JP5473226B2 - 航空機エンジンの監視方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機エンジンの作動不良を検出するシステムに関し、より一般的には、航空機において少なくとも２つ以上ある全ての機器システムであって、プロペラ群、ステアリング等の航空機の主要部品に属する全ての機器システムの作動不良を検出するためのシステムに関する。

より詳細には、操作（操縦または整備）をする者に対して、作動に不良があることを警告するように、主要部品を監視するためのシステムに関する。

整備を補助する目的の異常運転検出のためのシステムとして、一般的には、対象となる作動不良に特化される、統合試験機器（いわゆる「組込み試験機器」：ＢＩＴＥ）が用いられる。

警告を受けると、航空機のパイロットは、そのような機器の使用を避け、代替機器を用いることが可能であり、それによって、さらに深刻な事態を回避するか、またはＢＩＴＥにより提供される診断で支援され、整備士は、より簡単かつ迅速に不具合を修理するために航空機の整備業務を行うことが可能である。

昨今では、ほとんどのＢＩＴＥは、本質的に、作動データまたはパラメータを収集するセンサを備え、これらのパラメータは、デジタル化され、所定の閾値または数学モデルを参照するソフトウェアにより検証される。

ここでは、各エンジンは、略称「ＦＡＤＥＣ」（全デジタル電子式エンジン制御装置）と呼ばれる計算機により制御される。

ＦＡＤＥＣは、それぞれ、制御しているエンジンの作動パラメータを監視する。これらのエンジンパラメータは、いかなる航空機に設置されているかにかかわらず、同一のエンジン構造に対しては同一である所定の閾値と比較される。

現在では航空機は、それぞれ特有の用途を有し、そのためそれらの摩耗はそれぞれ特有となっている。したがって、エンジンは、特有の摩耗、また所定の方法にモデル化できない摩耗にさらされている。

上述の所定の閾値は、したがって、それら摩耗に特定のエンジンパラメータを監視するように設けられることは不可能である。

しかしながら、エンジンの摩耗に典型的なパラメータを監視し、その損傷を追跡することは可能である。臨界閾値を決定することにより、このような損傷のいくつかのステップを特定することが可能である。しかし、このような技術では、とりわけ、不具合モードの最も顕著なパラメータ、こうしたパラメータに当てはめられる摩耗閾値、ならびに使用条件がその挙動に与える影響を決定することが必要となる。これらは全て、関連する物理現象に関する十分な知識も必要とする。

出願人は、上述の課題を簡単に解決する解決方法を見出すことを試み、これに基づき本発明を提供する。

本発明は、したがって、少なくとも２つのエンジンを備える航空機エンジンを監視するための方法に関し、各エンジンは、エンジン監視計算機により制御および監視され、計算機は、通信ネットワークにより相互に接続され、各計算機は、監視しているエンジンの作動パラメータを監視する。この方法は、両計算機が、少なくとも１つの前記パラメータの値を、他の計算機により発信された同じパラメータの値と比較するためにネットワークに発信することと、値が、所定の閾値より大きい差だけ他の値から逸脱している場合は、エンジンの１つが、異常運転をしていると診断されることとを特徴とする。

両エンジンの環境および使用は同じであり、これらの性能のみが、記録される相違を左右する。不具合を検出するために、もはや物理法則を習得することは必要ではない。

特定の航空機では、特定のパラメータにより示される摩耗が、他の航空機エンジンの同じパラメータによって示される摩耗と異なるとすぐに、エンジンが異常な挙動を示すので、比較が行われる。

たとえば、温度、エンジン速度、挙動、および高度に関連する現象は、オイルタンク内の潤滑オイル量を乱し、特定の時間において利用可能であるオイル量を知ることが不可能になってしまう。上述の比較により、少なくとも両エンジンが、利用可能な同じオイル量を有するか、または２つのタンクのいずれに漏れが生じているか否かを、随時知ることが可能である。

本発明は、乗員および航空機の安全性の分野において現在使用されている冗長性技術を、整備を補助するために使用される上述のＢＩＴＥ組込み試験に応用することからなる。

こうした冗長性技術は、ｎ個の同一の重要機器を並列に置き、これにより常に実質的に同一であるべきであるそれらの出力を単純に比較することによって、これらのうち１つが不良であるかを決定し、または不良であり取り除かれるべき機器を決定することさえ可能にする。検出には、２つの並列の機器が必要であり、不具合の生じた機器を分離するためには、少なくとも３つが必要である。

ここでは、上述のオイル漏れの例について、ツインエンジン航空機においても、不具合のあるエンジンを分離することを達成するための多数のパラメータが存在する。

つまり要約すると、エンジンの冗長性技術は、強力な確率データと共に、診断、予測、および整備の目的に用いられる。

好適には、エンジンを監視する計算機は、実際に比較を行い、その結果として診断を確立する計算機であるが、診断は、ネットワークに接続される独立した中央計算機により同様に実施されることも可能である。

さらに好適には、「エンジン」計算機の各診断は、「エンジン」計算機により他の計算機に発信され、直ちに比較され、整備用に記録されるか、またはその結果、たとえばパイロットに対して表示されるかまたは地上局に無線通信により発信するなど即座に対応が行われる。

本発明のその他の特徴および長所は、添付の図面を参照して行われる、本発明による航空機エンジンの監視方法に関する以下の説明を読むと、さらに明らかになる。

図１および図２を参照し、４基エンジン航空機の例でアーキテクチャを詳述する。航空機（不図示）のエンジンｍ１、ｍ２、ｍ３、ｍ４用の監視および制御システム１０は、ＦＡＤＥＣ計算機１、２、３、４を備え、これら計算機は、それぞれ指定されたエンジンｍ（１）、ｍ（２）、ｍ（３）、ｍ（４）、または図面のｍ１、ｍ２、ｍ３、ｍ４を監視および制御する。

ここでは４つのＦＡＤＥＣは、航空機を介して、たとえばＡＲＩＮＣ（Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｒａｄｉｏ Ｉｎｃ社）規格により規定されるＡＦＤＸ（アビオニクス・フル・デュプレクス）デジタル通信ネットワーク５により、以下に説明する通信用に設けられる特定のリンクを通して、またはその他の通信に専用の航空機の既存のリンクを通して相互に接続され、監視および制御対象のエンジンからのデータおよびパラメータを発信する。ＦＡＤＥＣは、二方向計算機であり、これにより一方または他方のＦＡＤＥＣから受信した情報を強化することが可能になる。

第１の実施形態（図１）では、以下に説明するように、全てのＦＡＤＥＣ１、２、３、４から受信するデータおよびパラメータを、その１つの機能６１によって保存し、１つの機能６２によりこれを処理するために、同様にこのネットワーク５に接続される「航空機」中央計算機６が設けられる。

第２の好適な実施形態（図２）では、ＦＡＤＥＣ１、２、３、または４のいずれか１つ、すなわちＦＡＤＥＣｉ自体が、計算機６の機能６２を実施するが、これは本発明を実施するにあたり有用ではない。

しかしながら、この後者の場合には、ＦＡＤＥＣ１、２、３、４全てが、同一であり、機能６１と同様に、また以下に説明されるように、責任があるエンジンのデータおよびパラメータを、ネットワーク５で受信した（他のＦＡＤＥＣにより発信された）データおよびパラメータと共に同時に処理することが可能である。

第１のケースでは、中央計算機６は、ＦＡＤＥＣが発信したデータおよびパラメータを保存し、任意に以後の処理を行うべきＦＡＤＥＣｉを決定するために、ネットワーク５上の媒介６１としての役割しか有さないことを考慮しなくてはならない。

したがって、採用されたアーキテクチャにしたがって、ＦＡＤＥＣ１、２、３、４または中央計算機６、あるいはＦＡＤＥＣｉは、いずれも、航空機のエンジンｍ１、ｍ２、ｍ３、ｍ４全てからの同じデータおよびパラメータを利用でき、監視処理６２を行う。この監視処理は、監視方法の説明と同時に図３を参照して次に説明される。

ステップ１００では、ネットワーク５上の発信機能６０により、ＦＡＤＥＣ計算機１、２、３、４は、ネットワーク５上でそれぞれ、エンジンｍ１、ｍ２、ｍ３、ｍ４の少なくとも１つの作動パラメータの値Ｖ（１）、Ｖ（２）、Ｖ（３）およびＶ（４）、ならびに発信アドレスに対応するエンジンマーカ「ｍ１」、「ｍ２」、「ｍ３」、「ｍ４」、およびそれぞれのパラメータ基準ｐ（１）、ｐ（２）、ｐ（３）、ｐ（４）を発する。

ＦＡＤＥＣｊ（ｊ＝１から４）または計算機６は、ネットワーク５上で発信されたパラメータ用の受信および保存機能６１により、またはその他のＦＡＤＥＣの機能６１により、Ｖ（ｋ）、ｍ（ｋ）、ｐ（ｋ）の三つの組（ｋ＝１から４、ｋはｊとは異なる）を受信し、ｋ＝１、２、３、４に対応する４つの組を利用可能である。

ステップ１０１では、計算機６またはＦＡＤＥＣ１から４のいずれかの機能６２により、任意の値Ｖ（ｋ）が、他の３つの値Ｖ（ｋ’）、ｋ’＝１、２、３、４と比較され、ｋ’は、ｋとは異なるが、ｐ（ｋ’）＝ｐ（ｋ）の場合のみ、これは同じパラメータであることを示すが、２つの異なるエンジンｍ（ｋ）およびｍ（ｋ’）に対応することを示す。

たとえば、こうしたパラメータの値の間の差Ｖ（ｋ）−Ｖ（ｋ’）の絶対値ｄ１（ｋ）、ｄ２（ｋ）、ｄ３（ｋ）が、計算されることが可能である。

ステップ１０２では、上述の差ｄ１、ｄ２、ｄ３が、パラメータの測定公差に相当する所定の閾値Ｓと比較される。

ステップ１０３において、いずれもの差が閾値Ｓを超えなかった場合、特別な作用なしに、手順はステップ１０５に進む。

それ以外の場合は、手順は、ステップ１０４に進み、ステップ１０４で、閾値Ｓを超える差の数が、数えられる。続いて、たとえば１つの差ｄ１のみが、閾値Ｓを超える場合は、このイベントは、メモリＭ１に記憶され、手順はステップ１０５に進む。

２つの差ｄ１、ｄ２が、閾値Ｓを超える場合は、差Ｖ（２）−Ｖ（１）の絶対値ｄが、計算される。ｄが２・Ｓより小さい場合、手順は、ステップ１０５に進み、それ以外の場合、イベントは、メモリＭ２に記憶され、手順はステップ１０５に進む。

３つの差ｄ１、ｄ２、ｄ３が、Ｓより大きい場合、パラメータｐ（ｋ）は、他のすべてのパラメータｐ（ｋ’）から、閾値Ｓより大きい差で逸脱しており、するとエンジンｋは、その他のエンジンｋ’の作動または摩耗から異常に逸脱する作動または摩耗を有する。その他全ての作動機能が、さらに同一のままであれば、手順はステップ１０６に進み、エンジンは、表示機能６３により、その他のエンジンの作動と比べて異常作動であると記録され、イベントが、メモリＭ３に記憶され、手順はステップ１０５に進む。

ステップ１０５では、メモリＭ１、Ｍ２、Ｍ３への書込みは、整備を補助しやすくするためにイベントの履歴が再構築可能であるように日付が付けられ、方法は、作動時において連続的に適用されるため、ステップ１０１が再び始動される。

エンジンを監視しているＦＡＤＥＣ計算機１、２、３、４が、比較を行い、上述の方法により結果として診断を確立するＦＡＤＥＣ計算機である場合は、これらＦＡＤＥＣ計算機は、すべてそれらの診断を並行して発信することが可能であり、これらの診断自体は、表示されるべき全体的な診断を決定するため信任投票される。

それによって、１つまたは２つのＦＡＤＥＣに生じる機能停止は、システム１０が安全にされるように二重にすることによって、またはアングロサクソン流の用語で言えば二重に「フェイルオペラティブ」にすることにより克服される。

ＦＡＤＥＣ計算機の診断は、いずれかのＦＡＤＥＣ計算機から他のＦＡＤＥＣ計算機へ発信され、そこで比較され、整備用にハウジング内に保存されるか、またはたとえばパイロットに表示されるか、無線によって「地上」局に発信される等の即座の行動が行われることが可能である。しかしこのような診断は、記録、表示、地上放送、または要求され得る任意のその他のシステム制御用に、「航空機」中央計算機に発信されることも可能である。

逆に、処理を集中化させるために、ネットワーク５に接続される独立した中央計算機６を使用すると、前記計算機に生じる機能停止を克服することが不可能である。

ＦＡＤＥＣの整備を支援するための組込み式テストの診断精度を大幅に向上させるように、もたらされたエンジンパラメータの冗長性を活用するため、エンジンが、人員の安全性のために、三重または四重の冗長性にあるという事実を利用していることに注目すべきである。

上述のように、本発明は、２つ以上のエンジンを備える航空機に適用されるが、同様に、２つのエンジンを備える航空機のパラメータに適用され、その際、１度逸脱が発生すると、エンジン故障を示すこととなる。

これは、すでに観察されたように、オイル（またはその他の流体）のレベルの場合に相当する。これはまた、たとえば以下のようなその他多くの例にも当てはまる。すなわち、
始動時間は、エンジンの摩耗と共に増加し、これがエンジンの損傷を示すことが可能であり、
エンジン速度は、燃料ポンプの摩耗を示す。

さらに、２つのエンジンのパラメータが、エンジンの不具合を示す上述の特性を有していないとき、選択された閾値に対して過度に逸脱している場合に、エンジンへの疑念を取り除くために、航空機の使用および環境の関数の展開とともに、数学モデルも加えられることが可能である。

パラメータ比較と共に、数学モデルは、不具合を分離することが可能である。

本発明は、プロペラエンジン以外のその他のアセンブリ、たとえば一般に四重の飛行コマンド、コックピット閉鎖システム等にも応用可能である。

本発明の方法を実施するエンジン監視システムの第１のアーキテクチャ形式である。 本発明の方法を実施するエンジン監視システムの第２のアーキテクチャ形式である。 本発明に係る航空機エンジンの監視方法の概略的なフローチャートである。

符号の説明

１、２、３、４ 計算機
５ ネットワーク
６ 中央計算機
１０ 監視および制御システム
６１、６２ 機能
６３ 表示機能
１００、１０１、１０２、１０３、１０４、１０５、１０６ ステップ
Ｍ１、Ｍ２、Ｍ３、Ｍ４ メモリ
ｍ１、ｍ２、ｍ３、ｍ４ エンジン

Claims (4)

1. 航空機の少なくとも２つのエンジンの監視方法であって、
   複数のエンジン監視計算機によって少なくとも２つのエンジンを制御および監視するステップであって、前記複数のエンジン監視計算機の各エンジン監視計算機は、前記少なくとも２つのエンジンのうちの１つのエンジンを監視するように割り当てられ、前記複数のエンジン監視計算機の各エンジン監視計算機は、通信ネットワークによって全ての他のエンジン監視計算機に接続された、ステップと、
   各エンジン監視計算機で、監視するために割り当てられた、前記少なくとも２つのエンジンのうちの１つの作動パラメータを監視するステップと、
   前記少なくとも２つのエンジンのうちの１つのための１つのエンジン監視計算機が、少なくとも１つの作動パラメータに対する第１の値を、前記少なくとも２つのエンジンのうちの他のエンジンのための他のエンジン監視計算機によって出力される同じ作動パラメータに対する第２の値との比較のために、ネットワーク上に出力するステップであって、各エンジン監視計算機は、前記ネットワークを介して全ての他のエンジン監視計算機に作動パラメータを出力する、ステップと、
   複数のエンジン監視計算機の各エンジン監視計算機において、第１の値が、第２の値よりも、所定の閾値よりも大きい差だけ逸脱したかどうかを判定することによって、前記少なくとも２つのエンジンのうちの１つが異常作動しているものと診断するステップと、
   エンジン監視計算機の診断を、他のエンジン監視計算機における比較のために、他のエンジン監視計算機に出力するステップと、
   を備える方法。
2. 各診断が、整備用にメモリ（Ｍ１、Ｍ２、Ｍ３、Ｍ４）に保存される、請求項１に記載の方法。
3. 診断が、パイロットに表示され（１０６）、または無線により地上局に発信される、請求項１または２に記載の方法。
4. ４つのエンジンを監視する４つのエンジン監視計算機がある、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。

Images