JP2008528372A - パワー状態インジケータ - Google Patents

Abstract

【課題】パワー状態インジケータ
【解決手段】回転翼航空機においてパワー情報を提供するように構成されているパワー状態インジケータが提示される。パワー状態インジケータは、複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出するように構成されている、検出ユニットであって、複数の制御パラメータのそれぞれは所定の動作限界を含む、検出ユニットと、（ａ）現在値および（ｂ）複数の制御パラメータのそれぞれの所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化するように構成されている算出ユニットと、第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを、共通パワースケール上に動的に表示するように構成されている表示ユニットとを含む。第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動され、かつ第２の可動インジケータは、複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動される。
【選択図】 図１

Description

本出願は、２００５年１月２８日に出願された米国特許仮出願第６０／６４７，３８４号、および２００６年１月２５日に出願された米国特許出願、発明の名称「パワー状態インジケータ」（弁理士整理番号第０１７０５８−０３１１７９７号、この出願番号は、まだ割り当てられていない）の利益を主張し、これらのうちそれぞれが、全体が参照として本明細書に組み込まれる。

本発明は航空機のパワー状態インジケータに関する。

ますます多くの情報が利用可能になるにつれ、飛行計装が改良され続けている。地形高度データ、マッピングデータ、衝突防止、および天気情報が、現在日常的に、飛行の間、パイロットに提供されるデータの例である。しかし、より多くの情報が利用可能になるにつれて、情報過多が増大してきた。したがって、情報の表示を、情報が関連する時だけに限定することが望ましい。このため、今度は、情報表示が直観的なものである必要性が高まった。これは、「一時的」に提供される情報では、熟知することを通して持続的に訓練することができないからである。

これらの改良の全てが航空計器体制において起こってきたが、パワーマネジメントは、比較的変化がないままに留まっている。これは、固定翼の環境においては理解できるものである。これは、極端に割り切って見た場合、パワーは、最終的には高度または対気速度においてしか効果を示さない、単なる要素にすぎないからである。

しかし、回転翼航空機にとっては、パワー指示は、重要性において飛行計装に類似するものである。回転翼航空機においてパワーを理解することは、適切に性能を管理し、パワー状況の認識を維持し、かつ構成部品の寿命を長くするために重要である。統計によると、「内部での状態認識の低下」および「リアルタイムの航空機性能超過」が、致命的なヘリコプタ事故の最大原因に未だに含まれる。「パワー損失報告」というのもまた、致命的なヘリコプタ事故の最大原因の１つであり、これらのうちの多くが実証されていないものの、おそらくパイロットは、パワー状態が動作または飛行許可の限界にどれくらい近いのかを真に理解していなかったことを示唆している。

ある実施形態において、回転翼航空機においてパワー情報を提供するように構成されているパワー状態インジケータであって、この回転翼航空機は、エンジンを含み、このパワー状態インジケータは、複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出するように構成された検出ユニットであって、複数の制御パラメータのそれぞれは所定の動作限界を含む検出ユニットと、算出ユニットであって、（ａ）現在値および（ｂ）複数の制御パラメータのそれぞれの所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化するように構成された算出ユニットと、第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを共通パワースケール上に動的に表示するように構成された表示ユニットであって、第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されており、かつ第２の可動インジケータは、複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動される、表示ユニットと、を含む、パワー状態インジケータが提供される。

別の実施形態においては、回転翼航空機においてパワー情報を提供する方法であって、この回転翼航空機は、エンジンを含み、この方法は、複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出し、複数の制御パラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含むことと、（ａ）現在値および（ｂ）複数の制御パラメータのそれぞれの所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化することと、第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを共通パワースケール上に動的に表示し、第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されており、かつ第２の可動インジケータは、複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されることと、を含む、方法が提供される。

本発明の実施形態において、エンジンを含む回転翼航空機においてパワー情報を提供するための機械実行可能な命令によってコード化された機械可読媒体が、方法であって、複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出し、複数の制御パラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含むことと、（ａ）現在値および（ｂ）複数の制御パラメータのそれぞれの所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化することと、第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを共通パワースケール上に動的に表示し、第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されており、かつ第２の可動インジケータは、複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されることと、を含む方法に従って、提供される。

本発明の以下の実施形態において、パワー状態インジケータ（ＰＳＩ）は、少なくとも１つのロータを駆動するための少なくとも１つのタービンエンジンを有する、回転翼航空機（例えば、ヘリコプタ）に関連して記述される。しかし、ＰＳＩは、他のタイプの航空機において使用され得ることが、理解されよう。

本発明の実施形態におけるパワー状態インジケータ（ＰＳＩ）は、飛行条件に応じたパワー指示を提供するように構成される。双発回転翼航空機のための飛行条件の例は、全エンジン作動飛行モード（ＡＥＯ）、１エンジン不作動飛行モード（ＯＥＩ）、非調速モード（飛行前、試運転および停止を含む）、および自転を含む。単発回転翼航空機のための飛行条件の例は、エンジン作動飛行モード、非調速モード（飛行前、試運転および停止を含む）、および自転を含む。

本発明の実施形態において、ＰＳＩは、例えば、（ａ）ロータおよびパワータービン（ＲＰＭ）情報、（ｂ）エンジンおよびマストトルク（それぞれＱ_ＥおよびＱ_Ｍ）、および（ｃ）測定ガスタービン温度およびガスタービン速度（それぞれＭＧＴおよびＮ_Ｇ）を提供するために使用される、従来の計器に置き換わるように構成かつ配置される。

ＲＰＭ情報が、エンジンのパワータービン速度（従来、Ｎ_ｐまたはＮ_２と呼ばれる）およびメインロータ速度（Ｎ_ｒ）によって提供される。飛行中に、エンジンを作動させた状態で、これらの速度は、所定のＲＰＭまたはＲＰＭのある範囲に一般に調速される。ＲＰＭのための指示システムの主な目的は、エンジンパワーを正しく印加することによって、ロータ速度およびパワータービン速度が確実に調整速度に維持されるようにすることである。エンジントルクＱ_Ｅ、測定ガスタービン温度ＭＧＴ、ガスタービン速度Ｎ_Ｇおよび選択的にマストトルクＱ_Ｍが、全て、ヘリコプタのロータシステムに伝達され得るエンジンパワーの量の制限に関するパラメータである。パワーパラメータ（Ｑ_Ｅ、ＭＧＴ、Ｎ_ＧおよびＱ_Ｍ）のそれぞれは、一般に最大値および１つ以上の時限レンジに制限されている。これらの例には、（一般に離陸のための）５分レンジ、３０分レンジ、２分レンジ、および（一般にＯＥＩ動作のための）３０秒レンジが、含まれる。あるパラメータがこれらの時限レンジのいずれにも入らずに達成してよい最大値は、「最大連続出力」またはＭＣＰ限界と呼ばれる。

ＰＳＩについては、本発明の実施形態によると、算出パラメータトルクＱは、エンジントルクＱ_ＥおよびマストトルクＱ_Ｍと置き換わる。エンジントルクＱ_Ｅは、エンジンシャフトからくる測定される力である。マストトルクＱ_Ｍは、メインロータを駆動している伝導軸において測定される力である。多くの双発ヘリコプタにおいて、マストトルクは、測定されず、かつ、限界は全てエンジントルクで表わされる。これらの場合、パラメータＱは、Ｑ_Ｅに等しい。マストトルクが測定される場合、マストトルクは、エンジントルクの和に密接に関係する。積算エンジントルクとマストトルクとの間の差は、例えば、テールロータ、油圧ポンプ、および他の伝導−駆動付属品へ供給される力に相当する。この差も、伝導損失に含まれる。この場合、あるアルゴリズムが、マストトルクと積算エンジントルクとの間の差に適用される。マストトルクが制限パラメータである場合、（これは、全エンジンが作動する双発回転翼航空機に一般に当てはまることであるが）この差は、エンジントルク値の間で比例的に分割され、かつ補正値として適用される。ＰＳＩによって使用される結果として得られるＱ値は、測定されたＱ_Ｅより僅かに小さいため、このＱ値は、マストトルク限界に等しいコントリビューション（ｃｏｎｔｒｉｂｕｔｉｏｎ）ポイントでＱのパラメータ限界に達する。

図１は、本発明の実施形態による、双発回転翼航空機のＰＳＩ１００を示す。ＰＳＩ１００は、様々なパラメータを感知するように構成されている複数のセンサ１０５ａ〜ｆと、複数のセンサ１０５ａ〜ｆによって提供されるデータを処理するように構成されている算出ユニット１１０と、表示ユニット１１５と、を含む。ある実施において、複数のセンサ１０５ａ〜ｆによって感知される様々なパラメータは、先に言及した様々なパラメータ（すなわちＮ_ｐ、Ｎ_ｒ、Ｑ_Ｅ、Ｑ_Ｍ、ＭＧＴおよびＮ_Ｇ）を含む。表示ユニット１１５は、スクリーン１２０を含み、かつ、算出ユニット１１０によって処理されたデータを、ヘリコプタの飛行モード／条件に基づく特定の様式で表示するように構成されている。

ここで図２を参照すると、この図は、本発明の実施形態による、ＡＥＯモード中の表示ユニット１１５を示す。表示ユニット１１５は、パワー状態領域２０５、ロータ状態領域２１０、およびデジタル読み出し領域２１５を含む。

図３においてより詳細に示すように、パワー指示領域２０５は、利用可能なパワーが一目で分かる丸い目盛り盤フォーマットで表された、単一パワーゲージ／インジケータ３００を含む。このパワーゲージ３００はまた、以下において、共通パワースケールと呼ぶことがある。指針３０５、３１０が、各エンジンのために設けられる。図３において、エンジン１は、中実の針であり、かつエンジン２は中空の２重バーの針である。パワーゲージ３００は、ＭＧＴ（測定ガス温度）、Ｎ_Ｇ（ガスタービン速度）、Ｑ_Ｅ（エンジントルク）、およびＱ_Ｍ（マストトルク）の複合指示を、これらのパラメータと複数の動作限界との間の関係が単一の指針を介して分かるような様式で提供するように、構成かつ配置されている。

パワーゲージ３００の左側に示される１から１０までの数は無次元数であり、参照のためだけに設けられている。各針３０５、３１０によって示される指示は、ＭＧＴ、Ｎ_ＧおよびＱ（トルク）に基づいて導かれた指示である。各パラメータは、最大連続出力（ＭＣＰ）が「１０」で起こり、かつ標準的な日のアイドルが「３」で起こるように、パワーゲージ３００すなわち共通パワースケールのスケールに対して正規化される。ＭＣＰポイントは、以下、ゲージ３００のＭＣＰ限界３０６と呼ぶ。針３０５、３１０の位置は、正規化されたパワーゲージ３００上で最高の値を有するパラメータによって駆動される−これはＭＣＰ限界３０６に到達しそうな最初のパラメータ（またはＭＣＰ限界３０６を更に超えたパラメータ）である。正規化されたスケールへの変換は、様々なエンジン特性およびパラメータの非線形性が容易に修正され得るように、区分的線形様式で行われる。

具体的には、図４Ａを参照すると、パワーゲージ３００は、左側にあるそれぞれ１８°の１０のセグメント（セグメントＡからＪ）と、右側にあるそれぞれ１８°の５つのセグメント（セグメントＫからＯ）とを含む、１５の区分的線形部分Ａ〜Ｏを備える。ある実施形態において、セグメントＡからＪは、第１のゾーン４００を画定する第１の色のついたアークセグメント（例えば緑色）４０１によって表されてもよく、かつ半径方向の目盛４０５とセグメントＡの最初にある目盛１つによって区切られている。セグメントＪの終端は、ＭＣＰ限界３０６に相当し、かつ、セグメントＣの終端は、アイドルにほぼ相当する。

図４Ａにおいて、パワーゲージ３００はまた、第２のゾーン４１１を画定する第２の色のついたアークセグメント４１０（例えば、黄色）と、第３のゾーン４２１を画定する第３の色のついたアークセグメント４２０（例えば、グレー／赤）とを含む。第２のゾーン４１１は、ＭＣＰ限界３０６から、可動目盛すなわちインジケータ４１５によって表わされる可動第２の限界４０６まで延在する。可動第２の限界４０６は、エンジン針を駆動するパラメータと、パラメータ自体の動作限界に最も近いパラメータとの両方によって、駆動される。可動目盛すなわちインジケータ４１５は、色のついた目盛（例えば、赤色）であってもよい。第３のゾーン４２１は、可動第２の限界４０６および目盛４１５からセグメントＯの終端まで延在する。ある実施形態において、指針が第２の限界４０６を越える場合、アークセグメント４２０は、グレーから赤へ色を変える。図４Ａにおいて、第２のゾーン４１１は、セグメントＫおよびセグメントＬの一部をカバーし、かつ第３のゾーン４２１は、セグメントＬの残りの部分からセグメントＯの終端までをカバーする。しかし第２の限界４０６の位置は、飛行条件に依存して、セグメントＫから０までのどこにあってもよい。

ＰＳＩ１００の動作中、パラメータＱ、ＭＧＴおよびＮ_Ｇは、表１および補間式（ａ）を使用し、算出ユニット１１０によって、パワーゲージ３００における正規化された角度値Ｑα、ＭＧＴαおよびＮ_Ｇαに処理される。表１は、各パラメータＮ_Ｇ、ＭＧＴおよびＱが各セグメントの終端において到達した値を含む。これらの値は、標準的な日の条件で各パラメータがアイドル（セグメントＣの終端付近）からＭＣＰ（セグメントＪの終端）へほぼ等しい角運動を行うように、エンジンの特性に基づいて算出ユニット１１０によって予め決められている。セグメントは、ＡＥＯ動作対ＯＥＩ動作で、異なるスケールになっている。Ｃより前のセグメントは、エンジンスタートのために滑らかな動作を提供するように設定されており、かつ、Ｊより後のセグメントは、ＭＣＰの移行を通じて等しい針の割合を維持し、かつ時限ゾーンの範囲内で動作するための充分な角度分解能を提供するように設定されている。例えば、ある実施形態において、特定のエンジンでは、公称アイドル値は、Ｎ_Ｇ＝６６％、Ｑ＝１２％およびＭＧＴ＝４５０℃であり得る。ＡＥＯ動作のためのＭＣＰ定格は、Ｎ_Ｇ＝９７．２％、Ｑ＝５０％およびＭＧＴ＝８５０℃である。一方、ＯＥＩ動作のためのＭＣＰ定格は、Ｎ_Ｇ＝９９．８％、Ｑ＝５９％、およびＭＧＴ＝９２５℃である。表１のデータ（Ｐ１〜Ｐ８４）は、ＡＥＯおよびＯＥＩモード両方について決定されており、かつ算出ユニット１１０内に格納されている。

アイドルおよびＭＣＰで生じる所定の値は、使用されるエンジンのタイプに基づくものであり、したがって、本発明の他の実施形態において異なってもよいことが、理解されよう。

各パラメータ（Ｎ_Ｇ、ＭＧＴおよびＱ）については、度で表した針角度αの値が、適用可能なパラメータの列を使用して決定され、次いで行「Ｘ」が表１において決定されるが、このとき、パラメータ値が、行「Ｘ」の表の値未満であり、かつ行「（Ｘ−１）」の表の値以上になるようにする。αの値は、次いで以下の式（ａ）によって求められる：

ここで、
Ｐ＝パラメータ値、
Δ＝１８、度で表したセグメントの大きさ、
Ｐｘ＝セグメントＸの終端におけるパラメータ値のための表の値、
Ｐｘ−１＝前のセグメントの終端におけるパラメータ値のための表の値、
および
αｘ−１＝前のセグメントの終端における角度のための表の値。

各エンジンの針３０５、３１０の位置は、正規化されたパワーゲージ３００すなわち共通パワースケール上で最高値αを有するパラメータ（すなわち、Ｑα、ＭＧＴαまたはＮ_Ｇα）によって駆動される。

算出ユニット１１０は、また、各パラメータの現在値と各パラメータ自体の対応する動作限界との間の正規化された差を決定するように構成されている。この正規化された差は、角度位置α’を定義する。値Ｑα’、ＭＧＴα’、およびＮ_Ｇαは、以下の式によって求められる：

ここで、
α＝上式で算出したパラメータの正規化角度値
α_ＬＭＴ＝パラメータと同じ方法によって処理された場合のパラメータ限界の正規化角度値
α_ＬＭＴの値は、ＡＥＯおよびＯＥＩ動作に関して固定されており、したがって、予め決められている。表２は、本発明の実施形態による、ＡＥＯおよびＯＥＩモード両方のための所定の動作限界（Ｎ_Ｇ、ＭＧＴおよびＱ）を示す。

図４Ａにおいて示される可動第２の限界４０６は、どちらかのエンジンについてのαの最高値に加算された、対応するパラメータ（Ｎ_Ｇ、ＭＧＴまたはＱ）（すなわち最小α’値）の現在値に最も近い、動作限界を表している。

ＡＥＯモードの動作は、ＯＥＩモードの動作と異なることが理解されよう。ＡＥＯモードのパワーゲージ３００すなわち共通パワースケールの動作を、次に更に詳細に説明する。

先に言及したように、パラメータの全てが算出ユニット１１０によって一旦正規化されたならば、最高の針角度値を有するパラメータが、針の表示位置を決定するパラメータとなる。駆動パラメータは、図１１に示すように、デジタル読み出し領域２１５において、色のついたボックス１１０５ａ、１１０５ｂによって指示されてもよい。パワーゲージ３００上の駆動パラメータの報知は、新たなパラメータ針角度が、少なくとも所定の値の分、先のパラメータ角度を超えるまで、起こらない可能性がある。ある実施形態において、この所定の値は、３度に相当する。

動作中、第２および第３のゾーン４１１、４２１は、可動第２の限界４０６（角度α’）で表した変化に従って、パワーゲージ３００の１８０°〜２７０°の範囲内で互いに対して移動可能である。具体的には、ゲージ３００の右側の第２のゾーン４１１の大きさおよび目盛４１５の位置は、動的であり、かつスケールのアーク上の１２時から３時の位置まで動くことができる。可動第２の限界４０６または目盛４１５の位置、したがって、第２および第３のゾーン４１１、４２１の長さは、表２において定義されるように、正規化スケール上における、最高のエンジン針角度およびパラメータ自体の限界に最も近いパラメータによって、調速される。これが針の位置を調速するのと同じパラメータである場合には、パワーゲージ３００は、固定ゲージと同様の働きをする。しかし、さらなるパラメータがパラメータ自体の動作限界に接近し始めると、パワーゲージ３００上の可動第２の限界４０６または目盛４１５は、この針の方へ動く。このようにして、ＰＳＩ１００は、パラメータに関係なく、パラメータ自体のＭＣＰに最も近いパラメータを示すだけでなく、可動第２の限界４０６までの利用可能なマージンをも示す。

例えば、図４Ｂ〜４Ｄを参照すると、これらの図は、飛行中の、可動第２の限界４０６までの利用可能なマージンの変化を示している。以下の説明を単純化するために、１本の針（針３１０−エンジン２）のみを、図４Ｂ〜４Ｄにおいて表す。図４Ｂ〜４Ｄにおいて、正規化トルクＱは、ＭＣＰ限界３０６（１８０°）とこれ自体の動作限界との間に１５度のレンジを有し、かつ正規化ＭＧＴは、ＭＣＰ限界３０６（１８０°）とこれ自体の動作限界との間に１０度のレンジを有する、と考えられる。図４Ｂ〜Ｄにおいて、ヘリコプタは、トルクＭＣＰ定格の近くまで上がり、針３０５、３１０のうちの１本（針３１０−エンジン２）が、ほぼ１８０°の位置になっている。

低高度では、トルクＱは、駆動パラメータであり、かつ針３１０の位置αＱおよび可動第２の限界４０６の位置α’Ｑを制御する（図４Ｂを参照）。この場合、可動第２の限界４０６は、トルクＱによって駆動される。針３１０がほぼ１８０°に位置するため、α’Ｑは、実質的に１５度に等しい。図４Ｂは、また、破線により、低高度におけるパワーゲージ３００上の、正規化ＭＧＴの理論上の位置αＭＧＴおよびα’ＭＧＴと、ＭＧＴの動作限界４０７とを示している。

高度が増大するにつれて、ＭＧＴは上昇する。ＭＧＴがＭＣＰ限界３０６の５アーク度以内である場合、ＱおよびＭＧＴパラメータは、これら自体の限界から１５度離れている。（図４Ｃを参照）。この場合、α’Ｑ＝α’ＭＧＴである。しかし、トルクＱは、これ自体のＭＣＰ限界３０６にまだ最も近く、したがって、まだ駆動パラメータとして報知されている。しかし、ＭＧＴが更に上昇するにつれて、これ自体の動作限界に対するこれ自体のマージンは減少する。トルクＱが変化しない場合であっても、ＭＧＴ自体の動作限界に対するＭＧＴの残りのマージン（すなわちα’ＭＧＴ）は減少し、これにしたがって、第２限界４０６または目盛４０５は、目盛の小さい方へ動き始める。

可動第２の限界４０６または目盛４１５は、ＭＣＰを１０度越えたところに達するまで、滑らかに目盛を下げていき、この地点で、ＭＧＴは、パワーゲージ３００上のトルク位置を追い越すことになり、かつ制限パラメータとして報知されることになる。（図４Ｄを参照）。図４Ｄで分かるように、可動第２の限界４０６は、ＭＧＴによって駆動される。ＰＳＩ１００は、針の位置、限界およびマーキングを完全に滑らかに移行させることが、理解されよう。両方の限界に対するマージンが、常に分かるようになっていることもまた理解されよう。

ある実施形態において、エンジン針がゾーン４１１の範囲内にあるときは常に、５分離陸タイマーが表示される。タイマー１台が、各エンジンの各パラメータのために維持される（合計６台）。第１に、ＰＳＩがＯＥＩモードで動作している場合には、タイマーは非アクティブである。第２に、全てのパラメータ値が閾値ＭＣＰ値未満にある場合は、１つのパラメータのためのタイマーが、３００秒にリセットされるが非アクティブである。第３に、１つのエンジンのためのあるパラメータがこの閾値より上にある場合、このパラメータのためのタイマーは、アクティブであり、所定の分解能、例えば１／４秒、で、ゼロに達するまで実時間で減少していく。ゼロに達すると、直ちにタイマーは終了し、リセットされるまでゼロのままである。最も低い残存値を有するアクティブなタイマーが、ＰＳＩパワースケール内に挿入して表示される。

ＯＥＩモードのためのパワーゲージ３００の動作を、以下に更に詳細に説明する。ＯＥＩモードにおいて、故障したエンジンの針およびデジタル読み出しは、グレーで（すなわち、動作中のエンジン針の色とは異なる色で）表示され得る。このような針の位置は、一般に、スケールの非常に低い位置にある。このため、ゲージ３００において留意すべき針は１本しかなくなる。動いている針は、残りの、アクティブなエンジンに相当する。

ＯＥＩモードでは、ゲージ３００は、ＡＥＯモードにおけるのと同様の方法で動作する。すなわち、各エンジンのための針３０５、３１０の角度位置は、Ｑ、Ｎ_ＧおよびＭＧＴの値を先に述べた正規化手順に従って処理することにより、決定される。この正規化手順は、それぞれ、パラメータＱ、Ｎ_Ｇ、およびＭＧＴのＱα、Ｎ_Ｇα、およびＭＧＴαの角度位置を決定する。ＯＥＩモードにおいて、いかなるパラメータも１８０°より大きい角度値αを有さない場合、制御パラメータは、最大の角度値を有するパラメータである。しかし、１つ以上のパラメータが１８０°より大きい角度値α有する場合、制御パラメータは、異なるタイマーに基づいて決定される。

具体的には、本発明の実施形態において、１パラメータにつき３台のタイマー（３つのパラメータで全部で９台のタイマー）が、ＯＥＩモードで使用され得る：すなわち、時限動作レンジのそれぞれに対応する、３０秒ＯＥＩタイマー、２分ＯＥＩタイマーおよび３０分ＯＥＩタイマー。各タイマーは、パラメータ値のアクティブレンジによって定義される。調速パラメータがこのレンジの範囲内にある時に、各タイマーがトリガされる。表３は、本発明の実施形態による、各パラメータのための様々なアクティブレンジを示す。タイマーは、優先順位に従って表に示されている。すなわち、３０秒タイマーが最高優先順位を有し、３０分タイマーが最低の優先順位を有する。

本発明の実施形態において、各タイマーは、過渡時間値「Ｔｒａｎ（過渡）」の仕様が可能であり、以下の規則に従って動作する。第１に、リセットされると、タイマーはタイマー自体の完全値にセットされ、かつ非アクティブである。第２に、タイマーがアクティブである場合、時間は、所定の分解能（例えば、少なくとも１／４秒）でゼロに達するまで実時間で減少していく。ゼロに達すると、直ちに各タイマーは終了し、リセットされるまでゼロに固定される。

ある実施形態において、タイマーは、タイマーの表の値および以下の論理に従って、起動されかつリセットされる。第１に、パラメータ値が「Ｆｒｏｍ（始）」値以下である、または複数秒間「Ｐｅａｋ（ピーク）」値より上にある時はいつでも、タイマーはリセットされる。第２に、タイマーは、パラメータ値が、「Ｆｒｏｍ」値より上であり、かつ（ａ）過渡時間「Ｔｒａｎ」値がゼロである場合には「Ｐｅａｋ」値、または（ｂ）次の優先順位のタイマー（３０秒が最高）の「Ｆｒｏｍ」値、のうちのどちらかより低い時はいつでも、アクティブになる。過渡時間「Ｔｒａｎ」値がゼロでない場合、次いで、最低の優先順位のタイマーがリセットされ、かつ非アクティブにセットされ、次により高い優先順位のタイマーが、アクティブになりかつ、過渡時間「Ｔｒａｎ」領域において秒数を数える。

ある実施形態において、各パラメータのための２分ＯＥＩレンジおよび３０秒ＯＥＩレンジに対するマージンを詳細に描写するために、パワーゲージ３００において更なる半径方向の目盛が、使用され得る。図５は、短い可動目盛５０１によって表される第３の限界５００と、長い可動目盛５０６によって表される第４の限界５０５とを含む、ある実施形態に従ったＯＥＩフォーマットにおける、パワーゲージ３００を示す。第３の限界５００は３０分のＯＥＩ限界を表し、かつ、第４の限界５０５は２分のＯＥＩ限界を表す。第３の限界５００を越えると、タイマーは２分レンジの範囲内にあり、第４の限界５０５を越えると、タイマーは３０秒レンジの範囲内にある。これらの限界および目盛のための角度値は、第２の限界４０６および限界マーク４１５の角度値と同様に算出される。これらのそれぞれについては、パラメータ値と限界値との間の正規化された角度差に関して、α’に類似した値が算出される。最小の（または最も負の）正規化された角度差が、エンジン針の位置に加算され、限界位置を位置づける。ある実施形態においては、パワーゲージ３００上の第４および第３の限界のための値角度が、各パラメータについて、表３に提供される「Ｆｒｏｍ」パラメータ値に基づき、等価の正規化された角度値に処理して算出される。

ある実施形態において、ＰＳＩ１００によって使用される様々なタイマー（ＯＥＩタイマーおよび５分離陸タイマー）が、パワー指示領域２０５内に提示されてもよい。ＯＥＩモードにおいて、残存する時間が最低である最高優先順位タイマーは、ＰＳＩの制御パラメータを確立した。エンジン針の位置３０５または３１０および表示される関連する残存時間を確立するのは、このパラメータである。

本発明の実施形態において、ＯＥＩにおけるレンジマーキングに加えて、パワー指示領域２０５は、また、図５に示すように、ゲージ３００の外側にある目盛５１１によって表わされる可動第５の限界５１０を含んでもよい。可動第５の限界５１０および目盛５１１は、全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）によって提供される自動制限のための設定を指示する。ＦＡＤＥＣは、エンジンを制御するために使用される電子システムである。ＦＡＤＥＣは、（ａ）燃料供給を制御することによって、特定の速度にエンジンを調速し、かつ（ｂ）エンジンがエンジン自体の最大定格を超えないようにするための自動制限を提供するように、構成される。

例えば、ＦＡＤＥＣが３０秒制限に設定される場合、第５の限界５１０または目盛５１１は、３０秒ゾーンの終端を画定する短い目盛４１５の外側に第２の限界４０６と同時発生的に現れる。２分制限がアクティブである場合、第５の限界５１０または目盛５１１は、２分ゾーンの終端を画定する第４の限界５０５と同時発生的に、２倍長の黄色の半径方向の目盛５０６の外側へ動く。ＦＡＤＥＣが手動モードである、または制限がアクティブでない場合、第５の限界５１０または目盛５１１は隠される。ある実施形態において、コックピットシステム用のオペレータ選択項目を表す様に選ばれた色の慣習に従って、目盛５１１は、マゼンタまたはシアンに色付けられる。

図３に戻って、本発明の実施形態において、参照用インジケータ３１５が、様々な限界値を指示するために提供されてもよい。図３において、参照用インジケータ３１５が、パワーゲージ３００の外側の枠に乗るような形で三角形のインジケータとして設けられる。参照用インジケータ３１５は、様々な飛行条件の間、現れてもよい。エンジンスタートの間、ＭＧＴが駆動パラメータである一方で、参照用インジケータ３１５は、ホットスタート限界を指示するために使用されてもよい。この実施において、参照用インジケータ３１５は赤色であってもよい。飛行の間、参照用インジケータ３１５は、温度、密度高度、およびＥＣＵ／ヒーターオンオフ選択項目に基づき、地面効果外（ＯＧＥ）ホバリングのために要求されるパワーを表すために、使用されてもよい。この実施において、参照用インジケータ３１５は、異なる色、例えば白、を与えられてもよい。

ある実施形態において、低対気速度で、またはデシジョン高度より下のレーダー高度で、第２の参照用インジケータ３２０、例えば中空の白いバグが、５フィートの地面効果内（ＩＧＥ）ホバリングに必要なパワーを指示するために現れてもよい。

図６〜１０を参照しながら、ロータ状態領域２１０を以下に説明する。

ロータ状態領域２１０は、ヘリコプタのロータ速度を指示するように構成されている。以下の実施形態において、ロータ状態領域のフォーマットは、飛行条件に基づいて変化する（例えば、通常の飛行、自転、始動および誤った条件）。

図６は、本発明の実施形態による、通常の飛行条件の間のロータ状態領域２１０を示す。通常の飛行条件の間、ロータ状態領域２１０は、ＰＳＩ１００内に表示され、かつ、各エンジンのパワータービン速度（Ｎ_ｐ）、メインロータ速度（Ｎ_ｒ）およびガバナエンジン参照速度（Ｎ_ｒｅｆ）についての指示を提供する、棒グラフインジケータ６００すなわち共通ロータスケール６００を含む。Ｎ_ｒ、Ｎ_ｒｅｆおよびＮ_ｐは、全て、Ｎ_ｒに基づいて百分率で測られる。エンジンガバナは、エンジンパワータービン速度（Ｎ_ｐ）を制御することによって、ガバナエンジン参照速度（Ｎ_ｒｅｆ）の選択された値に等しいロータ速度（Ｎ_ｒ）を保つように構成されている。また、通常の調整速度でもある、典型的な最適なロータ速度は、一般に１００％として定義される。しかし、現代のヘリコプタは、飛行条件に従って性能を最適化するために、調整速度をしばしば変動させる。これらの場合、調整速度は１００％マークの上下に、いくらかの百分率を変動させてもよい。この変動の最大値および最低値は、ＭＡＸ参照値（ＭＡＸ ｒｅｆ）および最小ＲＥＦ（ｍｉｎ ＲＥＦ）値と呼ばれる。

通常の飛行条件の間、棒グラフインジケータ６００すなわち共通ロータスケールは、ＰＳＩ内に挿入して表示され、かつ、第１のエンジン１のパワータービン速度（Ｎ_ｐ）を表す第１のタービンゲージ６０５と、第２のエンジン２のパワータービン速度（Ｎ_ｐ）を表す第２のタービンゲージ６１０とを含む。棒グラフインジケータ６００は、第１のタービンゲージ６０５と第２のタービンゲージ６１０との間に配置された第３のロータゲージ６１５をも含む。第３のロータゲージ６１５は、メインロータ速度（Ｎ_ｒ）を表す。棒グラフインジケータ６００のレンジは、具体的には、最小許容動力ロータ速度からロータおよびパワータービン速度の限界を超えた一定のマージンまでのレンジに限られている。これのため、通常の動力飛行の間における関連するレンジに関して、最大の表示解像度が得られる。

図７を参照すると、各垂直バーは、表４に従って測られてもよい４つの区分的線形セグメントＡ、Ｂ、Ｃ、Ｄからなってもよい。

セグメントＡの終端は、図６において「ＭＩＮ ｒｅｆ」と表わされる。セグメントＣの終端は、図６において「ＭＡＸ ｒｅｆ」と表わされる。

第１および第２のタービンゲージ６０５、６１０は、それぞれ、第１および第２のタービン限界６２０、６２５を含む。同様に、第３のロータゲージ６１５は、ロータ限界６３０を含む。これらの限界は、第１および第２のエンジンのエンジンパワータービン速度（Ｎ_ｐ）とロータ速度との、最大許容範囲の限界を表す。ある実施形態において、第１および第２のタービン限界６２０および６２５は、１０４．５％に設定されてもよく、かつ、ロータ限界６３０は、１０７％に設定されてもよい。

図６に戻って、棒グラフインジケータ６００は、第１および第２のエンジンのエンジンパワータービン速度（Ｎ_ｐ）とメインロータ速度（Ｎ_ｒ）とを、それぞれ指示するように構成されている、第１、第２、第３のポインタ６３５、６４０、６４５を含む。棒フォーマットの各ポインタは、垂直バーの底部からＮ_ｐおよびＮ_ｒ値に相当する高さに延在するフィラーバーからなる。

棒インジケータ６００はまた、ガバナエンジン参照速度（Ｎ_ｒｅｆ）を表す水平バー６５０をも含む。Ｎ_ｒｅｆバー６５０は、３つの垂直バー６０５、６１０、６１５全てを横切り、中を塗りつぶした円によって右側においてマークされている。ある実施形態において、Ｎ_ｒｅｆバーの色は、Ｎ_ｒｅｆ値が、自動的に現在値に設定されているか、手動で現在値に設定されているかどうかを示す。ある実施形態において、Ｎ_ｒｅｆが対気速度および高度に従って自動的に決定されていることが、バーと中を塗りつぶした円とがマゼンタ色であることによって、指示され、一方では、固定された手動値が選択されていることが、バーと中を塗りつぶした円とがシアン色であることによって、指示される。図６に示すように、通常の飛行条件の間、ガバナエンジン参照速度（Ｎ_ｒｅｆ）は、ＭＩＮ ｒｅｆ位置とＭＡＸ ｒｅｆ位置との間にあり、かつ第１、第２、および第３のポインタ６３５、６４０、６４５は、一致する。

第１、第２および第３のポインタ６３５、６４０、６４５とガバナＮ_ｒｅｆバー６５０との位置は、パワー指示領域２０５におけるゲージ３００と同様に、補間によって決定される。具体的には、各パラメータＮ_ｒ／Ｎ_ｐ／Ｎ_ｒｅｆについては、セグメント「Ｘ」が、パラメータ値が、このセグメントの終端を画定する表の値とこの前のセグメント「（Ｘ−１）」の終端を画定する表の値との間にあるように、決定される。次いで、このパラメータのための正規化された値は、方程式（ｂ）を用いて求められる

ここで、
Ｐ＝パラメータ値
Ｐｘ＝セグメントＸの終端におけるパラメータ値のための表の値
Ｐｘ−ｌ＝前のセグメントの終端におけるパラメータ値のための表の値
Ｂｘ＝セグメントＸの終端におけるバー百分率偏差のための表の値
Ｂｘ−１＝前のセグメントの終端における百分率偏差のための表の値。

ロータ状態領域２１０はまた、それぞれ、第１および第２のエンジンのエンジンパワータービン速度（Ｎ_ｐ）とメインロータ速度（Ｎ_Ｒ）とを表示するように構成されている、第１、第２および第３の表示領域６５５、６６０および６６５も含む。Ｎ_Ｒ値は、大きなテキストで第３の表示領域６６５内に表示され、かつ、飛行条件に基づいて色がついていてもよい。Ｎ_Ｒ（例えば、一般に０．３から０．５％の範囲内で）と一致した場合、図６に示すように、第１および第２の表示領域６６５、６６０のＮ_ｐ値は、隠され、かつ、三角形シンボル６５６および６６６によって置換される。一致しない場合には、図８ａに示すように、Ｎ_ｐ数字は、小さいテキスト（例えば、緑色で）で、第１および／または第２のタービンゲージ６０５、６１０の下に位置合わせされて表示されてもよい。Ｎ_ｐ指示が垂直スケールの範囲外にある場合、バーポインタは、図８ｂに示すように、スケールの底部で半分が見えない状態で示される。

本発明の実施形態において、様々な色が、棒グラフインジケータ６００において情報を表示するために使用されてよい。例えば、第１および第２のタービンゲージ６０５、６１０と、第３のロータゲージ６１５と、第１、第２および第３の表示領域６５５、６６０および６６５とが、通常の飛行条件の間、緑色であってもよい。

しかし、飛行条件が変化する場合には、以下の色が、Ｎ_Ｒ値および第３の表示領域６６５のために使用されてもよい：（ａ）赤色−限界より上の場合（ｃ）黄色−最低の動力ドループポイント（これは、作動エンジンの数およびガバナポイントに基づく計算値であってもよい）未満の場合。

同様に、飛行条件が変化する場合、以下の色が、パワータービンゲージ６０５および６１０と第１および第２の表示領域６５５および６６０とのために使用されてもよい：（ａ）大きな数字（Ｎ_Ｒより小さいが、緑色の数字より大きい）を有する赤色のバー。ただし、限界より上の場合、または、クラッチまたは軸が故障した場合（Ｎ_ｐ＞Ｎ_Ｒ＋０．５％＞１／４秒間）、または、ハイサイドフェイラーが生じた場合（Ｎ_ｐ＞Ｎ_ＲＥＦ＋０．５％＞１／４秒間）。（ｂ）黄色のバー、黄色になっているロータ指示と一致した場合（最小ドループ未満）、この場合、数字と置換するグレーの三角形６５６、６６６はグレーのままである。（ｃ）ＯＥＩの間、グレーの数字を有するグレーのバー。

ある実施形態において、ＰＳＩ１００は、自転が検出された場合、ロータ状態領域２１０のフォーマットを変更するように構成されている。このフォーマットの変更は、パイロットに対し、ロータＲＰＭの可能な限り最善の提示をすることが最も重要な場合、これを提供するためである。ロータＲＰＭの新たな提示は、低いロータＲＰＭ速度、すなわち、垂直スケールレンジ未満の速度、において表示されてもよい。フォーマットの変更は、少なくとも以下の理由のために有益である。第１に、パイロットが毎日のようにフォーマットの変更を見ることに慣れる。第２に、パイロットが動力ロータドループを無視する場合、フォーマットの変更は、パイロットにロータ速度に注意を払う必要性を更に警告する。

自転の間、ロータ速度Ｎ_Ｒの指示ほど重要なことはない。具体的には、ＲＰＭ速度のいかなる変化をも、超過速度条件と不足速度条件との間の割合として、伝達することが望ましい。自転の間、ガバナ参照値は、関連するパラメータではなく、かつＮ_ｐクラッタを最小化することが望ましい。ある実施形態において、関連した情報は、丸い目盛盤のアークとして最も効果的に伝達され、関心領域（例えば、ある実施形態では８０から１０４％）が非常に拡大され、傾向情報を最高に表現しこれを検出できるようになっている。

図９（ａ）（ｂ）は、自転が検出された場合の、ロータ状態領域２１０のフォーマットの変化を示す。具体的には、自転の間、棒グラフインジケータ６００すなわち共通ロータスケール６００は、アークインジケータ９００すなわち第２のロータスケール９００で置換される。

エンジンが駆動システムに動力を送っていない場合（例えば、両方のエンジントルクＱ_Ｅが４％未満である）、および、ロータＮ_Ｒの速度は、両方のエンジンのパワータービン速度値Ｎ_ｐを、これらのエンジンが切り離されていることを指示するマージンの分（例えば、０．３から０．５％）だけ超えている場合、自転が行われているとみなされる。加えて、ロータＮ_Ｒの速度は、最低自転速度より大きく、マージン（例えば、ある実施形態においては７５％）より小さくなければならない。ある実施形態において、アークインジケータ９００すなわち第２のロータスケール９００が自転の結果である場合、報知「ＡＵＴＯＲＯＴ」が、ロータ状態領域２１０に現れてもよい。ある実施形態において、ロータの速度が９０％未満である場合、アークインジケータ９００が表示される。

ある実施において、アークインジケータ９００は、図１０に示すように、それぞれ１５度のＡ〜Ｇの７つのセグメントおよびそれぞれ１０度のＨ〜Ｉの２つのセグメントを含む、１２５度のアークからなる。アークインジケータ９００はまた、速度ロータＮ_Ｒの正規化された値を指示する針９０５を含む。アークインジケータはまた、第１、第２および第３の表示出力９１０、９１５および９２０を含む。第１の表示出力９１０は、速度ロータＮ_Ｒの現在値を指示する。第２および第３の表示出力９１５、９２０は、第１および第２のエンジンのパワータービン速度の現在値を指示する。

ある実施形態において、アークインジケータ９００のフォーマットは、表５によって定義される。針９０５は、角度α”によって定義される。

針９０５の角度α”は、Ｎ_Ｒが行Ｘの表の値未満であり、かつ行（Ｘ−１）の表の値以上になるように、表５の行「Ｘ」を決定することによって算出される。角度α”の値は、次いで方程式（ｃ）によって決定される：

ここで、
Ｐ＝百分率でのＮ_Ｒパラメータ値
Ｐｘ＝セグメントＸの終端におけるＮ_ｒ値のための表の値
Ｐｘ−１＝前のセグメントのＮ_ｒ値のための表の値
Δ＝セグメントＡ〜Ｇについては１５およびセグメントＨ〜Ｉについては１０
α”ｘ−１＝前のセグメントの終端における角度のための表の値
図１０に示すように、アークインジケータ９００はまた、第１、第２、第３および第４のアーク限界９２５、９３０、９３５および９４０を含む。これらのマークの数および意味は、各ヘリコプタの自転特性に基づいて異なるであろう。ある実施形態において、第１のアーク限界９２５は、軽総重量における最低ロータ速度を表す。第１のアーク限界９２５は、第１のアーク部分９４５（セグメントＡおよびＢ）をアーク９００の残りの部分から区切る。第１のアーク部分９４５は、赤またはグレーであってもよい（例えば、針がレンジ内にある場合には赤、そうでない場合はグレー）。ある実施形態において、第２のアーク限界９３０は、最大総重量における最低ロータ速度を表す。第２のアーク限界９３０は、第２のアーク部分９５０（セグメントＣ）を、第３のアーク部分９５５（セグメントＤ〜Ｆ）から区切る。ある実施形態において、第２のアーク部分９５０は、黄色で表される。第３のアーク限界９３５は、最適自転速度を表し、かつ、１００％の速度ロータ値のところに配置されるが、これは９０°の角度に相当する。第３のアーク限界９３５は、第３のアーク部分９５５を、第４のアーク部分９６０（セグメントＦ〜Ｇ）から区切る。第４のアーク限界９４０は、ロータ速度限界を表し、かつ１０７％の速度ロータ値のところに配置されるが、これは１１５°の角度に相当する。第４のアーク限界９４０は、第４のアーク部分９６０を、第５のアーク部分９６５（セグメントＨ〜Ｉ）から区切る。本発明の実施形態においては、第３および第４のアーク部分９５５および９６０は、緑色であり、かつ第５のアーク部分は、グレー／赤である。図１０において示した実施形態において、第１、第３および第４のアーク限界９２５、９３５および９４０は、目盛によって表されている。

ここで図１１を参照すると、この図は、ＰＳＩ１００のデジタル読み出し領域２１５を示している。デジタル読み出し領域２１５は、それぞれ第１および第２のエンジンために選択されたパラメータの値を提供する、第１のエンジンデジタル表示１１００ａおよび第２のデジタル表示１１００ｂを含む。各エンジンボックスは、トルク（Ｑ）、測定ガス温度（ＭＧＴ）、およびガスタービン速度（Ｎ_Ｇ）の読み出しを含む。Ｎ_Ｇは、百分率ＲＰＭで表され、ＭＧＴは摂氏で表される。

第１のエンジンデジタル表示１１００ａおよび第２のデジタル表示１１００ｂは、パワー指示領域において示される針のフォーマットで表示されているボックスの上部にフラグを含む：エンジン１は、中実のポインタを有し、エンジン２は、中空のポインタを有する。第１および第２のエンジンデジタル表示１１００ａ、１１００ｂは、パラメータラベル付近に、それぞれ、第１および第２のボックス１１０５ａ、１１０５ｂを含む。第１および第２のボックス１１０５ａ、１１０５ｂは、パワーゲージ３００上で針の位置を駆動するパラメータを指示する。本発明の実施形態において、デジタル読み出しおよびボックスの色分けは、図１２で示すように、動作のレンジに従って、変化する。

ある実施形態において、ＰＳＩ１００は、特別なキューおよびフラグを表示し、エンジンの状態または飛行条件を指示するように構成される。

例えば、エンジンアウト状態が生じた場合、フラグ「ＥＮＧ ＯＵＴ」が、デジタル表示１１００ａ、１１００ｂの底部に現れる。ＯＥＩフラグは、ＯＥＩ条件が生じた場合（これは、飛行中のエンジンアウト状態またはエンジンスロットルの意図的なロールバックが行われた場合を含む）、ゲージ３００内に現れる。ＯＥＩ訓練がアクティブである場合、「ＯＥＩ」フラグは「ＴＲＮＧ」に置換される。

更に、タイマーが、時限ゾーンのためのパワーゲージ内に現れる。示されるタイマーは、優先順位論理に従っており、かつラベル（例えば、３０−ＳＥＣ）と、分および秒で示される時間値とからなる。タイマーは、ゾーン内で０：００まで減少していき、この０：００の時点で、タイマー値およびラベルは赤色に変わり、かつマスタ警告トーンがトリガされてもよい。マスタ警告トーンは、ゲージの２分または３０秒ゾーンに入ったらいつでもトリガされてよい。

加えて、パラメータがパラメータ自体の限界に近づいた場合、針と、デジタル読み出しと、付随するタイマーのラベルおよび値とは、（例えば、６０％の衝撃係数を有する２Ｈｚの割合で）点滅してもよい。これは、以下に適用されてもよい：すなわち、（ａ）１０秒未満しか残っていない時限ゾーンまたは（ａ）限界を超える一時的な動作。

更に、ある実施形態において、手動ＦＡＤＥＣモードのエンジンのためにパワーを利用できる針が、緑色に対してシアン色で現れてもよい。加えて、ロータの速度ＲＰＭがロータブレーキをかけるための最大ロータＲＰＭと２０％（カットアウト）との間であり、かつ減少している場合、ロータブレーキをかけることが可能であることを指示するために、報知「ＲＴＲ ＢＲＫ」が、現れてもよい。

ここで図１３ａ〜ｆを参照しながら、様々な飛行条件の間のＰＳＩ１００の動作を、以下に記述する。

図１３ａは、始動状態でのＰＳＩ１００を示す。第１および第２のエンジンの両方の針３０５、３１０は、ゼロを指している。ロータ状態領域２１５は、アークインジケータ自体の針９０５もまたゼロを指しているアークインジケータ９００を含む。フラグ「ＥＮＧ ＯＵＴ」が、デジタル読み出し領域２１５の底部に現れる。

スタータをかけると、ガスタービン速度Ｎｇは、ライトオフまで駆動パラメータになるであろう。ライトオフになると、ガスタービン温度ＭＧＴが、駆動パラメータとしてすばやく取って変わる。適切な側のＮ_ｐおよびＮ_Ｒが、増加し始める。

スタートが落ち着いてアイドルになるにつれ、パワーゲージ３００上の駆動パラメータは、周囲条件に基づいて変動するであろう。針は、おそらく３を指すか、または暑い日には僅かにこれより上になるであろう。アイドルが釣り合うと、両方のタービン速度Ｎ_ｐの数字が、おそらく隠され、グレーの三角形が表示される。１台のエンジン（例えば、エンジン１）が、一度にＦＬＹ位置まで上昇すると仮定すると、ロータ速度Ｎ_Ｒ指示（数字および針）は増加するが、一方で、残りのタービン速度Ｎ_ｐは、緑色になるがアイドル値にとどまるであろう。

ここで図１３ｂを参照すると、ロータ速度Ｎ_Ｒが最低の通常動作速度に達すると、棒グラフインジケータ６００のスイッチが入る。ロータおよび第１のエンジンは、調速ポイントに関してＮ_ｒｅｆガバナ水平バー６５０と同一線上に落ち着くはずである。この場合、第１のポインタ６３５は、Ｎ_ｒｅｆガバナ水平バー６５０と位置合わせされる。他方のタービン速度Ｎ_ｐ指示は、緑色のハーフポインタ６４０として現れ、数字がスケールの底部の第２の表示領域６６０に現れる（図１３ｂに図示せず）。

第２のエンジン（すなわちエンジン２）が上昇するにつれて、第２のエンジン表示１１００ｂのパラメータが増大し、次いで第２のポインタ６４０は動き始め、ガバナ参照点すなわちＮ_ｒｅｆガバナ水平バー６５０まで動く。この時点で、第２のエンジンのタービン速度Ｎ_ｐを指示する第２の表示領域６６０もまた、グレーの三角形に戻り、駆動システムは、ここで１００％ＲＰＭで定常状態となる（図１３ｂを参照）。

その間に、パワー指示領域２０５は、一度に針１本ずつ、４から５のレンジのどこかに変化している。コレクティブピッチが増大するにつれて、トルクＱが、駆動パラメータとしておそらく取って変わり、針３０５、３１０は、ゲージ３００の左上の四分区間に、一致した状態で動く（図１３ｂを参照）。

飛行中に万が一ＯＥＩ状態が発生した場合、パワーゲージ３００のスケールは、図１３ｃに示すように、ＯＥＩ ＭＣＰが１２時の位置に来るように調整し、ＯＥＩフラグが現れるであろう。この場合、１本の針がゼロ付近を指し（例えば、第１のエンジンの針３０５）、かつフラグ「ＥＮＧ ＯＵＴ」は、第１のエンジンデジタル表示領域１１００ｂの底部に現れる。

図１３ｃに示すように、パワーが引き上げられて１２時のポイントを過ぎた場合、ＯＥＩゾーンラベルおよびタイマーは、２分ゾーンで現れ、タイマーは２：００からカウントダウンし始めるであろう。

パワーが更に引き上げられて、２分ＯＥＩの限界を表す第４の限界５０５を過ぎた場合、図１３ｃに示すように、ＯＥＩラベルは、３０秒に変化し、かつ、タイマーは、０：３０からカウントダウンし始める。どちらのタイマー値でも１０秒未満になると、ＯＥＩラベル、タイマー値およびエンジン針は、点滅し始めるであろう。コレクティブピッチが更に増大され、かつエンジン動作限界に到達するにつれ（すなわち、針３１０が第２の限界４０５を過ぎて）、パワー針は、コレクティブピッチの増大に応じて（ＦＡＤＥＣ制限のため）、上昇を止めるであろう。

コレクティブピッチが更に増大すれば、結果としてロータＲＰＭドループが生じ、かつ、第２および第３のポインタ６４０および６４５がＮ_ＲＥＦガバナ水平バー６５０から離れて下方へ動くであろう。コレクティブピッチがまだ更に増大される場合、棒グラフインジケータ６００のロータ速度Ｎ_Ｒ指示および残りのＮ_ｐ指示が、黄色に変わるであろう。結局、棒グラフインジケータ６００は、アークインジケータ９００に変化するであろう。

ここで図１３ｄを参照すると、自転に入ると、表示が変化したことは、非常に明白である。図１３ｄにおいて、第１および第２のエンジンは、アイドルまで下がり、かつアークインジケータ９００に示されたロータ速度Ｎ_Ｒは、最適速度よりわずかに低い、すなわち、第３のアーク限界９３５未満であることが明らかである。

通常の着陸では、スロットルは、アイドルに下がり、かつエンジンクラッチが外れると、図１３ｅに示すように、アークフォーマット９００が再び現れる。ロータ速度Ｎ_Ｒが赤色になると、「ＡＵＴＯＲＯＴ」指示は隠される。

エンジンが停止すると、図１３ｅに示すように、第１および第２の表示領域１１００ａ、１１００ｂの下に「ＥＮＧ ＯＵＴ」指示が現れる。ロータ速度Ｎ_ｒが更に遅くなり最大ブレーキ印加速度未満になると、報知「ＲＴＲ ＢＲＫ」が現れ、ブレーキをかけることが可能であることを示す（図１３ｆを参照）。

双発回転翼航空機に関してＰＳＩ１００を記述したが、ＰＳＩ１００は、また、単発回転翼航空機のパワーをモニタするために使用されることができるであろうことが理解されよう。図１４ａ〜ｃは、飛行条件に応じた単発回転翼航空機のためのＰＳＩ１００の表示ユニット１４００を表す。図１４ａは、通常の飛行条件の間の表示ユニット１４００を示す。図１４ｂは、自転の間の表示ユニット１４００を示す。

図１４ａ〜ｃで分かるように、ＰＳＩ１００は、双発におけるのと同様の特徴を含む。しかし、１本のパワー針しかない。更に、ＯＥＩフォーマットは必要でなく、かつ、２番目のエンジンタービン速度Ｎ_ｐ棒グラフは提示されていない。ロータ速度Ｎ_Ｒポインタ１４０５上の両側ポインタは残っており、タービン速度Ｎ_ｐポインタ１４１０から容易に識別可能であるようにしている。単発用の提示では、図１４ｂのＮ_ｐ表示領域１４１５内に示されたタービン速度Ｎ_ｐがロータ速度と一致すると、シンボル１４２０が使用される（一対のグレーの三角形−図１４ｃ参照）。こうすることで、タービン速度Ｎ_ｐ値が、もはやロータ速度Ｎ_Ｒにまたがって表示されないため、より関連したシンボルが提供される。

上記に本発明の好ましい実施形態を詳しく説明したが、当業者にとっては、本発明の精神から逸脱せずに、様々な代替例、変形例および等価物があり得ることが明らかであろう。したがって、上記の記述は、本発明の範囲を制限するものとしてとられてはならない。

更に、パワー情報を提供する際に伴われる異なる行為が、機械実行可能な命令に従って実行されてもよいことが、理解されよう。これらの機械実行可能な命令は、ＰＳＩのデータ記憶媒体に埋設されてもよい。ある実施において、機械実行可能な命令は、コンピュータ製品に埋設されてもよい。ある実施形態において、コンピュータシステム上で実行する場合、本明細書において記載したあらゆる方法を、コンピュータシステムが実施するように命令する、プログラムコードを備えるコンピュータプログラムが、提供される。

本発明の実施形態によるパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態によるパワー状態インジケータの表示ユニットを示す。 本発明の実施形態によるパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 本発明の実施形態によるパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 本発明の実施形態による飛行条件に応じたパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 本発明の実施形態による飛行条件に応じたパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 本発明の実施形態による飛行条件に応じたパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 図４Ａのパワー状態インジケータのパワーゲージを示す。 本発明の実施形態による通常飛行レンジにおける全エンジン作動モードの間のパワー状態インジケータのロータゲージを示す。 図６のロータゲージを示す。 様々な飛行条件の間の図６のロータゲージを示す。 様々な飛行条件の間の図６のロータゲージを示す。 本発明の実施形態による、航空機の自転または低ロータＲＰＭが検出された時のロータゲージのフォーマットの変化を示す。 本発明の実施形態による、自転または低ロータＲＰＭの間のロータゲージを示す。 本発明の実施形態による、パワー状態インジケータのデジタル読み出しを示す。 本発明の実施形態による、パワー状態インジケータによって表示されるデジタル読み出しの様々な色分けを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、航空機運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、単発回転翼航空機の運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、単発回転翼航空機の運航中のパワー状態インジケータを示す。 本発明の実施形態による、単発回転翼航空機の運航中のパワー状態インジケータを示す。

Claims (36)

1. 回転翼航空機においてパワー情報を提供するように構成されているパワー状態インジケータであって、前記回転翼航空機は、エンジンを含み、前記パワー状態インジケータは：
   複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を提供するように構成された検出ユニットであって、前記複数の制御パラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含む、検出ユニットと、
   算出ユニットであって、（ａ）前記現在値、および（ｂ）前記複数の制御パラメータのそれぞれの前記所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化するように構成された算出ユニットと、
   第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを前記共通パワースケール上に動的に表示するように構成された表示ユニットであって、前記第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されており、かつ前記第２の可動インジケータは、前記複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動される、表示ユニットと、
   を備えるパワー状態インジケータ。
2. 前記複数の制御パラメータは、マストトルク（Ｑ_Ｍ）もしくはエンジントルク（Ｑ_Ｅ）または前記マストおよび前記エンジントルクに基づく算出トルク（Ｑ）と、前記エンジン内部のガス温度（ＭＧＴ）と、ガスタービン速度（Ｎ_Ｇ）とを含む、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
3. 前記算出ユニットは、前記回転翼航空機の飛行モードの変更が検出された場合、前記共通パワースケールを再スケールし、かつ（ａ）前記現在値および（ｂ）前記複数の制御パラメータのそれぞれの前記所定の動作限界を、前記再スケールされた共通パワースケール上に正規化するように構成されており、前記飛行モードは、全エンジン作動飛行モードおよび１エンジン不作動飛行モードを含む、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
4. 前記表示ユニットは、正規化された第１の限界に関して前記第１の可動インジケータを前記共通パワースケール上に表示するように構成されており、前記第１の限界は、前記複数の制御パラメータのうちの前記１つの所定の値に相当しており、該値について、最大連続出力が得られる、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
5. 前記複数の制御パラメータの前記１つがガスタービン速度（Ｎ_Ｇ）である場合、前記第１の限界は、全エンジン作動飛行モードでは約９７．２％であり、かつ１エンジン不作動飛行モードでは約９９．８％である、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
6. 前記複数の制御パラメータの前記１つが前記エンジン内部のガス温度（ＭＧＴ）である場合、前記第１の限界は、全エンジン作動飛行モードでは約８５０℃であり、かつ１エンジン不作動飛行モードでは約９００℃である、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
7. 前記複数の制御パラメータの前記１つが算出トルク（Ｑ）である場合、前記第１の限界は、全エンジン作動飛行モードで約５０％であり、かつ１エンジン不作動飛行モードでは約５９％である、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
8. 前記第１の可動インジケータが前記正規化された第１の限界に達する場合、前記表示ユニットは、タイマーを起動させかつ表示するように構成されている、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
9. 前記タイマーは、起動されると直ちに、所定の時間間隔の間に減少していくように構成されている、請求項８に記載のパワー状態インジケータ。
10. 前記時間間隔は約５分である、請求項９に記載のパワー状態インジケータ。
11. １エンジン不作動モードの間、前記表示ユニットは、前記共通パワースケール上に第３の可動インジケータを動的に表示するように構成されており、前記第３の可動インジケータは、前記複数の制御パラメータのうちの１つであって、正規化された所定の限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動される、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
12. 前記第１の可動インジケータが前記正規化された所定の限界に達する場合、前記表示ユニットは、タイマーを起動させかつ表示するように構成されている、請求項１１に記載のパワー状態インジケータ。
13. 前記タイマーは、起動されると直ちに、所定の時間間隔の間に減少していくように構成されている、請求項１２に記載のパワー状態インジケータ。
14. 前記所定の時間間隔は、約３０分、２分または３０秒である、請求項１３に記載のパワー状態インジケータ。
15. 前記表示ユニットは、前記第１の可動インジケータを、ＦＡＤＥＣ制限ポイント、地面効果外（ＯＧＥ）ホバリング、および測定ガス温度スタート参照に関して、前記共通パワースケール上に表示するように構成されている、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
16. 前記算出ユニットは、前記複数の制御パラメータのそれぞれの制限された動作ゾーンを、共通パワースケール上に正規化するように構成されている、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
17. 前記表示ユニットは、前記第１の可動インジケータ、前記第２の可動インジケータ、および前記制限された動作ゾーンのうちの少なくとも１つの色を所定の論理に従って、変化させるように構成されており、前記所定の論理は、少なくとも、前記第１の可動インジケータ、前記第２の可動インジケータ、および前記制限された動作ゾーンの間の関係に基づいている、請求項１６に記載のパワー状態インジケータ。
18. 前記第１の可動インジケータが前記制限された動作ゾーンのうちの前記１つの範囲内にある場合、前記表示ユニットは、前記制限された動作ゾーンのうちの１つの色を変化させるように構成されている、請求項１６に記載のパワー状態インジケータ。
19. 前記第２の可動インジケータは、所定の制限された動作ゾーンのうちの１つの範囲内で移動可能である、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
20. 前記共通パワースケールは、前記共通パワースケールの起点から前記正規化された第１の限界まで延在する第１の制限された動作ゾーンと、前記正規化された第１の限界から前記第２の可動インジケータまで延在する第２の制限された動作ゾーンと、前記第２の可動インジケータから前記共通パワースケールの終端まで延在する第３の制限された動作ゾーンと、を含む、請求項４に記載のパワー状態インジケータ。
21. 前記第１の可動インジケータは、針であり、かつ前記第２の可動インジケータは、前記共通パワースケール上に配置された可動目盛である、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
22. 前記共通パワースケールは、２７０°の角半径を有するアークである、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
23. （ａ）前記検出ユニットは、第２の複数のパラメータのそれぞれの現在値を検出するように構成されており、前記第２の複数のパラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含んでおり、
    （ｂ）前記算出ユニットは、共通のロータスケール上に（ｉ）前記現在値および（ｉｉ）前記第２の複数の制御パラメータのそれぞれの前記所定の動作限界を、正規化するように構成されており、
    （ｃ）前記表示ユニットは、前記共通のロータスケール上に、前記正規化された現在値および前記第２の複数の制御パラメータのそれぞれの前記正規化された所定の動作限界を、動的に表示するように構成されており、かつ
    （ｄ）前記共通のロータスケールは、前記共通パワースケールによって同時に表示される、請求項１に記載のパワー状態インジケータ。
24. 前記第２の複数のパラメータは、前記エンジンのパワータービン速度（Ｎ_ｐ）およびメインロータ速度（Ｎ_Ｒ）を含む、請求項２３に記載のパワー状態インジケータ。
25. 前記共通のロータスケールは、複数のバーを含む多重棒グラフであり、前記複数のバーのうちの１つの高さは、前記第２の複数の制御パラメータのうちの１つの前記正規化された現在値に相当する、請求項２３に記載のパワー状態インジケータ。
26. 前記回転翼航空機の自転が検出された場合、前記算出ユニットは、前記共通のロータスケールのフォーマットを変化するように構成されている、請求項２３に記載のパワー状態インジケータ。
27. 自転の間、
    （ａ）前記表示ユニットは、前記共通のロータスケールを第２のロータスケールによって置換するように構成されており、
    （ａ）前記算出ユニットは、前記第２の複数の制御パラメータのうちの１つの前記現在値を、前記第２のロータスケール上に正規化するように構成されており、かつ、
    （ｃ）前記第２のロータスケールは、前記共通パワースケールによって同時に表示される、請求項２６に記載のパワー状態インジケータ。
28. 前記第２の複数の制御パラメータのうちの前記１つは、メインロータ速度である、請求項２７に記載のパワー状態インジケータ。
29. 自転の間、前記表示ユニットは、前記共通のロータスケールで得られた、前記第２の複数の制御パラメータのそれぞれの前記正規化された現在値を、前記第２のロータスケールと共に表示するように構成されている、請求項２７に記載のパワー状態インジケータ。
30. 前記表示ユニットは、前記共通のロータスケールのフォーマットの前記変化と連動して、前記自転状態の報知を表示するように構成されている、請求項２７に記載のパワー状態インジケータ。
31. 前記表示ユニットは、前記共通のロータスケールで得られた、前記第２の複数の制御パラメータのそれぞれの前記正規化された現在値を、前記共通のロータスケールと共に表示するように構成されている、請求項２７に記載のパワー状態インジケータ。
32. 前記第２の複数の制御パラメータは、前記エンジンのパワータービン速度（Ｎ_ｐ）と、メインロータ速度（Ｎ_Ｒ）とを含み、前記表示ユニットは、前記エンジンの前記パワータービン速度が前記メインロータ速度（Ｎ_Ｒ）に一致した場合、前記エンジンの前記パワータービン速度（Ｎ_ｐ）の前記正規化された現在値の表示を省略するように構成されている、請求項２９に記載のパワー状態インジケータ。
33. 第２のロータスケールが１２５°の角半径を有するアークである、請求項２７に記載のパワー状態インジケータ。
34. 前記表示ユニットは、前記複数の制御パラメータのそれぞれの前記現在値を、デジタル読み出しに表示するように構成されている、請求項２３に記載のパワー状態インジケータ。
35. 回転翼航空機においてパワー情報を提供する方法であって、前記回転翼航空機は、エンジンを含み、前記方法は：
    複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出し、前記複数の制御パラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含むことと、
    （ａ）前記現在値および（ｂ）前記複数の制御パラメータのそれぞれの前記所定の動作限界を共通パワースケール上に正規化することと、
    第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを、前記共通パワースケール上に動的に表示し、前記第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動され、かつ、前記第２の可動インジケータは、前記複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されることと、
    を備える方法。
36. エンジンを含む回転翼航空機においてパワー情報を提供するための機械実行可能な命令によってコード化された機械可読媒体であって、
    複数の制御パラメータのそれぞれの現在値を検出し、前記複数の制御パラメータのそれぞれは、所定の動作限界を含むことと、
    （ａ）前記現在値および（ｂ）前記複数の制御パラメータのぞれぞれの前記所定の動作限界を、共通パワースケール上に正規化することと、
    第１の可動インジケータおよび第２の可動インジケータを、前記共通パワースケール上に動的に表示し、前記第１の可動インジケータは、最高の正規化された現在値を有する前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動され、かつ、前記第２の可動インジケータは、前記複数の制御パラメータのうちの１つであって、これ自体の対応する正規化された所定の動作限界に最も近い、これ自体の正規化された現在値を有する、前記複数の制御パラメータのうちの１つによって駆動されることと、
    を備える方法に従う機械可読媒体。

Images