应用于飞机的报警方法、系统、及监测终端技术领域
本发明涉及飞机安全保障领域，特别是涉及一种应用于飞机的报警方法、系统、及
监测终端。
背景技术
空客机队引气系统的故障在整个机队占比较高，经常发生双引气客舱失压返航严
重事故征候，目前空客采取的措施是飞机驾驶舱ECAM(飞机中央电子监控系统，Electronic
Centralized Aircraft Monitoring)警告，而这是在温度过高或压力过高的情况下，且在
引气切断时触发，不能有效预防发动机引气系统故障的发生。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种应用于飞机的报警方
法、系统、及监测终端，用于解决现有技术中不能有效预防发动机引气系统故障的问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种应用于飞机的报警方法，所述
飞机包括发动机以及对应的发动机引气系统，所述方法包括：预设关联发动机引气系统的
引气预冷器出口温度范围阈值，以及关联发动机引气系统的引气预冷器进口压力范围阈
值；采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发动机引气系统的引气预冷器进口压
力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口温度范围阈值进行比较，且将所述
引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈值进行比较；当所述引气预冷器出
口温度超出所述引气预冷器出口温度范围阈值时，生成第一报警报文并向相通信的电子设
备进行发送；当所述引气预冷器进口压力超出所述引气预冷器进口压力范围阈值时，生成
第二报警报文并向相通信的电子设备进行发送。
于本发明一具体实施例中，还包括预设关联所述引气预冷器出口温度的第一延时
间以及关联所述引气预冷器进口压力的第二延迟时间；在所述引气系统启动或状态切换的
预设延迟时间后，采集所述引气预冷器出口温度以及所述引气预冷器进口压力。
于本发明一具体实施例中，还用以根据机翼防冰活门的位置状态、外界温度、和/
或发动机的工作状态，对所述引气预冷器出口温度范围阈值以及引气预冷器进口压力范围
阈值进行修正。
于本发明一具体实施例中，当所述机翼防冰活门的位置状态为开位时，将所述引
气预冷器出口温度范围阈值的最大值提高3度～7度。
于本发明一具体实施例中，所述方法还包括根据不同的飞机机型对所述引气预冷
器出口温度范围阈值、所述引气预冷器进口压力范围阈值、以及所述预设延迟时间进行对
应的调整。
于本发明一具体实施例中，以预设的时间周期采集所述引气预冷器出口温度以及
所述引气预冷器进口压力。
于本发明一具体实施例中，选取飞机航段中最稳定的阶段，在进入该航段的预设
时间后，采集一预设时间段内飞机的引气系统的预设关键参数，生成常态报文并向相通信
的电子设备进行发送。
于本发明一具体实施例中，所述电子设备设置于地面控制中心，用于对接收的所
述第一报警报文、第二报警报文、以及常态报文进行存储，以供根据不同的需求，调取对应
的报文进行分析，且根据分析结果进行显示。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明还提供一种应用于飞机的报警系统，所
述飞机包括发动机以及对应的发动机引气系统，所述方法包括：预设模块，用以预设关联发
动机引气系统的引气预冷器出口温度范围阈值，以及关联发动机引气系统的引气预冷器进
口压力范围阈值；数据采集模块，用以采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发
动机引气系统的引气预冷器进口压力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口
温度范围阈值进行比较，且将所述引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈
值进行比较；处理模块，用以当所述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范
围阈值时，生成第一报警报文并向相通信的电子设备进行发送；当所述引气预冷器进口压
力超出所述引气预冷器进口压力范围阈值时，生成第二报警报文并向相通信的电子设备进
行发送。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明还提供一种应用于飞机的监测终端，应
用如上任一项所述的报警方法对所述飞机的发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及
引气预冷器进口压力进行监控。
如上所述，本发明的应用于飞机的报警方法、系统、及监测终端，具体为预设关联
发动机引气系统的引气预冷器出口温度范围阈值，以及关联发动机引气系统的引气预冷器
进口压力范围阈值；采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发动机引气系统的引
气预冷器进口压力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口温度范围阈值进行
比较，且将所述引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈值进行比较；当所
述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范围阈值时，生成第一报警报文并向
相通信的电子设备进行发送；当所述引气预冷器进口压力超出所述引气预冷器进口压力范
围阈值时，生成第二报警报文并向相通信的电子设备进行发送。用于对发动机引气系统的
引气预冷器出口温度以及引气预冷器进口压力进行监测，且合理的设置相应的报警阈值，
且通过报文的形式将报警报文发送至相应的电子设备，实现对飞机的引气系统故障情况进
行预报警，提醒维修人员及时查看清除可能的障碍点，保障飞机运行的安全。
附图说明
图1显示为本发明的报警方法在一具体实施例中的流程示意图。
图2显示为本发明的报警系统在一具体实施例中的模块示意图。
图3显示为本发明的监测终端在一具体实施例中的组成示意图。
元件标号说明
10 报警方法
S11～S13 方法步骤
20 报警系统
21 预设模块
22 数据采集模块
23 处理模块
30 监测终端
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书
所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实
施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离
本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施
例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构
想，遂图示中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸
绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也
可能更为复杂。
为了使本发明之叙述更加详尽与完备，可参照附图及以下所述之各种实施例。但
所提供之实施例并非用以限制本发明所涵盖的范围；步骤的描述亦非用以限制其执行之顺
序，任何由重新组合，所产生具有均等功效的装置，皆为本发明所涵盖的范围。
于实施方式与申请专利范围中，除非内文中对于冠词有所特别限定，否则「一」与「
该」可泛指单一个或复数个。将进一步理解的是，本文中所使用的「包含」、「包括」、「具有」及
相似词汇，指明其所记载的特征、区域、整数、步骤、操作、组件与/或组件，但不排除其所述
或额外的其一个或多个其它特征、区域、整数、步骤、操作、组件、组件，与/或其中之群组。
关于本文中所使用的「网络」泛指具有结构关系、组成关系、连接关系、通信关系、
运算关系、或逻辑关系的实体元件或抽象元件的关系组合，不局限于实际的通信网络。
空客机队引气系统故障发生较突然，当ECAM(飞机中央电子监控系统，Electronic
Centralized Aircraft Monitoring)发生故障信息时，大多数情况下发动机引气已经切
断，预防性差，航线排故较为被动。空客19号原始报文，虽然有部分引气参数，但该报文主要
针对客舱压力方面，涉及的引气参数和报文产生的逻辑以客舱释压为主，不能完整反映引
气系统工作状况。
本发明基于飞机的ACARS系统(ARINC Communication Addressing and
Reporting System，航空无线电通讯地址和报告系统)，根据引气系统故障切断供气时BMC
(引气管理计算机)参考的重要参数PCE(预冷器)出口温度和进口压力值，参考空客AMM对于
引气系统原理的说明以及分析东航机队近5年引气返航时参数的变化，设置引气温度范围
和压力范围阀值，编写空客机队ACMS客户化报文，在还没有出现引气故障和ECAM警告前，通
过预设的阀值提前对引气温度压力变化进行报警，利用地面软件平台，将报文采集的引气
关键参数进行不同航段的采样，形成趋势图进一步分析和监控，通过提前预防和更换性能
下降的引气部件，确保引气系统平稳运行，防止双引气切断导致的备降返航以及事故征候。
请参阅图1，显示为本发明的报警方法在一具体实施例中的流程示意图。所述应用
于飞机的报警方法10包括：
S11：预设关联发动机引气系统的引气预冷器出口温度范围阈值，以及关联发动机
引气系统的引气预冷器进口压力范围阈值；所述温度范围阈值以及压力范围阈值不是一个
固定的值，其可以根据外界温度TAT、发动机不同工作状态、大翼防冰活门位置等参数进行
自动的调整。
S12：采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发动机引气系统的引气预
冷器进口压力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口温度范围阈值进行比
较，且将所述引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈值进行比较；
S13：当所述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范围阈值时，生成
第一报警报文并向相通信的电子设备进行发送；当所述引气预冷器进口压力超出所述引气
预冷器进口压力范围阈值时，生成第二报警报文并向相通信的电子设备进行发送。
其中，所述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范围阈值包括以下
两种情况：所述引气预冷器出口温度大于所述引气预冷器出口温度范围阈值的最大值；以
及所述引气预冷器出口温度小于所述引气预冷器出口温度范围阈值的最小值。
所述引气预冷器出口压力超出所述引气预冷器出口压力范围阈值包括以下两种
情况：所述引气预冷器出口压力大于所述引气预冷器出口压力范围阈值的最大值；以及所
述引气预冷器出口压力小于所述引气预冷器出口压力范围阈值的最小值。
一般来说，在低温低压范围内，当引气预冷器出口压力较低时，引气预冷器出口温
度必然会比较低，所以在低温低压的比较中，通常可以只设置引气预冷器出口压力范围阈
值的最小值，且当引气预冷器出口压力小于所述引气预冷器出口压力范围阈值的最小值
时，即可同时判断所述引气预冷器出口温度小于所述引气预冷器出口温度范围阈值的最小
值。
且例如当获取到对应温度过高的第一报警报文时，可能的飞机故障情况例如包括
TCT性能下降和/或FAV开度不够和或信号管漏气和/或预冷器后部管路漏气和/或封圈破损
断裂等。
于本发明一具体实施例中，还包括预设关联所述引气预冷器出口温度的第一延时
间以及关联所述引气预冷器进口压力的第二延迟时间；在所述引气系统启动或状态切换的
预设延迟时间后，采集所述引气预冷器出口温度以及所述引气预冷器进口压力。因为在所
述引气系统启动或状态切换的一段时间内，运行不太稳定，在此时间段内采集温度和压力
进行检测会导致检测结果不稳定，所以，此处采取在一定的延迟时间后再对温度和压力进
行采集以及检测。
于本发明一具体实施例中，还用以根据机翼防冰活门的位置状态、外界温度、和/
或发动机的工作状态，对所述引气预冷器出口温度范围阈值以及引气预冷器进口压力范围
阈值进行修正，以减少引气系统在大负荷运行时误报警。
即根据外界温度TAT、发动机不同工作状态、大翼防冰活门位置对发动机引气温度
和压力的影响，通过对第一报警报文和第二报警报文设置模型算法，可以使预设预冷器出
口温度范围阀值和预设预冷器进口压力范围阀值在5-15度和2-12psi范围内变动，这个变
动的范围是计算机通过本发明报警方法自动完成的，目的是进一步提高报警报文的准确
性。所述发动机的工作状态包括起飞马力、巡航马力、以及全马力等对应的发动机状态。
具体为，于本发明一具体实施例中，当所述机翼防冰活门的位置状态为开位时，将
所述引气预冷器出口温度范围阈值的最大值提高3度～7度。优选的，当所述机翼防冰活门
的位置状态为开位时，将所述引气预冷器出口温度范围阈值的最大值提高5度。
于本发明一具体实施例中，所述方法还包括根据不同的飞机机型对所述引气预冷
器出口温度范围阈值、所述引气预冷器进口压力范围阈值、以及所述预设延迟时间进行对
应的调整。
于本发明一具体实施例中，以预设的时间周期采集所述引气预冷器出口温度以及
所述引气预冷器进口压力。
于本发明一具体实施例中，选取飞机航段中最稳定的阶段，在进入该航段的预设
时间后，采集一预设时间段内飞机的引气系统的预设关键参数，生成常态报文并向相通信
的电子设备进行发送。常态报文的设置目的是利用所述电子设备通过对飞机每个不同航段
飞机引气系统工作状态的采集，形成一定周期内飞机引气系统状况发展趋势，用以对报警
报文的补充。
于本发明一具体实施例中，所述电子设备设置于地面控制中心，用于对接收的所
述第一报警报文、第二报警报文、以及常态报文进行存储，以供根据不同的需求，调取对应
的报文进行分析，且根据分析结果进行显示。优选的，所述地面支持软件运行于所述电子设
备中。
所述报警方法可以很好的预防空客机队双引气空中超温跳开导致的客舱失压等
严重事故征候，对减少空调系统导致的返航、备降以及长时间AOG(Aircraft On Ground，飞
机停飞)事件效果明显。本发明避免了空客机队引气系统部件在性能下降后不能有效预警
的缺陷，特别是雨天航前(pre-flight)起飞后TCT(Thermostat Control Temperature，恒
温器)气滤雨水堵塞(性能降低)造成的超温引气切断问题和PRV空中非指令性关闭造成的
低压引气切断问题。本发明只需对飞机进行程序更新，无需改装飞机线路或更换飞机计算
机等部件，结构简单，成本低，便于大机队安装和运行，且采用飞机ACARS系统下传报文，安
全性高，实时性强，理论上讲可以和飞机空调部件发生异常时做到同步报警。
进一步参阅图2，显示为本发明的报警系统在一具体实施例中的模块示意图。所述
报警系统20的技术方案与所述报警方法10一一对应，所有关于所述报警方法10的描述均可
以应用于本实施例中。所述报警系统20包括：
预设模块21，用以预设关联发动机引气系统的引气预冷器出口温度范围阈值，以
及关联发动机引气系统的引气预冷器进口压力范围阈值。其中，所述温度范围阈值以及压
力范围阈值不是一个固定的值，其可以根据外界温度TAT、发动机不同工作状态、大翼防冰
活门位置等参数进行自动的调整。
温度采集模块22，用以采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发动机引
气系统的引气预冷器进口压力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口温度范
围阈值进行比较，且将所述引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈值进行
比较。
处理模块23，用以当所述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范围
阈值时，生成第一报警报文并向相通信的电子设备进行发送；当所述引气预冷器进口压力
超出所述引气预冷器进口压力范围阈值时，生成第二报警报文并向相通信的电子设备进行
发送。
进一步参阅图3，显示为本发明的监测终端在一具体实施例中的组成示意图。所述
监测终端30应用于所述飞机上，应用如图1所述的报警方法10对所述飞机的发动机引气系
统的引气预冷器出口温度以及引气预冷器进口压力进行监控，且根据监控结果，向地面的
电子设备发送相应的报文。相应的，所述监测终端30包括如上所述的报警系统20。
综上所述，本发明的应用于飞机的报警方法、系统、及监测终端，具体为预设关联
发动机引气系统的引气预冷器出口温度范围阈值，以及关联发动机引气系统的引气预冷器
进口压力范围阈值；采集发动机引气系统的引气预冷器出口温度以及发动机引气系统的引
气预冷器进口压力，将所述引气预冷器出口温度与所述引气预冷器出口温度范围阈值进行
比较，且将所述引气预冷器进口压力与所述引气预冷器进口压力范围阈值进行比较；当所
述引气预冷器出口温度超出所述引气预冷器出口温度范围阈值时，生成第一报警报文并向
相通信的电子设备进行发送；当所述引气预冷器进口压力超出所述引气预冷器进口压力范
围阈值时，生成第二报警报文并向相通信的电子设备进行发送。用于对发动机引气系统的
引气预冷器出口温度以及引气预冷器进口压力进行监测，且合理的设置相应的报警阈值，
且通过报文的形式将报警报文发送至相应的电子设备，在温度和压力还不至于失常到BMC
切断引气时，实现对飞机的引气系统故障情况进行预报警，提醒维修人员及时查看清除可
能的障碍点，保障飞机运行的安全。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高
度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟
悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因
此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完
成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。