기체(66)를 출력할 수 있는 ASM 유입 공기 온도(가령, 약 10℉)를 증가시킴으로써 및/또는 ASM 유입 공기 압력(가령, 약 1 psia 만큼)을 증가시킴으로써, 향상될 수 있다. 이런 방법으로, ASM(58) 작동 수명은 연장될 수 있다. 하지만, ASM 유입 압력과 공기 온도를 초기 설정으로 되돌리면, ASM(58)이 저하된 상태로 가게 할 것이다. 이를 위해, 알고리즘은 ASM 재생 프로토콜을 추가로 시작할 수 있다. 그 예로서, ASM 유입 압력은 증가할 수 있거나(가령, 약 5 psig 만큼) 및/또는 ASM 유입 공기 온도는 증가할 수 있거나(가령, to between 약 225℉ 내지 약 250℉ 사이의 온도로) 및/또는 공기흐름은 ASM(58)이 재생될 수 있는 특정 시간 주기(가령, 적어도 15분) 동안 고-흐름 모드로 작동하도록 전환될 수 있다. 하지만, 다른 OBIGGS 구성요소 또는 항공기에 손상을 방지할 수 있도록 하기 위해 최대 허용가능한 유입 공기 온도(예컨대, 약 300℉) 또는 유입 공기 압력(예컨대, 약 55 psig)이 컨트롤 유닛(12)에 프로그래밍될 수 있다는 점을 이해해야 한다. 특정 임계점 이하(예컨대, 성공/실패 임계 한계점(106)의 10% 이하)의 NEA를 출력할 수 있도록 ASM(58)이 재생될 수 없는 경우, ASM(58)은 새로운 또는 보수된 ASM 유닛으로 교체하기 위해 시스템(10, 10')으로부터 제거될 수 있다.
위에서 논의된 사항을 기초로, ASM BIT 테스팅을 수행하기 위해 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성될 수 있는 알고리즘의 플로차트(200)가 도 6에 도시된다. 도시된 것과 같이, 단계 202에서, 컨트롤 유닛(12)은 ASM(58)의 테스트 조건(test condition)을 시작할 수 있다. 단계 204에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 온도가 충분히 안정적인지를 결정하기 위해 ASM 유입 온도 센서(52)(도 1 및 3)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 204의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 206으로 이동될 것이다. 단계 206에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 압력이 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 유입 압력 센서(50)로부터 수신된 데이터를 검토할 것이다. 만약 유입 공기 압력이 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 204의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 압력이 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 208로 이동될 것이다. 단계 208에서, 컨트롤 유닛(12)은 항공기 고도가 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 항공기의 온-보드 고도계로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 항공기 고도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 204의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 항공기 고도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 210으로 이동되어 ASM(58)의 BIT 테스팅을 시작할 것이다.
단계 212에서, 컨트롤 유닛(12)은 배출되는 NEA(66)의 NEA 순도가 허용가능한 한계값 내에 있는지를 결정하기 위해 O2 센서(40)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 NEA 순도가 허용할 수 없는 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 214에서 ASM BIT가 실패한 것으로 표시하여, ASM(58)에 실패 신호를 제공하거나 또는 ASM 재생 프로토콜을 유발할 것이다. 하지만, 만약 NEA 순도가 허용가능한 것으로 판명되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 216으로 이동되며, ASM(58)에 걸쳐 압력 강하가 허용가능한 지를 결정하기 위해 델타 압력 센서(60)로부터 수신된 데이터를 검토할 것이다. 만약 측정된 압력 강하가 허용할 수 없는 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 218에서 ASM BIT가 실패한 것으로 표시하여, ASM(58)에 실패 신호를 제공하거나 또는 ASM 재생 프로토콜을 유발할 것이다. 하지만, 만약 측정된 압력 강하가 허용가능한 것으로 판명되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 220으로 이동되며, 각각 NEA 순도와 ASM 델타 압력에 대해 실험 곡선(102, 104)을 계산할 것이다(도 4 참조). 단계 222에서, 컨트롤 유닛(12)은 BIT 실패 전까지의 ASM(58)의 작동 시간의 수(즉 곡선(102, 104)이 각각의 최대 임계점(96, 98)과 교차될 때까지 최종 측정으로부터의 시간 길이)를 추정하기 위해 곡선(102, 104)에 보간법을 사용할 것이다. 단계 224에서, 컨트롤 유닛(12)은 추정된 시간 길이가, 사전결정된 시간 주기, 예를 들어, 100 hr보다 작은 지를 결정할 수 있다. 한 예로서, 만약 곡선(102 또는 104)에서 ASM BIT 실패 전까지 100 hr보다 많은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 경고 통신을 하지 않을 것인데, 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시키지 않을 것이다(단계 226). 하지만, 만약 곡선(102, 104)들 중 한 곡선에서 ASM BIT 실패 전까지 100 hr보다 작은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시킴으로써 경고 통신을 하여, 현재 ASM 실패를 표시할 것이다(단계 228). 경고등이 작동되었을 때 ASM(58) 작동 수명을 연장하기 위해, 운영자가 수동으로 ASM 재생 프로토콜을 시작할 수 있거나, 혹은 컨트롤 유닛(12)은 ASM 재생 프로토콜을 자동으로 시작할 수 있다. ASM 재생이 가능하지 않다면, ASM(58)은 새로운 ASM 유닛으로 교체될 수도 있다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, PHM 센서 네트워크는 추가적인 OBIGGS 구성요소의 헬스 및 작동 특성들을 모니터링할 수 있다. 그 예로서, 델타 압력 센서(44)와 압력 센서(50)는 ASM 유입 필터(26)(도 1 및 3)의 작동을 모니터링할 수 있다. 위에 기술된 ASM 성능 모니터링과 유사하게, ASM 유입 필터(26)의 성능 저하는 실험 공식, 가령, 공장 테스팅 및/또는 컴퓨터 모델링을 통해 유도된 ASM 유입 필터 성능 공식(110)(도 7 참조)으로 특징지을 수 있다. 그 예로서, ASM 유입 필터(26)의 성능 테스팅은 입자(즉 먼지)의 주입을 통해 수행될 수 있는데, 델타 압력 센서(44) 데이터와 압력 센서(50) 데이터는 입자가 내부에 축적됨으로써 ASM 유입 필터(26)에 걸쳐 압력 강하가 증가하는 것을 보여줄 수 있다. 이 경우, 입자 주입 비율(loading rate)은 ASM 유입 필터(26)의 남아 있는 작동 시간의 추정치(estimate)로 변환될 수 있다. 이러한 추정치는 추가적인 항공기 비행 프로파일 정보(aircraft flight profile information) 및 추정된 입자 주입 비율 기대치(expectation)로 상쇄될 수도 있다(compensate). ASM 유입 필터(26)에 걸쳐 압력 강하는 비행 작동 동안 지속적으로 모니터링될 수 있으며, 유입 필터 압력 강하 테스트는, 유입 조건들이 충분히 안정적인 것으로 결정되고 나면, 특정 비행 상태 동안, 매 비행마다 적어도 한 번씩 수행될 수 있다.
따라서, 도 7에 도시된 것과 같이, ASM 유입 필터(26) 성능은 압력 센서(50)와 델타 압력 센서(44)로부터 수신된 압력 강하 데이터(112)를 검토함으로써 평가될 수 있다. 최대 허용가능한 압력 강하를 위한 임계 성공/실패 값(114)이 사전결정될 수 있으며 시스템과 용도에 특정될 수 있다. OBIGGS 컨트롤 유닛(12)은 압력 강하 데이터(112)를 기록하고 저장할 수 있으며 ASM 유입 필터 성능 공식(110)으로 표시되는 실험 곡선(116)을 생성한다. 상기 실험 곡선(116)에 보간법을 사용하면, 성능이 성공/실패 임계값(114)을 초과하기 전에, ASM 유입 필터(26)의 남아 있는 작동 시간을 추정할 수 있으며, 성능이 성공/실패 임계값(114)을 초과하면 ASM 유입 필터(26)는 보수되거나 교체되어야 한다. 측정된 결과에서의 변화는, 필터를 통과하는 흐름이 한 비행 테스트 경우에서 그 다음 비행 테스트 경우로 작은 양만큼 변화할 것이라는 것을 알려준다.
이제, 도 8을 보면, ASM 유입 필터 BIT 테스팅을 수행하기 위해 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성될 수 있는 알고리즘의 플로차트(300)가 도 8에 도시된다. 도시된 것과 같이, 단계 302에서, 컨트롤 유닛(12)은 ASM 유입 필터(26)의 테스트 조건을 시작할 수 있다. 단계 304에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 온도가 충분히 안정적인지를 결정하기 위해 열교환기 배출 온도 센서(40)(도 1 및 3)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 304의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 306으로 이동될 것이다. 단계 306에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 압력이 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 유입 압력 센서(50)로부터 수신된 데이터를 검토할 것이다. 만약 유입 공기 압력이 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 304의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 압력이 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 308로 이동될 것이다. 단계 308에서, 컨트롤 유닛(12)은 항공기 고도가 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 항공기의 온-보드 고도계로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 항공기 고도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 304의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 항공기 고도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 310으로 이동되어 ASM 유입 필터(26)의 BIT 테스팅을 시작할 것이다.
단계 312에서, 컨트롤 유닛(12)은 ASM 유입 필터(26)의 배출부에서 압력 강하가 허용가능한 한계값 내에(가령, 임계 성공/실패 값(114) 이하에) 있는지를 결정하기 위해 델타 압력 센서(44)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 압력 강하의 크기가 허용할 수 없는 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 314에서 ASM 유입 필터 BIT가 실패한 것으로 표시하고, ASM 유입 필터(26)에 실패 신호를 제공하여, 필터 보수 또는 교체 필요성을 지시할 것이다. 하지만, 만약 ASM 유입 필터(26)에 걸쳐 압력 강하가 허용가능한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 316으로 이동되며, 시간에 따라 ASM 유입 필터(26)에 걸친 압력 강하에 대한 실험 곡선(116)을 계산할 것이다(도 7 참조). 단계 318에서, 컨트롤 유닛(12)은 BIT 실패 전까지의 ASM 유입 필터(26)의 작동 시간의 수(즉 곡선(116)이 최대 한계 임계점(114)과 교차될 때까지 최종 측정으로부터의 시간 길이)를 추정하기 위해 곡선(116)에 보간법을 사용할 것이다. 단계 320에서, 컨트롤 유닛(12)은 추정된 시간 길이가, 사전결정된 시간 주기, 예를 들어, 100 hr보다 작은 지를 결정할 수 있다. 한 예로서, 만약 곡선(116)에서 ASM 유입 필터 BIT 실패 전까지 100 hr보다 많은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 경고 통신을 하지 않을 것인데, 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시키지 않을 것이다(단계 322). 하지만, 만약 곡선(116)에서 ASM 유입 필터 BIT 실패 전까지 100 hr보다 작은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시킴으로써 경고 통신을 하여, 현재 ASM 유입 필터(26) 실패를 표시할 것이다(단계 324). 운영자는 적절하게 ASM 유입 필터(26)를 보수하거나 교체할 수 있다.
본 발명의 추가적인 한 양태에서, 그리고, 추가적인 예로서, PHM 센서 네트워크는, 가령, 델타 압력 센서(32)(도 1 및 3)에 의해, 오존 컨버터(22)의 헬스 및 작동 특성들을 모니터링할 수 있다. 위에 기술된 ASM(58)과 ASM 유입 필터(26) 성능 모니터링과 유사하게, 오존 컨버터(22)의 성능 저하는 실험 공식, 가령, 공장 테스팅 및/또는 컴퓨터 모델링을 통해 유도된 오존 컨버터 성능 공식(118)(도 9 참조)으로 특징지을 수 있다. 그 예로서, 오존 컨버터(22)의 성능 테스팅은 오염물질의 주입을 통해 수행될 수 있는데, 델타 압력 센서(32) 데이터는 오존 제거 효율이 강하하는 것을 표시하는 압력 강하가 증가하는 것을 보여줄 수 있다. 이 경우, 오염물질 주입 비율은 오존 컨버터(22)의 남아 있는 작동 시간의 추정치로 변환될 수 있다. 이러한 추정치는 추가적인 항공기 비행 프로파일 정보 및 추정된 오염물질 주입 비율 기대치로 상쇄될 수도 있다. 오존 컨버터(22)에 걸쳐 압력 강하는 비행 작동 동안 지속적으로 모니터링될 수 있으며, 오존 컨버터 테스트는, 유입 조건들이 충분히 안정적인 것으로 결정되고 나면, 특정 비행 상태 동안, 매 비행마다 적어도 한 번씩 수행될 수 있다.
따라서, 도 9에 도시된 것과 같이, 오존 컨버터(22) 성능은 델타 압력 센서(32)로부터 수신된 압력 강하 데이터(120)를 검토함으로써 평가될 수 있다. 최대 허용가능한 압력 강하를 위한 임계 성공/실패 값(122)이 사전결정될 수 있으며 시스템과 용도에 특정될 수 있다. OBIGGS 컨트롤 유닛(12)은 압력 강하 데이터(120)를 기록하고 저장할 수 있으며 오존 컨버터 성능 공식(118)으로 표시되는 실험 곡선(124)을 생성한다. 상기 실험 곡선(124)에 보간법을 사용하면, 성능이 성공/실패 임계값(122)을 초과하기 전에, 오존 컨버터(22)의 남아 있는 작동 시간을 추정할 수 있으며, 성능이 성공/실패 임계값(122)을 초과하면 오존 컨버터(22)는 보수되거나 교체되어야 한다.
이제, 도 10을 보면, 오존 컨버터 BIT 테스팅을 수행하기 위해 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성될 수 있는 알고리즘의 플로차트(400)가 도시된다. 도시된 것과 같이, 단계 402에서, 컨트롤 유닛(12)은 오존 컨버터(22)의 테스트 조건을 시작할 수 있다. 단계 404에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 온도가 충분히 안정적인지를 결정하기 위해 유입 온도 센서(36)(도 1 및 3)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 404의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 406으로 이동될 것이다. 단계 406에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 압력이 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 유입 압력 센서(50)로부터 수신된 데이터를 검토할 것이다. 만약 유입 공기 압력이 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 404의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 압력이 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 408로 이동될 것이다. 단계 408에서, 컨트롤 유닛(12)은 항공기 고도가 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 항공기의 온-보드 고도계로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 항공기 고도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 404의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 항공기 고도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 410으로 이동되어 오존 컨버터(22)의 BIT 테스팅을 시작할 것이다.
단계 412에서, 컨트롤 유닛(12)은 오존 컨버터(22)의 배출부에서 압력 강하가 허용가능한 한계값 내에(가령, 임계 성공/실패 값(122) 이하에) 있는지를 결정하기 위해 델타 압력 센서(32)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 압력 강하의 크기가 허용할 수 없는 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 414에서 오존 컨버터 BIT가 실패한 것으로 표시하고, 오존 컨버터(22)에 실패 신호를 제공하여, 보수 또는 교체 필요성을 지시할 것이다. 하지만, 오존 컨버터(22)에 걸쳐 압력 강하가 허용가능한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 416으로 이동되며, 시간에 따라 오존 컨버터(22)에 걸친 압력 강하에 대한 실험 곡선(124)을 계산할 것이다(도 7 참조). 단계 418에서, 컨트롤 유닛(12)은 BIT 실패 전까지의 오존 컨버터(22)의 작동 시간의 수(즉 곡선(124)이 최대 한계 임계점(122)과 교차될 때까지 최종 측정으로부터의 시간 길이)를 추정하기 위해 곡선(124)에 보간법을 사용할 것이다. 단계 420에서, 컨트롤 유닛(12)은 추정된 시간 길이가, 사전결정된 시간 주기, 예를 들어, 100 hr보다 작은 지를 결정할 수 있다. 한 예로서, 만약 곡선(124)에서 오존 컨버터 BIT 실패 전까지 100 hr보다 많은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 경고 통신을 하지 않을 것인데, 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시키지 않을 것이다(단계 422). 하지만, 만약 곡선(124)에서 오존 컨버터 BIT 실패 전까지 100 hr보다 작은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시킴으로써 경고 통신을 하여, 현재 오존 컨버터 실패를 표시할 것이다(단계 424). 운영자는 적절하게 오존 컨버터(22)를 보수하거나 교체할 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태에서, 그리고, 그 예로서, PHM 센서 네트워크는, 가령, 온도 센서(36, 40)(도 1 및 3 참조)에 의해 열교환기(24)의 헬스 및 작동 특성들을 모니터링할 수 있을 뿐만 아니라, 항공기의 온-보드 센서에 의해 컨트롤 유닛(12)에 제공된 주변 공기(ambient air) 온도 데이터를 모니터링할 수 있다. 위에 기술된 이전의 성능 모니터링 방법과 유사하게, 열교환기(24)의 성능 저하는 실험 공식, 가령, 공장 테스팅 및/또는 컴퓨터 모델링을 통해 유도된 열교환기 성능 공식(126)(도 11 참조)으로 특징지을 수 있다. 그 예로서, 열교환기(24)의 성능 테스팅은 열교환기(24) 내에 입자의 주입을 통해 수행될 수 있다. 온도 센서(40)는 컨트롤 유닛(12)에 의해 조절되어, 유입 공기(18)가 ASM 유입 필터(26) 내에 주입되기 전에 유입 공기(18)의 온도를 조절할 수 있다. 이 경우, 온도 센서(36)로부터의 온도 센서 데이터(열교환기(24)에 유입되기 전의 공기) 및 온도 센서(40)로부터의 온도 센서 데이터(열교환기(24) 내에서 공조된 후의 공기)를 비교하면, 열교환기(24)의 열교환 효율을 나타낼 수 있다. 이때, 열교환기 오염 비율(contamination rate)은 열교환기(24)의 남아 있는 작동 시간의 추정치로 변환될 수 있다. 이러한 추정치는 추가적인 항공기 비행 프로파일 정보 및 추정된 입자 주입 비율 기대치로 상쇄될 수도 있다. 열교환기(24)의 효율은 비행 작동 동안 지속적으로 모니터링될 수 있으며, 열교환기 테스트는, 유입 조건들이 충분히 안정적인 것으로 결정되고 나면, 특정 비행 상태 동안, 매 비행마다 적어도 한 번씩 수행될 수 있다.
도 11에 도시된 것과 같이, 열교환기(24) 성능은 열교환 효율(128)을 결정하기 위해 온도 센서(40)와 온도 센서(36)로부터 수신된 온도 센서 데이터를 비교함으로써 평가될 수 있다. 최소 허용가능한 효율을 위한 임계 성공/실패 값(130)이 사전결정될 수 있으며 시스템과 용도에 특정될 수 있다. OBIGGS 컨트롤 유닛(12)은 온도 데이터 및 계산된 효율 데이터(128)를 기록하며 저장하고 비교할 수 있으며 열교환기 성능 공식(126)으로 표시되는 실험 곡선(132)을 생성한다. 상기 실험 곡선(132)에 보간법을 사용하면, 성능이 성공/실패 임계값(130)을 초과하기 전에, 열교환기(24)의 남아 있는 작동 시간을 추정할 수 있으며, 성능이 성공/실패 임계값(130)을 초과하면 열교환기(24)는 보수되거나 교체되어야 한다.
이제, 도 12을 보면, 열교환기 BIT 테스팅을 수행하기 위해 컨트롤 유닛(12)에 일체형으로 구성될 수 있는 알고리즘의 플로차트(500)가 도시된다. 도시된 것과 같이, 단계 502에서, 컨트롤 유닛(12)은 열교환기(24)의 테스트 조건을 시작할 수 있다. 단계 504에서, 컨트롤 유닛(12)은 유입 공기 온도가 충분히 안정적인지를 결정하기 위해 유입 온도 센서(36)(도 1 및 3)로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 504의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 온도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 506으로 이동될 것이다. 단계 506에서, 컨트롤 유닛(12)은 배출 공기 압력이 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 배출 압력 센서(40)로부터 수신된 데이터를 검토할 것이다. 만약 유입 공기 압력이 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 504의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 유입 공기 압력이 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 508로 이동될 것이다. 단계 508에서, 컨트롤 유닛(12)은 항공기 고도가 충분히 안정적인 지를 결정하기 위해 항공기의 온-보드 고도계로부터 수신된 데이터를 검토할 수 있다. 만약 항공기 고도가 불안정한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 504의 시작부로 돌아갈 수 있다. 만약 항공기 고도가 충분히 안정적인 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 510으로 이동되어 열교환기(24)의 BIT 테스팅을 시작할 것이다.
단계 512에서, 컨트롤 유닛(12)은 열교환기(24)의 열교환 효율(128)이 허용가능한 한계값 내에(가령, 임계 성공/실패 값(130) 이하에) 있는지를 결정하기 위해 온도 센서(36, 40)로부터 수신된 온도 데이터를 검토하고 비교할 수 있다. 만약 열교환 효율(128)이 허용할 수 없는 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 514에서 열교환기 BIT가 실패한 것으로 표시하고, 열교환기(24)에 실패 신호를 제공하여, 보수 또는 교체 필요성을 지시할 것이다. 하지만, 열교환기(24)의 열교환 효율(128)이 허용가능한 것으로 결정되면, 컨트롤 유닛(12)은 단계 516으로 이동되며, 시간에 따라 열교환기(24)의 열교환 효율에 대한 실험 곡선(132)을 계산할 것이다(도 11 참조). 단계 518에서, 컨트롤 유닛(12)은 BIT 실패 전까지의 열교환기(24)의 작동 시간의 수(즉 곡선(132)이 최소 한계 임계점(130)과 교차될 때까지 최종 측정으로부터의 시간 길이)를 추정하기 위해 곡선(132)에 보간법을 사용할 것이다. 단계 520에서, 컨트롤 유닛(12)은 추정된 시간 길이가, 사전결정된 시간 주기, 예를 들어, 100 hr보다 작은 지를 결정할 수 있다. 한 예로서, 만약 곡선(132)에서 열교환기 BIT 실패 전까지 100 hr보다 많은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 경고 통신을 하지 않을 것인데, 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시키지 않을 것이다(단계 522). 하지만, 만약 곡선(132)에서 열교환기 BIT 실패 전까지 100 hr보다 작은 시간이 발생할 것으로 추정된다고 지시되면, 컨트롤 유닛(12)은 가령, 하나 이상의 경고등을 작동시킴으로써 경고 통신을 하여, 현재 열교환기 실패를 표시할 것이다(단계 524). 운영자는 적절하게 열교환기(24)를 보수하거나 교체할 수 있다.
위에서, 컨트롤 유닛(12)을 위한 알고리즘 지시사항들이 도 6, 8, 10, 및 12에 관해 기술되었지만, 특정 실시예들에서는, 이러한 지시사항들에서의 단계 순서들이 바뀔 수 있으며, 심지어는 없어지거나 변형될 수 있다는 사실을 이해해야 한다. 또한, 위에서, 도 6, 8, 10, 및 12에 관해 기술된 지시사항들의 각각의 단계들은 컴퓨팅 장치(예컨대, OBIGGS 컨트롤 유닛(12))에 의해 실행하기 위해 컴퓨터-판독 저장 매체(예컨대, 메모리 저장장치)에 저장된 컴퓨터 소프트웨어로 실시될 수 있거나, 또는 "모듈(module)" 및/또는 "프로그램"으로서 지칭될 수 있다.
위에 기술된 본 발명의 내용은 오직 예시적인 목적으로 기술되었다. 하지만, 위에 기술된 내용에만 제한하려는 의도가 아니라는 사실에 유의해야 한다. 통상의 기술자라면, 본 명세서에 기술된 실시예들이, 위에 기술된 내용에 비추어 변형될 수 있다는 것을 명확하게 이해할 것이다. 따라서, 본 명세서에 기술된 실시예들은 본 발명의 원리를 예시하기 위해 선택된 것으로서, 본 발명의 다양한 실시예들을 이용하여 실제로 적용할 수 있다. 따라서, 위에서 기술된 내용은 제한하는 것이 아니라 대표적인 실시예를 기술한 것이며, 본 발명의 범위는 하기 청구항들에 기술된다.

Claims (6)

  1. 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 시스템으로서, OBIGGS 구성요소들은 오존 컨버터, 열교환기, 유입 필터, 및 각각 흐름 경로에 의해 유체 결합되는 공기 분리 모듈(ASM)을 포함하며, 오존 컨버터는 유입 기체로부터 오존 기체를 제거하도록 구성되고, 열교환기는 유입 기체의 온도를 조절하도록 구성되며, 유입 필터는 유입 기체로부터 오염물질의 적어도 한 부분을 필터링 하도록 구성되고, ASM은 유입 기체 내에서 성분들을 분리하고 하류에 있는 연료 탱크에 전달하기 위해 일정 부피의 불활성 기체를 생성하도록 구성된 중공섬유 막을 포함하되; 상기 시스템은:
    (a) 복수의 센서를 포함하는 예측 헬스 모니터링(PHM) 센서 네트워크를 포함하되, 각각의 센서가 OBIGGS의 각각의 구성요소들에 결합되고, 각각의 센서는 각각의 센서와 연결된 각각의 구성요소의 성능 조건에 상응하는 각각의 데이터 신호를 출력하도록 구성되며;
    (b) PHM 센서 네트워크의 복수의 센서에 신호적으로 결합되고 OBIGGS의 각각의 구성요소에 작동 가능하게 결합된 컨트롤 유닛을 포함하되,
    상기 컨트롤 유닛은:
    (i) 각각의 구성요소와 연결된 테스트 조건 알고리즘을 저장하도록 구성된 메모리를 포함하되, 테스트 조건 알고리즘은 각각의 구성요소의 예측된 성능 수명에 상응하는 실험 곡선을 포함하며,
    (ii) 각각의 구성요소를 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위해 각각의 데이터 신호를 분석하도록 구성된 프로세서를 포함하되, 유지보수 예측치는 구성요소 실패 전에 남아 있는 구성요소 작동 시간을 추정하기 위해 각각의 데이터 신호를 실험 곡선에 대해 비교함으로써 계산되는 것을 특징으로 하는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 컨트롤 유닛은 추정된 남아 있는 구성요소 작동 시간이 사전결정된 시간 주기보다 작을 때 통지를 생성하도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 시스템.
  3. 제1항에 있어서, 컨트롤 유닛은, ASM에 결합된 센서들로부터 나온 데이터 신호가, 공기 분리 효율이 임계값보다 작다고 지시되면, 재생 공정(regeneration sequence)을 시작하도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 시스템.
  4. 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 방법으로서, 상기 방법은:
    (a) OBIGGS를 제공하는 단계를 포함하되, OBIGGS 구성요소들은 오존 컨버터, 열교환기, 유입 필터, 및 각각 흐름 경로에 의해 유체 결합되는 공기 분리 모듈(ASM), 복수의 센서를 포함하는 예측 헬스 모니터링(PHM) 센서 네트워크, 및 프로세서와 메모리를 포함하는 컨트롤 유닛을 포함하며, 각각의 센서는 OBIGGS의 각각의 구성요소에 결합되고, 컨트롤 유닛은 PHM 센서 네트워크의 복수의 센서에 신호적으로 결합되고 OBIGGS의 각각의 구성요소에 작동 가능하게 결합되며;
    (b) 테스트 조건 알고리즘으로 메모리를 파퓰레이팅(populating) 하는 단계를 포함하되, 테스트 조건 알고리즘은 각각의 구성요소 성능 공식 및 구성요소 성능 수명에 상응하는 성능 실험 곡선을 포함하고;
    (c) 컨트롤 유닛을 통해, 각각의 센서와 연결된 각각의 구성요소의 성능 조건에 상응하는 각각의 데이터 신호를 수신하는 단계를 포함하며;
    (d) 테스트 조건 알고리즘을 통해, 각각의 구성요소를 위한 남아 있는 구성요소 작동 시간의 추정된 수를 계산하기 위해 성능 조건을 실험 곡선과 비교하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 방법.
  5. 제4항에 있어서, 상기 방법은, 추가로:
    (e) 컨트롤 유닛을 통해, 남아 있는 구성요소 작동 시간의 추정된 수가 사전결정된 시간 주기보다 작을 때 통지를 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 온-보드 불활성 기체 생성 시스템(OBIGGS)에서 하나 이상의 구성요소들을 위한 유지보수 예측치를 계산하기 위한 방법.
  6. 삭제
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