JP2015107791A - 補助パワーユニットの障害を予測する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】補助パワーユニットの障害を予測する方法を提供する。
【解決手段】補助パワーユニットおよび補助パワーユニットに関連する複数のセンサ、そのコンポーネント、およびそれに関連するシステムを有する航空機内で補助パワーユニット障害を予測する方法１００であって、複数のセンサの少なくとも１つのセンサから、センサ出力１０２を規定するセンサ信号を受信すること、センサ出力を基準値１０４と比較すること、および、比較１０６に基づいて補助パワーユニットの障害を予測することを含む。
【選択図】図３

Description

本発明は、補助パワーユニットの障害を予測する方法に関する。

最新の航空機は、主推進エンジンに加えて補助パワーユニット（ａｕｘｉｌｉａｒｙ ｐｏｗｅｒ ｕｎｉｔ）（ＡＰＵ）を含むことができる。ＡＰＵは、航空機に２次電力を提供すること、ならびに、主エンジン始動および航空機の環境制御システムのために加圧されたブリード空気を提供することを含む多種多様な機能を実施することができる。現在、航空会社および保守要員は、障害または問題がＡＰＵに関して起こるまで待ち、その後、計画された保守中か、またはおそらくは計画されていない保守中にその原因を特定しそれを正そうと試みる。障害発生はまた、パイロットの自由裁量に基づいて手作業で記録される。

米国特許第７３０８６１４号明細書

一実施形態では、本発明は、補助パワーユニットおよび複数のセンサを有する航空機内で補助パワーユニット障害を予測する方法に関し、方法は、飛行前または飛行後の間に、複数のセンサの少なくとも１つのセンサから、センサ出力を規定するセンサ信号を受信すること、コントローラによって、センサ出力を、センサ出力用の基準値と比較すること、コントローラによって、比較に基づいて補助パワーユニットの障害を予測すること、および、コントローラによって、予測された障害の指示を提供することを含む。

補助パワーユニット、補助パワーユニットに関連するシステム、およびセンサの略図である。 本発明の実施形態を実装することができる航空機および地上システムの斜視図である。 本発明の実施形態による補助パワーユニット障害を予測する方法を示すフローチャートである。

図１は、燃焼システム１２、パワータービン１４、および圧縮機１６を含むガスタービンエンジンの形態のＡＰＵ１０を概略的に示す。ＡＰＵ１０の動作中、圧縮機１６は、周囲空気を引込み、それを圧縮し、圧縮空気を燃焼システム１２に供給する。燃焼システム１２は、（矢印１８で概略的に示す）燃料源からの燃料および圧縮機１６からの圧縮空気を受取り、高エネルギー燃焼空気をパワータービン１４に供給し、パワータービン１４を回転させる。パワータービン１４は、電力を供給するための発電機２０を駆動し、また、それ自身の圧縮機および／または外部負荷圧縮機を駆動するために使用することができるシャフト１９を含む。より具体的には、ギアボックス２２が、パワータービン１４からオイル冷却式発電機２０にパワーを伝達して、電力を提供する。ギアボックス２２内で、パワーはまた、燃料制御ユニット、注油モジュール、および冷却用ファンなどのエンジンアクセサリに伝達され得る（それらのどれも図示されない）。スタータモータなどのスタータ２４は、ギアボックス２２上に搭載され、ギアトレーンを通して接続されて、ＡＰＵ１０の始動機能を実施し得る。

さらに、フラップモータ２８、サージ制御弁３０、およびブリード弁３２を含むいくつかの作動式デバイスが示されている。フラップモータ２８は、圧縮機１６に対する空気流を調節する入口ガイドベーン３４を制御し得る。サージ制御弁３０は、ＡＰＵ１０の安定したまたはサージがない動作を維持し得る。ブリード弁３２は、ＡＰＵ１０からブリード空気分配システム３６へのブリード空気の流れを制御する。任意の数の作動式デバイスがＡＰＵ１０に含まれ得ること、および、ＡＰＵ１０が任意の数の関連するシステムに動作可能に結合され得ることが理解されるであろう。

さらに、ＡＰＵ１０に関連する複数のセンサ３８、そのコンポーネント、およびそれに関連するシステムが含まれ得る。こうした複数のセンサ３８は、非制限的な例として、ＡＰＵブリード空気流量センサ、ＡＰＵブリード空気圧センサ、ＡＰＵブリード空気温度センサ、ＡＰＵ変圧器整流器ユニット電流センサ、ＡＰＵ変圧器整流器ユニット電圧センサ、ＡＰＵ速度センサ、ＡＰＵ高オイルレベル（ｈｉｇｈ ｏｉｌ）センサ、ＡＰＵ低オイルレベルセンサ、ＡＰＵ高オイル温度センサ、ＡＰＵ低オイル温度センサ、排ガス温度センサ、燃料流量センサ、燃料圧センサ、サージ制御弁位置センサ、入口ガイドベーン位置センサ、入口圧センサ、負荷圧縮機空気流量センサ、負荷圧縮機入口温度センサ、負荷圧縮機出口温度センサ、発電機周波数センサ、発電機負荷センサ、発電機電圧センサ、発電機オイル温度センサなどを含み得る（その一部が概略的に示されている）。

図２は、航空機５０を概略的に示し、航空機５０は、本発明の実施形態を実行し、また、胴体５４に結合された１つまたは複数の推進エンジン５２、胴体５４内に位置決めされたコックピット５６、および胴体５４から外に延在する翼組立体５８を含み得る。航空機５０が商業的航空機として示されるが、ＡＰＵ１０が任意の適した航空機内に設置され得ることが理解されるであろう。通常、ＡＰＵおよび冷却用システムなどの関連するシステムは、航空機５０の後部セクション内の区画内に搭載される。

１つまたは複数の制御機構６０が、コックピット５６内に含まれ、また、ＡＰＵ１０を始動する、フラップモータ２８の位置を制御する、サージ制御弁３０の位置を制御する、ブリード弁３２の位置を制御するなどのためにパイロットによって動作され得る。航空機５０の適切な動作を可能にする複数のさらなる航空機システム６２ならびにコントローラ６４および無線通信リンク６８を有する通信システムが、航空機５０に同様に含まれ得る。コントローラ６４は、エンジン５２、複数の航空機システム６２、ならびに、その種々のコンポーネントおよび複数のセンサ３８を含むＡＰＵ１０に動作可能に結合され得る。さらに、航空機システム６２、制御機構６０などに関連するセンサなどの追加のセンサ７０が、コントローラ６４に結合され得る。

コントローラ６４は、航空機５０の他のコントローラにも接続され得る。コントローラ６４はメモリ７２を含み得る。メモリ７２は、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読出し専用メモリ（ＲＯＭ）、フラッシュメモリ、または、ディスク、ＤＶＤ、ＣＤ−ＲＯＭなどのような１つまたは複数の異なるタイプの可搬型電子メモリ、あるいは、これらのタイプのメモリの任意の適した組合せを含み得る。コントローラ６４は、任意の適したプログラムを実行し得る１つまたは複数のプロセッサ７４を含み得る。コントローラ６４は、ＦＭＳの一部分であり得る、または、ＦＭＳに動作可能に結合され得る。

情報のコンピュータ検索可能なデータベースが、メモリ７２に記憶され、プロセッサ７４によってアクセス可能であり得る。プロセッサ７４は、実行可能な命令のセットを実行して、データベースを表示するかまたはデータベースにアクセスし得る。代替的に、コントローラ６４は、情報のデータベースに動作可能に結合され得る。たとえば、こうしたデータベースは、代替のコンピュータまたはコントローラ上に記憶され得る。データベースが、データの複数のセット、共にリンクされた複数の離散的なデータベース、またはさらにデータの単一テーブルを有する単一データベースを含む任意の適したデータベースであり得ることが理解されるであろう。データベースがいくつかのデータベースを組込み得ること、または、データベースが実際にいくつかの別個のデータベースであり得ることが企図される。

データベースは、航空機５０および／またはある航空隊の航空機に関連するＡＰＵ１０およびその関連システムに関連する履歴的データを含み得るデータを記憶し得る。データベースは、ＡＰＵ１０およびその関連システムについて基準値を同様に含み得る。

代替的に、データベースがコントローラ６４から離れているが、コントローラ６４と通信状態にある場合があり、それにより、データベースがコントローラ６４によってアクセスされ得ることが企図される。たとえば、データベースが可搬型メモリデバイス上に含まれる場合があり、こうした場合、航空機５０は可搬型メモリデバイスを受取るためのポートを含む場合があり、こうしたポートがコントローラ６４と電子通信状態にあり、それにより、コントローラ６４が可搬型メモリデバイスのコンテンツを読取ることができる場合があることが企図される。データベースが無線通信リンク６８を通して更新され得ること、および、こうして、履歴的な航空隊全体データに関する情報などのリアルタイム情報が、データベースに含まれ、コントローラ６４によってアクセスされ得ることもまた企図される。

さらに、こうしたデータベースが、航空会社運用センター、飛行運用、部門コントロール、または別の場所などの場所で航空機５０から離れて配置され得ることが企図される。コントローラ６４は、データベース情報がそこを通じてコントローラ６４に提供され得る無線ネットワークに動作可能に結合され得る。

商業的航空機が示されたが、本発明の実施形態の所定の部分が、地上システム８２のコントローラまたはコンピュータ８０を含むどこにでも実装され得ることが企図される。さらに、上述したデータベース（複数可）は、指定された地上システム８２に配置されかつそこに含まれ得る宛先サーバまたはコンピュータ８０内に同様に配置され得る。代替的に、データベースは、代替の地上の場所に配置され得る。地上システム８２は、コンピュータ８０から遠隔に配置されるコントローラ６４およびデータベースを含む他のデバイスと、無線通信リンク６８を介して通信し得る。地上システム８２は、航空会社管理または飛行運用部門等の任意のタイプの通信用地上システム８２であり得る。

コントローラ６４およびコンピュータ８０の一方は、航空機５０内のＡＰＵ障害を予測するための実行可能命令セットを有するコンピュータプログラムの全てまたは一部分を含み得る。こうした障害は、コンポーネントの不適切な動作ならびにコンポーネントの故障を含み得る。コントローラ６４が障害を予測するためのプログラムを実行するか、コンピュータ８０が障害を予測するためのプログラムを実行するかにかかわらず、プログラムは、機械可読媒体であって、機械可読媒体上に記憶された機械実行可能命令またはデータ構造を搬送するかまたは有するための、機械可読媒体を含み得るコンピュータプログラム製品を含み得る。こうした機械可読媒体は、汎用または専用コンピュータまたはプロセッサを有する他の機械によってアクセスされ得る任意の入手可能な媒体であり得る。一般に、こうしたコンピュータプログラムは、特定のタスクを実施するという技術的効果を有するかまたは特定のアブストラクトデータタイプを実装する、ルーチン、プログラム、オブジェクト、コンポーネント、データ構造、アルゴリズムなどを含み得る。機械実行可能命令、関連するデータ構造、およびプログラムは、本明細書で開示されるような情報の交換を実行するためのプログラムコードの例を表す。機械実行可能命令は、たとえば、汎用コンピュータ、専用コンピュータ、または専用処理機械に、ある機能または機能の群を実施させる命令およびデータを含み得る。

航空機５０およびコンピュータ８０が、本発明の実施形態または実施形態の所定の部分を実装するように構成され得る２つの例示的な実施形態を表すに過ぎないことが理解されるであろう。動作中、コントローラ６４および／またはコンピュータ８０がＡＰＵ障害を予測し得る。非制限的な例として、制御機構６０がＡＰＵ１０を始動するために利用され得る。コントローラ６４および／またはコンピュータ８０は、制御機構６０、複数のセンサ３８、データベース（複数可）からの入力、および／または、航空会社管理または飛行運用部門からの情報を利用して、ＡＰＵ障害を予測し得る。とりわけ、コントローラ６４および／またはコンピュータ８０は、複数のセンサ３８の１つまたは複数によって出力されるデータを所定期間にわたって解析して、ＡＰＵ１０またはその関連するシステムの動作におけるドリフト、トレンド、ステップ、またはスパイクを決定する。そのようなデータ中の変則は、毎日の比較ではあまりに捕えがたいので、そのような障害の予測をすることができない。ＡＰＵ障害が予測されると、指示が、航空機５０上でおよび／または地上システム８２において提供され得る。ＡＰＵ障害の予測が、飛行前に行われ得る、飛行中に行われ得る、飛行後に行われ得る、または、任意の回数の飛行後に行われ得ることが企図される。無線通信リンク６８および無線通信リンク８４は共に、データを送信するために利用され、それにより、障害がコントローラ６４および／またはコンピュータ８０によって予測され得る。

本発明の実施形態によれば、図３は、故障を含み得るＡＰＵ障害を予測するために使用され得る方法１００を示す。方法１００は、複数のセンサ３８の少なくとも１つのセンサから、センサ出力を規定するセンサ信号を受信することによって１０２にて始まる。センサ信号は、ＡＰＵ１０が通常使用されるときである航空機５０の飛行前および／または飛行後からの情報を含み得る。飛行前および飛行後は、通常、航空機が地上にいるときである。方法１００のための飛行前および飛行後はまた、５％を超えているＲＰＭなどの一定速度を超えてＡＰＵ１０が回転しているときを含むため、航空機が離陸しようとしており、ＡＰＵが空調に電力供給するために依然として使用されるときにセンサ信号が受信され得る。これは、複数のセンサ３８の少なくとも１つのセンサからデータを受信することを含み得る。センサ出力が、未処理の航空機データであり、そのデータから、多種多様な他の情報が導出されるかまたはその他の方法で抽出され得ることが企図される。たとえば、受信され得る未処理データは、温度、圧力、弁位置、およびアクチュエータ位置などからなり得る。

センサ信号は、飛行前および飛行後の２つのレジメンになるよう窓掛け処理され、その後、統計的特徴がそこから取得され得る。たとえば、受信されるセンサ出力は、所定期間にわたって集計されて、集計されたセンサデータを規定し得る。これはまた、受信されるセンサ出力を複数の飛行にわたって集計することを含み得る。統計的特徴は、集計されたデータから取得され得る。たとえば、メジアン値、現行のメジアン値、履歴的メジアン値、最小値、最大値、または範囲が決定され得る。ＡＰＵ１０が始動するのにかかった時間およびＡＰＵ１０が点火したときにＡＰＵ１０が回転していたレートなどの他の特徴が、センサ信号を使用して導出され得ることも企図される。データが直接受信されるか、センサ出力から導出されるかにかかわらず、データがセンサ出力であると考えられ得ることが理解されるであろう。

１０４にて、センサ出力は、センサ出力用の基準値と比較され得る。センサ出力が、集計されたセンサデータを含む事例では、これは、集計されたセンサデータを基準値と比較することを含み得る。基準値は、ＡＰＵ１０、そのコンポーネント、およびそれに関連するシステムに関連する任意の数の基準値を含み得る。たとえば、基準値は、温度、圧力、弁位置、アクチュエータ位置などに関連する値または適した範囲を含み得る。基準値はまた、航空機５０のＡＰＵ１０に関連する履歴的に規定された値または適した範囲あるいは複数の他の航空機用の履歴データを含み得る。こうして、基準値は、履歴的センサデータから計算され得る。そのため、センサ出力は、同じ航空機について、また、飛行機の全航空隊に対して過去の飛行から得られる結果と比較され得る。さらに、基準値は、複数のセンサ３８のうちの１つのセンサの出力を受信することなどによって飛行中に決定された値を含み得る。こうして、基準値が運用中に規定され得ることが理解されるであろう。代替的に、基準値は、上述したようなデータベース（複数可）のうちの１つのデータベースに記憶され得る。

１０６にて、ＡＰＵ１０内の障害は、１０４における比較に基づいて予測され得る。たとえば、ＡＰＵ１０内の障害は、センサ出力が所定の閾値を満たすことを比較が示すときに予測され得る。こうして、コントローラ６４および／またはコンピュータ８０は、比較結果が許容可能かどうかを判定し得る。用語、閾値を「満たす（ｓａｔｉｓｆｙ）」は、変動比較が、閾値に等しい、閾値より小さい、または、閾値より大きいなど、所定の閾値を満たすことを意味するために本明細書で使用される。こうした判定は、肯定的／否定的な比較または真／偽の比較によって満たされるように容易に変更され得ることが理解されるであろう。たとえば、より小さいかについての閾値、は、データが数値的に逆数をとられると、より大きいかについての試験を適用することによって容易に満たされ得る。

非制限的な例によれば、ＡＰＵ１０が始動するのにかかった時間は、センサ出力から決定され得る。決定された時間は、その後、基準値と比較され得る。決定された時間が基準値より大きい場合、障害が、ＡＰＵ１０に関して予測され得る。たとえば、ＡＰＵ１０が始動するのにかかった時間が５０秒より大きかったことを比較が示すときに障害が予測され得る。さらなる例として、飛行前におけるメジアン入口温度が、４５℃などの基準温度より大きかったことを比較が示すときにＡＰＵ１０内の障害が予測され得る。より具体的には、全ての他のセンサの読みが正常に見えるとき、こうした判定は、入口温度センサの障害を予測し得る。さらに別の例として、サージ制御弁位置が所定の位置より低いかまたは高いことを比較が示すときにＡＰＵ１０内の障害が予測され得る。たとえば、障害は、サージ制御弁位置が、飛行後において、−０．５°より小さい角度または０．５°より大きい角度だけその長期メジアン位置から離れる傾向があるとき予測され、弁障害を予測するために使用され得る。なおさらに、補助パワーユニット排ガス温度が、飛行後の間に、所定温度より大きいことを比較が示すとき、ＡＰＵ１０に関する障害が予測され得る。たとえば、排ガス温度が６００℃より大きいことをセンサ出力が示すとき障害が予測され得る。こうした判定は、負荷圧縮機障害を含む多種多様な障害を予測するために使用され得る。入口温度障害、スタータモータ障害、発電機障害、ブリード弁障害などを含むＡＰＵ１０内の任意の数の障害が予測され得る。

実装において、基準値および比較は、ＡＰＵ１０内の障害を予測するアルゴリズムに変換され得る。こうしたアルゴリズムは、コントローラ６４および／またはコンピュータ８０によって実行され得る実行可能命令のセットを含むコンピュータプログラムに変換され得る。コンピュータプログラムに対する追加の入力は、複数のセンサ３８からの入力、追加の航空機システム６２からの入力、追加のセンサ７０からの入力などを含み得る。

１０８にて、コントローラ６４および／またはコンピュータ８０は、１０６にて予測されたようなＡＰＵ１０内の障害の指示を提供し得る。その指示は、任意の適した方法で、コックピット５６内のプライマリフライトディスプレイ（ｐｒｉｍａｒｙ ｆｌｉｇｈｔ ｄｉｓｐｌａｙ）（ＰＦＤ）上などコックピット内で、および、地上システム８２においてを含む任意の適した場所で提供され得る。たとえば、コントローラ６４がプログラムを実行した場合、適した指示は、航空機５０上に提供され得る、かつ／または、地上システム８２にアップロードされ得る。代替的に、コンピュータ８０がプログラムを実行した場合、指示は、航空機５０にアップロードされるかまたはその他の方法で航空機５０に中継され得る。代替的に、指示は、航空会社管理または飛行運用部署などの別の場所に提供されるように中継され得る。

ＡＰＵ障害を予測する方法が、柔軟性があり、示す方法が例証のためだけのものであることが理解されるであろう。たとえば、示すステップのシーケンスは、例証のためだけのものであり、方法１００をいずれの点でも制限することを意図されない。その理由は、本発明の実施形態から逸脱することなく、ステップが異なる論理的順序で進み得る、または、追加もしくは介在するステップが、含まれ得ることが理解されるからである。非制限的な例として、方法１００はまた、ＡＰＵ１０が使用中であるときを決定すること、または、航空機５０が飛行前および／または飛行後であるときを決定することを含み得る。たとえば、高度および対気速度／対地速度などの追加のデータならびにエンジン５２によって出力される他の一般的な性能パラメータが受信され、それらから、航空機５０が飛行前および／または飛行後であるときを決定され得ることが企図される。さらに、方法は、何回かの飛行中にデータを受信することを含む。異なる障害が、何回かの飛行にわたる比較の結果を使用して検出され得ることが企図される。使用される飛行の回数および種々の閾値セットが全て構成可能であることが理解されるであろう。たとえば、センサ出力が平滑化されて、データ内の振動／雑音を低減し得ることが企図される。これは、任意の回数の飛行にわたってセンサ出力の平均を取得することを含み得る。センサ出力のトレンドはまた、現在の飛行値を、５０飛行後の１０飛行にわたる平均値など、過去の定常状態の飛行値と比較することによって計算され得る。なおさらに、方法は、複数の比較に基づいて障害を予測することを含み得る。

上述した実施形態の有益な効果は、飛行前および飛行後の間に航空機によって収集されるデータが利用されて、ＡＰＵ障害を予測し得ることである。これは、こうした予測される障害が、予測される障害が起こる前に正されることを可能にする。現在、障害発生の記録は、自由裁量であり、障害がデータベースに手作業で入力されることを要求し、これは、高価であり、全ての関連する情報を得られない場合がある。さらに、現在、ＡＰＵの障害を予測する方法が全く存在しない。上述した実施形態は、自動的な予測、記録、診断、および障害のユーザへの警報を可能にする。上記実施形態は、正確な予測がＡＰＵ障害に関して行われることを可能にする。こうした問題を予測することによって、こうした障害が起こる前に修理を行うのに十分な時間が許容され得る。これは、保守コスト、再スケジューリングコストを低減すること、および、航空機が着陸している時間を最小にすることを含む運用影響を最小にすることによってコスト節約を可能にする。さらに、こうした障害の記録を自動化することによって、人為的エラーが減少し、所与の航空機の履歴がより正確になり、そのことが、将来の保守において役立ち得る。

この書面による説明は、最良モードを含む本発明を開示するために、また同様に、任意のデバイスまたはシステムを作り使用すること、および、組込まれる任意の方法を実施することを含む、本発明を当業者が実践することを可能にするために例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が思い付く他の例を含むことができる。こうした他の例は、特許請求の範囲の逐語的言語と異ならない構造的要素を有する場合、または、特許請求の範囲の逐語的言語と非実質的相違を有する等価な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることを意図される。

１０ ＡＰＵ
１２ 燃焼システム
１４ パワータービン
１６ 圧縮機
１８ 矢印
２０ 発電機
２２ ギアボックス
２４ スタータモータ
２８ フラップモータ
３０ サージ制御弁
３２ ブレード弁
３４ 入口ガイドベーン
３６ ブリード空気分配システム
３８ センサ
５０ 航空機
５２ 推進エンジン
５４ 胴体
５６ コックピット
５８ 翼組立体
６０ 制御機構
６２ 航空機システム
６４ コントローラ
６８ 無線通信リンク
７０ センサ
７２ メモリ
７４ プロセッサ
８０ コンピュータ
８２ 地上システム
８４ 無線通信リンク
１００ 方法
１０２ データを受信する
１０４ 比較
１０６ 障害を予測する
１０８ 指示を提供する

Claims (14)

1. 補助パワーユニット、前記補助パワーユニット、そのコンポーネント、およびそれに関連するシステムに関連する複数のセンサを有する航空機内で補助パワーユニット障害を予測する方法であって、
   飛行前または飛行後の間に、前記複数のセンサの少なくとも１つのセンサから、センサ出力を規定するセンサ信号を受信すること、
   コントローラによって、前記センサ出力を、前記センサ出力用の基準値と比較すること、
   コントローラによって、前記比較に基づいて前記補助パワーユニットの障害を予測すること、および、
   コントローラによって、前記予測された障害の指示を提供することを含む方法。
2. 高度信号、速度信号、およびエンジンによって出力される性能パラメータのうちの少なくとも１つを受信することをさらに含む請求項１記載の方法。
3. 前記航空機が飛行前かまたは飛行後であるときを決定することをさらに含む請求項１または２記載の方法。
4. 前記障害は、前記飛行後の間に、排ガス温度が所定の温度より大きいことを前記比較が示すときに予測される請求項２記載の方法。
5. 前記受信されるセンサ出力は、所定期間にわたって集計されて、集計されたセンサデータを規定し、前記比較は、前記集計されたセンサデータを前記基準値と比較することを含む請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
6. 所定期間にわたって前記受信されたセンサ出力を集計することは、複数回の飛行にわたって前記受信されたセンサ出力を集計することを含む請求項５記載の方法。
7. 前記集計されたセンサデータは、メジアン値、現行のメジアン値、または履歴的メジアン値のうちの少なくとも１つを含む請求項５または６記載の方法。
8. 前記障害は、前飛行前におけるメジアン入口温度が４５℃より大きかったことを前記比較が示すときに予測される請求項７記載の方法。
9. 前記基準値は、履歴的センサ出力から計算される請求項１乃至８のいずれか１項記載の方法。
10. 前記障害は、前飛行後におけるサージ制御弁位置が０．５°より小さかったかまたは０．５°より大きかったことを前記比較が示すときに予測される請求項１乃至９のいずれか１項記載の方法。
11. 前記センサ出力から、前記補助パワーユニットが始動するのにかかった時間を決定することをさらに含み、前記決定された時間は前記基準値と比較される請求項１乃至１０のいずれか１項記載の方法。
12. 前記障害は、前記補助パワーユニットが始動するのにかかった時間が５０秒より大きかったことを前記比較が示すときに予測される請求項１１記載の方法。
13. 前記指示を提供することは、前記航空機のコックピット内のＰＦＤ上に前記指示を提供することを含む請求項１乃至１２のいずれか１項記載の方法。
14. 前記障害を予測することは、複数回の比較に基づく請求項１乃至１３のいずれか１項記載の方法。