飞行器发动机油路中可能燃料泄漏的检测方法与流程

飞行器发动机油路中可能燃料泄漏的检测方法


背景技术：

1.当飞行器包括至少一对相同的发动机时，本发明属于监控飞行器发动机运行的领域。本发明更具体地涉及一种检测进入这种飞行器发动机的油路中的可能燃料泄漏的方法。在包括涡轮发动机类型发动机的飞行器的情况下，本发明发现了一种特别有利的应用，尽管它绝不是限制性的。
2.飞行器发动机包括许多在飞行器运行期间需要由油动态润滑的元件，例如滚动元件轴承、活塞、齿轮等，这是为了减少后者之间可能的摩擦。
3.在这里，“动态润滑”是指通过使润滑剂(在本案例中是油)运动而获得的润滑，与静态润滑相反，静态润滑是指在润滑剂浴中持续浸泡，润滑剂在其中不被移动。
4.为了提供动态润滑，飞行器发动机通常包括油路。这种类型的油路形成闭合回路，包括一个或多个配置为在所述油路的管道内移动油的泵。后者还包括储油器，当发动机不工作时，油被储存在储油器中，其中油被泵送以在管道中循环移动。
5.除了配置成允许油循环的事实之外，油路还具有通过所述油循环及其物理化学方面调节在飞行器运行期间运动的发动机组件的元件的温度的功能，特别是滚动轴承。“调节温度”在这里是指消除卡路里的事实，或者换一种说法，冷却。
6.油提供的润滑和热调节对于发动机的正常运行至关重要。至于更具体的热调节，它通常发生在安装在发动机内的热交换器中。这些热交换器是油
‑
燃料类型的，因此油路与发动机的燃料回路相接触。因此，油被低温储存在专用油箱中的燃料冷却。
7.如果油路和燃料回路之间的界面处(例如密封件、壁等)出现泄漏，燃料会泄漏到油路中并污染后者，原因是燃料回路中的压力大于油路中的压力。
8.这种类型的燃料泄漏到油路中是有问题的。事实上，它降低了油的润滑和冷却性能。更具体地说，在发生泄漏的情况下，油路中的流体(油和燃料的混合物)的温度升高，因此对发动机的冷却效果较差。此外，随着上述温度的升高，流体的压力也随之降低。这种情况，在最不利的情况下(例如大量和/或长时间的泄漏)，会导致油和燃料的混合物被点燃，从而导致发动机起火。
9.因此，可以理解的是，当这种类型的燃料泄漏进入油路时，必须能够尽可能早地发现。然而，直到最近，还没有检测这种泄漏现象的手段，这主要是由于它的罕见性，因此可用来描述它的数据很少。实施监测的目的首先是通过专用的传感器来检测这种类型的泄漏的后果，例如点燃火灾，因此最多只是补救。
10.在文件fr2980238中，提出了一种解决方案，试图计算燃料泄漏到油路中的情况。该解决方案包括自动和连续监测油路中液位的可能变化，或等效的流体体积变化，这取决于发动机的运行条件，例如，特别是识别发动机速度的下降。因此，如果所述液位在飞行器运行期间增加，就有理由怀疑可能存在燃料泄漏。
11.然而，尽管该解决方案有诸多优点，但仍需要改进对燃油泄漏到油路中的检测。
12.事实上，有必要进一步简化实施，使泄漏检测独立于飞行器轨迹引起的运行条件。还需要通过尽可能地限制错误的故障检测，或反过来说，不检测实际故障的情况，来进一步
提高泄漏检测的准确性。还需要通过特别是尽可能避免使用昂贵的专用传感器来限制成本和简化安装，考虑到发动机的强大结构尺寸限制，特别是在涡发动机的情况下，这些传感器安装复杂。


技术实现要素：

13.本发明的目的是纠正现有技术的全部或部分缺点，特别是上面披露的那些缺点，提出一种解决方案，可以用简单和准确的方式检测包括多个发动机的飞行器的发动机油路中可能的燃料泄漏，同时不受飞行器轨迹引起的运行条件的影响，以及避免飞行器发动机的任何实质性的重新配置。
14.为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于检测进入飞行器发动机油路的可能燃料泄漏的方法，所述飞行器包括至少一对配备有相应油路的相同发动机，所述一对发动机与先前在发动机对中的发动机运行期间的测量时间内获得的至少一个测量值四元组相关联，所述测量值四元组对应于发动机对中的发动机的每个油路中包含的流体的压力测量值和温度测量值。此外，所述检测方法包括：
‑
基于所述测量值四元组确定代表发动机对中的发动机之间可能的运行差异的量q的步骤，
‑
将所述量q与预先确定的阈值进行比较以获得比较结果的步骤，
‑
基于所述比较结果检测进入发动机对中的发动机之一的油路中的可能燃料泄漏的步骤。
15.基于测量值四元组，寻求发动机对中的发动机之间可能的运行差异，这一事实有利地使其摆脱了由飞行器轨迹引起的运行条件。事实上，根据本发明的可能泄漏的检测是结合在特定测量时间对参数(压力、温度)的研究来执行的，而不是结合在多个测量时间对一个或多个参数的变化的研究来执行的。因此，发动机对中的两个发动机形成了在特定测量时间评估的测量基线，其中一个发动机的运行是根据另一个发动机的运行来确定的。
16.此外，考虑到发动机对中的发动机的每个油路中的压力和温度的测量值，可以准确评估可能的运行差异。事实上，这种类型的测量值通常是通过压力和温度传感器进行的，其设计已基本掌握。此外，这些传感器成本低，而且容易集成到发动机中。换句话说，没有必要实施昂贵和复杂的传感器，例如那些能够考虑飞行中发动机高度、油可能膨胀等因素的传感器。
17.最后，该方法的实施不需要对飞行器的发动机进行任何实质性的重新配置，因为对压力和温度的测量可以通过已经常规地装备在任何发动机上的装置来进行。
18.一般来说，该方法的所有步骤都可以由发动机外部的处理装置来实现，例如位于地面站，因此不需要修改发动机的实质性配置。
19.在特定的实施模式中，检测方法还可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征单独地或以任何技术上可能的组合来考虑。
20.在特定的实施例中，确定量q的步骤包括：
‑
基于四元组的压力测量值，计算代表两个发动机之间压力差距的第一量q1，
‑
基于四元组的温度测量值，计算代表两台发动机之间温度差距的第二量q2，
‑
基于量q1和q2计算量q。
21.根据量q1和q2的计算来确定差距是特别容易实现的，并且可以将同一单位的参数相互比较。此外，它不需要强大的计算手段，因此可以快速确定量q。
22.在特定的实施模式中，量q是按照以下公式计算的。其中：
‑
q1的计算结果等于四元组的压力测量值之差，
‑
q2的计算结果等于四元组的温度测量值之差。
23.在特定的实施模式中，所述方法包括，在确定量q的步骤之后和比较步骤之前，更新量q的步骤，其中更新的量q与先前确定的量q的绝对值相对应。
24.通过计算其绝对值来更新量q的事实允许简化在比较步骤中考虑的阈值的管理，所有考虑的数字，即量q和阈值，实际上都是正数。
25.在特定的实施模式中，所述方法包括，与检测步骤连续进行，并且当检测到泄漏时，发送警报消息的步骤。
26.在特定的实施模式中，所述方法包括，与检测步骤连续进行，并且当检测到泄漏时，在发动机对中的发动机中识别故障发动机的步骤，所述识别步骤包括：
‑
对分别与发动机对中的发动机相关联的四元组的压力测量值和/或温度测量值进行比较，
‑
基于所述压力测量值的比较和/或所述温度测量值的比较，识别故障发动机。
27.在特定的实施模式中，当发送警报消息时，所述警报消息包括被识别的故障发动机的标识符。
28.在特定的实施模式中，发动机对中的每台发动机还与包含在发动机对中的所述发动机的油路中的流体体积的至少两个测量值相关联，所述测量值先前在飞行器运行期间的两个不同的相应测量时间获得，一个是飞行器起飞前的测量时间，一个是飞行器着陆后的测量时间。此外，所述方法还包括，对于发动机对中的至少一个发动机：
‑
确定与所述发动机相关联的流体体积的两个测量值之间的差距v的步骤，
‑
将所述差距v与基于故障发动机的理论平均油耗和分隔所述不同测量时间的持续时间确定的阈值进行比较的步骤，以及，在所述识别步骤之后：
‑
基于所述间隙v与阈值的比较结果，可能确认被识别为故障的发动机的身份的步骤。
29.这些确定差距v、将该差距v与阈值进行比较以及可能确认的步骤的实施，有利地允许对可能存在的燃料泄漏进入飞行器发动机进行额外的验证。
30.因此，当在压力和温度测量值的基础上检测到发动机中的燃料泄漏时，基于流体体积的额外测量对该泄漏的另一次检测允许确认所述泄漏。以这种方式进行，可以提高泄漏检测的稳健性。
31.在特定的实施模式中，考虑了几个测量值四元组，对每个所述测量值四元组重复至少确定量q的步骤，将量q与阈值进行比较的步骤，以及检测可能的泄漏的步骤。
32.在特定的实施模式中，飞行器包括几对相同的发动机，对每对发动机中每一个重
复至少确定量q的步骤、将量q与阈值进行比较的步骤和检测可能的泄漏的步骤。
33.根据第二方面，本发明涉及一种计算机程序，包括一组程序代码指令，当所述程序代码指令被处理器执行时，配置所述处理器以实现根据本发明的检测方法。
34.根据第三方面，本发明涉及一种可由计算机读取的记录介质，其上记录有根据本发明的计算机程序。
35.根据第四方面，本发明涉及一种用于检测进入飞行器发动机油路的可能燃料泄漏的处理装置，所述飞行器包括至少一对配备有相应油路的相同发动机，所述一对发动机与先前在发动机对中的发动机运行期间的测量时间内获得的至少一个测量值四元组相关联，所述测量值四元组对应于发动机对中的发动机的每个油路中包含的流体的压力测量值和温度测量值。此外，处理装置包括：
‑
确定模块，配置为基于所述测量值四元组确定代表发动机对中的发动机之间可能的运行差异的量q，
‑
比较模块，配置为将所述量q与预先确定的阈值进行比较以获得比较结果，
‑
检测模块，配置为基于所述比较结果检测进入发动机对中的发动机之一的油路中的可能燃料泄漏。
36.在特定实施例，处理装置还可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征单独地或以任何技术上可能的组合进行。
37.在特定实施例中，所述装置包括识别模块，该识别模块被配置为当检测到泄漏时：
‑
对分别与发动机对中的发动机相关联的四元组的压力测量值和/或温度测量值进行比较，
‑
基于所述压力测量值的比较和/或所述温度测量值的比较，识别故障发动机。
38.在特定实施例中，发动机对中的每台发动机还与包含在发动机对中的所述发动机的油路中的流体体积的至少两个测量值相关联，所述测量值先前在飞行器运行期间的两个不同的相应测量时间获得，一个是飞行器起飞前的测量时间，一个是飞行器着陆后的测量时间。此外，所述装置包括：
‑
确定模块，配置为确定与发动机对中的一个发动机相关联的流体体积的两个测量值之间的差距v，
‑
比较模块，配置为将所述差距v与基于故障发动机的理论平均油耗和分隔所述不同测量时间的持续时间确定的阈值进行比较的步骤，
‑
确认模块，配置为基于所述间隙v与阈值的比较结果，可能确认被识别为故障的发动机的身份。
39.根据第五方面，本发明涉及一种用于检测进入飞行器发动机油路的可能燃料泄漏的系统，所述飞行器包括至少一对配备有相应油路的相同发动机。此外，所述检测系统包括：
‑
采集装置，配置为在发动机对中的发动机运行期间的测量时间内采集至少一个测量值四元组，所述测量值四元组对应于发动机对中的发动机的每个油路中所含流体的压力和温度的测量值，
‑
根据本发明的处理装置，
‑
将测量值四元组发送到所述处理装置的通信装置。
40.在特定实施方式中，所述采集装置还被配置为对于发动机对中的每个发动机，在飞行器运行期间的两个不同的相应的测量时间内采集所述发动机的油路中所含的流体体积的至少两个测量值，一个是飞行器起飞前的测量时间，一个是飞行器着陆后的测量时间，所述处理装置符合本发明，并且通信装置还被配置为将流体体积的测量值发送到处理装置。
41.根据第六方面，本发明涉及一种包括根据本发明的检测系统的飞行器。
附图说明
42.本发明的其他特征和优点将通过下面给出的描述并参考附图来揭示，这些附图示出了本发明的实施方式，不存在任何限制性特征。在这些附图中：图1示意性地显示了根据本发明的飞行器发动机油路中可能的燃料泄漏的检测系统的示例性实施方式，所述飞行器包括至少一对相同的发动机；图2显示了根据本发明，基于压力和温度的测量值，所述飞行器发动机的油路中可能的燃料泄漏的检测方法的实施模式的流程图；图3显示了根据本发明的图2的方法的优选实施模式，在此期间，当检测到泄漏时，在飞行器的发动机中确定故障发动机；图4示出了根据本发明的检测方法的优选实施方式，基于压力、温度和流体体积的测量值，并且在此期间，当已经识别出故障发动机时，将寻求对该故障发动机识别的可能确认。
具体实施方式
43.对于包括至少一对相同发动机的飞行器(图中未示出)，本发明在监视飞行器发动机的运行的领域中占有一席之地。
44.传统上，每个飞行器发动机都配备有油路，因此飞行器包括与油路一样多的发动机。每个发动机的油路形成闭合回路，包括一个或多个配置为使油在所述油路的管道内运动的泵。后者还包括储油器，当它配备的发动机不工作时，油被储存在储油器中，其中油被泵送，以使其在管道中循环。
45.飞行器发动机的油路也在多个界面处与所述发动机的燃料回路接触，例如密封件、壁、设备等。
46.图1示意性地显示了用于检测进入飞行器发动机油路中的可能燃料泄漏的系统10的一个示例性实施方式。
47.下面的描述更具体地但以绝不限制的方式考虑配备有涡轮发动机类型的两个相同发动机(例如涡轮螺旋桨发动机)的飞机类型的飞行器。由于飞行器包括一对发动机，油路的数量也因此等于两个，这些油路也是彼此相同的。
48.然而，不排除在这里没有详细说明的其他示例中，考虑其他类型的涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机，但也更普遍地考虑不是涡轮发动机的发动机，例如活塞式发动机。事实上，本发明适用于任何类型的发动机，对于这些发动机，需要监测其油路中任何可能的燃料污染。也不排除考虑其他类型的飞行器，如直升机等。
49.此外，必须指出的是，对飞行器上相同的发动机的数量没有任何限制。例如，飞行
器可以包括两对发动机，以便配备总共四个发动机，这些发动机可以彼此完全相同(换句话说，这两对发动机彼此相同)，或者对应于两对彼此不同的发动机，但同一对内的发动机却彼此相同。最后，不排除飞行器还包括一个或多个发动机，而不是一对或多对相同的发动机，这些发动机单独考虑与所有其他发动机不同。
50.检测系统10包括采集装置11，该装置被配置为获取所述发动机对中的发动机的每个油路中包含的流体的压力和温度的测量值。
51.这里所说的油路中的“流体”是指在所述油路的管道中循环的液体。在标称运行条件下，即当没有燃油泄漏影响到油路时，油路中包含的流体当然仅对应于油。相反，当燃料泄漏发生时，油路中的液体对应于油和燃料的混合物。
52.值得注意的是，在标称运行条件下，每个油路中各自的油压和温度基本上是相同的，并经历相同的变化。这是因为发动机对中的发动机收到了相同的指令，如滑行期间的移动指令、巡航阶段的飞行指令等，因此预计会受到相同的运行条件的影响。
53.例如，采集装置11包括用于每种类型测量的专用传感器，每个发动机则包括压力传感器和温度传感器，也称为温度探头。这种类型的传感器可以根据使用的油以及发动机的特性和尺寸来选择。
54.需要注意的是，油压对应于相对压力，例如以psi单位(“磅每平方英寸”的首字母缩写词)显示在飞机的仪表板上。就其本身而言，温度例如以摄氏度或华氏度显示。
55.采集装置11获取的测量值是在飞行器发动机运行期间的至少一个测量时间内完成的。“飞行器发动机的运行”在此指的是飞行器的发动机已经启动这一事实。这种类型的配置当然包括着陆前后的滑行阶段、巡航阶段，但也包括飞行器起飞前尚未离开其停机位或着陆后已到达其停机位的阶段，其发动机仍在运行中。
56.因此，测量值四元组与每个测量时间相关联，该测量值四元组对应于包含在所述发动机对中的发动机的每个油路中的流体的压力测量值和温度测量值。
57.优选地，检测系统10的采集装置11还被配置为除了压力和温度的测量值之外，并且对于发动机对中的每个发动机，获取在两个不同的相应测量时间所考虑的发动机的油路中包含的流体体积的至少两个测量值。例如，除了压力和温度传感器之外，采集装置11还包括专用于体积测量的传感器，通常是液位探头。应注意，流体体积的测量不需要飞行器的发动机在运行中，并且通常对应于分别包含在发动机的储油器中的流体体积。
58.需要说明的是，在本优选实施方式中，对进行流体体积测量的测量时间没有限制。更具体地，不排除与所述测量值四元组相关联的测量时间至少部分地或全部不同于与体积测量相关联的测量时间。
59.当检测系统10的采集装置11已经采集到测量值时，这些测量值通过检测系统10的通信装置12在所述采集装置11和也是检测系统10一部分的处理装置13之间传输。一旦处理装置13接收到这些测量值，它就可以执行处理以通过实施检测这种可能泄漏的方法来检测可能的燃料泄漏到发动机对中的一个发动机的油路中。
60.处理装置13包括例如一个或多个处理器和存储装置(磁硬盘、电子存储器、光盘等)，其中存储有数据和计算机程序，其形式为一组程序代码指令，所述程序代码指令被执行以实施用于检测可能泄漏的方法的全部或部分步骤。另外，处理装置13还包括一个或多个fpga、pld等类型的可编程逻辑电路和/或专用集成电路(asic)，和/或一组分立电子元件
等，适于实施检测可能泄漏的方法的全部或部分步骤。
61.换句话说，处理装置13包括一套配置为软件(特定的计算机程序)和/或硬件(fpga、pld、asic等)的装置，以实现检测可能泄漏的方法的不同步骤。
62.在本发明的第一个变型中，处理装置13位于地面上，例如在装备飞行器的发动机的制造商的场所，或在飞行器所属的航空公司的场所，或在专门分析在该机场离开/到达的航班的机场的场所。
63.因此，根据该第一变型实施例，所述通信制造装置12或被配置为将在飞行器内获得的测量值传输到地面的处理装置13。例如，所述通信装置12包括acars单元(“airline communications,addressing and reporting system”的首字母缩写)，分别装备飞行器和处理装置13，并被配置为使用arinc(“aeronautical radio incorporated”的首字母缩写)标准进行通信。
64.根据第二变型实施例，处理装置13与飞行器集成。在这种情况下，所述通信装置12例如是有线的或无线的，并且被配置为根据任何合适的通信协议将获取的测量值传输到处理装置13。对有线或无线传输的选择或特定通信协议没有限制。
65.由处理装置13执行以检测可能的燃料泄漏到发动机对中的一个发动机的油路中的处理可以实时或延迟地完成。
66.例如，当由于在多个测量时间完成的测量而发送多个测量值四元组时，处理装置13在每次接收四元组之一时实施检测方法。或者，将所有或部分四元组记录在处理装置13的存储装置中，并通过所述检测方法在延迟时间内进行分析。
67.根据另一示例，检测系统10包括辅助存储装置，例如存储在地面本地服务器上的数据库。这些存储装置没有集成在处理装置13中，并且接收例如通过acars单元的传输获取的测量值，以存储它们，然后才将它们传输到处理装置13以便对它们进行分析。
68.继续描述旨在详细说明用于检测可能的燃料泄漏到发动机对中的一个发动机的油路中的方法的主要步骤。为了简化所述描述，并且除非另有说明，首先考虑单个测量值四元组已经被传输到处理装置13的情况。随后参考该方法的优选实施模式考虑还传输流体体积的测量值的情况。
69.换言之，考虑单个测量时间，例如飞行器着陆之后的测量时间。发动机对中的两个发动机分别表示为m1和m2。就四元组而言，表示为(p1，p2，t1，t2)，其中：
‑
p1和t1对应于发动机m1油路中流体的压力和温度的相应测量值，
‑
p2和t2对应于发动机m2油路中压力和温度的相应测量值。
70.在发动机运行期间选择特定测量时间仅构成本发明的变型实施方式。因此，不排除与滑行阶段、巡航阶段或飞行器停放相对应的所述测量时间，前提是发动机对中的发动机处于运行状态。
71.此外，需要注意的是，所考虑的四元组的数量以及最终所考虑的测量次数并不构成对本发明的限制。关于飞行器的相同发动机的对数也是如此。随后参考该方法的特定实施模式来考虑这一点。
72.图2示出了基于压力和温度的测量值来检测可能的燃料泄漏到发动机对中的发动机的油路中的方法的实施模式的流程图。
73.检测方法包括几个步骤。在其一般原理中，该方法首先包括基于测量值四元组
(p1，p2，t1，t2)量化发动机对中的发动机m1和m2之间可能的运行差异。这种量化是通过计算表示所考虑的现象(燃料泄漏到油路中)的度量来进行的，然后该度量用作关于是否存在燃料泄漏的决策标准。
74.为此，检测方法首先包括步骤100，该步骤基于测量值四元组(p1，p2，t1，t2)确定代表发动机对中的发动机m1和m2之间可能的运行差异的量q。
75.所谓的“量q”是指q为实数的事实。
76.基于测量值四元组，寻找发动机对中的发动机之间可能的运行差异，这一事实有利地使其摆脱了由飞行器轨迹引起的运行条件。事实上，在这种实施方式中，对可能泄漏的检测是结合在单个的测量时间对参数(即压力和温度)的研究来执行的，而不是相对于在多个测量时间对一个或多个参数的变化的研究来执行的。因此，两个发动机m1和m2形成了在给定测量时间评估的测量基线，其中一个发动机的运行是根据另一个发动机的运行来确定的。
77.此外，考虑到发动机对中的发动机的每个油路中的压力测量值p1，p2和温度测量值t1，t2，可以准确评估可能的运行差异。事实上，压力和温度传感器的设计在很大程度上已经掌握，因此可以进行非常准确的测量。
78.最后，还应理解，该方法的实施不需要对飞行器的发动机进行任何实质性的重新配置，因为采集装置11已经存在于任何这种类型的结构中，并且处理装置13当与飞行器集成时可以位于所述发动机之外，例如在驾驶舱内。
79.在一个特定的实施模式中，确定量q的步骤包括基于四元组的压力的测量值p1和p2，计算代表两个发动机m1和m2之间压力差距的第一量q1。它还包括基于四元组的温度t1和t2的测量值，计算代表两台发动机m1和m2之间温度差距的第二量q2。最后，基于量q1和q2计算出量q。
80.根据量q1和q2的计算来确定差距是特别容易实现的，并且可以将同一单位的参数(压力、温度)相互比较。此外，它不需要强大的计算手段，因此可以快速确定量q。
81.选择通过计算所述量q1和q2来确定量q，只构成本发明的一个实施变型。因此，不排除通过其他方式确定量q，例如基于涉及压力和温度之间的乘积(在乘法意义上)的计算，例如p1xt1和p2xt2，或者涉及压力之间的乘积和温度之间的乘积的计算，例如p1xp2和t1xt2。
82.更一般地，对量q的特定确定方式的选择尤其取决于与之比较的阈值，如下所述。因此，如果压力与温度的乘积的同质阈值是可用的，例如从基于飞行器飞行期间定期记录的测量值进行的计算或甚至从数字模拟中得出的计算结果，则与这些阈值的单位对应地执行量q的确定。
83.在一个优选的实施例中，量q是根据以下公式计算的。其中：
‑
q1的计算结果等于四元组的压力测量值之间的差值，即等于p1‑
p2(或p2‑
p1，减法的顺序不构成限制)，
‑
q2的计算结果等于四元组的温度测量值之间的差值，即等于t1‑
t2(或t2‑
t1，减法的顺序不构成限制)。
84.值得注意的是，以这种方式计算量q相当于确定向量的范数，向量的分量是q1和q2。换个角度说，q对应于这个向量的二次范数l2的计算。因此，可以理解的是，在标称运行件下，鉴于量q1和q2分别基本为零，该向量的范数基本为零。然而，一旦压力p1与压力p2不同和/或温度t1与温度t2不同，该向量的范数允许量化发动机对中的两个发动机之间的运行差距，从而形成燃料泄漏到所述发动机之一的油路中的现象的度量特征。也就是说，如此计算出的量q越高，存在泄漏的概率就越大，而且可能的泄漏量也越大。短语“泄漏量”在这里是指污染受影响油路的燃料流量。
85.然而，不排除按照这里没有详述的其他示例，以不同的方式计算量q。例如，可以考虑具有加权系数的代表压力差距(以及相应的温度差距)的量q1(以及相应的量q2)，量q1和q2各自的加权系数不同。根据另一个示例，可能结合前面对量q1和q2的加权，也可以考虑对应于范数l
p
(勒贝格(lebesgue)空间，指数为p)的计算的量q，其中p为整数大于或等于1的向量，其分量为q1和q2。
86.因此，在步骤100之后，检测方法提供量q，从而可以评估实际影响两个发动机m1和m2之一的燃料泄漏。
87.为此，方法包括将量q与预先确定的阈值进行比较以获得比较结果的步骤200。
88.短语“与阈值比较”在此是指确定量q是小于还是大于所述阈值的事实。因此，比较结果对应于量q小于或大于阈值的事实。
89.例如，阈值对应于作为测试活动的结果获得的值。根据另一示例，阈值作为对飞行器发动机的操作建模的数值模拟的结果而被固定。
90.通常，阈值的选择取决于对可能的错误泄漏检测的期望容差。换句话说，阈值表示相对于量q的可能变化所接受的容差。实际上可以理解，在量q被计算为大于或等于零的情况下，阈值越接近量q的下限，通过检测方法获得错误检测的风险就越大。
91.例如，在前面描述的量q等于分量为q1和q2的向量的二次范数l2的情况下，将阈值设置为零相当于考虑对可能的错误泄漏检测的较大容差。事实上，当压力和/或温度发生轻微变化时，这个量就会变成严格意义上的正值，因此大于阈值。相反，设置过高的阈值会导致不考虑发动机油路之间的某些压力和/或温度的变化，因此最终不能检测到燃料泄漏，即使它实际上已经发生。
92.本领域技术人员将知道如何根据所寻求的容差来调整阈值，例如通过考虑传感器各自的变化范围。
93.在一个特定的实施模式中，方法包括，在确定量q的步骤100之后和比较步骤200之前，更新量q的步骤，其中更新的量q与先前确定的量q的绝对值相对应。
94.事实上，不排除在步骤100期间确定的量q，以便对应于负数。例如，量q可以根据以下公式来确定：其中q1和q2根据与上述公式相同的公式计算，即分别等于p1‑
p2(或p2‑
p1)和t1‑
t2(或t2‑
t1)。因此，并且根据该示例，通过计算量q的绝对值来更新量q的事实允许简化在比较步骤200期间要考虑的阈值的管理。事实上，可以理解，由于更新量q必须大于或等于零，因此要考虑的用于所述更新量q的阈值也必须大于或等于零。
95.然后，检测方法包括基于所述比较结果检测进入发动机对中的发动机之一的油路中的可能燃料泄漏的步骤300。
96.根据比较结果进行检测。
97.例如，在计算量q的情况下，如前所述，等于其分量为q1和q2的向量的二次范数l2，并且可能更新以使其对应于大于或等于零的量，当量q大于阈值时，检测到泄漏到这对发动机的一个油路中。相反，如果所述量q小于所述阈值，则没有检测到泄漏。
98.应注意，可能泄漏的检测在此对应于数值量(量q和阈值)之间的比较。换句话说，在检测方法的这个阶段，可能发生泄漏所依据的信息对应于数字信息，通常以数字位的形式表示，例如由处理装置13的存储装置记录进行实时或延迟分析。
99.在图2所示的特定实施方式中，该方法包括，与检测步骤300连续进行，并且当检测到泄漏时，发送警报消息的步骤400。
100.这种类型的警报消息可以以任何形式发送，特定发送形式的选择仅构成本发明的实施变型。例如，该消息可以以文本格式发送，以便通过计算机屏幕、平板电脑、智能手机、飞行器的仪表板仪表等显示装置显示。根据另一示例，警报消息以音频格式发送。
101.警报消息的发送有利地允许警告操作员，例如飞行员、地面维护人员的成员等。例如，飞行器的飞行员一旦被警告检测到泄漏，就可以考虑缩短飞行时间，如果可能的话，甚至不起飞。
102.需要注意的是，警报消息的传输可以实时发生，一旦检测到泄漏，或者在延迟时间发生，例如一旦飞行器着陆。
103.图3示出了图2的方法的优选实施模式，在该模式期间，当检测到泄漏时，在发动机对的发动机中识别出故障发动机。
104.如图3所示，该方法包括，与检测步骤300连续进行，并且当检测到泄漏时，识别发动机对的发动机中的故障发动机的步骤350。
105.该步骤350首先包括对分别与发动机对中的发动机相关联的四元组的压力测量值和/或温度测量值进行比较，
106.在标称运行条件下，如上所述，压力p1和p2(分别是温度t1和t2)基本相等。另一方面，在燃料泄漏到油路中的情况下，包含在所述油路中的流体的温度升高，从而使与所述油路相关联的发动机冷却得不太好。因此，温度升高，因此流体压力降低，从而可以通过将与其相关联的压力或温度的测量值与另一发动机的相应测量值进行比较来确定哪个发动机有故障。
107.因此，一旦将压力测量值和/或温度测量值相互比较，步骤350包括基于压力测量值的所述比较和/或温度测量值的所述比较来识别故障发动机。
108.例如，在比较包括将压力的测量值相互比较的情况下，确定压力p1或p2中的哪一个小于另一个。如果p1小于p2，则表示发动机m1有故障，反之亦然。
109.或者，在比较包括将温度的测量值相互比较的情况下，确定温度t1或t2中的哪一个小于另一个。如果p1大于p2，则表示发动机m1有故障，反之亦然。
110.根据又一替代方案，将压力测量值相互比较并且将温度测量值相互比较。以这种方式，可以检查分别从压力测量值的比较和温度测量值的比较发出的标识之间的对应关系。因此，以这种方式进行可以提高故障发动机的识别的稳健性。
111.对受燃料泄漏影响的发动机的识别允许生成信息，包括例如故障发动机的标识符，并且当该信息通过例如发送的警报消息发送给操作员时，能够带来对泄漏的更准确的识别。通过这种方式，操作员可以根据操作环境实施行动计划，以尽量减少或修复燃油泄漏。
112.例如，当处理装置13在地面上并且警报消息以文本格式发送到显示装置时，由维护操作员检查飞行器发动机，一旦飞行器在地面上，并且一旦读取了警报消息，该操作员就能够实施寻求通过准确定位故障发动机，实施寻求修复泄漏的维护操作。因此，不需要所述操作员进行初步检查以找出故障发动机。
113.然而，不排除在没有发送任何警报消息的情况下执行识别故障发动机的步骤350。
114.图4示出了检测方法的优选实施方式，基于压力、温度和流体体积的测量值，并且在此期间，当已经识别出故障发动机时，将寻求对该发动机识别的可能确认。
115.在该优选实施方式中，认为检测系统10的采集装置11已经为发动机对(m1，m2)中的每个发动机在飞行器运行期间的两个各自不同的测量时间获取了所述发动机的油路中包含的流体体积的至少两个测量值。因此，发动机对中的每个发动机都与包含在其油路中的流体体积的两个测量值相关联。
116.与发动机对中一台发动机相关的两个测量时间分别对应于飞行器起飞前的一个测量时间和飞行器着陆后的一个测量时间。根据一个更具体的示例，这些测量时间发生在飞行器处于滑行阶段时，分别在起飞前和着陆后。
117.考虑，起飞前(以及在着陆后)，并且与发动机对中的发动机相关联的测量时间相互吻合，但不限于此。
118.对于该优选实施模式，还考虑在步骤300之后在发动机对中的两个发动机中的一个中检测到燃料泄漏，并且此外在步骤350之后已经识别出故障发动机。
119.因此，如图4所示，检测方法包括在识别故障发动机的步骤350之后，确定与所述发动机相关联的流体体积的两个测量值之间的差距v的步骤500。
120.例如，通过减去与故障发动机相关联的流体体积的测量值来确定所述差距v。对执行所述减法的顺序没有限制，特定顺序的选择具有类似于上文关于在步骤200期间将量q与阈值进行比较所描述的那些结果。有利地，所述差距v对应于流体体积的测量值的减法的绝对值。
121.需要说明的是，选择分别对应于飞行器起飞前的测量时间和飞行器着陆后的测量时间的测量时间是特别有利的。以这种方式进行可以比较巡航阶段以外的流体体积，从而避免与飞行条件有关的任何偏差。事实上，考虑地面上的飞行器这一事实允许确保在与寻求确定其是否有故障的发动机的等效条件下进行测量。
122.方法包括将差距v与基于故障发动机的理论平均油耗和分隔所述不同测量时间的持续时间确定的预定阈值进行比较的步骤600。
123.需要注意的是，理论平均油耗是与流速同质的物理量，即其单位对应于体积除以持续时间，例如以升/小时表示。此外，术语“理论”在这里指的是标称条件下(即当发动机没有故障时)的油耗。
124.例如，所述理论平均油耗由负责发动机设计的公司提供。有利地，所述公司提供的油耗是在较早的油耗报表的基础上通过统计方法获得的，以增加比较步骤600的稳健性和
准确性。然而，不排除以其他方式确定理论平均油耗，例如仅基于发动机的技术规格。
125.关于阈值，这例如在绝对值上基本上等于所述理论平均油耗与分隔测量时间的持续时间的乘积。不选择在绝对值上完全等于理论平均油耗和分隔测量时间的持续时间的乘积的阈值的事实允许细化所寻求的容差以考虑错误故障检测，或者相反地未检测到实际故障。
126.根据另一示例，考虑到发动机的油耗在巡航阶段之外可以忽略不计，因此在计算阈值时仅考虑测量时间之间的有效飞行持续时间。
127.所述比较包括评估差距v和阈值之间的差异。在标称运行条件下，如果阈值在绝对值上等于所述理论平均油耗与分隔测量时间的持续时间的乘积，则这种差异基本上为零。另一方面，在燃油泄漏到油路中的情况下，则关闭的油路中的流体量增加，从而在着陆之后的时间测量的流体体积测量值大于起飞前的流体体积测量值。因此，在燃料泄漏到油路中的情况下，差距v和阈值之间的差值的绝对值增加，从而形成表示所考虑的现象(燃料泄漏到油路中)的度量。
128.该方法然后包括基于间隙v与阈值的比较结果，可能确认被识别为故障的发动机的身份的步骤700。
129.因此，所述步骤700包括测试在步骤350之后被识别为有故障的发动机是否也基于差距v和阈值之间的差异而被识别为有故障。通常，如果该差异被认为太高，例如通过将其与另一个阈值进行比较，则所讨论的发动机再次被识别为有故障，从而确认在步骤350之后获得的诊断。这种类型的处理方式允许增加由步骤350产生的识别的关键性。
130.因此可以理解，图4中实施的方法，更具体地步骤500至700，允许对飞行器发动机中可能存在燃料泄漏进行额外验证。在步骤700未确认由步骤350引起的故障的识别的情况下，可以考虑各种情况，例如考虑补充测量值(压力、温度、体积)以重复该方法。
131.此外，已经参考图4将步骤500、600和700描述为与识别步骤350连续进行。不排除它们也与由步骤400生成的警报消息的传输连续进行。也不排除在步骤700之后发送消息，这能够包括对在步骤400期间发送的先前消息的确认或撤销。
132.更一般地，所有步骤500、600和700都与识别步骤350连续进行的事实仅构成本发明的实施变型。事实上，可以考虑在识别步骤350之后只执行可能的确认步骤700，而步骤500和600本身可以与步骤100、200、300和350(如果合适，也可能是步骤400)并行执行。当然可以理解，这种类型的实施变型是可能的，前提是着陆后流体体积的测量值是在四元组测量值的同时或之前获得的，因为必须至少可以计算差距v。
133.同样有利的是，当步骤500和600与其他步骤并行执行时，并在上面指出，对发动机对中的每个发动机重复执行步骤500和600。以这种方式，避免了对在步骤350之后最终不会被识别的发动机执行步骤500和600。
134.到现在为止，本发明是通过考虑单个测量值四元组以及一对相同的发动机来描述的。然而，对这些参数没有限制。
135.因此，在一个特定实施方式中，考虑了几个测量值四元组。如果合适，然后对于每个所述测量值四元组重复确定步骤100、比较步骤200和检测步骤300以及可能的识别步骤350和发送步骤400。在多个测量时间执行压力和温度测量的事实允许对发动机的运行进行定期检查，从而更快地检测到可能的燃料泄漏到油路之一中。
136.例如，使用两个测量时间之间的恒定间隔，反复进行压力和温度的测量。因此可以准确地跟踪发动机油路的状态。
137.还应理解，时间间隔越小，越容易识别发生燃料泄漏的实际时间，从而改进反馈并因此改进为避免其他可能的燃料泄漏而考虑的纠正措施。
138.然而，不排除根据此处未详述的其他示例，考虑随机执行的压力和温度测量，或者甚至只在飞行器运行的某个阶段(停放、滑行、飞行)使用非恒定间隔时间进行的测量。
139.根据另一特定实施方式，可能与其中考虑多个测量值四元组的前一个实施方式相结合，还考虑了几对相同的发动机。如果合适，对于所述对中的每一个重复确定步骤100、比较步骤200和检测步骤300，以及可能的识别步骤350和发送步骤400。
140.仅作为说明，让我们考虑一个示例，其中飞行器包括四个相同的发动机m1，m2，m3和m4。然后可以考虑对(m1，m2)、(m2，m3)、(m3，m4)和(m4，m1)。每个发动机以两个不同的发动机对表示的事实也允许在发生燃料泄漏的情况下识别有故障的发动机。事实上，如果对发动机对(m1，m2)中的两个发动机之一进行方法的第一次重复，以及对发动机对(m2，m3)中的两个发动机之一进行方法的第二次重复时检测到泄漏，则发动机m2将被识别为故障。该识别结果可以在执行时与步骤350的结果进行比较，以进一步提高识别故障发动机的稳健性。此外，本领域技术人员将清楚地看到，可以考虑其他发动机对，例如仅作为示例(m1，m2)和(m3，m4)。
141.本领域技术人员还将理解，不排除包括确定差距v的步骤500、将差距v与阈值进行比较的步骤600、以及应用到相同发动机对的所述重复中的可能确认步骤700。
142.本发明的用于检测可能的燃料泄漏到飞行器发动机的油路中的方法可以自动执行而无需操作者在任何步骤的干预。它可以不受限制地根据操作环境在上述地面站内、飞行器内、专用于监控飞行器发动机运行的自主软件套件内实施，或者被集成到“云服务”类型的监测服务的分布式处理链中。