JP2007516377A - 無線によるエンジン監視システム - Google Patents

Abstract

航空機エンジンに直接取り付けられ、全飛行エンジンデータを記録し、保存し、暗号化し、送信する無線エンジン監視システム（ＷＥＭＳ）。当該システムは好ましくは、完全統括デジタルエンジン制御器／エンジン制御ユニット（ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ）へのインターフェースをもち、何百ものエンジンパラメータを、約１秒の好ましいサンプリング周波数で記録できる。エンジン監視モジュールは好ましくは航空機エンジンのカウリング内に直接取り付けられる小型化されたモジュールとして形成され、コンフォーマルアンテナを有する。監視モジュールは機上処理のためにデータをアップロードすることもできる。

Description

米国連邦航空局（Ｆｅｄｅｒａｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｉｏｎ）およびその他の国際的な航空監督機関は民間航空会社に航空機のエンジンの健全性および状態を監視することを要求している。航空機のエンジンの現在のパフォーマンスを決定したり、メンテナンスが必要かどうかを決定したりするには、いかなる健全性および状態の情報も用いられる。従来技術はデータ遅延のため限界があり、収集データの量が限られていることが解析の制約となった。典型的には、従来技術の監視システムを使っては、全体的な指標が測定された。結果として生じるいかなるメンテナンス行動も、ことが起こってから反応するもの（ｒｅａｃｔｉｖｅ）であった。たとえば、いくつかの従来技術のシステムは基本的なエンジンパラメータについて当該航空機が最初の離陸ののち１０００フィートまで上昇したときに「スナップショット」を撮るだけだった。このデータは飛行の間に一つの時間スロットと限られており、リアルタイムではなかった。このデータは、解析者に飛行中のエンジンのパフォーマンスの完全な描像を与えるものでは決してなかった。結果として、従来技術のエンジン解析システムでは高度な予防診断や診断技法は使われないできた。

多くのジェットエンジンのオリジナル装置製造業者（ＯＥＭ）、エンジンの時間毎メンテナンスコスト（ＭＣＰＨ： ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ ｃｏｓｔ ｐｅｒ ｈｏｕｒ）協定のもとに契約上縛られているジェットエンジン・サービス提供業者、航空輸送会社ならびに軍用および民間の航空会社は、航空機エンジンのパフォーマンスをリアルタイムで監視し、そのデータをアーカイブ保存するシステムおよび方法を所望してきた。今に至るまで、従来技術のシステムは、その解析において、従来技術のデータ「スナップショット」に限られており、全体的な指標と事後反応メンテナンス（ｒｅａｃｔｉｖｅ ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ）技術の域を超えるものではなかった。いくつかの従来技術においては、航空会社は、いくつかの異なる監視システムを使って監督上の要求に従ってきた。ある監視システムでは、限られたエンジンパラメータ（たとえばＮ１，Ｎ２，ＥＧＴ，Ｗ_ｆ）をパイロットが航空機の航空日誌にログ記録してきた。前述したように、「スナップショット」としては離陸／１０００フィート巡航においてエンジンデータが自動的に「機上で」記録されるかＶＨＦ通信データリンクを使ったＡＣＡＲＳ経由でダウンロードされるかして記録されていた。このエンジンデータは限られたエンジン解析という結果となった。使われたのがエンジンのパフォーマンスの一つの「スナップショット」だけであり、その「スナップショット」は航空機の飛行中のエンジンのパフォーマンスの真の指標を与えるものでは決してなかったからである。

米国フロリダ州メルバーンのハリス（Ｈａｒｒｉｓ）社は、ＤＦＤＡＵ、航空機デジタル飛行データレコーダ（ＤＦＤＲ： ｄｉｇｉｔａｌ ｆｌｉｇｈｔ ｄａｔａ ｒｅｃｏｒｄｅｒ）およびデータ多重化システムを含む航空機の数多くのコンポーネントとのインターフェースをもつ地上データリンクユニットを使って航空機エンジンのパフォーマンスを記録するシステムおよび方法を設計した。一般に、大きめのジェットタービンエンジンについては完全統括デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ： Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ）と称されるが、ターボプロップもしくはその他の推力が１５，０００ポンドより小さいエンジンを含む小さめの飛行機に使われる小さめのジェットタービンエンジンについては時にエンジン制御ユニット（ＥＣＵ： Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｕｎｉｔ）と称される。以後、「ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ」の用語は、業界で使われているように「ＦＡＤＥＣ」または「ＥＣＵ」に対応して使われるものとする。

ハリス社の地上データリンクユニットの例は、本願と同一譲受人に譲渡された米国特許第６，０４７，１６５号において開示されており、前記地上データリンクユニットを使ったエンジン監視システムは米国特許第６，１４８，１７９号および第６，３５３，７３４号において開示されている。これらの開示はここに参照によってその全体において組み込まれる。

前記の参照によって組み込まれた特許６，１４８，１７９号および６，３５３，７３４号において、開示されているようなシステムおよび方法は、航空機エンジンのパフォーマンスの記録を、地上データリンクユニットなどにおいてエンジン動作中にエンジンデータを収集し、該収集されたエンジンデータを広帯域スペクトル拡散通信信号を通じて地上にあるスペクトル拡散受信機にダウンロードすることによって提供できる。前記信号は地上にあるスペクトル拡散受信機の内部で復調され、さらなる処理のためのエンジンデータが復元される。また、アルゴリズム、飛行管理ファイル、ビデオおよび娯楽ファイルならびにその他のデータファイルといったデータを前記地上データリンクユニットにアップロードすることも可能である。これら参照によって組み込まれた特許において開示されているような地上データリンクユニットは、エンジン監視のための従来技術の施策に対して著しい向上であるものの、前記開示された地上データリンクユニットは典型的には大きなユニットであり、前述したような多くの航空機搭載システムとのインターフェースをもつ。エンジンのリアルタイムな監視を、多くのシステムとのインターフェースをもつ前記の大ぶりな地上データリンクユニットに頼ることなく、すなわち、前記開示された地上データリンクユニットが利用可能でないときにより小さなユニットによって、行うことが有益である。

本発明によれば、本発明の無線エンジン監視システム（ＷＥＭＳ： ｗｉｒｅｌｅｓｓ ｅｎｇｉｎｅ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ）は上述した従来技術の不都合な点を克服するもので、航空機エンジンに直接装着されるエンジン装着型のエンジン監視モジュールである。前記の参照によって組み込まれた特許６，１４８，１７９号および６，３５３，７３４号において開示されているような地上データリンクユニットは多くの航空機搭載ユニットに接続されるもので、好ましい位置は航空電子機器部門または同様の胴体位置であるが、それとは一線を画している。ＷＥＭＳモジュールは、エンジン上の完全統括デジタルエンジン制御器（ＦＡＤＥＣ）／エンジン制御ユニット（ＥＣＵ）へのインターフェースをもつ。ＷＥＭＳは約２×２×４インチの小さなモジュールで、「全飛行」エンジンデータを記録し、保存し、暗号化し、送信することができる。直接ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵへのインターフェースをもち、何百ものエンジンパラメータを、限定的な意味のない一例として挙げると１秒のサンプリング周波数で記録する。それは、ＲＦ／８０２．１１／セルラー技術（他のいかなるスペクトル拡散技術をも含む）を使ってデータをダウンロード（そしてアップロード）するために好ましいコンフォーマルアンテナとＲＦトランシーバとをもつ小型化されたモジュールである。

「全飛行」エンジンデータは、高度な予防診断および診断技術を許容し、エンジンの「翼上時間（ｔｉｍｅ ｏｎ ｗｉｎｇ）」を増加させてエンジンメンテナンスコストを低下させる。ＷＥＭＳデータは、処理のために空港のサーバーにＲＦ／（８０２．１１）スペクトル拡散／セルラーを通じてダウンロードされることもできるし、および／または他のワークステーションにリアルタイム解析のためにインターネット、ＰＳＴＮ、セルラーシステムもしくはその他の通信ネットワークを通じて転送されることもできる。機上処理のためにアルゴリズムを含むデータを前記無線エンジン監視システムモジュールにアップロードすることもできる。

本発明のシステムおよび方法は、直接エンジンに設置される自動化された無線ソリューションである。大小のタービンエンジンのための全飛行エンジンデータを記録し、メガバイト数の大きなファイルを有するもので、引き出すためには高速データリンクを使う。当該システムは、８０２．１１規格に従った広帯域スペクトル拡散通信信号を使うことができる。たとえば前記の参照によって組み込まれた特許６，０４７，１６５号および６，３５３，７３４号において開示されているような技術である。

本発明によるシステムおよび方法は、航空機エンジンのパフォーマンスの記録を提供する。エンジン監視モジュールが航空機エンジン上に取り付けられ、当該航空機エンジンの動作に関係するエンジンデータを収集する。前記エンジン監視モジュールは無線通信信号を通じてエンジンデータを送信するための送信機を含んでいる。受信機が前記送信されたエンジンデータを受信する。

本発明のある側面によれば、前記送信機は好ましくは、広帯域スペクトル拡散通信信号を通じて前記エンジンデータを送信するためのスペクトル拡散送信機を有している。パッチアンテナのようなコンフォーマルアンテナが好ましくは当該エンジン監視モジュール上に取り付けられており、前記無線通信信号はそこに送信される。プロセッサが前記受信機から前記エンジンデータを受け取り、該エンジンデータをさらに処理するよう動作する。前記エンジンデータは前記受信機から前記プロセッサに、インターネット、公衆電話交換網（ｐｕｂｌｉｃ ｗｉｔｃｈｅｄ ｔｅｌｅｐｈｏｎｅ ｎｅｔｗｏｒｋ）、セルラーネットワークまたはその他の通信ネットワークを使って転送されうる。

本発明のいま一つの側面では、エンジンデータを収集するためにＦＡＤＥＣ／ＥＣＵが航空機エンジンとともに動作する。当該エンジン監視モジュールはエンジンデータを集めるために電気的にＦＡＤＥＣ／ＥＤＵに接続される。好ましくは当該エンジン監視モジュールにデータアドレスが割り当てられ、該データアドレスは当該航空機エンジンを追跡するためのエンジンシリアル番号と結び付けられている。このデータアドレスは好ましくはインターネットアドレスを含んでいる。当該エンジン監視モジュールはまた、トランシーバの一部として、エンジン監視のために使われるさまざまなアルゴリズムを含むデータを機上処理のためにアップロードするための受信機をも含むことができる。

本発明のその他の目的、特徴および利点は以下の本発明の詳細な記述を付属の図面に照らして検討することから明らかとなるであろう。

本発明についてこれから、付属の図面を参照しつつより完全に記述する。その際、本発明の好ましい諸実施形態が示されるが、本発明は多くの異なる形において実施することができるものであり、ここに記載される実施形態に限定されるものと解釈してはならない。むしろ、これらの実施形態は、本開示が充実して漏れがなく、当業者に対して本発明の範囲を完全に伝達するようにするものである。全体を通して同様の数字は同様の要素を指す。代替的な実施形態における同様な要素を示す際にはダッシュ記号を使う。

本発明は無線エンジン監視システム（ＷＥＭＳ）であり、前記の参照によって組み込まれた特許６，０４７，１６５、６，１４８，１７９、６，３５３，７３４において開示されているような地上データリンクユニットの基本構成要素を使うことができる。本発明のシステムは、ＷＥＭＳモジュールについての機能とサイズにおいて縮小されており、ジェットエンジンに直接取り付けられ、好ましくはＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとインターフェースでつながっている。本発明は、無線通信信号、好ましくは広帯域スペクトル拡散通信信号を使って、前記の参照によって組み込まれた特許６，０４７，１６５、６，１４８，１７９、６，３５３，７３４において開示されている無線地上リンクをベースとした航空機データ通信システムと同様の仕方で、データをダウンロードするために動作する。また、いかなるＲＦ接続を通じてダウンロードすることもできる。

図１はジェットエンジン１２に直接取り付けられており、やはりジェットエンジンに取り付けられているＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ１４に電気的に接続されているＷＥＭＳモジュール１０を示している。ジェットエンジン１２はタービン１６およびその他の構成要素の基本要素を示している。ジェットエンジン・カウリング１８は点線で示されており、該カウリング内のＷＥＭＳモジュールが見えるようにされている。本発明のＷＥＭＳモジュールは、前記の参照によって組み込まれた特許６，０４７，１６５、６，１４８，１７９、６，３５３，７３４の地上データリンクユニットにおいて開示されているような、基本機能のＲＦおよびメモリ構成要素を含む。ＷＥＭＳモジュールは、好ましいコンフォーマルアンテナの種類およびジェットエンジンにおいて使われるカウリング１８の性状に依存して当該エンジン上のさまざまな位置に取り付けることができる。

図２は、ジェットエンジン１２との間でやりとりする信号のための双方向多重化器として動作するＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ１４の基本的なブロック図を示している。信号はアナログ信号とデジタル信号を含んでいる。ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ１４はエンジンに航空機２２のフライトデッキ２０からのコマンドを与え、またエンジンの状態および健全性信号を送信もする。多くの信号がＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ１４によって処理される。ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ１４は次いで信号をＡＲＩＮＣ４２９バス２４を通じて、限定的な意味のない例としては典型的には１０キロビット毎秒でフライトデッキ２０との間で送信する。

本発明のＷＥＭＳモジュール１０は別個のＩＰアドレス（各モジュールについて）をもち、そのＩＰアドレスはエンジンのシリアル番号と結びつけられている。ＷＥＭＳモジュールはエンジンに取り付けられており、ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ上の別のポートを通じて、あるいはＡＲＩＮＣ４２９バスに直接につながることで、ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとのインターフェースをもつ。無線周波トランシーバ機能がＷＥＭＳモジュールに組み込まれており、全飛行データファイルを記録し、圧縮し、暗号化するよう動作する。それは典型的には、ＷＥＭＳモジュール１０のための保護筐体をなす外被３１に取り付けられた切手サイズの小さなパッチアンテナとして形成されるコンフォーマルアンテナ３０を使う。コンフォーマルアンテナが好ましいとはいえ、ＷＥＭＳモジュールが取り付けられるカウリングおよびエンジンの種類によっては別個のアンテナを使用することも可能である。別個のアンテナは、通信を向上させるために胴体上の別個の位置またはその他の位置に取り付けることができる。

ＷＥＭＳモジュール１０は、アーカイブデータ記憶を使って「全飛行」エンジンデータを記録し、保存し、暗号化して、それからのちに送信することができる。本発明のＷＥＭＳモジュール１０は、何百ものエンジンパラメータを、好ましい１秒のサンプリング周波数で記録することができる。当該ＷＥＭＳモジュールはこのように、高度な予防診断および診断技術によって「翼上時間」を増加させてエンジンメンテナンスコストを下げることを可能にする。たとえば、ＷＥＭＳモジュール１０は、予防診断および健全性管理アプリケーションに関して使われるような、ジェットエンジンの診断セルとともに動作することもできる。それには米国ニューヨーク州ロチェスターのインパクトテクノロジーズ社（Ｉｍｐａｃｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ， ＬＬＣ）によって設計されたものが含まれる。ＷＥＭＳモジュール１０によるデータのダウンロードは、スペクトル拡散変調技術を含むほとんどいかなる種類の無線周波信号によってもよい。ＷＥＭＳモジュール１０は、全飛行エンジンデータをダウンロードし、アルゴリズムその他のデータもしくはプログラムをアップロードするのに、セルラー、インターネットまたはＰＳＴＮ通信インフラとともに動作しうる。各ＷＥＭＳモジュールは典型的には別個のＩＰアドレスを含んでおり、別個にアドレス指定して識別ならびにデータのアップロードおよびダウンロードをすることができる。

図３は、ＷＥＭＳモジュール１０を含む航空機２２の高レベルのブロック図を示している。このＷＥＭＳモジュール１０は、空港サーバー３２におよび／または該空港サーバーから、エンジンデータをダウンロードしたり機上処理のためのデータをアップロードしたりすることができる。それは公衆電話交換網（ＰＳＴＮ）、インターネットまたはセルラーインフラのような通信ネットワーク３４とともに動作しうる。空港サーバー３２は受信機および送信機を含んでおり、通信ネットワーク３４を通じてリアルタイム解析ワークステーションまたはその他の同様のプロセッサ３８に通信する。そこでエンジンデータが解析がされ、エンジンにとって最良のメンテナンス計画が決定され、よってエンジンを取り外すことなくエンジンが機上に留まる時間を延ばすことができる。本発明によれば、リアルタイム解析ワークステーション３８は前記空港サーバーに直接接続されていることもできるし、あるいはＷＥＭＳモジュール１０からデータを直接受信することもできる。

前述したように、ＷＥＭＳモジュール１０は、データを保存し、該データを好ましいスペクトル拡散またはその他の無線通信信号を使って送信するという点で前記地上データリンクユニットに類似して動作できる。しかし、ＷＥＭＳモジュール１０はずっと小さく、航空機エンジンに直接取り付けられる。その機能も、ＤＦＤＡＵ、ＤＦＤＲおよびエンジンセンサーを含む多くの航空機コンポーネントとともに動作する大規模な地上データリンクユニットによって必要とされる機能よりも少ない。

ここで図４を参照すると、本発明のＷＥＭＳモジュール１０を用いて使うことのできる無線スペクトル拡散データ通信システムのための全体的な通信システムアーキテクチャーの代表的な例が示されている。この例でのアーキテクチャーには３つの相互にリンクしたサブシステムがある：（１）エンジンＷＥＭＳサブシステム１００；（２）地上サブシステム２００（典型的には空港にあるが、必ずしも空港でなくてもよい）；（３）何らかのダウンロードされたエンジンデータを解析するために使われるリモートエンジンデータ制御センター３００。ある航空機２２についてのＷＥＭＳシステム１００は、それぞれエンジン１００ａ〜１００ｄに設置されている複数のＷＥＭＳモジュール１０を含みうる。２機の航空機２２および２２′が図示されており、それぞれＷＥＭＳモジュール１０および１０′を有している。各ＷＥＭＳモジュール１０、１０′は航空機搭載ユニット（ＡＵ： ａｉｒｂｏｒｎｅ ｕｎｉｔ）１０２、１０２′を含んでおり、このそれぞれがプロセッサ、トランシーバ、メモリおよびその他の必要な構成要素を含んでいる。各ＷＥＭＳモジュール１０、１０′は、無線通信リンク１２０を通じて地上サブシステム２００の無線ルーター（ＷＲ： ｗｉｒｅｌｅｓｓ ｒｏｕｔｅｒ）セグメント２０１と通信するよう動作する。以下の記述は説明のため、１機の航空機２２および１つのＷＥＭＳモジュール１０を用いて進める。

無線ルーターセグメント２０１はＷＥＭＳモジュール１０から受信するエンジンデータファイルを、空港基地局２０２に有線イーサネット（登録商標）ＬＡＮ２０７を通じて直接、あるいはこの非限定的な例ではＬＡＮ（ｌｏｃａｌ ａｒｅａ ｎｅｔｗｏｒｋ［構内ネットワーク］）２０７および空港にある無線ブリッジセグメント２０３を通じて間接的に経路制御する。無線通信リンク１２０は、電磁スペクトルのうちライセンスされていない部分にある搬送波周波数をもつ、スペクトル拡散無線周波（ＲＦ： ｒａｄｉｏ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）リンクであることができる。非限定的な例としては２．４〜２．５ＧＨｚのＳバンド内などである。無線通信リンク１２０はまた、ＲＦ、インターネット、セルラーまたはその他のリンクであってもよい。

この例における地上サブシステム２００は、地上および／または空港にある複数の無線ルーターセグメント２０１を含んでおり、その一つまたは複数は当該システムのサービスを受けるさまざまな空港の環境内に分散されている。それぞれの地上および／または空港の無線ルーター２０１は、ＷＥＭＳモジュール１０から無線でダウンリンクされるエンジンデータを受信するよう動作する。各地上サブシステム無線ルーター２０１はエンジンデータを、基地局２０２のサーバー／アーカイブコンピュータ端末２０４に転送する。基地局は空港またはその他の位置にある地上サブシステム２００のＬＡＮ２０７上に存在することができる。

ローカル通信路２０７にはリモートゲートウェイ（ＲＧ： ｒｅｍｏｔｅ ｇａｔｅｗａｙ）セグメント２０６がインターフェースでつながっているが、基地局２０２はこのローカル通信路２０７を介して通信路２３０を通じてリモートエンジンデータ制御センター３００の中央ゲートウェイ（ＣＧ： ｃｅｎｔｒａｌ ｇａｔｅｗａｙ）セグメント３０６に結合されることができる。この制御センター３００でさまざまな航空機からのエンジンデータファイルが解析される。非限定的な例として、通信路２３０はＩＳＤＮ電話会社（テルコ）の地上線を含むことができ、ゲートウェイセグメントは標準的なＬＡＮインターフェースを含むことができる。セルラー、インターネットまたはその他の無線通信といったその他の通信ネットワークを使うこともできる。地上サブシステムから制御センターへの通信のためにたとえば衛星リンクまたはセルラーといった他の通信媒体を用いてもよく、それによって本発明の範囲から外れるものではないことを注意しておく。

リモートエンジンデータ制御センター３００はシステムコントローラ（ＳＣ： ｓｙｓｔｅｍ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）セグメント３０１および複数のワークステーション（ＷＳ： ｗｏｒｋｓｔａｔｉｏｎ）３０３を含むことができ、これらはＬＡＮ３０５を介してシステムコントローラ３０１に連結されている。エンジン安全性、メンテナンスおよび監視解析者はこのリモートエンジンデータ制御センター３００にいて、地上サブシステム２００の空港基地局セグメント２０２からこのリモートエンジンデータ制御センター３００に伝達されたエンジンデータファイルを評価する。それぞれのワークステーション３０３は異なる目的のために割り当てられてもよい。

システムコントローラ３０１は、サーバー／アーカイブ端末ユニット３０４を有していることができる。これは好ましくは、地上サブシステムからダウンロードされたファイルを取得したときにエンジンデータファイルの効率的な転送および解析ができるようにするためのデータベース管理ソフトウェアを含んでいる。非限定的な例として、そのようなデータベース管理ソフトウェアは、前記ファイルがひとたび取得されたら基地局セグメントのメモリから既存のファイルを消去してもよい。

上で簡単に述べ、図５に図式的に示されているように、各ＷＥＭＳモジュール１０は、マイクロプロセッサ１３２のような処理ユニットならびにパケット通信を含む通信のためのアーカイブ用データ記憶１３４ａおよびバッファ１３４ｂの両方としてはたらく付随するメモリまたはデータ記憶１３４を含む、双方向的な無線（無線周波搬送波ベースの）サブシステムを含むことができる。メモリ１３４はＦＡＤＥＣ／ＥＣＵに結合されている。処理ユニット１３２はエンジンデータを受け取って圧縮し、圧縮されたデータを付随するメモリ１３４に保存することができる。処理ユニット１３２はエンジンデータの多くの項目を含むレポートを生成することもできる。

エンジンデータおよびレポートはＲＦトランシーバ１３６およびその好ましいコンフォーマルアンテナ３０を介してダウンロードできる。双方向的なＲＦ通信機能を実現するため、トランシーバ１３６はデータのアップロードおよびダウンロードのために無線ルーター２０１とともに動作する。

ＲＦ通信リンクがスペクトル拡散であり、好ましい８０２．１１リンクであれば、この非限定的な例で関心のあるライセンスされていない２．４〜２．５ＧＨｚのＳバンドの複数のサブバンドチャネルのそれぞれが利用可能であり好適に使用されうる。ライセンスされていないもの、されているものを含め、その他のバンドを使うこともできる。無線ルーター２０１は、空港の送信電力レベル制限を表す情報を含む問い合わせビーコンを常時放送していることができる。トランシーバ内の適応的な電力ユニットを使って、ＷＥＭＳモジュール１０は、自分の送信電力を当該空港を管理する管轄区によって課される通信制限を超えないレベルに調整することによってこのビーコン信号に反応することができる。無線（ＲＦ）トランシーバ１３６は次いでメモリ１３４に保存されているエンジンデータファイルにアクセスし、該エンジンデータを暗号化し、該エンジンデータファイルを、無線ルーター２０１への無線地上通信リンクの選択されたサブチャネルを通じて送信する。

受信側の無線ルーター２０１は前記データファイルを基地局セグメントに転送する。ここに留まるのは一時的で、該ファイルが自動的に、解析のためにリモートエンジンデータ制御センター３００に通信路２３０を通じて送信できるようになるまでのことである。付随する構成要素のさらなる詳細は上で特定され参照によって組み込まれた特許において述べられている。

このたび請求される発明においては、無線エンジン監視システム（ＷＥＭＳ）は前記の参照によって組み込まれた特許６，０４７，１６５、６，１４８，１７９、６，３５３，７３４において記載されているＧＤＬユニットにおけるような同様の構成要素を使いはするが、ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとのインターフェースおよびエンジンへの取り付けのためにサイズおよび機能が縮小されている。ＷＥＭＳモジュールがエンジンに取り付けられるのは、典型的にはカウリングの下で、アンテナおよびトランシーバ機能が最良になる位置であるが、好ましくはＦＡＤＥＣ／ＥＣＵに隣接するまたは近接する位置である。ＷＥＭＳモジュールは「全飛行」エンジンデータを記録し、保存し、暗号化し、送信して、ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵと直接インターフェースでつながる。それは何百ものエンジンパラメータを例として１秒のサンプリング周波数で記録でき、コンフォーマルアンテナをもつ小型化されたモジュールである。それは「全飛行」エンジンデータを取得し、高度な予防診断および診断技術によって機上で、あるいは好ましくはリモートワークステーションにて「翼上時間」を増加させてエンジンメンテナンスコストを下げることを可能にする。それはエンジンに直接取り付けられた自動化された無線ソリューションであり、大きなタービンエンジンについての全飛行エンジンデータを記録し、高速データリンクを使うメガバイト数の大きなファイルを生じる。前述したとおりである。若干のエンジンデータの「スナップショット」だけを記録し、結果的にデータも解析も限られるシステムに対して改善である。

参照のため、本発明の無線エンジン監視システム（ＷＥＭＳ）モジュール１０を取り付けることのできるジェットエンジンについて図６および図７を参照しつつ説明する。各エンジンはエンジン取り付け型のＷＥＭＳモジュールを一つ有していることができ、各ＷＥＭＳモジュールはインターネットアドレスまたはその他のＩＰアドレスといった特定のデータアドレスを有していて、サービス提供者がＷＥＭＳモジュールおよびそのデータにほぼリアルタイムでアクセスして「賢い」メンテナンスを実行することができるようになっていることができる。このアドレスはエンジンシリアル番号と結びつけられており、平常および危険時のエンジン情報を保存するのに使われることになる。本発明は、このようにエンジンの時間毎メンテナンスコスト（ＭＣＰＨ）を低下させることができる。

図６は全体的に４００で示されているジェットエンジンのある断面図を図示しており、基本的な構成要素と、エンジンイベントのリアルタイム監視のために使うことのできるジェットエンジンに出入りするエンジン気流ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ制御４０２を示している。これらのイベントは、最初の離陸の最初の１分かそこらのうちにダウンロードされることができるし、あるいはＷＥＭＳモジュール内のメモリに保存してのちにダウンロードして目的地で「翼上」のままでのメンテナンスが認められるかどうかを決定してもよい。

明確のため、このジェットエンジンを記述するための参照番号は４００番台から始まる。図６に示されるように、エンジン気流ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ制御４０２が含みうるものとして、コア区画ブリーディング（ｃｏｒｅ ｃｏｍｐａｒｔｍｅｎｔ ｂｌｅｅｄｉｎｇ）、油溜め加圧（ｓｕｍｐ ｐｒｅｓｓｕｒｉｚａｔｉｏｎ）、油溜め排気（ｓｕｍｐ ｖｅｎｔｉｎｇ）、アクティブ・クリアランス・コントロール（ａｃｔｉｖｅ ｃｌｅａｒａｎｃｅ ｃｏｎｔｒｏｌ）、低圧および高圧回復（ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ａｎｄ ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｒｅｃｏｕｐ）および排気（ｖｅｎｔｉｎｇ）および排液（ｄｒａｉｎｉｎｇ）機能がある。これらの機能は当業者には知られているように基本的なＦＡＤＥＣ／ＥＣＵ制御システム４０２を通じて監視できる。図６のエンジン例はゼネラルエレクトリック（Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ）ＣＦ６−８０Ｃ２の、Ｎ１推力管理および共通ターボ機関を有するＦＡＤＥＣ／ＥＣＵまたはＰＭＣ制御をもつ高度設計に対応している。このジェットエンジンを図示しているものの、当然異なるジェットエンジンのためのその他の制御システムを使うこともできることは当業者に知られているとおりである。

図示したエンジンは、６つの可変段および低排出燃焼機と頑健段１ブレード、３０の加圧ノズルおよび改善された排出を有する。それは封入容器（ｃｏｎｔａｉｎｍｅｎｔ）の重量を低くするためのケブラー（Ｋｅｖｌａｒ）（登録商標）製の封入容器および複合ファンＯＧＶを有する。それは一ブレード材料およびＴＢＣのＤＳ段をもつ向上したＨＰＴを有し、高度な冷却およびアクティブ・クリアランス・コントロールもある。

ファン・モジュールはアルミニウム／ケブラー封入容器４０４および９３インチの改良航空ブレード（ａｅｒｏ／ｂｌａｄｅ）４０６を含んでいる。それは複合ＯＧＶ４０８を有しているが、これには損失減少のためのアルミニウム／複合材の後部ファン・ケース（ａｆｔ ｆａｎ ｃａｓｅ）４１０およびチタンのファン・フレーム（ｆａｎ ｆｒａｍｅ）４１２がある。それはさらに（１２箇所の）ファン・ストラット（ｆａｎ ｓｔｒｕｔｓ）４１６の間に４段の直交ブースター（ｏｒｔｈｏｇｏｎａｌ ｂｏｏｓｔｅｒ）４１４および可変バイパスバルブ（ＶＢＶ： ｖａｒｉａｂｌｅ ｂｙｐａｓｓ ｖａｌｖｅ）を有している。このエンジンは圧縮機入口温度（ＣＩＴ： ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｉｎｌｅｔ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）プローブ４１８を含んでいる。

高圧圧縮機は、段３〜１４の溝付きケーシング４２４とともに、ＩＧＶシュラウド・シール（ＩＧＶ ｓｈｒｏｕｄ ｓｅａｌ）４２０およびブレード・ダブテール・シーリング（ｂｌａｄｅ ｄｏｖｅｔａｉｌ ｓｅａｌｉｎｇ）４２２を含んでいる。圧縮機は静翼プラットフォーム・シーリング（ｖａｎｅ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｓｅａｌｉｎｇ）４２６および短コード（ｃｏｒｄ）段８低損失ブリード・システム４２８および改善されたラブコート（ｒｕｂｃｏａｔ）低下クリアランス４３０を含んでいる。

圧縮機のリア・フレーム（ｒｅａｒ ｆｒａｍｅ）は燃焼機４３０および点火プラグ４３２とともに燃料ノズル４３４およびＯＧＶ４３６を含んでいる。それは通気シール（ｖｅｎｔ ｓｅａｌ）４３８および４Ｒ／Ａ／Ｏシール（４Ｒ／Ａ／Ｏ ｓｅａｌ）４４０および４Ｒベアリング（４Ｒ ｂｅａｒｉｎｇ）４４２および４Ｂベアリング（４Ｂ ｂｅａｒｉｎｇ）４４４を含んでいる。それはまた、５Ｒベアリング（５Ｒ ｂｅａｒｉｎｇ）４４６および５Ｒ／Ａ／Ｏシール（５Ｒ／Ａ／Ｏ ｓｅａｌ）４４８、ディフューザー（ｄｉｆｆｕｓｅｒ）４５０および圧力バランスシール（ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｂａｌａｎｃｅ ｓｅａｌ）４５２を含んでいる。この圧縮機リア・フレームはまた、段１ノズル４５４をも含んでいる。

高圧タービン（ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｔｕｒｂｉｎｅ）領域はコントロール段１および２のためのアクティブ・クリアランスならびに被膜シュラウドを４５６にて含んでいる。それはまた、方向凝固された（ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ）段１ブレードおよびダンプト・ブレード（ｄａｍｐｅｄ ｂｌａｄｅ）４５８ならびに冷却空気配送系をも含んでいる。この高圧タービンは熱的にマッチングしたサポート構造ならびにアクティブ・クリアランス・コントロールならびにクレードルのある静翼サポート（ｃｒａｄｌｅｄ ｖａｎｅ ｓｕｐｐｏｒｔ）および線形のシーリング（ｌｉｎｅａｒ ｃｅｉｌｉｎｇ）をもつ単純化したインピンジメントを含んでいる。改良された内部構造の荷重経路は、丸み制御、個体シュラウドおよび改良されたシーリングの改良をもたらした。これらの構成要素は当該高圧タービン領域の全体的に４６０における領域に位置している。

低圧タービン技術領域はクリアランス・コントロール４６２、３６０°ケース４６４、排気ガスから渦流を除去する空力ストラット（ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｓｔｒｕｔ）４６６および一体鋳造として形成されたタービン・リア・フレーム（ｔｕｒｂｉｎｅ ｒｅａｒ ｆｒａｍｅ）４６８を含んでいる。

これらの構成要素の多くは、最初の離陸の間に信号を生成する諸センサーおよび構造力センサーをもつことができ、該信号はＷＥＭＳモジュールを通じて地上のメンテナンス・クルーおよび／または独自のプロセッサをもつ別個のリモートエンジンデータ制御センターに中継される。

図７はある例においてエンジン始動の間に監視されたコンポーネントを示している。対象のコンポーネントには、エンジン油圧システム（ｅｎｇｉｎｅ ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｓｙｓｔｅｍ）、油圧（ｏｉｌ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）（ｐｓｉ）、エンジン・カットオフ・スイッチ（ｅｎｇｉｎｅ ｃｕｔ−ｏｆｆ ｓｗｉｔｃｈ）、油温（ｏｉｌ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）（°Ｃ）、燃料流（ｆｕｅｌ ｆｌｏｗ）（ｌｂ／ｈｒ）、Ｎ２ＬおよびＮ１Ｌ（いずれも百分率）、油温およびＥＧＴ（いずれも摂氏度）ならびにＷ_ｆが含まれる。値域のいくつかはグラフの縦軸上に示されており、一方、時間はグラフの横軸上に示されている。

この情報は本発明のＷＥＭＳモジュールを介して地上にあるプロセッサにダウンロードすることができ、リモートエンジンデータ制御センターが目的地のステーションで翼上メンテナンスが認められるかどうかを決定することができる。

ジェットエンジンの一部破断等角図であり、エンジン上に取り付けられたＦＡＤＥＣ／ＥＣＵおよびＷＥＭＳモジュール（本発明に基づきエンジン監視データをダウンロードするために前記ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとインターフェースでつながっている）を示している。 航空機エンジンおよび航空機ならびに、全飛行エンジンデータファイルをダウンロードし、アルゴリズムその他のデータをアップロードするためにＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとインターフェースでつながっている本発明のＷＥＭＳモジュールを示すブロック図である。 空港サーバーにダウンロードされ、ＰＳＴＮ、インターネットまたはセルラーインフラによってリアルタイム解析ワークステーションまたはその他のプロセッサに転送されることのできる、ＷＥＭＳエンジンデータを示す断片的なブロック図である。 本発明において使用できる基本要素を示すブロック図である。 本発明において使用されうるＷＥＭＳモジュールの基本構成要素を示すブロック図である。 収集され、本発明のＷＥＭＳモジュールから送信されるべきエンジンイベントを生成するジェットエンジンの例の断面図である。 本発明のＷＥＭＳモジュールによって監視されうる、エンジン始動におけるさまざまなジェットエンジンイベント報告を示す図である。

Claims (10)

1. 航空機エンジンのパフォーマンスの記録を提供するためのシステムであって：
   前記航空機エンジンの動作に関係するエンジンデータを収集するために前記航空機エンジンに取り付けられ、さらに無線通信信号を介して前記エンジンデータを送信するための送信機を有するエンジン監視モジュールと、
   前記送信されたエンジンデータを受信するための受信機、
   とを有することを特徴とするシステム。
2. 前記送信機が前記エンジンデータを広帯域スペクトル拡散通信信号を介して送信するためのスペクトル拡散送信機を有していることを特徴とする、請求項１記載のシステム。
3. 請求項１記載のシステムであって、前記無線通信信号を送信する、当該エンジン監視モジュール上に取り付けられたコンフォーマルアンテナをさらに有することを特徴とするシステム。
4. 航空機エンジンと、
   前記航空機エンジンに取り付けられ、前記航空機エンジンのパフォーマンスに関係するエンジンデータを収集するよう動作し、さらに無線通信信号を介して前記エンジンデータを送信するための送信機を有するエンジン監視モジュール、
   とを有することを特徴とする、無線エンジン監視システム。
5. 請求項４記載の無線エンジン監視システムであって、前記航空機エンジンからエンジンデータを収集するために前記航空機エンジンとともに動作するＦＡＤＥＣ／ＥＣＵをさらに有しており、前記エンジン監視モジュールがＦＡＤＥＣ／ＥＣＵからエンジンデータを集めるために該ＦＡＤＥＣ／ＥＣＵとともに動作することを特徴とする、無線エンジン監視システム。
6. 請求項４記載の無線エンジン監視システムであって、前記無線通信信号を送信する、当該エンジン監視モジュール上に取り付けられたコンフォーマルアンテナをさらに有することを特徴とする、無線エンジン監視システム。
7. 前記エンジン監視モジュールが、当該航空機エンジンを追跡するための当該航空機エンジンのシリアル番号に結びつけられているデータアドレスを割り当てられていることを特徴とする、請求項４記載の無線エンジン監視システム。
8. 航空機エンジンのパフォーマンスの記録を提供する方法であって：
   前記航空機エンジンに取り付けられたエンジン監視モジュール内で航空機エンジンデータを収集し、
   前記エンジン監視モジュールで収集されたエンジンデータを無線通信信号を介して受信機にダウンロードする、
   ステップを有することを特徴とする方法。
9. 広帯域スペクトル拡散通信信号を介して前記エンジンデータをダウンロードするステップをさらに有することを特徴とする、請求項８記載の方法。
10. 前記無線通信信号を前記エンジン監視モジュールに取り付けられたコンフォーマルアンテナを通じて送信するステップをさらに有することを特徴とする、請求項８記載の方法。

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