JP2001206296A - 保守メッセージを発生する方法と装置 - Google Patents
保守メッセージを発生する方法と装置Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 間欠的な並びに「範囲内」の故障に関係する
メッセージを発生するセンサ選択状態監視及び保守論理
に関する。 【解決手段】 １実施例では、選択状態数（５２）が飛
行中に変化する回数を示す変化カウント（５４）を発生
する。選択状態数（５２）が飛行中に各々の考えられる
状態に記録された時間の長さを示す持続時間表（５６）
を発生する。保守論理（１４）が監視論理（１２）から
の出力を利用して、保守メッセージを発生する。
メッセージを発生するセンサ選択状態監視及び保守論理
に関する。 【解決手段】 １実施例では、選択状態数（５２）が飛
行中に変化する回数を示す変化カウント（５４）を発生
する。選択状態数（５２）が飛行中に各々の考えられる
状態に記録された時間の長さを示す持続時間表（５６）
を発生する。保守論理（１４）が監視論理（１２）から
の出力を利用して、保守メッセージを発生する。
Description
【０００１】
【発明の背景】この発明は全体的にエンジンの動作の監
視、更に具体的に言うと、エンジンの動作を監視して、
範囲外及び範囲内の両方の故障状態に対する保守メッセ
ージを発生することに関する。
視、更に具体的に言うと、エンジンの動作を監視して、
範囲外及び範囲内の両方の故障状態に対する保守メッセ
ージを発生することに関する。
【０００２】エンジン制御装置（ＥＣＵ）は、重要故
障、即ち、長期間に互って変わらないでいる開路又は短
絡状態を捕捉するのに最適にしたハードウエア及びソフ
トウエアを使って、センサ・システムの問題を検出し
て、保守メッセージを発生する。典型的には、重要故障
は、センサ、ケーブル又はＥＣＵデータ収集ハードウエ
ア内の機械的な問題から生ずる。ＥＣＵが有効認定論理
を持ち、信号が「範囲外」であれば、これが有効認定フ
ラグを無効状態にセットする。
障、即ち、長期間に互って変わらないでいる開路又は短
絡状態を捕捉するのに最適にしたハードウエア及びソフ
トウエアを使って、センサ・システムの問題を検出し
て、保守メッセージを発生する。典型的には、重要故障
は、センサ、ケーブル又はＥＣＵデータ収集ハードウエ
ア内の機械的な問題から生ずる。ＥＣＵが有効認定論理
を持ち、信号が「範囲外」であれば、これが有効認定フ
ラグを無効状態にセットする。
【０００３】ＥＣＵはセンサ選択論理をも持っており、
これは入力信号の有効認定フラグを監視して、エンジン
制御論理で使うのに最善の信号を選択する。例えば、１
つのセンサに対する有効認定フラグが無効にセットされ
ていて、ＥＣＵに対して２重センサ入力が設けられてい
る場合、ＥＣＵセンサ選択論理が、他方のセンサの有効
性を調べる。他方のセンサの有効認定フラグが有効にセ
ットされていれば、センサ選択論理はこの「範囲内」セ
ンサからの信号を選択する。両方のセンサが故障した場
合、即ち両方のフラグが無効にセットされている場合、
又は２番目のセンサを利用出来ない場合、ＥＣＵセンサ
選択論理はモデル又はフェールセーフの値を選択する。
両方のセンサに対する有効認定フラグが有効にセットさ
れている場合、選択される値は２つのセンサの値の平均
であるのが典型的である。
これは入力信号の有効認定フラグを監視して、エンジン
制御論理で使うのに最善の信号を選択する。例えば、１
つのセンサに対する有効認定フラグが無効にセットされ
ていて、ＥＣＵに対して２重センサ入力が設けられてい
る場合、ＥＣＵセンサ選択論理が、他方のセンサの有効
性を調べる。他方のセンサの有効認定フラグが有効にセ
ットされていれば、センサ選択論理はこの「範囲内」セ
ンサからの信号を選択する。両方のセンサが故障した場
合、即ち両方のフラグが無効にセットされている場合、
又は２番目のセンサを利用出来ない場合、ＥＣＵセンサ
選択論理はモデル又はフェールセーフの値を選択する。
両方のセンサに対する有効認定フラグが有効にセットさ
れている場合、選択される値は２つのセンサの値の平均
であるのが典型的である。
【０００４】センサ選択論理が、とられた故障対処の種
類を示す選択状態（ＳＳＴ）数をも発生する。この後、
ＳＳＴ数を保守論理で使って、保守メッセージを発生す
る。具体的に言うと、故障状態ＳＳＴ数が、一般的に持
続時間と呼ばれる特定の期間の間セットされている場
合、保守メッセージが航空機中央管理システムに伝送さ
れる。典型的には飛行後保守動作は、こういうメッセー
ジに基づいている。
類を示す選択状態（ＳＳＴ）数をも発生する。この後、
ＳＳＴ数を保守論理で使って、保守メッセージを発生す
る。具体的に言うと、故障状態ＳＳＴ数が、一般的に持
続時間と呼ばれる特定の期間の間セットされている場
合、保守メッセージが航空機中央管理システムに伝送さ
れる。典型的には飛行後保守動作は、こういうメッセー
ジに基づいている。
【０００５】上に述べたＥＣＵは、間欠的な機械的な問
題による故障状態又は多くの「範囲内」故障状態に対し
て、保守メッセージを発生しない。間欠的な状態に対し
て保守メッセージが発生されないのは、こういう状態で
は、信号が持続時間の条件（典型的には１０秒）より長
い期間に互って「範囲外」状態にとどまらないからであ
る。信号が変動するが、「範囲内」にとどまるような多
くの故障、即ち範囲内故障に対しても、保守メッセージ
が発生されない。従って、こういう故障に対しては、有
効認定論理のフラグが無効状態にセットされず、センサ
選択論理は、別のセンサを使って差別試験を行うことが
出来なければ、変動信号を選択する。２番目のセンサが
利用出来て、センサ選択論理のセンサ毎の差別の限界を
超えた場合でも、変動信号が、持続時間の条件を超える
期間の間変動したま丶でいなければならないので、依然
として保守メッセージが発生されないことがある。こう
いう種類の信号の変動性が起こり得るのは、「範囲内」
故障が典型的には入力信号と直列の又は信号線と大地の
間の時間的に変化する抵抗によって起こるのが典型的で
あるからである。
題による故障状態又は多くの「範囲内」故障状態に対し
て、保守メッセージを発生しない。間欠的な状態に対し
て保守メッセージが発生されないのは、こういう状態で
は、信号が持続時間の条件（典型的には１０秒）より長
い期間に互って「範囲外」状態にとどまらないからであ
る。信号が変動するが、「範囲内」にとどまるような多
くの故障、即ち範囲内故障に対しても、保守メッセージ
が発生されない。従って、こういう故障に対しては、有
効認定論理のフラグが無効状態にセットされず、センサ
選択論理は、別のセンサを使って差別試験を行うことが
出来なければ、変動信号を選択する。２番目のセンサが
利用出来て、センサ選択論理のセンサ毎の差別の限界を
超えた場合でも、変動信号が、持続時間の条件を超える
期間の間変動したま丶でいなければならないので、依然
として保守メッセージが発生されないことがある。こう
いう種類の信号の変動性が起こり得るのは、「範囲内」
故障が典型的には入力信号と直列の又は信号線と大地の
間の時間的に変化する抵抗によって起こるのが典型的で
あるからである。
【０００６】こういう故障状態、即ち間欠的な状態によ
る故障、及び「範囲内」の故障に対して保守メッセージ
を発生することが出来ないことにより、故障状態の傾向
を追って、重要故障が起こるときを予測する能力を持つ
ことは出来ない。このような予測能力は、エンジンの多
くの故障状態は航空機の遅れ及び取消しを招くことがあ
るので、管理計画にとっては特に役に立つ。
る故障、及び「範囲内」の故障に対して保守メッセージ
を発生することが出来ないことにより、故障状態の傾向
を追って、重要故障が起こるときを予測する能力を持つ
ことは出来ない。このような予測能力は、エンジンの多
くの故障状態は航空機の遅れ及び取消しを招くことがあ
るので、管理計画にとっては特に役に立つ。
【０００７】
【発明の簡単な要約】間欠的及び「範囲内」の故障に関
係するメッセージを発生する為のセンサ選択状態監視及
び保守論理を説明する。１実施例では、監視論理が現在
のセンサ選択論理からのＳＳＴ数を利用する。具体的に
言うと、ＳＳＴ数の現在値を前の値と比較して、ＳＳＴ
数が飛行中に変化する回数を示す変化カウントを発生す
る。監視論理も、ＳＳＴ数が飛行中に各々のその考えら
れる状態にある時間の長さを示す持続時間値を発生す
る。
係するメッセージを発生する為のセンサ選択状態監視及
び保守論理を説明する。１実施例では、監視論理が現在
のセンサ選択論理からのＳＳＴ数を利用する。具体的に
言うと、ＳＳＴ数の現在値を前の値と比較して、ＳＳＴ
数が飛行中に変化する回数を示す変化カウントを発生す
る。監視論理も、ＳＳＴ数が飛行中に各々のその考えら
れる状態にある時間の長さを示す持続時間値を発生す
る。
【０００８】保守論理が監視論理からの出力を利用し
て、保守メッセージを発生する。更に具体的に言うと、
保守論理がＳＳＴ数変化カウンタ出力を利用して、変化
カウンタ数が閾値限界を超えた場合、実時間保守メッセ
ージを発生する。ＳＳＴ数持続時間表も保守論理で利用
して、表の情報からパターンを検出して、故障の種類を
自動的に検出し、適当な飛行後管理メッセージを発生す
ることが出来るようにする。
て、保守メッセージを発生する。更に具体的に言うと、
保守論理がＳＳＴ数変化カウンタ出力を利用して、変化
カウンタ数が閾値限界を超えた場合、実時間保守メッセ
ージを発生する。ＳＳＴ数持続時間表も保守論理で利用
して、表の情報からパターンを検出して、故障の種類を
自動的に検出し、適当な飛行後管理メッセージを発生す
ることが出来るようにする。
【０００９】
【発明の詳しい説明】図１は電子式制御装置（ＥＣＵ）
１０のブロック図である。装置１０は監視論理１２及び
保守論理１４を含む。論理１２及び１４は、例えばＥＣ
Ｕ １０の不揮発性メモリに記憶することが出来、後で
詳しく説明する様に、保守メッセージを発生する為に利
用される。
１０のブロック図である。装置１０は監視論理１２及び
保守論理１４を含む。論理１２及び１４は、例えばＥＣ
Ｕ １０の不揮発性メモリに記憶することが出来、後で
詳しく説明する様に、保守メッセージを発生する為に利
用される。
【００１０】ＥＣＵ １０内のセンサ選択論理によって
ＳＳＴ数が発生される。表１は、２重センサ２重プロセ
ッサ・システムに対する典型的なセンサ選択論理図を示
す。各々のプロセッサがその局部的なセンサ及びクロス
チャンネル・センサから有効認定情報を収集する。有効
認定フラグの状態に応じて、選択される値及びＳＳＴ数
が決定される。
ＳＳＴ数が発生される。表１は、２重センサ２重プロセ
ッサ・システムに対する典型的なセンサ選択論理図を示
す。各々のプロセッサがその局部的なセンサ及びクロス
チャンネル・センサから有効認定情報を収集する。有効
認定フラグの状態に応じて、選択される値及びＳＳＴ数
が決定される。
【００１１】
【表１】
【００１２】表１に示す論理図では、ＳＳＴ数４は使わ
ない。別の実施例では、ＳＳＴ数２及び３をＳＳＴ数４
に置き換える。別の実施例では、ＳＳＴ数４がフェール
セーフの値に等しい選ばれた値を発生する。この別の実
施例は、例えば、センサのモデル値を決定することが出
来ない場合に使われる。ＳＳＴ数の数字の範囲は、２入
力より多くを持つセンサ・システムでは、又は更に複雑
な選択論理を必要とするシステムでは、７より大きくす
ることが出来る。
ない。別の実施例では、ＳＳＴ数２及び３をＳＳＴ数４
に置き換える。別の実施例では、ＳＳＴ数４がフェール
セーフの値に等しい選ばれた値を発生する。この別の実
施例は、例えば、センサのモデル値を決定することが出
来ない場合に使われる。ＳＳＴ数の数字の範囲は、２入
力より多くを持つセンサ・システムでは、又は更に複雑
な選択論理を必要とするシステムでは、７より大きくす
ることが出来る。
【００１３】監視論理１２は、各々の入力センサに対す
るＳＳＴ数を監視し、このＳＳＴの値が飛行中に前の値
から変化する回数を変化カウンタに記録する。監視論理
１２は各々の入力センサに対するＳＳＴ数を監視し、Ｓ
ＳＴ値が飛行中に各々のそれに考えられる状態を記録し
た合計時間を示す持続時間表をも発生する。保守論理１
４は、変化カウンタ値が特定の閾値限界を超えたとき、
実時間保守メッセージを発生する。
るＳＳＴ数を監視し、このＳＳＴの値が飛行中に前の値
から変化する回数を変化カウンタに記録する。監視論理
１２は各々の入力センサに対するＳＳＴ数を監視し、Ｓ
ＳＴ値が飛行中に各々のそれに考えられる状態を記録し
た合計時間を示す持続時間表をも発生する。保守論理１
４は、変化カウンタ値が特定の閾値限界を超えたとき、
実時間保守メッセージを発生する。
【００１４】図２は航空機データ収集装置２０のブロッ
ク図である。監視論理１２及び保守論理１４は、ＥＣＵ
１０に記憶する（図１）代わりに、装置２０に記憶す
ることが出来る。ＥＣＵ １０にある場合と同じく、論
理１２及び１４が装置２０の不揮発性メモリに記憶され
る。
ク図である。監視論理１２及び保守論理１４は、ＥＣＵ
１０に記憶する（図１）代わりに、装置２０に記憶す
ることが出来る。ＥＣＵ １０にある場合と同じく、論
理１２及び１４が装置２０の不揮発性メモリに記憶され
る。
【００１５】図３は地上装置３０のブロック図である。
飛行後パターン検出アルゴリズム３２が装置３０に記憶
されていて、後で更に詳しく説明するように、やはり保
守メッセージを発生する。アルゴリズム３２が装置３０
の不揮発性メモリに記憶される。飛行後パターン検出ア
ルゴリズム３２は、持続時間表のデータに故障状態パタ
ーンが確認されたとき、飛行後保守メッセージを発生す
る。
飛行後パターン検出アルゴリズム３２が装置３０に記憶
されていて、後で更に詳しく説明するように、やはり保
守メッセージを発生する。アルゴリズム３２が装置３０
の不揮発性メモリに記憶される。飛行後パターン検出ア
ルゴリズム３２は、持続時間表のデータに故障状態パタ
ーンが確認されたとき、飛行後保守メッセージを発生す
る。
【００１６】図４は航空機中央管理システム４０のブロ
ック図である。飛行後パターン検出アルゴリズム３２
は、（図３に示す）地上装置３０ではなく、航空機中央
管理システム４０に記憶することが出来、後で更に詳し
く説明するように、保守メッセージを発生する。飛行後
パターン検出アルゴリズム３２が航空機中央管理システ
ム４０の不揮発性メモリに記憶される。飛行後パターン
検出アルゴリズム３２は持続時間表のデータに故障状態
パターンが確認されたとき、飛行後保守メッセージを発
生する。
ック図である。飛行後パターン検出アルゴリズム３２
は、（図３に示す）地上装置３０ではなく、航空機中央
管理システム４０に記憶することが出来、後で更に詳し
く説明するように、保守メッセージを発生する。飛行後
パターン検出アルゴリズム３２が航空機中央管理システ
ム４０の不揮発性メモリに記憶される。飛行後パターン
検出アルゴリズム３２は持続時間表のデータに故障状態
パターンが確認されたとき、飛行後保守メッセージを発
生する。
【００１７】図５は、監視論理１２、保守論理１４及び
飛行後パターン検出アルゴリズム３２を用いた処理を示
す論理図である。全般的に言うと、ＳＳＴ数５２がセン
サ選択論理によって発生され、ＳＳＴ数の現在値が前の
値から変化する度に、変化カウンタ５４がインクレメン
トされる。表２は、局部的なＮ２センサが間欠的に３回
「範囲外」無効状態（ＳＳＴ数＝５）になるまで故障
し、それに対してクロスチャンネルＮ２センサが飛行中
有効のま丶でいた場合の変化カウンタ５４の動作並びに
カウントがどのようにインクレメントされるかを示す。
変化カウンタの値が各々のセンサに対して発生される。
飛行後パターン検出アルゴリズム３２を用いた処理を示
す論理図である。全般的に言うと、ＳＳＴ数５２がセン
サ選択論理によって発生され、ＳＳＴ数の現在値が前の
値から変化する度に、変化カウンタ５４がインクレメン
トされる。表２は、局部的なＮ２センサが間欠的に３回
「範囲外」無効状態（ＳＳＴ数＝５）になるまで故障
し、それに対してクロスチャンネルＮ２センサが飛行中
有効のま丶でいた場合の変化カウンタ５４の動作並びに
カウントがどのようにインクレメントされるかを示す。
変化カウンタの値が各々のセンサに対して発生される。
【００１８】
【表２】
【００１９】センサＳＳＴ数持続時間表論理５６が同じ
ＳＳＴ数を使って、ＳＳＴ数の値がその考えられる各々
の状態で測定された時間の長さを示す表を作る。表３
は、エンジンのセンサの問題が何もなく、正常な飛行で
論理５６によって発生される持続時間表を示す。
ＳＳＴ数を使って、ＳＳＴ数の値がその考えられる各々
の状態で測定された時間の長さを示す表を作る。表３
は、エンジンのセンサの問題が何もなく、正常な飛行で
論理５６によって発生される持続時間表を示す。
【００２０】
【表３】
【００２１】「ＳＳＴ＝１」列にある９９９という値
は、時間の値に対する上限を表す。ＳＳＴ数の他の列に
対する時間の値は全部０であるから、５個のセンサは飛
行中常に故障しない状態にあった。
は、時間の値に対する上限を表す。ＳＳＴ数の他の列に
対する時間の値は全部０であるから、５個のセンサは飛
行中常に故障しない状態にあった。
【００２２】表４は、表２の変化カウンタのデータによ
って表されるように、飛行中に間欠的なＮ２センサの故
障状態があった場合、論理５６によって発生される持続
時間表を示す。
って表されるように、飛行中に間欠的なＮ２センサの故
障状態があった場合、論理５６によって発生される持続
時間表を示す。
【００２３】
【表４】
【００２４】表４は、「ＳＳＴ数＝５」の列に９の値を
持っているが、これは飛行中、局部的なＮ２センサが無
効である９秒間があったことを示す。
持っているが、これは飛行中、局部的なＮ２センサが無
効である９秒間があったことを示す。
【００２５】保守論理１４が、飛行中、変化カウンタの
値を閾値限界５８と比較する。カウンタの値が限界５８
を超えると、直ちに実時間保守メッセージが発生される
（６０）。例えば、表２に示す間欠的なＮ２センサの故
障状態があった飛行では、閾値限界が６又はそれより大
きくても、保守メッセージは発生されない。しかし、同
じ飛行で、閾値限界が５又はそれ未満であれば、保守メ
ッセージが発生される。
値を閾値限界５８と比較する。カウンタの値が限界５８
を超えると、直ちに実時間保守メッセージが発生される
（６０）。例えば、表２に示す間欠的なＮ２センサの故
障状態があった飛行では、閾値限界が６又はそれより大
きくても、保守メッセージは発生されない。しかし、同
じ飛行で、閾値限界が５又はそれ未満であれば、保守メ
ッセージが発生される。
【００２６】ＥＣＵ １０（図１）に閾値限界５８及び
保守論理１４を取付けたとき、ＥＣＵ １０の出力は、
特定の故障状態を示す離散的な信号である。この情報が
ＥＣＵ（１０）からデータ母線に伝送される。航空機デ
ータ収集装置２０及び航空機中央管理システム４０が母
線を介してこの情報を受取り、両方の装置２０及び４０
が、特定の故障状態に基づいて、保守メッセージを発生
する。閾値限界５８及び保守論理１４が、航空機データ
収集装置２０に設けられている場合、このメッセージは
装置２０のみによって発生される。
保守論理１４を取付けたとき、ＥＣＵ １０の出力は、
特定の故障状態を示す離散的な信号である。この情報が
ＥＣＵ（１０）からデータ母線に伝送される。航空機デ
ータ収集装置２０及び航空機中央管理システム４０が母
線を介してこの情報を受取り、両方の装置２０及び４０
が、特定の故障状態に基づいて、保守メッセージを発生
する。閾値限界５８及び保守論理１４が、航空機データ
収集装置２０に設けられている場合、このメッセージは
装置２０のみによって発生される。
【００２７】飛行後パターン検出アルゴリズム３２が、
ＳＳＴ数持続時間表５６からのデータを利用して、飛行
後表のデータを評価する。具体的に言うと、１実施例で
は、アルゴリズム３２は、センサが飛行中常に故障のな
い状態であったことを示す持続時間データを持つ全ての
センサに対するデータを除く。残りのセンサ・データの
故障パターンを評価する。故障パターンを確認したと
き、飛行後保守メッセージ６２が発生される。
ＳＳＴ数持続時間表５６からのデータを利用して、飛行
後表のデータを評価する。具体的に言うと、１実施例で
は、アルゴリズム３２は、センサが飛行中常に故障のな
い状態であったことを示す持続時間データを持つ全ての
センサに対するデータを除く。残りのセンサ・データの
故障パターンを評価する。故障パターンを確認したと
き、飛行後保守メッセージ６２が発生される。
【００２８】例えば、表４に示したＮ２センサ持続時間
データに基づいて言えば、Ｎ１、Ｔ２５、ＰＳ３及びＴ
４９５センサは以後の処理から除かれる。それは、これ
らのセンサは常に故障のない（ＳＳＴ数＝１）状態にあ
ったことをデータが示していて、０以外の時間の値を持
つ他の列がないからである。Ｎ２センサについて言う
と、「ＳＳＴ数＝５」の列にある９の値は、局部的なＮ
２センサ・システムが飛行中のあるときに故障したこと
を示す。その値が９９９ではないから、これは故障が間
欠的であったことを示す。０以外の時間の値を持つこの
他の列がないから、クロスチャンネル・センサは故障し
ておらず、「範囲内」故障の表示もない。この情報を使
って、局部的なチャンネルＮ２のセンサ・システムの間
欠的な故障に焦点を合わせた飛行後保守メッセージが発
生される。
データに基づいて言えば、Ｎ１、Ｔ２５、ＰＳ３及びＴ
４９５センサは以後の処理から除かれる。それは、これ
らのセンサは常に故障のない（ＳＳＴ数＝１）状態にあ
ったことをデータが示していて、０以外の時間の値を持
つ他の列がないからである。Ｎ２センサについて言う
と、「ＳＳＴ数＝５」の列にある９の値は、局部的なＮ
２センサ・システムが飛行中のあるときに故障したこと
を示す。その値が９９９ではないから、これは故障が間
欠的であったことを示す。０以外の時間の値を持つこの
他の列がないから、クロスチャンネル・センサは故障し
ておらず、「範囲内」故障の表示もない。この情報を使
って、局部的なチャンネルＮ２のセンサ・システムの間
欠的な故障に焦点を合わせた飛行後保守メッセージが発
生される。
【００２９】パターン検出アルゴリズム３２がＳＳＴ数
の各々の状態に対するセンサＳＳＴ値の種々の組合せを
利用する。表５は、ＳＳＴ数持続時間表のシナリオの考
えられる組合せ並びに各々のシナリオの原因となる故障
状態を示している。表５のＮＮＮの値は、秒で表した時
間の値である。ＮＮＮの値が９９９秒である場合、これ
は時間の値の上限であるが、これはセンサ・システムが
飛行のかなりの期間の間（例えば１６分より長い間）こ
の状態にとどまっており、これは重要故障状態を示す。
ＮＮＮの値が１０秒未満である場合、ＥＣＵ持続時間限
界を超えておらず、ＥＣＵの保守メッセージは発生され
ない。ＮＮＮの値が１０秒より大きいが、ＥＣＵ保守メ
ッセージが発生されない場合がある。こういう場合は、
１０秒の期間より長い間、故障したま丶にとどまらなか
った間欠的な信号が原因である。
の各々の状態に対するセンサＳＳＴ値の種々の組合せを
利用する。表５は、ＳＳＴ数持続時間表のシナリオの考
えられる組合せ並びに各々のシナリオの原因となる故障
状態を示している。表５のＮＮＮの値は、秒で表した時
間の値である。ＮＮＮの値が９９９秒である場合、これ
は時間の値の上限であるが、これはセンサ・システムが
飛行のかなりの期間の間（例えば１６分より長い間）こ
の状態にとどまっており、これは重要故障状態を示す。
ＮＮＮの値が１０秒未満である場合、ＥＣＵ持続時間限
界を超えておらず、ＥＣＵの保守メッセージは発生され
ない。ＮＮＮの値が１０秒より大きいが、ＥＣＵ保守メ
ッセージが発生されない場合がある。こういう場合は、
１０秒の期間より長い間、故障したま丶にとどまらなか
った間欠的な信号が原因である。
【００３０】図６−９は、表５に示した故障状態を判定
する為のパターン検出アルゴリズム３２のプロセス工程
を示す。図６には考えられる４つの故障シナリオの経路
が示されている。具体的に言うと、動作開始１０２の
後、ＳＳＴ＝１の値が９９９に等しければ（１０４）、
他のＳＳＴの値を調べて、その内の何れかが０に等しい
かどうかを判断する（１０６）。他の値が０に等しけれ
ば、「センサ・システムの故障なし」という飛行後メッ
セージが発生される（１０８）。１つ又は更に多くの値
が０に等しいくない場合、これは飛行中に１つ又は更に
多くの故障が発生したことを示しており、処理は図７に
示すように続く（連結子Ａ １１０）。
する為のパターン検出アルゴリズム３２のプロセス工程
を示す。図６には考えられる４つの故障シナリオの経路
が示されている。具体的に言うと、動作開始１０２の
後、ＳＳＴ＝１の値が９９９に等しければ（１０４）、
他のＳＳＴの値を調べて、その内の何れかが０に等しい
かどうかを判断する（１０６）。他の値が０に等しけれ
ば、「センサ・システムの故障なし」という飛行後メッ
セージが発生される（１０８）。１つ又は更に多くの値
が０に等しいくない場合、これは飛行中に１つ又は更に
多くの故障が発生したことを示しており、処理は図７に
示すように続く（連結子Ａ １１０）。
【００３１】更に図６で、ＳＳＴ＝１の値が９９９に等
しくない場合、ＳＳＴ＝１の値を調べて、それが０に等
しいかどうかを判断する（１１２）。その値が０に等し
ければ、これは飛行全体に互って重要故障が存在したこ
とを示しており、処理が図８に示すように続けられる
（連結子Ｂ １１４）。その値が０に等しくない場合、
これは飛行中に重要故障が発生したことを示しており、
処理が図９に示すように続けられる（連結子Ｃ １１
６）。工程１０８が完了した後、又はこれから詳しく説
明する図７、８又は９に示す処理が完了した後、処理が
１１８で終わる。
しくない場合、ＳＳＴ＝１の値を調べて、それが０に等
しいかどうかを判断する（１１２）。その値が０に等し
ければ、これは飛行全体に互って重要故障が存在したこ
とを示しており、処理が図８に示すように続けられる
（連結子Ｂ １１４）。その値が０に等しくない場合、
これは飛行中に重要故障が発生したことを示しており、
処理が図９に示すように続けられる（連結子Ｃ １１
６）。工程１０８が完了した後、又はこれから詳しく説
明する図７、８又は９に示す処理が完了した後、処理が
１１８で終わる。
【００３２】次に図７について説明すると、論理１２
０、１２２、１２４、１２６及び１２８は、間欠的な信
号により、ＳＳＴ数の持続時間値が１０秒より長くなっ
た場合を検出する。可変時間閾値Ｖ、Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺ
が、各々のセンサ・システムの故障モードに基づいて定
められる。この論理は、飛行後保守メッセージに更に多
くの故障傾向情報を必要とする場合、幾つかの時間閾値
の値を用いて構成することが出来る。
０、１２２、１２４、１２６及び１２８は、間欠的な信
号により、ＳＳＴ数の持続時間値が１０秒より長くなっ
た場合を検出する。可変時間閾値Ｖ、Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺ
が、各々のセンサ・システムの故障モードに基づいて定
められる。この論理は、飛行後保守メッセージに更に多
くの故障傾向情報を必要とする場合、幾つかの時間閾値
の値を用いて構成することが出来る。
【００３３】次に図８について説明すると、ＳＳＴ数７
が９９９に等しい値を持つ場合（１３０）、「両方のセ
ンサ・システムが飛行全体の間重要故障があった」とい
うメッセージが発生される（１３２）。ＳＳＴ数７が９
９９に等しい値を持たない場合、ＳＳＴ数６を調べて、
それが９９９に等しい値を持つかどうかを判断する（１
３４）。ＳＳＴ数６が９９９に等しい値を持つ場合、
「クロスチャンネル・センサ・システムに飛行全体の間
重要故障があった」というメッセージが発生される（１
３６）。工程１３６でメッセージを発生した後、又はＳ
ＳＴ数６が９９９の値を持たない場合、処理が工程１３
８に進む。工程１３８で、ＳＳＴ数５を調べて、それが
９９９の値を持つかどうかを判断する。ＳＳＴ５数が９
９９の値を持てば、「局部チャンネル・センサ・システ
ムに飛行全体の間重要故障があった」というメッセージ
が発生される（１４０）。ＳＳＴ数５が９９９の値を持
っていなければ、処理が終わる（１１８）。工程１３２
及び１４０の後でも処理が終わる。一般的に、図８に示
す処理工程は、飛行全体に互る重要故障を検出する。
が９９９に等しい値を持つ場合（１３０）、「両方のセ
ンサ・システムが飛行全体の間重要故障があった」とい
うメッセージが発生される（１３２）。ＳＳＴ数７が９
９９に等しい値を持たない場合、ＳＳＴ数６を調べて、
それが９９９に等しい値を持つかどうかを判断する（１
３４）。ＳＳＴ数６が９９９に等しい値を持つ場合、
「クロスチャンネル・センサ・システムに飛行全体の間
重要故障があった」というメッセージが発生される（１
３６）。工程１３６でメッセージを発生した後、又はＳ
ＳＴ数６が９９９の値を持たない場合、処理が工程１３
８に進む。工程１３８で、ＳＳＴ数５を調べて、それが
９９９の値を持つかどうかを判断する。ＳＳＴ５数が９
９９の値を持てば、「局部チャンネル・センサ・システ
ムに飛行全体の間重要故障があった」というメッセージ
が発生される（１４０）。ＳＳＴ数５が９９９の値を持
っていなければ、処理が終わる（１１８）。工程１３２
及び１４０の後でも処理が終わる。一般的に、図８に示
す処理工程は、飛行全体に互る重要故障を検出する。
【００３４】次に図９について説明すると、ＳＳＴ数７
が９９９に等しい値を持つ場合（１４２）、「両方のセ
ンサ・システムに飛行中重要故障があった」というメッ
セージが発生される（１４４）。ＳＳＴ数７が９９９に
等しい値を持たない場合、ＳＳＴ数６を調べて、それが
９９９に等しい値を持つかどうかを判断する（１４
６）。ＳＳＴ数６が９９９に等しい値を持つ場合、「ク
ロスチャンネル・センサ・システムに飛行中に重要故障
があった」というメッセージが発生される（１４８）。
工程１４８でメッセージを発生した後、又はＳＳＴ数６
が９９９の値を持たない場合、処理が工程１５０に進
む。ＳＳＴ数５を調べて、それが９９９の値を持つかど
うかを判断する（１５０）。ＳＳＴ数５が９９９の値を
持っていれば、「局部チャンネル・センサ・システムに
飛行中重要故障があった」というメッセージが発生され
る（１５２）。ＳＳＴ数５が９９９の値を持っていなけ
れば、処理が終わる（１１８）。工程１４４及び１５２
の後でも処理が終わる。一般的に、図９に示す処理工程
は、飛行中の重要故障を検出する。
が９９９に等しい値を持つ場合（１４２）、「両方のセ
ンサ・システムに飛行中重要故障があった」というメッ
セージが発生される（１４４）。ＳＳＴ数７が９９９に
等しい値を持たない場合、ＳＳＴ数６を調べて、それが
９９９に等しい値を持つかどうかを判断する（１４
６）。ＳＳＴ数６が９９９に等しい値を持つ場合、「ク
ロスチャンネル・センサ・システムに飛行中に重要故障
があった」というメッセージが発生される（１４８）。
工程１４８でメッセージを発生した後、又はＳＳＴ数６
が９９９の値を持たない場合、処理が工程１５０に進
む。ＳＳＴ数５を調べて、それが９９９の値を持つかど
うかを判断する（１５０）。ＳＳＴ数５が９９９の値を
持っていれば、「局部チャンネル・センサ・システムに
飛行中重要故障があった」というメッセージが発生され
る（１５２）。ＳＳＴ数５が９９９の値を持っていなけ
れば、処理が終わる（１１８）。工程１４４及び１５２
の後でも処理が終わる。一般的に、図９に示す処理工程
は、飛行中の重要故障を検出する。
【００３５】上に述べた処理により、故障情報を表す１
つ又は更に多くの飛行後保守メッセージが発生される。
故障に考えられるシナリオ（即ち、２重センサ・システ
ムに対するセンサＳＳＴの値の組合せ）が表５にまとめ
て示されている。
つ又は更に多くの飛行後保守メッセージが発生される。
故障に考えられるシナリオ（即ち、２重センサ・システ
ムに対するセンサＳＳＴの値の組合せ）が表５にまとめ
て示されている。
【００３６】
【表５】
【００３７】パターン検出アルゴリズム３２は、２つの
チャンネルの内のどちらが「エンジンの制御に当たって
いる」かを決定するＥＣＵ論理と組合わせることが出
来、局部的なチャンネル又はクロスチャンネルの代わり
に、故障がチャンネルＡ又はチャンネルＢのどちらであ
ったかを示す飛行後保守メッセージを発生することが出
来る。
チャンネルの内のどちらが「エンジンの制御に当たって
いる」かを決定するＥＣＵ論理と組合わせることが出
来、局部的なチャンネル又はクロスチャンネルの代わり
に、故障がチャンネルＡ又はチャンネルＢのどちらであ
ったかを示す飛行後保守メッセージを発生することが出
来る。
【００３８】変化カウンタ論理５４及び持続時間表論理
５６を表２、３及び４のような表に関連して上に説明し
たが、これらの表は物理的に発生する必要がないことを
承知されたい。その代わりに、これらの表に表されたデ
ータはプロセッサによって発生され、メモリ内の場所
（例えばランダムアクセス・メモリ）に記憶される。そ
のとき、プロセッサはこのデータを利用して、上に述べ
た動作を行う。この明細書で言う表という言葉は、デー
タの表示を判り易くする為にここに示した実際の表に制
限されず、ここで述べた処理の為にデータを捕捉するこ
とを指す。
５６を表２、３及び４のような表に関連して上に説明し
たが、これらの表は物理的に発生する必要がないことを
承知されたい。その代わりに、これらの表に表されたデ
ータはプロセッサによって発生され、メモリ内の場所
（例えばランダムアクセス・メモリ）に記憶される。そ
のとき、プロセッサはこのデータを利用して、上に述べ
た動作を行う。この明細書で言う表という言葉は、デー
タの表示を判り易くする為にここに示した実際の表に制
限されず、ここで述べた処理の為にデータを捕捉するこ
とを指す。
【００３９】この発明を種々の特定の実施例に関連して
説明したが、当業者であれば、この発明を特許請求の範
囲内で変更して実施することが出来ることが理解されよ
う。
説明したが、当業者であれば、この発明を特許請求の範
囲内で変更して実施することが出来ることが理解されよ
う。
【図１】電子式制御装置のブロック図。
【図２】航空機データ収集装置のブロック図。
【図３】地上装置のブロック図。
【図４】航空機中央管理システムのブロック図。
【図５】監視論理及び保守論理の論理図。
【図６】パターン検出アルゴリズムのフローチャート。
【図７】図６に示したフローチャートの続き。
【図８】図６に示したフローチャートの続き。
【図９】図６に示したフローチャートの続き。
１０ 電子式制御装置（ＥＣＵ） １２ 監視論理 １４ 保守論理 ２０ 航空機データ収集装置 ３０ 地上装置 ３２ 飛行後パターン検出アルゴリズム ４０ 航空機中央管理システム ５２ ＳＳＴ数 ５４ 変化カウンタ ５６ 表論理 ５８ 閾値限界 ６０ 発生された保守メッセージ ６２ 飛行後保守メッセージ １０２ 動作 １０４ ９９９に等しい値 １０６ ０の値 １０８ 発生された飛行後メッセージ １１０ 連結子Ａ １１２ ０の値 １１４ 連結子Ｂ １１６ 連結子Ｃ １１８ 処理の終わり １２０ 論理 １２２ 論理 １２４ 論理 １２６ 論理 １２８ 論理 １３０ ９９９に等しい値 １３２ 発生されたメッセージ １３４ ９９９に等しい値 １３６ 発生されたメッセージ １３８ 工程 １４０ 発生されたメッセージ １４２ ９９９に等しい値 １４４ 発生されたメッセージ １４６ ９９９に等しい値 １４８ 発生されたメッセージ １５０ 工程 １５２ 発生されたメッセージ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 リチャード・フランシス・スチュスター アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、マイアミ・トレイルズ・ドライブ、 6619番
Claims (13)
- 【請求項１】 航空機内のセンサの状態を監視する方法
に於て、選択状態数（５２）が飛行中に変化する回数を
示す変化カウント（５４）を発生し、選択状態数が飛行
中に各々のその考えられる状態にある時間の長さを示す
持続時間値を発生する工程を含む方法。 - 【請求項２】 選択状態数（５２）が飛行中に変化する
回数を示す変化カウント（５４）を発生することが、セ
ンサに対する選択状態数を監視する工程で構成される請
求項１記載の方法。 - 【請求項３】 持続時間値を発生することが、センサに
対する選択状態数（５２）を監視する工程を含む請求項
１記載の方法。 - 【請求項４】 更に、変化カウント（５４）及び持続時
間値の内の少なくとも一方を利用して保守メッセージを
発生する工程を含む請求項１記載の方法。 - 【請求項５】 保守メッセージを発生することが、変化
カウンタ（５４）が予め選ばれた限界を超えるかどうか
を判定し、予め選ばれた限界を超えた場合、保守メッセ
ージを発生する工程を含む請求項４記載の方法。 - 【請求項６】 保守メッセージを発生することが、飛行
後パターン検出アルゴリズム（３２）を実行し、故障パ
ターンが検出された場合、保守メッセージを発生する工
程を含む請求項４記載の方法。 - 【請求項７】 航空機内のセンサの状態を監視する装置
に於て、選択状態数（５２）が飛行中に変化する回数を
示す変化カウント（５４）を発生し、選択状態数が飛行
中に各々のその考えられる状態にある時間の長さを示す
持続時間値を発生するようにプログラムされたプロセッ
サを有する装置。 - 【請求項８】 選択状態数（５２）が飛行中に変化する
回数を示す変化カウント（５４）を発生する為に、前記
プロセッサがセンサに対する選択状態数を監視するよう
にプログラムされている請求項７記載の装置。 - 【請求項９】 持続時間値を発生する為に、前記プロセ
ッサがセンサに対する選択状態数（５２）を監視するよ
うにプログラムされている含む請求項７記載の装置。 - 【請求項１０】 前記プロセッサが更に、変化カウント
（５４）及び持続時間値の内の少なくとも一方を利用し
て保守メッセージを発生するようにプログラムされてい
る請求項７記載の装置。 - 【請求項１１】 保守メッセージを発生する為に、前記
プロセッサが更に、変化カウンタ（５４）が予め選ばれ
た限界を超えたかどうかを判定し、予め選ばれた限界を
超えている場合、保守メッセージを発生するようにプロ
グラムされている請求項１０記載の装置。 - 【請求項１２】 保守メッセージを発生する為に、前記
プロセッサが更に、飛行後パターン検出アルゴリズム
（３２）を実行し、故障パターンが検出された場合、保
守メッセージを発生するようにプログラムされている請
求項１０記載の装置。 - 【請求項１３】 前記プロセッサが、電子式制御装置
（１０）、航空機データ収集装置（２０）、地上装置
（３０）及び航空機中央管理システム（４０）の内の少
なくとも１つに設けられている請求項７記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/451435 | 1999-11-30 | ||
| US09/451,435 US6314350B1 (en) | 1999-11-30 | 1999-11-30 | Methods and apparatus for generating maintenance messages |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001206296A true JP2001206296A (ja) | 2001-07-31 |
Family
ID=23792201
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000362015A Withdrawn JP2001206296A (ja) | 1999-11-30 | 2000-11-29 | 保守メッセージを発生する方法と装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
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| EP (1) | EP1106504A2 (ja) |
| JP (1) | JP2001206296A (ja) |
| BR (1) | BR0005634A (ja) |
| CA (1) | CA2326248A1 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
| US6883121B1 (en) * | 2000-09-11 | 2005-04-19 | Rockwell Collins | Method and system for monitoring microprocessor integrity |
| US6789007B2 (en) * | 2001-06-25 | 2004-09-07 | The Boeing Company | Integrated onboard maintenance documentation with a central maintenance system |
| US6725137B2 (en) | 2002-04-03 | 2004-04-20 | Honeywell International Inc. | Method and apparatus using historical data to associate deferral procedures and fault models |
| US6662089B2 (en) * | 2002-04-12 | 2003-12-09 | Honeywell International Inc. | Method and apparatus for improving fault classifications |
| FR2844622B1 (fr) * | 2002-09-17 | 2005-06-17 | Georges Andre Antoine Gatto | Dispositif permettant le calcul automatique et en temps reel du temps de vol et du temps d'utilisation des moteurs d'un aeronef |
| US6741919B1 (en) | 2003-02-26 | 2004-05-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for detecting impending sensor failure |
| US7230527B2 (en) | 2004-11-10 | 2007-06-12 | The Boeing Company | System, method, and computer program product for fault prediction in vehicle monitoring and reporting system |
| US7505844B2 (en) * | 2005-11-18 | 2009-03-17 | General Electric Company | Model-based iterative estimation of gas turbine engine component qualities |
| US7603222B2 (en) * | 2005-11-18 | 2009-10-13 | General Electric Company | Sensor diagnostics using embedded model quality parameters |
| US7819312B2 (en) * | 2006-06-30 | 2010-10-26 | Caterpillar Inc | Method and system for operating machines |
| US7690565B2 (en) * | 2006-06-30 | 2010-04-06 | Caterpillar Inc. | Method and system for inspecting machines |
| US7677452B2 (en) * | 2006-06-30 | 2010-03-16 | Caterpillar Inc. | Method and system for providing signatures for machines |
| US20090225223A1 (en) * | 2006-11-16 | 2009-09-10 | Shenzhen Tcl New Technology Ltd | System and method for accommodating submissions of invalid system time table information |
| US20100082197A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Honeywell International Inc. | Intermittent fault detection and reasoning |
| FR2980266B1 (fr) * | 2011-09-15 | 2014-06-13 | Snecma | Systeme de surveillance d'une chaine de mesure d'un turboreacteur |
| US10102566B2 (en) * | 2014-09-08 | 2018-10-16 | Leeo, Icnc. | Alert-driven dynamic sensor-data sub-contracting |
| US10805775B2 (en) | 2015-11-06 | 2020-10-13 | Jon Castor | Electronic-device detection and activity association |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US5454074A (en) * | 1991-09-18 | 1995-09-26 | The Boeing Company | Electronic checklist system |
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-
1999
- 1999-11-30 US US09/451,435 patent/US6314350B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-11-16 CA CA002326248A patent/CA2326248A1/en not_active Abandoned
- 2000-11-29 JP JP2000362015A patent/JP2001206296A/ja not_active Withdrawn
- 2000-11-30 EP EP00310652A patent/EP1106504A2/en not_active Withdrawn
- 2000-11-30 BR BR0005634-0A patent/BR0005634A/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
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|---|---|
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20080205 |