用于飞行器减震器的传感器装置和方法与流程

1.本发明涉及用于确定飞行器减震器的维护状态的传感器和方法。
2.更具体地，但非排他性地，本发明涉及用于确定飞行器的起落架组件上的飞行器减震器的一个或更多个状态参数的传感器装置和方法，包括用于维修这种减震器的设备。


背景技术：

3.常规飞行器减震器提供了一种在着陆期间的能量吸收手段，并且还提供了用于飞行器的限定滑行离地高度。还存在其他考虑因素，比如滑行期间乘客乘坐舒适性。存在许多不同的减震器设计，但大多数现代商用飞行器具有彼此流体接触的未分离的油气混合物，通常称为油气。油(通常是液压流体)提供阻尼作用，主要用以帮助着陆时的能量吸收，而气体(通常是氮)提供悬置(弹簧)作用。图1示出了飞行器101，其中减震器102在主起落架108和前起落架110上支承飞行器101。图2示出了未分离的油气减震器102的简化表示，包括在气缸103内以可伸缩的方式移动的滑动活塞104，并且该滑动活塞包括扭矩连杆107。
4.减震器中的气体量名义上是通过在飞行器的重量由飞行器101的起落架组件支承的情况下测量减震器102相对于基准点的延伸量(通常称为“h尺寸”)来确定。图3示出了图2的减震器102的h尺寸(标记为“h”)，该h尺寸是在滑动活塞104的底部与减震器102的下扭矩连杆107的附接凸耳的顶部之间测量的。对于给定的环境温度，并且在已知飞行器重量和重心参数的情况下，使用查找表来评估h尺寸是否表明减震器中存在适当量的气体。虽然维修应当只需要以设定的维护间隔进行，但对起落架的定期检查可能标志着需要临时干预。通常，对减震器的h尺寸的检查是用以评估减震器是否需要维护动作的唯一手段。
5.根据典型的维修程序，测量温度、气体压力和减震器的h尺寸；如果对于给定的气体压力，h尺寸不同于期望值(例如，低于限定极限)，则进行维护操作。
6.通常假定h尺寸的减小是气体单独从减震器泄漏的结果。然而，存在h尺寸可能低于期望的其他原因。一个示例是液压流体的损失，而另一个示例是由于被称为氮吸收的现象，其中，由于氮和液压流体共同位于吸收室内，一些氮可能会被吸收在液压流体中。氮也可能在液压流体内作为气泡保存。
7.压力和/或温度可能会影响保存的氮的量(氮是否被吸收和/或保存在流体中作为混合物)。其他因素也可能对流体中的氮产生影响。例如，液体与气体之间的交界处的几何形状和表面面积可能会产生影响。动态效应也可能产生影响。
8.根据液压流体与氮的混合物之间的搅动程度，不同数量的氮可能被吸收到流体中(即被吸收到流体中的呈气相的氮的摩尔数)，从而改变减震器的影响飞行器离地高度的弹簧性能。因此，测量减震器的h尺寸可能会产生误导，从而导致不必要的起落架维修或基于对减震器状态的不完整概览的起落架维修，这又可能意味着维修不像其他情况下那样准确。此外，由氮吸收引起的减震器的弹簧性能的变化可能会影响着陆和/或滑行期间传递至机身中的载荷。
9.gb 2541161a描述了一种用于维修处于机轮承重状态下的油气减震器的方法和设
备，其中，氮吸收可能存在于减震器室中的液压流体中。该方法包括从室中排出氮、将被吸收的气体从液压流体中除去、在室中补充正确数量的液压流体，并且然后将预定质量的气体提供至室中。该方法的一个缺点是执行所有上述步骤所需的时间。
10.本发明寻求减轻上述缺点中的一个或更多个缺点。替代性地或附加地，本发明寻求提供一种用于确定飞行器减震器的状态的改进的传感器和方法。


技术实现要素：

11.根据本发明的第一方面，提供了一种用于确定飞行器减震器处的至少一个参数的传感器装置，该飞行器减震器具有包含彼此流体连通的液压流体和气体两者的至少一个室，一定量的气体被吸收在液压流体中。传感器装置布置成测量(优选地直接测量)液压流体中的气体的量，以便确定至少一个参数。传感器装置优选地布置成测量特定区域处或特定样本(例如，这种测量针对减震器和/或其室内的液压流体的全部体积的子集/仅一部分)的液压流体中的气体的量(例如，作为比例或浓度，无论是按体积还是按质量)。优选的是，传感器装置(的至少一部分)与液压流体直接接触，使得例如对与传感器装置接触的液压流体的区域中的气体的局部比例/浓度进行测量(并且优选地仅测量气体的局部比例/浓度)。例如，可以是传感器装置在与液压流体接触(即，装置的至少一部分与至少一些液压流体接触)时进行取决于液压流体中吸收的气体的量的测量(例如，测量气体吸收水平)。传感器装置可以替代性地或附加地进行取决于液压流体中的气体——无论是被吸收的气体还是以气体形式保存的气体——的量的测量。应当理解，在这种情况下，这样的传感器装置可以有效地测量液压流体中吸收的气体的量的吸收水平。
12.在当评估飞行器减震器的状态时使用这种传感器装置的示例性实施方式中，可以更准确地确定减震器的状态，因为液压流体内的氮气的水平影响通常测量的其他参数，比如h尺寸值。将氮吸收水平(例如，直接测量的氮吸收水平)考虑在内可以防止对起落架的不必要维修，或有助于对起落架进行比可能的其他方式更快、更有效的维修。
13.传感器装置可以布置成仅测量流体中的气体的量。该传感器装置可以与其他传感器一起使用，以提供关于与飞行器减震器或其中的气体或流体相关联的其他物理性质的数据。本发明的实施方式可以包括(例如以这样的其他传感器)测量或以其他方式考虑与诸如压力、体积和温度之类的参数有关的推断值，根据这些参数可以估计/计算被吸收或以其他方式保存在流体中的气体的量。然而，在这样的实施方式中，使用液压流体中的气体的量的直接测量值提供了额外的数据，该数据然后可以提供减震器气体-流体系统的状态的更准确的模型/表示。
14.传感器装置还可以布置成测量至少一个室的压力；至少一个参数包括压力参数。传感器装置可以包括多个传感器，例如每个传感器装置包括用于测量不同物理性质的不同传感器。这种传感器可以分开设置(例如，不在相同的单个壳体内)，但是可以与整个传感器装置的一个或更多个共用方面集成。例如，传感器装置可以包括链接至两个或更多个传感器中的每一者的单个控制单元或通信接口。传感器装置(或装置的至少一个感测部分)可以安装在减震器的至少一个室内。传感器装置的大部分质量可以由减震器承载。传感器装置可以由减震器附接至的飞行器的至少一个系统来监测。在某些实施方式中，可以是传感器装置布置成在除起飞、着陆和位于地面上时以外的时间提供对液压流体中的气体的量的测
量。例如，可以在飞行期间周期性地进行测量，从而能够对减震器的状态以及从起飞前到着陆后的飞行期间氮吸收可能如何变化进行更好地了解。
15.传感器装置可以布置成测量减震器的一部分中的压力，和/或传感器装置可以布置成与单独的压力传感器一起使用。这种压力测量可以是气体的压力测量和/或液压流体的压力测量。在平衡状态下，气体的压力可能等于减震器中液压流体的压力。
16.在另一示例性实施方式中，传感器装置安装在维修设备的第一采样室内，该第一采样室可操作地连接至减震器的至少一个端口。例如，可以是维修设备布置成经由至少一个端口将来自减震器的液压流体的样本接收至第一采样室中，以便确定至少一个参数。减震器的至少一个端口可以包括液压流体端口。
17.在本发明的一个实施方式中，减震器包括气体端口。在这种情况下，维修设备还可以包括可操作地连接至气体端口的第二采样室。在这种情况下，可以是至少一个参数包括压力参数，并且维修设备还布置成经由气体端口将来自减震器的气体的样本接收到第二采样室中，以便确定压力参数。这样的压力参数可以替代性地/另外地经由液压流体端口来测量。
18.可选地，维修设备可以是飞行器起落架维修车。这样的维修车可以例如包括氮气源。这样的维修车例如可以包括液压流体源。这样的维修车可以例如包括一个或更多个泵和/或流动装置(例如阀)，以便控制车与减震器之间的气体和/或流体的流动。
19.根据本发明的第二方面，提供了一种确定飞行器减震器处的至少一个参数的方法，该飞行器减震器包含彼此流体连通的液压流体和气体两者，一定量的气体被吸收在液压流体中。该方法包括直接测量流体中的气体的水平的步骤(例如，测量液压流体中吸收的气体的量的吸收水平)。可以存在指示流体中的气体的水平(例如，吸收水平)的步骤。可以存在提供表示流体中的气体的水平(例如，吸收水平)的信号(例如，信号提供数据)的步骤。该方法包括使用测量的吸收水平来提供至少一个参数(例如，从测量的吸收水平得出至少一个参数)的步骤。
20.在另外的实施方式中，至少一个参数包括压力参数，例如气体压力。该方法还可以包括测量减震器中的压力例如气体的压力的步骤(例如，以便得出或以其他方式提供压力参数)。以这种方式，可以是至少一个参数提供对减震器的维护状态的指示。对减震器的维护状态的这种指示还可以用于得出用于维修飞行器减震器的维护动作。
21.对至少一个参数的确定可以包括测量(包括从其他测量推断)飞行器减震器处的温度(例如，飞行器减震器中的流体和/或气体的温度——当处于平衡状态时，该温度当然应该相同)。对至少一个参数的确定可以包括测量减震器的延伸量(例如h尺寸)。对至少一个参数的确定可以包括测量(包括从其他测量推断)由减震器支承的飞行器的重量。优选的是，对至少一个参数的确定给出了足够的数据，根据这些数据可以判断减震器是否需要维修。优选的是，对至少一个参数的确定给出了足够的数据，根据这些数据可以判断减震器是否需要不同的气体量，并且优选地判断需要添加的气体量(或需要达到的压力差)。优选的是，对至少一个参数的确定给出了足够的数据，根据这些数据可以判断减震器是否需要不同的液压流体量，并且优选地判断需要添加的量(无论是按质量、体积或其他指标)。
22.在某些实施方式中，在减震器附接至的飞行器的疑似硬着陆之后测量至少一个参数。硬着陆可能导致不寻常的搅动水平和/或流体中氮的吸收水平，以及导致在由气体压力
传感器(如果其配装在减震器内)测量的气体的压力参数的急剧增加。在这种硬着陆之后，考虑到大量氮可能保存在流体中，该方法可能对于获得对减震器的状态的更准确概览是特别有用的。
23.确定飞行器减震器处的至少一个参数的方法可以包括在飞行器减震器处于第一状态时的第一时刻以及在飞行器减震器处于不同的第二状态时的第二时刻测量减震器的特性(以及可选的，在飞行器减震器处于第三状态和/或其他状态时的第三或其他时刻测量减震器的特性)。例如，第一状态和第二状态中的一者可以是当飞行器减震器完全伸展时(那么减震器的伸展是已知的且明确定义的量)。例如，飞行器减震器在飞行期间可以完全伸展。这可以允许在飞行期间例如通过测量气体吸收、压力和温度中的每一者而对减震器的状态进行全面评估。状态中的一种状态可以是当飞行器减震器未完全伸展时(即完全或部分压缩)。第一状态和第二状态中的一者可以是当飞行器使其全部重量由机轮承载时。第一状态和第二状态中的一者可以是当减震器已经达到平衡状态时(例如，减震器中的流体的温度处于周围环境温度和/或流体中的气体吸收变化率为零)。第一状态和第二状态中的一者可以涉及具有一个或更多个已知参数的状态，比如说，例如以下各项中的一项或更多项：(a)减震器的一个或更多个室的已知容积，(b)经由减震器支承的已知重量，以及(c)减震器的已知物理延伸量。在不同的时间进行测量，可以允许提取足够的数据，以便对减震器的状态进行充分(或更充分/更好或更加全面)的评估。
24.根据本发明的第三方面，提供了一种用于维修飞行器减震器的维修车，飞行器减震器具有至少一个室，该至少一个室包含彼此流体连通的液压流体和气体两者，一定量的气体被吸收在液压流体中。该至少一个室可以包括气体端口和流体端口。维修车包括流体采样室，该流体采样室布置成经由流体端口从飞行器减震器的至少一个室接收液压流体的样本。维修车可以包括第二采样室，该第二采样室布置成经由气体端口从飞行器减震器的至少一个室接收气体样本。维修车还具有气体吸收传感器装置，该气体吸收传感器装置联接至流体采样室并且布置成测量液压流体的样本中吸收的气体量，以用于确定气体吸收参数。维修车还可以包括气体传感器装置，该气体传感器装置联接至气体采样室并且布置成测量气体的样本的压力，以用于确定压力参数。可能是气体吸收参数和可选的一个或更多个压力参数用于向维修车的使用者提供信息，例如用于提示飞行器减震器要被维修和/或帮助维修飞行器减震器。
25.在某些实施方式中，维修车可以包括气体贮存器和液压流体贮存器。在这种情况下，可以是气体端口和流体端口布置成分别提供来自气体贮存器的气体和来自流体贮存器的液压流体，以在飞行器减震器的至少一个室中补充气体和液压流体。
26.由于减震器的液压流体中吸收的氮气的水平将影响离地高度，并且因此影响h尺寸，提供指示该吸收水平的参数可以单独使用或与其他参数结合使用，以调节飞行器减震器的最低可使用性标准，该最低可使用性标准特别地但非排他性地与h尺寸的最小测量值有关。因此，上述本发明的实施方式的优点在于，提供上述参数可以防止采取不必要的维护动作，或者可以采用侵入性较小的维护动作。
27.还提供了一种飞行器起落架减震器，其包括如本文中所描述或要求保护的本发明的传感器装置。这样的传感器装置例如可以配置成提供对减震器中的液压流体中的气体的量进行测量，以供飞行器系统使用，飞行器系统例如为向飞行员/机组人员提供关于起落架
状态的信息的飞行器系统和/或地面维护系统例如起落架维修车。可以提供例如作为传感器装置的一部分的存储器，在其中存储先前的测量，以便检测减震器的状态随时间的变化，以便预测未来的维护动作。还提供了一种包括飞行器起落架减震器的飞行器，该飞行器起落架减震器包括如本文中所描述或要求保护的本发明的传感器装置。还提供了一种构造成执行如本文中所描述或要求保护的本发明的方法的飞行器。
28.当然，将理解的是，关于本发明的一个实施方式所描述的特征可以结合到本发明的其他实施方式中。例如，本发明的方法可以结合有参考本发明的设备描述的任何特征，并且本发明的设备可以结合有参考本发明的方法描述的任何特征。
附图说明
29.现在将参照所附示意图仅通过示例的方式来对本发明的各实施方式进行描述，在附图中：
30.图1示出了可以结合本发明的第一实施方式并且可以由根据本发明的第二实施方式的设备进行维修的类型的飞行器；
31.图2示出了图1的飞行器的减震器；
32.图3示出了图2的减震器的一部分，其图示了h尺寸的测量；
33.图4示出了根据本发明的第一实施方式的结合有传感器的两级减震器；
34.图5示出了根据本发明的第二实施方式的飞行器减震器和结合有传感器的设备；
35.图6示出了根据本发明的另外的实施方式的飞行器减震器和结合有传感器的设备；
36.图7示出了根据本发明的另外的实施方式的结合有图5或图6的设备的便携式维修车；以及
37.图8是图示根据本发明的实施方式中的任一实施方式执行的示例性维修过程的流程图。
具体实施方式
38.图1和图2示出了适用于与本发明的所有所示实施方式一起使用的类型的飞行器起落架。图1示出了飞行器101，其包括一对机翼106和机身105。飞行器通过包括主起落架(mlg)108和前起落架(nlg)110的起落架组件的组支承在地面上。每个起落架组件借助于减震器组件102提供悬置和减震功能。减震器102是其中液压流体与氮流体接触使得一些氮可以被流体吸收的类型。
39.在着陆之后，当飞行器101已经达到静止时，在减震器102内被吸收或以其他方式包含在液压流体中的氮的量将是飞行器101重量(以及因此的减震器102压力)、周围温度以及在着陆和滑行期间氮和流体已经混合的程度的复杂函数。因此，减震器102的h尺寸随维修状况和飞行器活动两者而变化，并且使用h尺寸来指示气体质量可能导致对减震器102中的气体质量的不准确估计，这可能导致发生不必要的或不正确的维修动作。应当理解，考虑到液压流体中的氮吸收的量的以下布置有助于改进对处于机轮承重状态的飞行器101的减震器102的维护状态的确定。
40.根据本发明的第一实施方式，气体吸收传感器与飞行器起落架减震器集成在一
起。这样的减震器202在图4中示出，并且具有布置成在上部部分(气缸203)内滑动的下部部分(活塞204)，使得减震器202是可伸缩的。气缸203包括可变容积的室211，在室211中液压流体235和氮气221彼此流体连通，使得在流体235与气体221之间存在至少一个接触表面233。室211被分成由限制开口213划分的两个单独隔室211a、211b，限制开口213布置成为隔室211a、211b之间的流体流提供阻力。
41.气体吸收传感器205在室211的结构内安装成使得气体吸收传感器优选地通过安装在限制开口213的下方而与液压流体235接触。气体吸收传感器205可以是总溶解气体(tdg)传感器，这种类型的传感器使用刚性透气膜后面的压力换能器来测量溶解(吸收)在流体中的气体的吸收水平。因此，气体吸收传感器205提供表示液压流体235中吸收的氮气的水平的气体吸收参数，并且因此是直接测量局部吸收在液压流体中的气体的量的传感器(而不是关于全局温度、气体压力和/或容积进行测量，以便计算或推断可能被吸收在所有流体中的气体的总量，并因此间接计算/推断气体吸收参数)。气体吸收传感器205可操作地联接至位于减震器202的室211内的通信接口207，并且该通信接口207可以是有线或无线连接，比如近场通信(nfc)连接。通信接口207布置成接收来自气体吸收传感器205的气体吸收参数，并通过合适的通信介质提供该气体吸收参数。可能需要合适的天线(未示出)来使通信接口207能够与通信介质无线通信。替代性地，有线连接(未示出)提供与飞行器101的其他系统(未示出)的连接。
42.室211中的气体用作气体弹簧，因此提供减震器202的部分悬置功能。当活塞204在气缸203内滑动时，由于液压流体235被迫通过限制开口213而提供了阻尼。
43.减震器202还可以包含位于室211的隔室211a的顶部的气体压力传感器208，使得在操作中该气体压力传感器测量占据室211的隔室211a的最顶部部分的氮气221的压力(气体压力参数)。在替代性布置中(未示出)，气体压力传感器208可以与气体吸收传感器205并置在限制开口213下方的液压流体235内。气体压力传感器208可以可操作地联接至通信接口207，或者联接至位于减震器202的室211内的另外的通信接口209，如图4中所示。另外的通信接口209可以是有线或无线连接，比如近场通信(nfc)连接。通信接口209布置成接收来自气体压力传感器208的气体压力参数，并通过合适的通信介质提供该气体压力参数。
44.将理解的是，气体压力传感器208可以替代性地结合在组合气体压力和温度传感器(未示出)中，以便还获得氮气221的气体温度参数。类似地，可以在与气体压力传感器208基本相同的位置处设置分立的气体温度传感器(未示出)，以便提供气体温度参数。
45.在操作中，气体吸收传感器205(以及可选的气体压力传感器208)经由通信接口207连接至飞行器101的其他系统和子系统，使得当飞行器101的其他系统激活时，提供指示液压流体235中吸收的氮气的量的参数(以及可选的气体压力参数和/或气体温度参数)。可以以连续或周期性的方式提供参数。例如，当其他飞行器系统处于操作中时，如果诸如气体吸收参数之类的一个或更多个参数超过特定阈值，则可以提供警报消息或类似消息来警告机组人员和/或维护支持功能，指示气体压力的急剧增加和/或液压流体中的高水平吸收气体。这可能是在硬着陆后立即有用的(因为已知这种事件会增加液压流体235中吸收的氮气的量，并导致由气体压力传感器208测量的压力参数的急剧增加)，以便警告机组人员减震器性能可能降低，并提醒格外小心地执行地面操纵，比如滑行、转弯和制动。
46.替代性地，可以随时间进行多个周期性测量，并将其存储为历史飞行和/或地面遥
测，使得可以在计划的维护期间或以设定的间隔对所得到的遥测执行趋势分析。
47.替代性地，通信接口207可以布置成提供无线信号，使得维护人员或其他用户可以经由诸如近场通信装置之类的合适的无线装置来获得参数。替代性地，可以在通信接口207与减震器202的外表面之间提供物理连接(未示出)，使得用户可以经由物理连接直接获得上述参数。
48.还应当理解，通过在减震器内提供气体吸收传感器205(以及可选的气体压力传感器208和/或组合式气体压力和温度传感器)，当飞行器101与伸出的起落架108、110一起在飞行中时(当h尺寸参数将处于已知的最大位移时)，可以对气体吸收参数(以及可选的气体压力和/或温度参数)进行第一次读数。因此，可以在飞行中确定飞行器减震器102的状态。
49.在着陆后，可以在飞行器101处于“机轮承重”状态(在该状态可以测量另外的h尺寸)的情况下对气体吸收参数205进行第二次读数。在两个h尺寸参数之间的冲击“行程”的变化给出了室211的容积的已知变化，并且这可以用来确定预期的气体压力变化，并且从两个参数的读数可以更充分地确定减震器的状态。
50.根据本发明的另外的实施方式，气体吸收传感器可以与起落架分开设置。参照图5，示出了采样设备300。采样设备300包括气室310和管312，气室310包含组合式气体温度和压力传感器315，管312连接至气体入口330以用于从该气体入口接收气体样本。采样设备还包括液压流体室320和管322，液压流体室320包含气体吸收传感器325，管322连接至液压流体入口335以用于从该液压流体入口接收液压流体样本。气体吸收传感器325具有与图4的气体吸收传感器205类似的类型，使得其布置成提供在液压流体室320处设置的液压流体样本中的氮气吸收水平的指示。
51.控制单元340耦接来自组合式气体温度和压力传感器315以及气体吸收传感器325的接收信号，以允许操作员交互，如下文进一步描述的那样。控制单元340包括计算机处理器，该计算机处理器用保存在由计算机处理器可读的存储器中的计算机软件进行编程，并且该计算处理器在执行时使控制单元340按照本实施方式所要求的那样工作。还存在保存在由控制单元340可访问的存储器中的数据，这些数据可以包括参数限制、先前的测量、算法和其他合适的数据。
52.在使用中，采样设备300联接至飞行器减震器350，该飞行器减震器350具有内室，在内室中氮气360和液压流体370彼此流体连通。减震器350包括适用于提供气体360的样本的气体端口365和适用于提供液压流体370的样本的液压流体端口375，使得气体360和液压流体370的样本可以经由它们相应的端口365和375获得。图5中图解表示了单级减震器；可以理解，上述描述等同地应用于两级减震器；在当前情况下，应当理解，上文提及的气体360是与液压流体(图4的211b)流体接触的上室中的气体，而不是下室中的气体(未示出)。
53.设置有用于将采样设备300的气体入口330联接至减震器350的气体端口365的气体软管380。类似地，设置有用于将采样设备300的液压流体入口335联接至减震器350的液压流体采样端口370的液压流体软管390。
54.在使用中，采样设备300借助于气体采样管380和液压流体采样管390连接至减震器350。
55.气体360的样本经由气体端口365、气体软管380、气体入口330和气体管312提供在气室310处。气体360的样本的温度和压力通过气体传感器315来测量，并且从其得出的温度
和压力参数提供给控制单元340。
56.类似地，液压流体370的样本经由液压流体端口375、液压流体软管390、液压流体入口335和液压流体管322提供在液压流体室320处。表示液压流体370的样本中吸收的氮的量的吸收水平通过气体吸收传感器325来测量，并且从其得出的气体吸收参数提供给控制单元340。还应当理解，从端口375获得的液压流体的样本也可以用于测量压力和温度参数，因为流体和气体的压力和温度在稳定状态下将基本相同。
57.控制单元340可以经由合适的接口、或者经由显示屏(未示出)或者经由通过有线或无线连接传输至智能装置将气体温度和压力参数以及气体吸收参数提供给用户。此外，控制单元340可以存储气体温度和压力参数以及气体吸收参数以及由用户输入的其他数据，比如时间戳信息、飞行器/减震器序列号、减震器的“h尺寸”值和用户信息。
58.在另外的实施方式中，气体吸收传感器可以设置为便携式探头的一部分。因此，现在还参照图6，图5的采样设备300可以用便携式装置305代替，气体吸收传感器探头395和组合式温度和压力探头397附接至便携式装置305。气体吸收传感器探头395类似于图5的气体传感器325，但布置为适于直接与液压流体端口375连通的探头。类似地，组合式温度和压力探头397类似于图5的气体温度和压力传感器315，但布置为适于直接与气体端口365连通的探头。还应当理解，组合式温度和压力探头397还可以布置成直接与液压流体端口375连通，使得温度和压力参数可以从该组合式温度和压力探头获得，因为流体和气体的压力和温度在稳定状态下将基本相同。
59.以此方式，气体360的气体温度和压力参数以及液压流体370的气体吸收水平参数直接在飞行器减震器350处测量并提供给便携式装置305，该便携式装置305可以是智能手机或平板装置。这样的布置可以提高相应测量的精度，因为在减震器350内的气体360和液压流体370的状态将更准确地在原位采样。应当理解，其他布置也是可能的，其中，例如，气体吸收传感器探头395以及温度和压力探头397可以是结合有电源和传输装置的分立装置，使得它们相应的参数被无线地提供给便携式装置305、图5的控制单元340、或位于距减震器350一定距离处的另一终端处，比如飞行器维护设施(未示出)处的服务器。
60.应当理解，组合式气体温度和压力传感器315以及组合式气体温度和压力探头397可以分别由分立的传感器和探头来代替。另外地，温度参数可以通过测量环境温度或通过接收飞行器101的位置处的气象信息来获得，并且气体压力可以从飞行器重量和重心规定值来推断。
61.在另外的实施方式中，如图7中所示，采样设备300可以结合到用于飞行器减震器的维修车中。车450提供一组集成的维修设备，该维修设备可以补充液压流体并将气体注入到减震器102中。车450包括液压流体的贮存器401和氮气的加压罐451。车450的流体输送系统402联接至贮存器401，并且气体输送系统403和气体增压泵404联接至罐451。液压流体输送系统402、气体输送系统403和各种传感器连接至控制单元405，该控制单元405本身连接至人机接口单元407。在这种情况下，人机接口单元407呈触敏显示屏的形式。车450的控制系统405响应于来自人机接口单元407的输入来控制维修过程。
62.很明显，图5的控制单元340可以结合在图7的控制系统405中。此外，气体输送系统403和增压泵404可以连接至车450的气体歧管(未示出)，该气体歧管结合图5的气室310和气体温度和压力传感器315。类似地，流体输送系统402可以连接至车450的流体歧管(未示
出)，该流体歧管结合图5的流体室320和气体吸收传感器325。
63.此外，采样设备300的气体入口330和液压流体入口335可以分别结合在维修车450的双向气体和液压流体端口(未示出)中。以这种方式，维修车可以将氮气供应至减震器350的气体端口365，并将液压流体供应至减震器350的液压端口375。因此，维修车450可以在用户或自动过程的控制下确定气体温度、压力和气体吸收参数中的至少一些，并且基于用户输入或利用合适算法的自动过程，根据上述参数向减震器350提供随后对氮气和/或液压流体的补充，作为集成采样和维修制度的一部分。
64.现在参照图8，示出了一种用于确定飞行器的起落架组件上的飞行器减震器的一个或更多个状态参数连同确定在减震器处可能需要的任何维护动作的方法。
65.在步骤400，该方法包括用以初始化/激活气体吸收传感器的第一步骤。这可以是直接在经由在图5的采样设备300与减震器350之间的液压软管390的连接或通过其他方式来接通结合在图4的减震器204内的传感器207的情况。
66.在步骤410，液压流体中吸收的气体的量通过测量液压流体的气体吸收水平来确定。方法的该步骤包括得出气体吸收参数。
67.在步骤420，该方法包括测量减震器的h尺寸(如图3中所示)。
68.可选地，在步骤425，该方法包括通过测量或以其他方式确定以下各项中的至少一者：环境温度、气体温度、气体压力和/或飞行器重量和重心细节。
69.在步骤430，该方法包括得出减震器的维护状态。这可以通过将h尺寸测量值与来自查找表的期望值进行比较来手动执行，该查找表结合了基于气体吸收参数以及可选的上述气体温度和压力参数的不同值的补偿因子。查找表可以使用环境温度或气体温度参数。类似地，查找表可以使用基于飞行器重量的压力推断或气体压力参数。替代性地，维护状态可以通过由图5的控制单元340、图7的控制单元405执行的合适的计算机程序或通过用户控制下的一些其他合适的方式来得出。计算机程序基于以下输入执行算法：测量的h尺寸、气体吸收参数、基于飞行器重量的推断压力或气体压力参数以及环境温度或气体温度参数。该算法的结果是指示减震器的维护状态的输出。
70.在步骤440，该方法包括确定减震器处所需的任何维护动作。通过示例的方式，考虑到液压流体370中吸收的氮的量，用户比如维护工程师能够确定对于给定的h尺寸和已知的气体温度、压力和气体吸收参数，减震器350是处于可用状态还是不可用状态，以及是否需要向减震器350的室355添加另外的氮(气体)和/或液压流体。
71.除了上述减震器202、350的状态被评估为可用或不可用之外，氮气221、360和液压流体235、370的性质随时间的偏差可以被记录和预测性地使用，以便调节计划的维护动作，或对飞行器101施加重量限制，直到下一次维护事件。
72.了解更多关于减震器的内部状态的信息也可有助于分析硬着陆等事件。所有三个参数(液压流体的压力、温度和气体吸收水平)的组合允许对待确定的起落架的维修状态进行更全面地评估。如上所述，可以连续地或按要求的时间间隔对此进行监测。
73.此外，测量减震器202、350中的氮气221、360的压力可以提供对飞行器重量和重心参数的独立验证，例如，这在飞行器101的载荷接近重量或重心极限时可能是有用的。
74.虽然已经参考特定实施方式描述和说明了本发明，但本领域普通技术人员将理解的是，本发明本身适用于本文未具体说明的许多不同的变型。现在将仅通过示例的方式描
述某些可能的变型。
75.该设备可以布置成维修单个类型的减震器或可以包括单级或多级减震器的多个不同的减震器。此外，该设备可以布置成维修飞行器的前起落架和主起落架，其中前起落架和主起落架具有不同的减震器布置。
76.本领域技术人员将理解，实施本发明的当前描述的实施方式的一部分或全部的设备(例如，本文中描述的控制单元)的处理功能可以是具有布置成提供一部分或全部这种功能的软件的通用装置。装置可以是单个装置或一组装置，而软件可以是单个程序或一组程序。此外，用于实现本发明的任何或所有软件可以经由任何合适的传输或存储手段进行通信，使得软件可以加载到一个或更多个装置上。
77.气体吸收传感器可以仅提供对溶解在液压流体中的气体的测量。气体吸收传感器可以不仅提供对溶解在液压流体中的气体的测量，还以气泡的形式提供对液压流体中的气体的量的指示。气体吸收传感器可以提供对液压流体中的总气体的指示，无论是溶解的还是其他的。因此可以理解，传感器装置可以布置成测量液压流体中气体的量的吸收水平，作为对溶解在液压流体中的气体的量的测量(例如，不包括可能存在于流体中的任何气泡)，或者传感器装置可以布置成提供对包含在液压流体中的气体的量的测量(例如，无论是溶解的还是作为气泡的)。
78.可能存在与在硬着陆(包括硬超重着陆)期间或之后即刻对液压流体中吸收的气体的量进行测量有关的本发明的实施方式的应用。例如，这样的应用可以呈操作飞行器的方法的形式，该方法包括以下步骤：使飞行器着陆，认定着陆是硬着陆(例如，通过客观测量和/或由飞行员或机组人员认定着陆是硬着陆)，提供关于飞行器起落架组件的状态的数据作为硬着陆报告的一部分，该硬着陆报告包括与如本文中描述或要求保护的传感器装置测量的飞行器起落架的减震器中的液压流体中的气体吸收的测量有关的数据或从其得出的数据。来自减震器中的压力传感器的一个或更多个测量值可以用于认定是否发生了硬着陆。
79.作为“预测何时(附加/进一步)维护可能是适当的”的方法的一部分，可能存在与对液压流体中吸收的气体的量进行测量有关的本发明的实施方式的应用。例如，这样的应用可以呈操作飞行器的方法的形式，该方法包括使用随时间进行的对与飞行器起落架组件有关的参数的多次测量来评估飞行器起落架组件的状态，所测量的参数包括如本文中描述或要求保护的传感器装置测量的在飞行器起落架的减震器中的液压流体中吸收的气体的量的连续测量值。这种方法可以包括检测如此测量的飞行器起落架组件的状态与一个或更多个历史状态相比的偏差。这种方法可以包括预测何时需要对起落架进行进一步的维护和/或人工检查。
80.作为飞行器操作的其他方面的方法的一部分，还可能存在与对液压流体中吸收的气体的量进行测量有关的其他应用。例如，这样的方法可以包括：操作飞行器，使用如本文中描述或要求保护的传感器装置来测量飞行器的飞行器起落架组件的减震器中的液压流体中吸收的气体的量，并且然后使用该测量值(或随时间的连续测量值)来提供关于飞行器的信息。例如，这种信息可以包括关于对飞行器的重量限制(例如，直到减震器可以得到适当地维修之前对飞行器的重量限制)的信息和/或飞行器的实际重量。例如，这种信息可以包括关于飞行器的重量分布和/或重心的信息。
81.在前面的描述中提及具有已知的、显而易见的或可预见的等同物的整体或元件的情况下，则这样的等同物如同被单独阐述一样并入本文中。应当参照权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释为包含任何这样的等同物。读者还将理解的是，被描述为优选、有利、方便等的本发明的整体或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，在本发明的一些实施方式中，这种可选的整体或特征虽然可能有益，但可能不是期望的，并且因此在其他实施方式中可能不存在。
82.除非上下文另有要求，否则术语“或”应解释为“和/或”。