JP2005509790A - ガスタービン・エンジン用故障管理システム - Google Patents

Abstract

ここに“リアルタイム”時間制限処置（ＴＬＤ）故障管理システムおよびエンジンの電子制御システムの操作適合性を評価するための方法が開示される。ここに開示されたＴＬＤシステムは任務を完遂できる確率に関係なく、処置が不許可または飛行中止になる前に、与えられる次の任務期間（たとえば、２時間）と、制御システム障害を修復するまでの残り時間の間に任務を完遂できる確率とを計算し、予測するソフトウェア・アルゴリズムを使用する。

Description

（関連出願との相互参照）
本出願は発明の名称“航空機故障管理システム”として２００１年１１月１３日に出願された米国仮特許出願番号第６０／３５０，７０９号に対する優先権を主張する。この出願は本開示と矛盾を生じない範囲においてその全てが参照によってここに取り入れられる。

（政府保有権利の陳述）
米国政府は本発明に対する支払い完了した実施権と米国陸軍によって決定された条項ＤＡＡＨ１０−９９−２−０００５で規定される、正当な条件で特許所有者に第３者に実施権を許諾することを要求する、限定された状況下の権利とを有する。

（発明の背景）
〈発明の分野〉
本発明は航空機ディジタル・エンジンと共に使用する制御システムに係り、特に“リアルタイム”時間制限処置故障管理システムを備える制御システムに関する。このシステムはエンジン電子装備品の故障状態を評価し、予測装備品故障率に基づいてその制御システム内に存在する障害と共に許容可能なエンジンの運転時間を決定する。

〈関連技術の背景〉
航空機エンジン制御システムはしばしば冗長装備品、すなわち、飛行安全性を改良する、あるいは整備期間の間エンジンの運転時間を増加するための要素部品を有する。このような冗長装備品または要素部品を備えるエンジン制御システムでは装備品の修復が必要となる前に冗長装備品／要素部品内に存在する故障と共にエンジンが予め決められた時間の間運転を継続できるか、否かを評価するために時間制限処置（ＴＬＤ）が適用される。より詳しく述べれば、時間制限処置方法とはエンジン制御システム内に存在する故障と共に制限された時間期間の間航空機に装備された全支配ディジタル・エンジン制御システム（ＦＡＤＥＣ）を処置し、操作するために実体化し、承認を得る手段のことである。装備品に対する適切な修復はそのような手順を経た後でエンジン制御システムを“万全な”形にするために行わなければならない。用語“万全な”は全支配ディジタル・エンジン制御システムが推力制御損失（ＬＯＴＣ）故障率に影響する故障がないことを示すために使用する。

この全支配ディジタル・エンジン制御システムは通常エンジン始動から最大出力ないし推力まで全性能範囲を通じてエンジン運転を制御する。この全支配ディジタル・エンジン制御システムは一般に電子エンジン制御（ＥＥＣ）ユニット、燃料計量ユニット（すなわち、油圧式制御ユニット）、センサ、アクチュエータ、弁、交流発電機および電気配線からなる。図１ｂは典型的な２チャネル電子エンジン制御ユニット用全支配ディジタル・エンジン制御システムの図式的表示を与える。多エンジン搭載機では許容可能な運転時間（すなわち、処置業務時間）を決定するとき、各エンジンに対して時間制限処置方法が単独に適用される。それゆえ、航空機は1基よりも多いエンジンに付属する全支配ディジタル・エンジン制御システム内に存在する故障と共に処置される。

ＳＡＥ（陸、海、空、および宇宙上の移動性を推進する技術協会）は時間制限処置の全支配ディジタル・エンジン制御システムへの適用に関連した分析結果を導き、証拠で裏付けるために現在の技術水準で使用できる方法と取り組み方とを提供する、航空宇宙推奨実務（ＡＲＰ）５１０７を刊行している。伝統的方法では整備または処置班はＳＡＥの取り組みをを受けてこれまで航空機が特定の任務ために処置できるか、否かを決定するために整備中に多くの計算を行う必要がある。この取り組み方は航空機が整備中である間に行われ、しばしば多くの時間を浪費し、任意の整備計画と比べるならば、整備期間はより少ない。

したがって、航空機の制御システムと統合し、しかも航空機の処置能力についてパイロットまたは整備員が知能的判断を下すのを支援する、“リアルタイム”で故障の筋書きを分析できる故障管理システムの必要性がある。

（発明の要約）
本発明の開示は全支配ディジタル・エンジン制御システムの操作適合性を評価する際に使用する、“リアルタイム”時間制限処置（ＲＬＤ）故障管理システムに関係する。ここに開示された時間制限処置システムは与えられる次の任務期間（たとえば、２時間）の間任務を完遂できる確率を計算するソフトウェアアルゴリズムを使用し、この確率についてＡＲＰ５１０７および処置用ＦＡＡガイドラインと比較する。時間制限処置システムはまた任務を完遂できる確率に関係なく、処置が不許可になる前に制御システム障害を修復するまでの残り時間を計算する。

主題の開示は２チャネル電子エンジン制御システムと共に使用するための故障管理方法に向けられる。ここに開示された故障管理方法は第１のチャネルおよび第２のチャネルを有する電子エンジン制御システムを準備し、第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが第１のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第１のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、第１のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれか１つが故障したか、否かを検出する過程を含む。

第１のチャネルおよび第２のチャネルはそれぞれ予測故障率を有する、それと関係する複数の装備品を備える。付言すれば、第２のチャネル内の装備品は第１のチャネル内の装備品と実質的に同一である。

本発明の方法はさらにいずれかの装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定し、総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する過程を含む。

好ましくは、１系統装備品の全ての故障に基づいて総故障率を算定する過程は１系統装備品の全ての故障率と、頼りになる最重要装備品の故障率とを加算することを含む。付言すると、本発明方法の代表的実施例において、総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する過程は標準エンジン制御を維持する望ましい確率を割り当てる過程を含む。

ここに開示された故障管理方法はさらに算定された任務期間を確立し、その算定された任務期間をシステム障害を修復するまでの予測残り時間と比較し、電子制御システム障害を修復するまでの残り時間と算定された任務期間との比較結果に基づいて許可−不許可信号を与える過程を含むことを想像する。

代替的な実施例において、本発明の故障管理方法はさらに第２のチャネル内の１系統装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出し、第２のチャネル内の１系統装備品が故障した場合に不許可−許可信号を与える過程を含む。

この故障管理方法はさらに総故障率に基づいて任務を完遂できる確率を算定し、任務を完遂できる最小の確率を割り当て、算定された任務完遂の確率が割り当てられた任務完遂の最小確率を超えない場合に不許可−許可信号を与える過程を含む。

ここに開示された方法は総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する前に、第１のチャネルおよび第２のチャネルを有する電子エンジン制御システムを準備し、第１のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが第２のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第２のチャネル装備品の故障を補償し、標準エンジン制御を維持するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが故障したことを検出し、第１および第２のチャネルの装備品の故障を補償するのに必要とされる第１および第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する過程を含む。

本発明はさらに次の過程を含むことを想像する。これは第１のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが故障したことを検出し、第１のチャネルの装備品の故障を補償するのに必要とされる第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定し、総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を反復して予測する過程である。

本開示はまた２チャネル電子エンジン制御装置のための故障管理モデルに向けられる。ここに開示された故障管理モデルは他の装置と共に第１のチャネルおよび第２のチャネルを有する電子エンジン制御システムと、第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが第１のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第１のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定する機構と、第１のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出する機構とを備える。電子制御システムの第１および第２のチャネルはそれぞれ割り当てられた故障率を有する、それと関係する複数の装備品を備える。付言すれば、第２のチャネル内の装備品は第１のチャネル内の装備品と実質的に同一である。

この故障管理モデルはさらに故障したいずれかの装備品を補償するのに必要とされる１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する機構と、総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する装置とを備える。

好ましい実施例において、１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する機構は１系統装備品の全ての故障率と、頼りになる最重要装備品の故障率とを加算する装置を備える。

総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する装置は標準エンジン制御を維持する望ましい確率を割り当てる機構を備えることを想像する。

代表的な実施例において、故障管理モデルはさらに算定された任務期間を確立する機構と、算定された任務期間をシステム障害を修復するまでの予測残り時間と比較する手段と、電子制御システム障害を修復するまでの残り時間と算定された任務期間との比較結果に基づいて許可／不許可−許可信号を与える装置とを備える。

故障管理モデルの代替的な実施例はさらに第２のチャネル内の１系統装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出する機構と、第２のチャネル内の１系統装備品が故障した場合に不許可−許可信号を与える装置とを備える。

本発明のさらに異なる実施例は総故障率に基づいて任務を完遂できる確率を算定する手段と、任務を完遂できる最小の確率を割り当てる機構と、算定された任務完遂の確率が割り当てられた任務完遂の最小確率を超えない場合に不許可−許可信号を与える装置とを備える。

本出願のモデルは第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが第１のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第１のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定する機構を備える。付言すれば、本実施例において、このモデルはさらに第２のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出する機構と、第１および第２のチャネルの装備品の故障を補償するのに必要とされる第１および第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する手段を備えることを想像する。

本開示はまた電子エンジン制御システムのための故障管理方法に向けられる。この開示される方法は標準エンジン制御に用いる複数の第１の装備品およびその複数の第１の装備品に対して実質的に冗長である、複数の第２の装備品を有する電子エンジン制御システムを準備し、複数の第２の装備品のうちのどれかが複数の第１の各装備品に代わって問題となっている第１の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、複数の第１の装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを反復して検出する過程を含む。複数の第１および第２の各装備品はそれぞれ割り当てられた故障率を有する。

この開示される方法はさらに次の過程を含むことを想像する。これは複数の第１の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を反復して算定し、総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を反復して予測することである。

本出願の故障管理システムは電子制御システム障害をリアルタイムで分析し、パイロットおよび整備員が航空機の処置能力について知能的判断を下すことを支援する。この故障管理システムまた相応に整備を定期的に実施することを可能にする。これによって航空機の運転コストを引き下げることができる。

（好ましい実施例の詳細な説明）
同じ参照符号が本発明の類似要素を同一とみなす図面を参照すると、図１ａに参照符号１００で示される故障管理システムの図式的表示が示される。故障管理システムの部分は航空機中央コンピュータ１０、左エンジンと関係する全支配ディジタル・エンジン制御システム２０、右エンジンと関係する全支配ディジタル・エンジン制御システム40内に存在する。

全支配ディジタル・エンジン制御システム２０、４０は通常エンジン始動から最大出力または推力まで全性能範囲を通じて左および右エンジンの運転を制御する。図１ｂは他の装置と共に電子エンジン制御ユニット２２、燃料計量ユニット（すなわち、油圧式制御ユニット）２４、エンジン・センサ２６、重要なエンジン装置（実効器など）２８、専用電力供給装置３０ならびに全支配ディジタルエンジン制御装備品およびインターフェースからなる、全支配ディジタル・エンジン制御システム２０を図式的に示す。全支配ディジタル・エンジン制御システム２０、４０は２チャネル・システム、すなわち、電子エンジン制御ユニット２２、４２のそれぞれが２つの冗長チャネル、第１のチャネルＡおよび第２の冗長チャネルＢを備える。チャネルＡ、Ｂは同一装備品からなり、エンジン制御および運転に冗長性を与え、航空機の処置能力を高める。

図１ａは電子エンジン制御ユニット２２と電子エンジン制御ユニット４２との間、電子エンジン制御ユニット２２、４２と航空機中央コンピュータ１０との間に存在する通信インターフェースを示す。この形態は故障管理システム１００の装備品間に存在できるインターフェースの数を限定または指図することは意図せず、単に図示を目的として使用する、本発明の態様の代表的実施例を表わすものである。

左エンジン用電子エンジン制御ユニット２２はディジタル・データ・リンク３２ａ、３２ｂを介して右エンジン用電子エンジン制御ユニット４２と通信する。ディジタル・データ・リンク３２ａにより電子エンジン制御ユニット２２のチャネルＡは電子エンジン制御ユニット４２のチャネルＡ、Ｂとの間で通信することができる。同様な方法で電子エンジン制御ユニット２２のチャネルＢと電子エンジン制御ユニット４２のチャネルＡ、Ｂとはデータ・リンク３２ａ、４２ａ、４２ｂを介してシステム内の他のチャネルと通信することができる。以下に詳細に議論されるように、クロス・チャネル・データ・リンク３２ａ、３２ｂ、４２ａ、４２ｂにより全支配ディジタル・エンジン制御システム２０、４０はエンジン運転とエンジン制御とで使用するデータを通信し、やり取りすることができる。この方法は全支配ディジタル・エンジン制御システム内の装備品が故障したとき、特に重要となり、他の全支配ディジタル・エンジン制御システムはその補完または冗長装備品でエンジン制御を果たすようにその働きに頼らなければならない。

図１ｂに示されるように、電子エンジン制御ユニット２２内のチャネルＡ、Ｂはクロス・チャネル・データ・リンク３４および状態ディジタル信号系３６ａ、３６ｂ（図２および図３）を介してお互いの間で通信する。図２および図３は電子エンジン制御ユニット内の２つの操作条件を表わす。図２において、クロス・チャネルデータ・リンク３４は他の信号に影響されず、それゆえ、チャネルＡはチャネルＢとの間で通信し、データをやり取りすることができる。結果として、いずれのチャネルも重要なエンジン実効器２８を制御することができる。ここに示されるように、実効器２８が扱うのは燃料流量（ＷＦ）、入口ガイド・ベーン角度（ＩＧＢ）および逃がし弁位置（ＨＢＶ）である。当業者は図２に示されるような電子エンジン制御ユニット２２がそれ以外の重要なエンジン装置を制御可能であることを容易に理解できる。

クロス・チャネル・データ・リンク３４は他の信号に影響されないので、装備品の故障により処置能力を高める必要が生じた場合、エンジン実効器２８の制御は２つのチャネル間で信号を分散させることができる。図２において、チャネルＡまたはチャネルＢ内の装備品が故障したとき、操作信号によってチャネルＡが燃料流量３８ａを制御するようにスイッチ３７ａが位置を変え、チャネルＢが入口ガイド・ベーン角度３８ｂと逃がし弁位置３８ｃとを制御するようにスイッチ３７ｂ、３７ｃが位置を変える。

図３において、クロス・チャネル・データ・リンクが故障したならば、状態ディジタル信号系３６ａ、３６ｂはどのチャネルが制御中であるかまたは保留動作中であるかを決定する。エンジン実効器２８の制御は保留動作チャネルの専任へと切り換わる。本図に示されるように、スイッチ３８はチャネルＡが保留動作になり、全てのエンジン実効器２８を制御するように位置を変える。

再び図１ａを参照すると、コンピュータに直結された通信装置１２ａ、１２ｂとディジタル・データ・リンク１２ｃとを介して航空機中央コンピュータ１０と通信する、電子エンジン制御ユニット２２内の各チャネルが示される。図示の例において、コンピュータに直結された通信装置１２ａはチャネル装備品の機能低下を航空機中央コンピュータ１０に提供し、コンピュータに直結された通信装置１２ｂは使用中のチャネルが故障したか、否かを見極める。ディジタル・データ・リンク１２ｃは故障管理データを航空機中央コンピュータ１０に提供する。この故障管理データは、たとえば、標準操作モードのために必要である、２チャネル・システム内の健全である“１系統”装備品の全ての故障率（λ_TLD）、全支配ディジタル・エンジン制御システム障害を修復するまでの残り時間（Ｔ_FIX）、予想されるエンジン機械部分の故障までの残り時間（Ｔ_VIBE）およびサイクル・カウントを超えるまでの残り時間（出力が不定状態のまま放置された時間）（Ｔ_LIFE）を含む。この故障管理システムおよびＴ_FIX、Ｔ_VIBE、Ｔ_LIFEを決定する方法は図４から図８を参照して以下に詳細に説明される。航空機中央コンピュータ１０および故障管理システム１００からの出力信号１４は航空機が意図した任務を満足に完遂できるか、否かを表示するコックピットの許可／不許可−許可データ・ディスプレイ（図示せず）に与えられる。

図４ａおよび図４ｂを参照すると、“標準”モードによるエンジン操作に不可欠である、全支配ディジタル・エンジン制御システム用電子装備品の図式的表示が示される。標準モードはエンジン始動から最大出力または推力までの全性能範囲を制御することができるものとして定義される。装備品の百万運転時間あたりの予測故障率は各装備品の隣に結び付けられる。この形態は２チャネル全支配ディジタル・エンジン制御システムのチャネルＡと関係する装備品を表わす。チャネルＢの装備品リストは同一である。故障率または確率は典型的には装備品の製造段階でもたらされ、下記に説明されるように、修復が必要となる前に冗長要素内に存在する障害と共に予め決められた時間期間の間操作できるか、否かを評価するために故障管理システム１００において使用される。

図４ａおよび図４ｂの図式的表示は全支配ディジタル・エンジン制御システム形態を示す一実施例であり、“本質的な”装備品、装備品間または各装備品に割り当てられた故障率間の関係ならびに信号相互のやり取りに関して限定することは意図しない。装備品は本質的な装備品リストに加え、あるいは装備品リストから外すことが可能であり、故障率は経験または試験結果に基づいて調整することができる。

次に述べるものは図４ないし図６で使用される頭字語および略語ついて説明を与える見出しである。

ＮＨ 高圧タービン・スプール速度
ＮＰ 動力タービン
ＮＲ ロータ速度
ＮＬ 低圧タービン・スプール速度
Ｑ エンジン・トルク
Ｃｏｎｄ． 条件調節用増幅器
Ｆ／Ｄ ディジタル・コンバータ周波数
ＰＬＡ パワー・レベル角度
Ｃ／Ｐ 収集ピッチ
ＰＯＴ ポテンショメータ
ＷＦ 燃料流量
ＩＧＶ 入口ガイド・ベーン角度
ＨＢＶ 逃がし弁位置
ＬＶＤＴ 直動形可変差動変圧器
ＣＴＣ 冷機接合部補償
ＲＴＤ 抵抗温度計
Ｔ４．５ 動力タービン入口ガス温度
Ｔ１ 圧縮機空気入口温度
ＴＣ 熱電対
ＰＡＭＢ 大気圧
Ｐ３ 圧縮機排気圧力
ＸＥＮＧ 相互エンジン
ＸＣＨＡＮ クロス・チャネル
ＰＧＡ プログラム式ゲイン増幅器
ＲＥＣＴ 整流器
ＭＵＸ マルチプレクサ
Ｄ／Ａ Ｄ／Ａコンバータ
Ａ／Ｄ Ａ／Ｄコンバータ
ＴＭ トルク・モータ
ＨＭＵ 油圧式制御ユニット
Ａ／Ｆ 機体
ＰＭＡ 永久磁石交流発電機
ＣＨ チャネル
Ｓ／Ｏ 閉止
ＡＲＩＮＣ エアロノーティカル・ラジオ社
ＤＩＦＦ 差動増幅器
図４ａないし図４ｃはチャネルＡに備えられる電子装備品間の相互接続および通信についての図式的表示を提供する。１Ｍｚと５Ｍｚによる刻時は多様な変換のために使用される、リアルタイム刻時である。ＡＲＩＮＣ４２９はチャネルＡと航空機中央コンピュータとの間の通信リンクを形成すると共に、双方のチャネルとの相互エンジン通信を可能にする、データ・バス・リンクである。ＲＳ２３はチャネルＡとチャネルＢとの間のクロス・チャネル・データ・リンクを与える、シリアル・データ・リンクである。

図５ａおよび図５ｂを参照すると、この図は第１欄２１０にチャネルＡの全ての本質的な装備品、第１列２２０にチャネルＢの全ての本質的な装備品を載せている、時間制限処置故障マトリックス２００を提供する。列に記した“Ｘ”は特定の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品を意味する。たとえば、チャネルＡの高圧タービン・スプール速度センサ（ＮＨ（Ａ））が故障した場合、セル２１６、２２２、２１８および２２４に“Ｘ”でそれぞれ示されるように、チャネルＢの高圧タービン・スプール速度センサ（ＮＨ（Ｂ））、ＣＰＵ（Ｂ）、ＰＳ（Ｂ）およびＸＣＨＡＮデータ・リンクが揃って働くことを求められる。この故障マトリックス２００において、ＣＰＵ（Ｂ）はマイクロコンピュータ、マルチプレクサ、Ａ／Ｄ、Ｆ／Ｄ、刻時および図４ａないし図４ｃからのディジタル入力の組み合わせとして定義される。特に、ＮＨ（Ａ）が故障した場合、標準モードで操作を継続するためにクロス・チャネル通信は他の信号に影響されない状態でなければならず、冗長装備品ＮＨ（Ｂ）は作動中でなければならず、コンピュータ（ＣＰＵ）とチャネルＢに対する電力供給は直結でなければならない。

この故障分析を簡素化する目的のために多数の本質的な装備品とそれに割り当てられる故障率とが共に分類される。これはコンピュータ処理に要する時間を最小にする、対象を絞り込んだ故障分析への取り組み方法を与える。たとえば、セル２１２において、ＮＨ（Ａ）は百万時間あたり１１回という、故障率に従って関係する条件調節回路（図４ａないし図４ｃ参照）に分類される。これに類似して、セル２１４において、ＸＥＮＧと機体データ・リンクとは百万時間あたり１３．２（．７＋４．１６＋４．１６＋４．１６≒１３．２）回という、故障率に従って３つのバッファ（チャネルＡとチャネルＢへの信号、チャネルＡからの信号、チャネルＢからの信号）に分類される。

図６ａおよび図６ｂを参照すると、符号３００として示される故障系図が図示される。この故障系図３００は時間制限処置故障あるいは図５ａおよび図５ｂの故障マトリックス２００で示される故障管理への取り組み方法を表現したものである。１チャネルおよび２チャネル操作のための本質的な装備品は故障系図３００の領域３２０および領域３４０に与えられる。昇圧ポンプおよび主燃料ポンプのような頼りになる最重要装備品は領域３６０に分類される。

状態ディジタル信号系から与えられるデータに基づいてチャネルが故障した場合、スイッチ３２２、３２４が点線で示す方向に動き、そのエンジンの全支配ディジタル・エンジン制御システムが領域３２０で規定される、１チャネル・モードの操作に移行する。このモードでは全支配ディジタル・エンジン制御システムは２０６．９ｆｐｍｈという、１チャネル故障率（λ_TLD.single）を有する。この１チャネル故障率は領域３２０内の健全である１系統装備品の全てを合計した総故障率に等しい。

λ_TLD.singleを表わす信号は加算器３２６において表面化した障害の故障率（λ_UC）を表わす信号と、頼りになる最重要装備品の故障率（λ_TLD.prime）とに加算される。λ_UCを決定する方法はＳＡＥ航空宇宙推奨実務の第７節に大要が記述される。これは参照によってここに取り入れられる。λ_UCは次の式によって近似させることができる。

λ_UC＝Ｘ×（２．０×Σλ_TLD.single）
Ｘは一般に０から５の間の値である。

次の実例計算を単純化することを目的としてλ_UCは無視される（Ｘ＝０、したがって、λ_UC＝０）。

加算器３２６の出力は“標準”モード操作（λ_TLD）のために必要とされる２チャネル全支配ディジタル・エンジン制御システム内の健全である“１系統”装備品の全ての故障率である。上記と同一とみなされる１チャネル操作モードではλ_TLD＝２０９．２（すなわち、２０６．９＋２．３＝２０９．２）ｆｐｍｈ。

たとえば、全支配ディジタル・エンジン制御システムが完全なクロス・チャネル通信と共に２チャネル・モードで操作し、ＮＨ（Ａ）が故障した場合、スイッチは、図６ａおよび図６ｂに示されるように、位置を変える。特に、スイッチ３４２ａ、３４８、３５０は閉じる。チャネルＡまたはチャネルＢ内のいずれかのセンサまたは実効器が故障した場合、スイッチ３４８が閉じる。チャネルＡ内のいずれかの装備品が故障した場合、スイッチ３４８、３５０が閉じ、チャネルＢ内のいずれかの装備品が故障した場合、スイッチ３４８、３５２が閉じる。チャネルＡまたはチャネルＢ内のいずれかの個別センサまたは実効器が故障した場合、その装備品に対応するスイッチが閉じる。２チャネル操作モードではこの個別センサ／実効器スイッチはスイッチ３４２ａないしスイッチ３４２ｖと結び付けられる。

故障マトリックス２００と一致してＮＨ（Ａ）が故障した場合、標準モードで操作を継続するためにクロス・チャネル通信は他の信号に影響されない状態でなければならず、冗長装備品ＮＨ（Ｂ）は作動中でなけれならず、コンピュータ（ＣＰＵ）とチャネルＢに対する電力供給は直結でなければならない。それゆえ、ＮＨ（Ｂ）の故障率を表わす信号、すなわち、１１ｆｐｍｈが演算回路３４４に与えられる。他の全ての装備品は健全であるので、演算回路３４４での総故障率は１１ｆｐｍｈである。ＮＨ（Ｂ）故障率を表わす信号は加算器３４６に与えられ、標準モードで操作を継続するのに必要とされる残っている装備品（すなわち、電力供給装置、マイクロコンピュータおよびＸＣＨＡＮデータ・リンク）の総故障率を表わす信号に加算される。残りの装備品の総故障率は２３．９ｆｐｍｈであり、それゆえ、加算器３４６からの出力信号は３４．９ｆｐｍｈという、加算された故障率を表わす。

スイッチ３５２は開路位置にあるので、加算器３４６の出力だけが加算器３５４に与えられる。加算器３５４からの出力信号は２チャネル故障率λ_TLD。_dualを表わし、これは実施例では３４．９ｆｐｍｈである。この操作例ではＸＣＨＡＮデータ・リンクおよび双方のチャネルＡ、Ｂは操作中である。それゆえ、スイッチ３２４は閉じたままであり、信号λ_TLD。_dualは加算器３２６に与えられ、表面化した障害の故障率（λ_UC）と、頼りになる最重要装備品の故障率（λ_TLD.prime）を表わす信号とに加算される。加算器３２６の出力（λ_TLD）は３７．２ｆｐｍｈという、故障率を表わす信号である。

上記した故障の筋書きは可能性のある多くの筋書きののうちの僅かに２つだけあり、故障系図３００をどのように使用するかについて概観を与えることを意図したものである。注目すべきことは先に述べた形態に類似した方法では図６ａおよび図６ｂは故障分析への代表的な取り組み方法を提供し、故障分析において考慮した装備品リストに本質的な装備品を加え、またはこれを装備品リストから外すのは当業者が容易に理解できるということである。付言すれば、この故障率は経験あるいは幾分対象を絞り込んだ故障管理システムを提供する要望に基づいて変更し、または調整することが可能である。

図７を参照すると、図式的に表わしたこの図は全支配ディジタル・エンジン制御システム内に存在する障害を修復するまでの残り時間（Ｔ_FIX）を論理回路４００で決定する方法である。初めに、加算器３２６（図６ｂ参照）の出力（λ_TLD）はコンバータ４１０に与えられる。コンバータ４１０は全支配ディジタル・エンジン制御システム障害を修復するまでの新しいまたは初期残り時間（Ｔ_FIXNEW）を決定する、次の等式を適用する。

−１ｎ（０．９９）／[λ_TLD×１０^-6]＝Ｔ_FIXNEW
Ｔ_FIXNEWはλ_TLDの値を変更するとき、すなわち、新たな全支配ディジタル・エンジン制御システム障害が発生したときは毎回計算される。０．９９は全支配ディジタル・エンジン制御システムが与えられた故障率に対して“標準”モード操作以下に性能を低下させることなく、計算した時間期間を経過できる確率が９９％であることを表わす。この確率は計算または予測する中で保守性を増し、あるいは減少させるために望ましい値に調整することができる。

論理回路４００の代表的な操作例として、ＮＨ（Ａ）が故障し、それゆえ、λ_TLDが３７．２ｆｐｍｈに等しいと仮定すれば、コンバータ４１０の出力は２７０時間を表わす信号になる。この信号は低値優先回路４１２に与えられ、先に計算した修復までの残り時間（Ｔ_FIX）と比較される。２つの値のうちより低値が存在する障害を修復するまでの残り時間（Ｔ_FIXRESET）となる。ＮＨ（Ａ）の故障が全支配ディジタル・エンジン制御システムの最初に直面した故障であるならば、スイッチ４１４はその故障が発生する前の開路位置にあり、エンジンに設定している故障初期カウントダウン時間は１０，０００時間である。カウントダウン・タイマに従ってＴ_FIXNEWは操作時間を引いた初期１０，０００時間に等しいＴ_FIXと比較される。

カウントダウン・タイマ４１６はＴ_FIXRESETの最後の計算以来経過した操作時間を突きとめる。カウントダウン・タイマ４１６の出力は操作時間を引いたＴ_FIXRESETを表わすＴ_FIXである。このカウントダウン・タイマは秒単位で最新のものとなり、Ｔ_FIXが分単位で揮発性メモリに保存される。カウントダウン・タイマ４１６は条件に束縛されない故障に対応して絶えずリセットされ、新たな故障に直面したとき、瞬時にＴ_FIXRESETが保存される。全支配ディジタル・エンジン制御システム障害が発生し、そのとき、エンジンが運転中である場合、論理ゲート４１８、４２０は操作のためにカウントダウン・タイマ４１６に信号を送る。しかしながら、エンジンが停止した状態であれば、論理ゲート４２２はカウントダウン・タイマ４１６を作動させない。

新たな全支配ディジタル・エンジン制御システム障害が発生したとき、Ｔ_FIXは計数回路４１２に戻って循環し、新しいＴ_FIXNEWと比較される。注目すべきことは全支配ディジタル・エンジン制御システムが故障に直面するまで、スイッチ４１４は開路位置に保持されたままになることである。

図８ａおよび図８ｂを参照すると、参照符号５００で示される、２基のエンジンを搭載する航空機のための故障管理システムが示される。この故障管理システム５００は他の装置と共に左エンジン全支配ディジタル・エンジン制御システム故障予測器５１０、左エンジン振動故障予測器５３０および左エンジン超過故障予測器５５０を備える。右エンジンには図示しない類似した要素が備えられる。
この左エンジン全支配ディジタル・エンジン制御システム故障予測器５１０と、図１ないし図７に関して同一とみなされる、本質的な装備品を対象とする故障管理への取り組み方法とが本出願の主題である。左エンジン振動故障予測器５３０および左エンジン超過故障予測器５５０は予め決められた操作時間に見合うエンジン適合性を決定する際に含むことのできる、それ以外の故障を示す入力を代表している。これらの故障入力についての決定は本出願の主題ではなく、本発明を理解するのに必要ではないので、これは以下に説明されない。

全支配ディジタル・エンジン制御システム故障予測器５１０は故障系図３００および論理回路４００からの入力信号、すなわち、λ_TLDおよびＴ_FIXの入力を取り入れる。論理回路５１１ａおよび論理回路５１１ｂのどちらかまたは双方は左エンジン運転基準値を満たすことができるか、否かを決定するためにチャネルの操作状態に従ってアクセスする。

チャネルＡが使用可能あるとすれば、任務を完遂できる確率を決定するために下記式を適用する、コンバータ５１２にλ_TLDが与えられる。

１−（λ^t／１×１０⁶）＝任務を完遂できる確率
ここで、“ｔ”は２時間に設定される
任務を完遂できる確率を表わす、取得信号は論理ゲート５１４の基準値を満たすために０．９９９５よりも大きくなければならない。付言すると、論理回路４００から与えられるＴ_FIXは論理ゲート５１６の基準値を満たすために“ｔ”または２時間よりも大きくなければならない。論理ゲート５１４および論理ゲート５１６の基準値が満たされた場合、チャネルＡは故障ではなく、機能低下はないので、論理ゲート５１８がアンド条件を満たし、左エンジン全支配ディジタル・エンジン制御システムは標準モードでの操作について許可である。チャネルＢが使用可能である場合、論理回路５１１ｂにアクセスし、同じ方法で任務を完遂できる確率と据え置かれた整備残り時間とを評価する。

左エンジンが意図した任務を果たすことがきるかを考慮するために論理ゲート５６０はエンジン振動故障予測器５３０とエンジン超過故障予測器５５０とによって確立した基準値が満たされる必要がある。右エンジンの評価は類似した方法によって導かれる。双方のエンジンが故障管理基準値を満たす場合、論理ゲート５６２から双方のエンジンが許可を示すあるいは全任務に向けて標準モードで操作可能であることを示す信号が出力される。

図９を参照すると、最初の装備品故障の後に続く飛行時間に対して１基のエンジンの全支配ディジタル・エンジン制御システム内に存在する障害を修復するまでの残り時間を表わすグラフが示される。このグラフはチャネルＡの高圧タービン・スプール速度センサ（ＮＨ（Ａ））に最初の故障が発生し、チャネルＡがその初期故障モードで１００時間操作した後、故障が発生したという、操作の筋書きを示す。図６および図７に関して述べたように、ＮＨ（Ａ）センサの故障が発生したとき、λ_TLDは３７．２、そしてＴ_FIXは２７０時間という、値になる。それゆえ、グラフ上の初期データポイントは２７０時間の修復までの残り時間およびＮＨ（Ａ）センサの故障の後に続くゼロである。１００時間操作後に、チャネルＡが故障し、図４ないし図７を参照して述べたような故障管理への取り組み方法に基づいて新しい修復までの残り時間が計算される。このチャネルＡの故障が発生したとき、新λ_TLDは２０９．２、そして新Ｔ_FIXは４８時間という、値になる。したがって、ここに開示された故障管理システムは整備が必要となる前の４８時間について航空機が全支配ディジタル・エンジン制御システム内に存在する障害と共に運転できる確率が９９％であると予測する。図７において議論したように、９９％の確率はコンバータ４０に基づいて得られ、望ましい確率に調整することができる。

図１０を参照すると、図９で議論した操作の筋書きに基づいて２時間の任務を標準操作モードで操作する確率（パーセント表示）を示すグラフが示される。ＮＨ（Ａ）センサの最初の故障後に、λ_TLDは３７．２という、値になる。コンバータ５１２（図８a参照）に基づいて得る任務に失敗する確率は０．０００７％であり、したがって、任務を完遂できる確率は９９．９９３％である。ＮＨ（Ａ）センサ内に存在する障害と共に１００時間の操作を経た後に、チャネルＡが故障したとすれば、２０９．２ｆｐｍｈのλ_TLDの基づいて得る新たな故障の確率と任務を完遂できる確率とはそれぞれ０．０４３８％と９９．９５６％という、値になる。図１０はまたここに開示された故障管理への取り組み方法による成績とをＳＡＥ・ＡＲＰ５１０７に詳述される基準またはガイドラインとの比較を示す。図に示されるように、ここに開示された故障管理への取り組み方はＡＲＰ５１０７に規定されるガイドラインの範囲に含まれる取り組み方法を提供する。

本発明は好ましい実施例について詳述されたが、当業者が添付の請求の範囲で定義される本発明の精神および範囲から離れることなく、多様な変更および／または変形をなし得ることは容易に理解される。

図１ａは航空機中央コンピュータとインターフェースでつなぐ左および右エンジン電子制御ユニットを有する、２エンジン故障管理システムの図式的表示である。 図１ｂは単純化した全支配ディジタル・エンジン制御システムの図式的表示である。 図２は２チャネル・モードで操作している、制御システムの図式的表示である。 チャネルＡが保留動作中で、燃料流量（ＷＦ）、入口ガイド・ベーン角度（ＩＧＶ）および逃がし弁位置（ＨＢＶ）を制御する、１チャネル・モードで操作している、図２に示される制御システムの図式的表示である。 図４ａは“標準”モードで処置するための本質的な機器を示す、チャネルＡ用ハードウェア表を与える。 図４ｂは“標準”モードで処置するための本質的な機器を示す、チャネルＡ用ハードウェア表を与える。 図４ｃは“標準”モードで処置するための本質的な機器をを示す、チャネルＡ用ハードウェア表を与える。 図５ａは特定の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品を結び付ける、２チャネル全支配ディジタル・エンジン制御システム用時間制限処置故障マトリックスを示す。 図５ｂは特定の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品を結び付ける、２チャネル全支配ディジタル・エンジン制御システム用時間制限処置故障マトリックスを示す。 図６ａは時間制限処置故障率（λ_TLD）が百万時間あたりの故障につき“標準”モード操作に必要な２チャネル・システムの１系統装備品の全てに対して決定される、標準モードで操作している、全支配ディジタル・エンジン制御システムの図式的表示を与える。 ず６ｂは時間制限処置故障率（λ_TLD）が百万時間あたりの故障につき“標準”モード操作に必要な２チャネル・システムの１系統装備品の全てに対して決定される、標準モードで操作している、全支配ディジタル・エンジン制御システムの図式的表示を与える。 図７は修復するまでの残り時間（Ｔ_FIX）が制限時間内にリアルタイム故障率（λ_TLD）に基づいて決定される方法を示す論理図である。 図８ａは左エンジンおよび右エンジンの双方が処置のために障害が除かれたか、否かを決定するために使用される、全支配ディジタル・エンジン制御システム故障検出用装備品、エンジン振動検出用装備品およびエンジン超過検出用装備品からの信号が入力される、本開示の故障管理システムの論理図を与える。 図８ｂは左エンジンおよび右エンジンの双方が処置のために障害が除かれたか、否かを決定するために使用される、全支配ディジタル・エンジン制御システム故障検出用装備品、エンジン振動検出用装備品およびエンジン超過検出用装備品からの信号が入力される、本開示の故障管理システムの論理図を与える。 図９は２基のエンジンのうちの１基について全支配ディジタル・エンジン制御システムの最初の故障の後に続く飛行時間と、整備が必要とされる前の残り時間とを比較するグラフである。 図１０は２時間の任務の間標準モード操作で操作しない場合の確率の推移を表わすグラフである。

Claims (22)

1. （ａ） 第１のチャネルおよび第２のチャネル有し、前記第１および第２のチャネルがそれぞれ予測故障率を有する、それと関係する複数の装備品を備えており、前記第２のチャネル内の装備品が前記第１のチャネル内の装備品と同一である、電子エンジン制御システムを準備し、
   （ｂ） 前記第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが前記第１のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第１のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、
   （ｃ） 前記第１のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれか１つが故障したか、否かを検出し、
   （ｄ） 故障したいずれかの前記装備品を補償するのに必要とされる前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定し、
   （ｅ） 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する
   過程を含む、２チャネル電子エンジン制御システム用故障管理方法。
2. 前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する過程が前記１系統装備品の全ての故障率と、頼りになる最重要装備品の故障率とを加算する過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
3. 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する過程が標準エンジン制御を維持する望ましい確率を割り当てる過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
4. （ａ） 算定された任務期間を確立し、
   （ｂ） 算定された前記任務期間を電子制御システム障害を修復するまでの前記予測残り時間と比較し、
   （ｃ） 電子制御システム障害を修復するまでの前記予測残り時間と算定された前記任務期間との比較結果に基づいて許可／不許可−許可信号を与える
   過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
5. （ａ） 前記第２のチャネル内の１系統装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出し、
   （ｂ）前記第２のチャネル内の１系統装備品が故障した場合に不許可−許可信号を与える
   過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
6. （ａ） 前記総故障率に基づいて任務を完遂できる確率を算定し、
   （ｂ） 任務を完遂できる最小の確率を割り当て、
   （ｃ） 算定された前記任務完遂確率が割り当てられた前記任務完遂の最小確率を超えない場合に不許可−許可信号を与える
   過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
7. 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する前に、
   （ａ） 前記第１のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが前記第２のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第２のチャネル装備品の故障を補償し、標準エンジン制御を維持するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、
   （ｂ） 前記第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが故障したことを検出し、
   （ｃ） 故障した前記第１および第２のチャネル装備品を補償するのに必要とされる前記第１および第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する
   過程を含む、請求項１記載の故障管理方法。
8. 前記第１のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが故障したことを検出し、故障した前記第１のチャネル装備品を補償するのに必要とされる前記第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定し、前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する過程が反復して行われる請求項１記載の故障管理方法。
9. （ａ）第１のチャネルおよび第２のチャネル有し、前記第１および第２のチャネルがそれぞれ予測故障率を有する、それと関係する複数の装備品を備えており、前記第２のチャネル内の装備品が前記第１のチャネル内の装備品と同一である、電子エンジン制御システムと、
   （ｂ） 前記第２のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが前記第１のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第１のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定する手段と、
   （ｃ） 前記第１のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれか１つが故障したか、否かを検出する手段と、
   （ｄ） 故障したいずれかの前記装備品を補償するのに必要とされる前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する手段と、
   （ｅ） 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する手段と
   を備える、２チャネル電子エンジン制御システム用故障管理モデル。
10. 前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する手段が前記１系統装備品の全ての故障率と、頼りになる最重要装備品の故障率とを加算する手段を備える請求項９記載の故障管理モデル。
11. 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する手段が標準エンジン制御を維持する望ましい確率を割り当てる手段を備える請求項９記載の故障管理モデル。
12. （ａ） 算定された任務期間を確立する手段と、
    （ｂ） 算定された前記任務期間を電子制御システム障害を修復するまでの前記予測残り時間と比較する手段と、
    （ｃ） 電子制御システム障害を修復するまでの前記予測残り時間と算定された前記任務期間との比較結果に基づいて許可／不許可−許可信号を与える手段とを備える請求項９記載の故障管理モデル。
13. （ａ） 前記第２のチャネル内の１系統装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出する手段と、
    （ｂ） 前記第２のチャネル内の１系統装備品が故障した場合に不許可−許可信号を与える手段と
    を備える請求項９記載の故障管理モデル。
14. （ａ） 前記総故障率に基づいて任務を完遂できる確率を算定する手段と、
    （ｂ） 任務を完遂できる最小の確率を割り当てる手段と、
    （ｃ） 算定された前記任務完遂確率が割り当てられた前記任務完遂の最小確率を超えない場合に不許可−許可信号を与える手段と
    を備える、請求項９記載の故障管理モデル。
15. （ａ） 前記第１のチャネル内の複数の装備品のうちのどれかが前記第２のチャネル内の複数の各装備品に代わって問題となっている第２のチャネル装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定する手段と、
    （ｂ） 前記第２のチャネル内の複数の装備品のうちのいずれか１つが故障したか、否かを検出する手段と、
    （ｃ） 故障した前記第１および第２チャネル装備品を補償するのに必要とされる前記第１および第２のチャネル内の１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する手段と
    を備える、請求項９記載の故障管理モデル。
16. （ａ） 標準ンエンジン制御に用いる複数の第１の装備品および前記複数の第１の装備品に対して冗長である、複数の第２の装備品を有する電子エンジン制御システムを準備し、
    （ｂ） 前記複数の第２の装備品のうちのどれかが前記複数の第１の各装備品に代わって問題となっている第１の装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、
    （ｃ） 前記複数の第１の装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを反復して検出し、
    （ｄ） 前記複数の第１の装備品の故障を補償するのに必要される前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を反復して算定し、
    （ｅ） 前記総故障率に基づいて電子制御システム修復するまでの残り時間を反復して予測する
    過程を含む、電子エンジン制御システムのための故障管理方法。
17. 前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を反復して算定する過程が前記１系統装備品の全ての故障率と、頼りになる最重要装備品の故障率とを加算する過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。
18. 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する過程が標準エンジン制御を維持する望ましい確率を割り当てる過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。
19. （ａ） 算定された任務期間を確立し、
    （ｂ） 算定された前記任務期間を電子制御システム障害を修復するまでの前記残り時間と反復して比較し、
    （ｃ） 電子制御システム障害を修復するまでの前記残り時間と算定された前記任務期間との比較結果に基づいて許可／不許可−許可信号を与える
    過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。
20. （ａ） 前記複数の第２装備品内の１系統装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出し、
    （ｂ） 前記複数の第２の装備品内の１系統装備品のいずれかが故障した場合に不許可−許可信号を与える
    過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。
21. （ａ） 前記総故障率に基づいて任務を完遂できる確率を算定し、
    （ｂ） 任務を完遂できる最小の確率を割り当て、
    （ｃ） 算定された前記任務完遂確率が割り当てられた前記任務完遂の最小確率を超えない場合に不許可−許可信号を与える
    過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。
22. 前記総故障率に基づいて電子制御システム障害を修復するまでの残り時間を予測する前に、
    （ａ） 前記複数の第１の装備品のうちのどれかが前記複数の第２の各装備品に代わって問題となっている装備品の故障を補償するのに必要とされる１系統装備品であることを指定し、
    （ｂ） 前記複数の第２の装備品のうちのいずれかが故障したか、否かを検出し、
    （ｃ） 前記複数の第１および第２の装備品の故障を補償するのに必要とされる前記１系統装備品の全ての故障率に基づいて総故障率を算定する
    過程を含む、請求項１６記載の故障管理方法。