(57)【要約】ガスタービンエンジンの性能を監視するためのシステム、方法、および装置である。エンジン状態と閾値状態との比較を示すカウンタ値が調整される。航空機の操縦士は、カウンタ値に基づいて保守切迫状態を警告され、適切な行動方針を決定する。
2007538234.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視する方法であって、
前記エンジンの運転時におけるエンジンの劣化状態を示す、監視する少なくとも１つのエンジンパラメータを選択するステップと、
前記パラメータに対応するエンジン限界点を選択するステップと、
前記エンジン限界点に対応し、かつ該限界点とは異なるエンジン警告点を選択するステップと、
前記エンジンパラメータを監視するステップと、
前記エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を感知するステップと、
前記エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づいてカウンタ値を調整するステップと、
前記カウンタ値を前記警告点と比較するステップと、
前記比較に基づいて前記カウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定するステップと、
前記警告フラグが設定されたことを前記航空機の操縦士に通知するステップと、
を含む方法。
【請求項２】
前記カウンタ値を調整するステップが、前記感知された差の大きさに基づいて前記カウンタ値を調整することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記カウンタが、差が感知された場合は第１の方向に調整され、差が感知されない場合は前記第１の方向とは逆の第２の方向に調整される、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
さらに、警告フラグを設定するステップが達成されるまで、感知するステップおよび調整するステップが反復される、請求項１〜３のいずれかに記載の方法。
【請求項５】
前記警告フラグの通知に基づいて前記航空機のフライト経路を第１の経路から第２の経路に変更し、それによって、少なくとも１つの保守限界内での前記エンジンの継続運転を可能にするフライト経路を選択するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記第２の経路が、前記第１の経路の周囲条件よりも前記エンジンの継続運転にとって好適な周囲条件を有する目的地を含む請求項５に記載の方法。
【請求項７】
保守作業の実行前に前記エンジンが運転され得る残りの運転マージンに関する情報を前記操縦士に提供するステップをさらに含む請求項１〜４のいずれかに記載の方法。
【請求項８】
前記航空機のフライト経路を第１の経路から第２の経路に変更し、それによって、前記エンジンを前記残りの運転マージン内で運転するステップをさらに含む請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記第２の経路が、前記第１の経路の周囲条件よりも前記エンジンの継続運転にとって好適な周囲条件を有する目的地を含む請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記エンジンの健全性状態を決定するためにエンジン監視データが検討されるべきであることを前記操縦士に通知するステップをさらに含む請求項１〜９のいずれかに記載の方法。
【請求項１１】
前記エンジン状態が、前記操縦士が実行可能な周囲運転環境の選択によって制御の余地がある一組のエンジン状態から選択される、請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
前記一組のエンジン状態が、エンジン温度、エンジンシャフト速度、エンジンオイル圧力、およびエンジントルク値の少なくとも１つを含む請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記エンジンのための保守作業のスケジュールを変更するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
前記スケジュール変更された保守作業を実行するステップをさらに含む請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視する方法であって、
少なくとも１つのエンジン運転パラメータに対する少なくとも１つの周囲気象条件の影響を感知するステップと、
前記感知された影響を所定の閾値状態と比較し、前記閾値状態が満たされたときでも、次の関連保守作業の前に、選択された運転マージン内で継続エンジン運転が依然として許容されるように、前記閾値状態がエンジン限界状態とは異なるステップと、
前記所定の閾値状態が満たされたときに、前記航空機の操縦士に警告するステップと、
意図された目的地における予想周囲条件に少なくとも部分的に基づいて、前記航空機のための保守作業と運転計画の少なくとも一方を選択し、それによって、前記航空機を前記運転マージン内で運転するステップと、
を含む方法。
【請求項１６】
選択するステップが、意図されていた目的地よりも前記エンジンの継続運転にとって好適な周囲条件を有する目的地を選択することを含む請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記周囲気象条件が、温度と圧力の少なくとも一方を含む請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記温度が、前記エンジンが運転される空港における地表温度を含む請求項１７に記載の方法。
【請求項１９】
選択するステップが、意図されていた目的地よりも前記エンジンの継続運転にとって好適な地表温度を有する目的地を選択することを含む請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
航空機搭載ガスタービンエンジンの運転を延長する方法であって、
前記エンジンの温度を監視するステップと、
少なくとも閾値温度超過の発生と閾値温度非超過の発生とをカウントするステップと、
所定のカウント値が達成されたときに、低温運転環境を提供するために航空機フライト計画を選択し、それによって、次のエンジン保守が必要とされる前に許容される前記エンジンの運転期間が延長されるステップと、
を含む方法。
【請求項２１】
前記エンジンが、補助動力源を含み、エンジン排気ガス温度が監視される、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
前記フライト計画が、所定の温度値より低い空港地表温度を有すると予測される運転環境を提供するために選択される、請求項２１に記載の方法。
【請求項２３】
航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視するシステムであって、
エンジンパラメータを監視し、前記エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出するセンサと、
エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するカウンタと、
前記カウンタ値を前記エンジンパラメータに対応する限界点に対応し、かつ限界点とは異なる警告点と比較し、前記比較に基づいて前記カウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定する比較器と、
前記警告フラグが設定されたことを前記航空機の操縦士に通知する表示器と、
を含むシステム。
【請求項２４】
航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視する装置であって、
エンジンパラメータを受け取る入力部と、
前記エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出する計算手段と、
エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するメモリと、
を含み、
前記計算手段はさらに、前記カウンタ値を前記エンジンパラメータに対応する限界点に対応し、かつ限界点とは異なる警告点と比較し、前記比較に基づいて前記カウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定し、さらに、
前記警告フラグが設定されたことを前記航空機の操縦士に通知する出力部を含む装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エンジン健全性および動向監視の分野に関し、詳細には、航空機エンジンに関する適用例に関する。
【背景技術】
【０００２】
エンジン健全性および動向監視は、典型的には、エンジンパラメータの記録および監視と、その後の、エンジン運転動向を決定しようと試みる中での、そのようなパラメータの監視および分析、特に、保守を必要とするエンジン状態を示し得るパラメータの監視および分析とを含む。いくつかの高性能システムは、エンジン性能の継続的な監視を提供するため、航空機がその目的地に到着したとき、遠隔監視サイトにエンジンデータをアップロードする装置を含む。しかし、そのようなシステムは、サポートするには大掛かりな機器および基盤を必要とし、一般に、エンジン健全性に関する僅かなリアルタイム情報しか操縦士に提供しない。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００３】
本発明の第１の概略的な態様によれば、航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視する方法が提供される。この方法は、少なくとも１つのエンジン状態を感知するステップと、このエンジン状態を所定の閾値状態と比較するステップと、エンジン状態と閾値状態の間の比較を示すカウンタ値を調整するステップであって、その調整が、エンジン状態と閾値状態とが少なくとも第１の基準を満たす場合に、カウンタ値を増やし、エンジン状態と閾値状態とが少なくとも第２の基準を満たす場合に、カウンタ値を減らすことを含むステップと、カウンタ値を所定の最大カウンタ値と比較するステップと、所定の最大カウンタ値との比較に基づいてカウンタ値が少なくとも第３の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定するステップと、警告フラグが設定されたことを航空機の操縦士に通知するステップとを含む。
【０００４】
本発明の別の実施形態では、航空機搭載ガスタービンエンジンの運転を延長する方法が提供される。この方法は、エンジンの温度を監視するステップと、少なくとも閾値温度超過の発生と閾値温度非超過の発生とをカウントするステップと、所定のカウント値が達成されたときに、低温運転環境を提供するために航空機フライト計画を選択し、それによって、次のエンジン保守が必要とされる前に許容されるエンジンの運転期間が延長されるステップとを含む。
【０００５】
本発明の別の概略的な態様によれば、航空機搭載ガスタービンエンジンの運転を延長する方法が提供される。この方法は、エンジンの温度を監視するステップと、少なくとも閾値温度超過の発生と閾値温度非超過の発生とをカウントするステップと、所定のカウント値が達成されたときに、低温運転環境を提供するために航空機フライト計画を選択し、それによって、次のエンジン保守が必要とされる前に許容されるエンジンの運転期間が延長されるステップとを含む。
【０００６】
本発明の別の概略的な態様によれば、航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視するためのシステムが提供される。このシステムは、エンジンパラメータを監視し、エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出するセンサと、エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するカウンタと、カウンタ値をエンジンパラメータに対応する限界点に対応し、かつ限界点とは異なる警告点と比較し、比較に基づいてカウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定する比較器と、警告フラグが設定されたことを航空機の操縦士に通知する表示器とを含む。
【０００７】
本発明のさらに別の概略的な態様によれば、航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視するための装置が提供される。この装置は、エンジンパラメータを受け取る入力部と、エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出する計算手段と、エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するメモリとを含み、計算手段はさらに、カウンタ値をエンジンパラメータに対応する限界点に対応し、かつ限界点とは異なる警告点と比較し、比較に基づいてカウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすときに、保守切迫状態を示す警告フラグを設定し、さらに装置は、警告フラグが設定されたことを航空機の操縦士に通知する出力部を含む。
【０００８】
本発明の上記およびその他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の図面を考察することでより良く理解されるようになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
本発明の好ましい実施形態が、図１から図３を参照して説明される。図１を参照すると、この実施形態では、電力１４および加圧空気１６の航空機への供給を含む従来目的のため、補助動力源（ＡＰＵ）１２が航空機１０に搭載される。その他の良く知られた使用法の中で、ＡＰＵによって供給される加圧空気は、より大型の航空機では、航空機のメインエンジンを始動するための補助ブリード空気を提供するために使用される。
【００１０】
当業者によって理解されるように、調整可能な入口案内翼（すなわちＩＧＶ）は、ＡＰＵ負荷圧縮機への外気の流れを制御し、ＩＧＶ角は一般に、ブリード空気需要に応じて調整される。しかし、より高温の運転環境（すなわち、空港温度が高い環境）では、当然ながら航空機に厳しい冷却要求が課され、エンジン運転効率が低下する。温度が所定の閾値または基準点を超えて上昇した場合、ＡＰＵによる供給電力に対する優先度を維持するため、一般にＩＧＶ角が狭められる。温度およびＡＰＵの劣化が進行する結果として、ＩＧＶ角が継続的に狭められる。航空機のメインエンジンに与えられる１つの危険は、ＩＧＶ角が過度に狭められた場合、最終的に、狭められたＩＧＶ角が、メインエンジン始動圧力および航空機メインエンジンへの流量にマイナスの影響を与え、その結果、始動中に問題を引き起こし得ること、または場合によっては、メインエンジンの「過熱」、すなわち、メインエンジン温度が望ましい限界を超えることなどによる、メインエンジン損傷すら引き起こし得ることである。
【００１１】
ここで図２を参照すると、本発明の一態様によれば、エンジン操縦士は、限界状態の発生が回避または延期されるようエンジンの使用をしかるべく管理できるように、限界切迫状態に先立って警告を受けることができる。特に、本発明は、警告フラグが設定され、操縦士がしかるべく警告を受けるべき時点を決定するため、１つまたは複数のエンジン運転状態が、選択された閾値との比較により監視されることを可能にする。本出願では、「限界切迫」状態が、次の保守作業（など）が必要とされる前にエンジンの継続運転がまだ許容されるように、「限界」状態にまだ達していないことを表すことは理解されよう。「限界」状態は、エンジンがもはや運転され得ない、または運転されるべきではない状態で、保守などが早急にまたは直ちに必要とされる状態を指すものとされる。したがって、「限界切迫」点は、操縦士が、接近する限界状態に対する事前警告を提供されるとともに、関連するマージン内でエンジンを運転して、それによって、次の保守作業を延期させ、かつ／またはより好都合にはそれを計画する機会を提供される（また典型的にはどのように運転するかに関するアドバイスも提供される）ような、その点と「限界」状態の間の運転マージンを与える点である。本出願では、「保守作業」という用語は、保守ステーションへのエンジン／航空機の帰還を必要とすることがあり、かつ／または公称期間より長くエンジンの運転を休止させる、任意の保守、検査、清掃、修理作業などを指すものとする。
【００１２】
この実施形態では、エンジン排気ガス温度（ＥＧＴ）パラメータ用の所定の基準点が、それを上回ったら、電気優先を維持するために、ＡＰＵ制御システムがＩＧＶ角の調整を開始しなければならない点を決定する。次に、監視される参照パラメータが選択され（ステップ２０）、この事例では、それはＩＧＶ角である。参照パラメータは、動向が追跡されるパラメータを代理的に表し、または直接的に示し、この事例では、動向追跡パラメータはＥＧＴである。「限界」点が選択され（ステップ２１）、それは典型的には、エンジンがもはや安全または適切に運転され得ないほど劣化し、したがって、保守を必要とする点である。本発明によれば、「警告」点も選択され（ステップ２２）、それは「限界」点と等しくなく、通常は限界点より小さく、以下でさらに説明されるように、その点と「限界」点の間のマージンを提供するために選択される。温度およびＡＰＵの劣化が進行する結果として、予定されたＩＧＶ角と要求されたＩＧＶ角の差（この差は本明細書では便宜的に「デルタ」と呼ばれる）について、ＩＧＶ角が監視される（ステップ２３）。ＩＧＶデルタの存在は、もちろん、基準ＥＧＴが超過されたことを示す。デルタに基づいて、カウンタが調整される（ステップ２４）。したがって、カウンタは、基準点の継続的な超過および非超過を記録する。
【００１３】
デルタが存在する場合、カウンタは、好ましくは、ある量だけ増やされ、デルタが存在しない場合、カウンタは、好ましくは、ある量だけ減らされる（ステップ２４）。カウンタが増やされる、または減らされる量は、好ましくは、デルタの大きさに応じて可変である。好ましくは、増分値／減分値は、エンジン指標のフラグ設定ができるだけ正確に生じるよう、ＡＰＵの実際の劣化率を反映するように選択される。好ましくは、事前選択された範囲内の大きさの異なるカウントファクタのうちのどれが、カウンタを調整する際に使用されれば適当かを決定するため、デルタの大きさが使用される。カウンタを増やすことは、好ましくは、高温の周囲条件における運転に起因するエンジン劣化を示し、カウンタを減らすことは、好ましくは、より低温の周囲条件における運転に起因するエンジン劣化を示す。どのような運転環境も一般に、エンジン状態を再生させることはないので、カウンタは、０より小さく減らされることはできない。
【００１４】
述べられたように、本実施形態では、ＥＧＴ基準点に達する（すなわち、ＩＧＶデルタが存在する）より高温の環境において、カウンタが増やされ、ＥＧＴ基準点に達しない（すなわち、ＩＧＶデルタが存在しない）より低温の環境において、カウンタが減らされる。航空機は空港から空港へ飛行するので、より暖かい空港でメインエンジン始動を行うことは、ＡＰＵとＥＧＴが基準点を超過する原因になり、デルタが感知および決定され、デルタの大きさに応じて、対応するカウントファクタがカウンタに適用される。その後、航空機が、周囲温度がより低い空港まで飛行する場合、その後のメインエンジン始動中に、ゼロデルタが存在することがあり、その結果、カウンタが選択量だけ減らされる。カウンタが、事前選択された警告限界を超えてカウントを累積した場合（ステップ２５）、警告が操縦士に提供される（ステップ２６）。そのような警告は、好ましくは、本発明を実行するシステムによって設定される警告を示す論理フラグの設定によって実施される。
【００１５】
フラグが設定されると、ＡＰＵによるメインエンジン始動について、差し迫った運転限界が接近していることを示す警告が、操縦士に提供される。そのような警告を受け取ると、操縦士は、関連する保守処置をとるよう、どの保守処置が推奨されるかを決定するためにエンジン監視データを調べるよう、かつ／またはその他の処置をとるよう命令されることができ（ステップ２８）、最終的な保守処置を計画する前にエンジンをどのように運転したらよいか助言を受けることができる。しかしながら、それに加えて、またおそらくより重要なことに、操縦士は、より好都合に計画された保守処置が着手され得るまで、航空機のためのより低温の運転環境を選択し、それによって、ＡＰＵ空気加圧能力のさらなる劣化を意図的にかつある程度は制御可能に延期させることによって、ＡＰＵの運転期間を延長（または短縮、さもなければ変更）することができ、これは、好ましくは、基準点を下回るＡＰＵ運転を可能にする周囲温度がより低温の空港に航空機を飛行させることによって可能である。本発明は、以下の実施例Ａを参照して、さらに説明され得る。
【００１６】
実施例Ａ：エンジンＥＧＴ基準点は６４１℃であり、それを上回ると、ＡＰＵで電気負荷の方を優先するために、ＩＧＶ角がＡＰＵ制御システムによって狭められる。本発明によれば、ＩＧＶ角は、予定されたＩＧＶ角と要求されたＩＧＶ角の間のデルタについて監視され、カウンタ増分値／減分値は、図１に示されるように選択される。カウンタ限界は＋１５に設定され、その時点で、警告フラグが設定される。航空機が図３に示された経路を飛行すると、周囲条件が経験され、対応するカウンタ値が、表２に示されるように定められる。
【００１７】
航空機をループＡおよびループＢ上の状態に継続的かつ反復的にさらした場合、最大カウンタ値の１５が到達され、その時点で、警告フラグ「ＡＰＵ限界切迫」がしかるべく設定される前に、ＡＰＵはメインエンジン始動運転を２．２５サイクルの間継続することが可能である。そのようなフラグを受け取ると、操縦士は、保守作業を計画すること、かつ／またはエンジン動向監視分析を調べるための（設定された警告フラグに関連する）エンジン保守マニュアルガイダンスの結果に基づいて、保守を延期することを選ぶことができる。保守は、その後のエンジン運転を選択的に制御することによって、延期されることができる。例えば、操縦士は、エンジンＥＧＴを基準点の６４１℃より低く維持することができる、周囲温度が十分に低い空港１、２、５、６にだけ、この航空機を飛行させることを選び、それによって、狭められたＩＧＶ角がメインエンジン始動圧力および航空機メインエンジンへの流量にマイナスの影響を与える環境の外に（航空機スケジューリングが許すならば）あり続けることができる。
【００１８】
【表１】
2007538234.tif 000003
【００１９】
【表２】
2007538234.tif 000004
【００２０】
好ましくは、カウンタは、（基準点に対して）あまり厳しくない環境に遭遇すると減らされ、それによって、より厳しい環境とあまり厳しくない環境の両方におけるエンジン運転の組み合わされた累積効果についてのある種の平均化を提供する。
【００２１】
カウンタの動作は、測定される状態に応じて、選択的に開始および停止されることができる。例えば、説明された実施形態では、カウントの累積は、外部周囲温度が承認されたＡＰＵ運転範囲内であり、航空機が地上にあり、メインエンジン始動が命令されたときだけ許可される。
【００２２】
好ましくは、基準点に対する比較のために選択される運転パラメータは、パラメータの真の現在値を表さないことがある過渡的な値ではなく、パラメータの安定状態を示す読取値が比較のために取得されるように、サンプリングされる。例えば、上記の実施形態では、好ましくは、安定状態の値よりも高い過渡的な角度を読み取ることを回避するため、初期動作の後、ＩＧＶ位置が安定したときに、ＩＧＶ角がサンプリングされる。
【００２３】
好ましくは、本発明を組み込んだシステムは、選択された量だけ基準点を移動または調整する能力を含み、これは、特定の状況でのエンジンの実際の劣化をより良く反映するように、システムが使用時において決定された新しい基準値に調整されることを可能にする。
【００２４】
本発明は、一態様において、保守が必要となる前でかつ好ましいまたは許容される運転のためのマージン量が依然として残っている間に、エンジン監視データを検討することを操縦士に思い出させまたは指摘する手段を提供する。これは、劣化状態および１つまたは複数の限界状態の差し迫った接近についての事前通知を操縦士に提供することによって、エンジンの限界における運転停止が回避されることを可能にする。
【００２５】
別の態様では、警告を受け取ったとき、操縦士は、次の必要とされる保守の前にその後の運転にとって望ましい環境を選択することによってエンジン運転が劣化する速度を減速させるために、エンジンがどのように運転され得るか（例えば、選択された望ましい航空機経路）に関して通知されることができる。これは、あまり厳しくない（すなわち、より好適な）環境に継続的にさらすことが、エンジンがより厳しい環境で運転され続けた場合に可能であるよりも長い期間、保守が必要とされる前に操縦士がエンジンを運転することを可能にするように、操縦士が警告されることも可能にする。これは、保守が必要とされる前に操縦士が機器を最大限使用し、それによって、航空機の群のオペレータに各航空機の作業効率および／または収益を最大化する能力を与えることを可能にする。
【００２６】
上記の実施形態の修正では、ＩＧＶ角を監視するよりもむしろ（またはこれに加えて）、ＥＧＴが、直接または例えばガス発生器速度などのその他のエンジンパラメータを介して監視され得る。その他のエンジンパラメータも、ＥＧＴを測定する代理手段を提供することができる。
【００２７】
別の実施形態では、本発明は、エンジンまたはライン交換可能ユニット（ＬＲＵ）のその他の運転限界の監視に関連して、原動機または補助動力ガスタービンに適用され得る。
【００２８】
別の実施形態では、本発明は、原動機ガスタービンエンジンに適用されて、出力トルクまたは動力タービンシャフト速度に関して閉ループである制御システムの離陸条件に対して計算された離陸Ｔ６に対する（通常は「Ｔ６」と呼ばれる）ガスタービン排気ガス温度の動向を追う。所定の基準点が、周囲圧力および温度に基づいて、離陸条件のＴ６パラメータのために計算される。周囲条件に対して（トルクに関する閉ループシステムのための）エンジン離陸トルクまたは（動力タービン速度に関する閉ループシステムのための）速度が設定されると、現在の周囲条件におけるエンジンによって提供される実際のＴ６と電子エンジン制御装置内に保存された参照テーブルから提供される計算された離陸Ｔ６の間の差／デルタについて、Ｔ６が監視される。（当業者であれば理解されるように、保守作業と保守作業の間にエンジンは劣化するので、与えられた出力トルクまたはタービンシャフト速度に対して、Ｔ６は時間とともに上昇する）。実際および計算された離陸Ｔ６の間のデルタの存在は、計算されたＴ６が超えられたことを表す。次に、カウンタに適用されるカウントファクタを決定するために、デルタの量が使用される。カウンタが所定の限界に到達したとき、「エンジン限界切迫」フラグが設定され、操縦士は、エンジンに対してどのような保守が計画される必要があるか、かつ／または（例えば、操縦士の運転地域内で可能ならばより低温地域で航空機を運転することによって）その後のエンジン運転がどのように変更され得るかを評価するために、エンジン動向監視データを調べるよう、エンジン保守マニュアルによる障害コードによって助言され、それによって、航空機の群のために計画された保守の管理を改善する際にオペレータが支援される。
【００２９】
さらなる実施形態では、シャフト速度、タービン間温度、またはその他の運転パラメータが、監視されることができ、例えば、圧縮機性能劣化またはその他のエンジン劣化状態を示す限界切迫状態を操縦士に警告するため、基準限界の超過／非超過がカウントされる。
【００３０】
次に図４を参照すると、本発明の一実施形態は、航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視するためのシステム４０を含む。システム４０は、センサ４１と、カウンタ４４と、比較器４６と、表示器４８とを含む。センサ４１は、エンジンパラメータを監視し、エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出する。次に、エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するために、カウンタ４４が使用される。次に、比較器４６が、カウンタ値をエンジンパラメータに対応する限界点に対応する警告点と比較する。警告点は、限界点と異なる。比較に基づいてカウンタ値が少なくとも第１の基準を満たすとき、比較器４６は、保守切迫状態を示す警告フラグも設定する。最後に、表示器４８が、警告フラグが設定されたことを航空機の操縦士に通知する。
【００３１】
次に図５を参照すると、本発明の一実施形態は、航空機搭載ガスタービンエンジンの性能を監視するための装置５０を含む。装置５０は、入力部５２と、計算手段５４と、メモリ５６と、出力部５８とを含む。入力部５２は、エンジンパラメータを受け取り、それを計算手段５４に転送する。計算手段５４は、エンジンパラメータの実際値と予測値の間の差を検出する。メモリ５６は、エンジンパラメータの感知された実際値−予測値の差に基づくカウンタ値を記録するために使用される。計算手段５４はさらに、カウンタ値をエンジンパラメータに対応する限界点に対応する警告点と比較する。警告点は、限界点と異なる。比較に基づいてカウンタ値が少なくとも第１の基準を満たす場合、コンピュータ５４は、保守切迫状態を示す警告フラグも設定する。最後に、出力部５８が、警告フラグが設定されたことを航空機の操縦士に通知する。
【００３２】
図４および図５は、異なるデータ信号接続部を介して互いに通信する別個の構成要素からなる群としてブロック図を示しているが、本発明が、ハードウェアおよびソフトウェア構成要素の任意の適切な組合せによって提供されることができ、いくつかの構成要素は、ハードウェアまたはソフトウェアシステムの与えられた機能または動作によって実施され、示されたデータ経路の多くは、コンピュータアプリケーションまたはオペレーティングシステム内のデータ通信によって実施されることが当業者には理解されよう。したがって、示された構造は、本発明の機能態様を効果的に教示するために提供されており、機能要素が実施され得る方法は様々であることが理解されよう。多くの例では、教示を簡潔にするため、１つの通信線または１つの関連装置が示されているが、実際には、そのような要素が数多く存在する可能性がある。
【００３３】
したがって、本明細書で説明された本発明の範囲から逸脱しない説明された実施形態に対する数々の変更が当業者には明らかであることが理解されよう。したがって、上記の説明および添付の図面は、本発明を例示するものとして理解されるべきであり、限定的な意味で理解されるべきではない。本発明が、全体として本発明の原理に従うとともに、本発明が関連する技術分野内の周知かつ慣例的な逸脱を含み、本明細書で先に説明された基本的特徴に適用されることができ、特許請求の範囲に添うような本開示からの逸脱を含む、本発明の任意の変形、使用、または適用を包含することがさらに理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明の一実施形態を含む航空機の概略図である。
【図２】本発明の一実施形態による方法のフローチャートである。
【図３】航空機のフライト経路を示した概略図である。
【図４】本発明の一実施形態によるシステムのブロック図である。
【図５】本発明の一実施形態による装置のブロック図である。
【図１】
2007538234.tif 000005
【図２】
2007538234.tif 000006
【図３】
2007538234.tif 000007
【図４】
2007538234.tif 000008
【図５】
2007538234.tif 000009
【国際調査報告】
2007538234.tif 000010
2007538234.tif 000011