JP2016176472A - ガスタービンエンジンの健全性の算出 - Google Patents

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Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの健全性を評価するための方法を提供する。
【解決手段】航空機エンジンの更新されたエンジン健全度を求めるための方法が提供される。本方法は、航空機エンジンの運転中のエンジン健全性を示すエンジン健全状態を測定することを含む。また、本方法は、航空機エンジンに関するベースラインエンジン出力モデルを求めることおよび測定されたエンジン状態を用いてベースラインエンジン出力モデルを修正することを含む。また、本方法は、修正されたエンジン出力モデルに基づいてエンジン健全度を求める。
【選択図】図３

Description

本主題は、一般に、ガスタービンエンジンの健全性を評価するための方法に関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの健全度（ｈｅａｌｔｈ ｆａｃｔｏｒ）を求めるための方法に関する。
航空機タービンエンジンは、一般にコアを含み、コアは、連続した流れの順序で、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、および排気セクションを有する。１つ以上のシャフトが、タービンセクションと圧縮機セクションとを駆動連結するように、また随意に、タービンセクションと負荷とを駆動連結するように設けられる場合がある。このような航空機エンジンが、回転航空機（ヘリコプターなど）に組み込まれるとき、航空機エンジンの１つ以上のシャフトは、主ロータが回転航空機に揚力を提供し得るように回転航空機の主ロータに機械的に結合される場合がある。
空の移動の性質を考えると、航空機エンジンが飛行前および／または飛行中に適切に動作することを保証することならびに航空機エンジンが特定の閾値を超えて劣化する前にこのような航空機エンジンを整備またはオーバーホールすることが一般には望ましい。航空機エンジンの劣化の１つの基準は、エンジンのエンジントルク率（ｅｎｇｉｎｅ ｔｏｒｑｕｅ ｆａｃｔｏｒ）である。エンジントルク率は、基準エンジン（ｎｏｍｉｎａｌ ｅｎｇｉｎｅ）（例えば、典型的な新しいエンジン）にとって利用可能な補正された最大トルクに対する利用可能な補正された現在の最大トルクの割合を意味する。エンジントルク率が、特定の閾値を下回ったとき、エンジンの「翼からの取り外し（ｏｆｆ ｗｉｎｇ）」および整備またはオーバーホールを行う必要があると判定され得る。
エンジントルク率を求めるための１つの方法は、補正されたエンジン温度と補正されたエンジントルクとの相互関係を提供する１つ以上のベースラインエンジン出力モデルを利用することによるものである。一般的に、ベースラインエンジン出力モデルは、基準航空機エンジンに基づいて、基準エンジンの劣化の様々な段階に関して作成される。しかしながら、航空機エンジンの劣化が、基準エンジンと異なる（すなわち、より速くまたはより遅く劣化する）ことは珍しいことではない。したがって、特定のエンジンのエンジントルク率を求めるための上で説明した方法は、特定のエンジンが実際にどのように動作しているかを考慮に入れていないため、整備および／またはオーバーホールを行うためにエンジンの、翼からの取り外しを行わなければならない時点を判定するための、エンジントルク率の閾値は、過剰に余裕を持ったものになり得る。これにより、航空機エンジンの、翼からの取り外しを時期尚早に行うことになり得るし、このようなエンジンの不必要な整備／オーバーホールを行うことになり得る。
したがって、特定の航空機エンジンに特有のエンジントルク率を求めるための方法は有用であろう。さらに、航空機エンジンの特定の運転状態および／または周囲状態を考慮に入れることが可能な、エンジントルク率を求めるための方法は特に有益であろう。
米国特許第８９０９４５３号明細書
本発明の態様および利点は、以下の説明に部分的に述べられ、この説明から明らかになり得るし、本発明の実施を通して学ばれ得る。
本開示の例示的な一態様において、航空機エンジンのエンジン健全度を求めるための方法が提供される。本方法は、１つ以上の制御装置によって、航空機エンジンの運転中のエンジン健全性を示すエンジン状態を測定することを含む。また、本方法は、１つ以上の制御装置によって航空機エンジンに関するベースラインエンジン出力モデルにアクセスすることおよび１つ以上の制御装置によって、測定されたエンジン状態を用いてベースラインエンジン出力モデルを修正することを含む。また、本方法は、１つ以上の制御装置によって、修正されたエンジン出力モデルに基づいてエンジン健全度を求めることを含む。
本開示の例示的な実施形態において、計算装置が提供される。計算装置は、１つ以上のプロセッサおよび少なくとも１つの有形の非一時的なコンピュータ可読媒体を含み、コンピュータ可読媒体は、プロセッサによって実行されたときに動作を実行する命令を記憶する。この動作は、航空機エンジンの運転中の、航空機エンジンのエンジン健全性を示すエンジン状態を測定することおよび航空機エンジンに関するベースラインエンジン出力モデルにアクセスすることを含む。この動作は、測定されたエンジン状態を用いてベースラインエンジン出力モデルを修正することおよび修正されたエンジン出力モデルに基づいてエンジン健全度を求めることをさらに含む。
本開示の別の例示的な態様において、航空機エンジンのエンジン健全度を求めるための方法が提供される。本方法は、１つ以上の制御装置によって航空機エンジンの運転中の１つ以上のエンジン限界要素（ｌｉｍｉｔ ｆａｃｔｏｒ）を求めることおよび１つ以上の制御装置によって１つ以上の周囲状態を測定することを含む。また、本方法は、１つ以上の制御装置によって１つ以上の求められたエンジン限界要素を正規化状態に補正することおよび１つ以上の制御装置によって、正規化状態に補正された求められたエンジン限界要素を用いてベースラインエンジン健全度を求めることを含む。また、本方法は、１つ以上の制御装置によって、測定された周囲状態に基づいて、求められたベースラインエンジン健全度をリアルタイムのエンジン健全度に修正することを含む。
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照することによってより良く理解されるようになる。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示しており、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
当業者を対象とした、本発明の完全かつ有効な開示（その最良の態様を含む）が、添付図面への参照がなされる本明細書に述べられている。
本開示の例示的な実施形態に係る航空機の側面図である。 本開示の例示的な実施形態に係る例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 本開示の例示的な態様に係る、エンジン健全度を求めるための方法のフロー図である。 本開示の例示的な態様に係るベースラインエンジン出力モデルである。 図４のベースラインエンジン出力モデルであるが、そこには、複数のエンジン状態がプロットされている。 本開示の例示的な態様に係る修正されたエンジン出力モデルである。 本開示の別の例示的な態様に係る、エンジン健全度を求めるための方法のフロー図である。 本開示の例示的な態様に係る利用可能な出力のモデルである。 本開示の例示的な実施形態に係るシステムの概略図である。
次に、本発明の現在の実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例が、添付図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために、数字および文字による指示が使用されている。図面および説明における同じまたは同様の指示は、本発明の同じまたは同様の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、構成要素を互いに区別するために交換可能に使用され得るものであり、個々の構成要素の位置または重要性を意味するためのものではない。「上流」および「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を意味し、「下流」は、流体が流れていく方向を意味する。
例えばパイロットもしくは他の乗組員または航空機整備員にとって、航空機の特定の航空機エンジンの正確なエンジン健全性情報を有することは、一般に有益であり得る。特に、パイロットもしくは他の乗組員または航空機整備員にとって、特定の航空機エンジンに特有のエンジントルク率および特定の航空機エンジンの利用可能な最大出力を知ることは有益であり得る。エンジントルク率は、基準エンジンに利用可能なトルクの最大量に対する利用可能なトルクの現在の最大量の割合として一般に定義される。エンジントルク率は、一般に、エンジンの劣化の量を求めるために使用され得るものであり、さらに、エンジンの劣化の量は、例えば、整備のためにエンジンの、翼からの取り外しを行う必要がある時点を判定するために使用され得る。一方、航空機エンジンの利用可能な最大出力の割合は、例えば、エンジンが生成することが可能な軸馬力のリアルタイムの最大量を示す。航空機エンジンの利用可能な最大出力の割合は、どのくらいの出力を特定のエンジンが飛行中のその瞬間に生成し得るかをパイロットまたは他の乗組員に知らせる。
一般的に、エンジントルク率は、例えばエンジンの寿命に基づいて推定される。しかしながら、個々のエンジンは、同じ作りおよびモデルであっても、異なる速度で劣化し得る。したがって、エンジンを修理する必要がある時点を判定するための、エンジントルク率の最小閾値は、一般に、過剰に余裕を持ったものであり得る。したがって、本開示の態様（例えば、図３参照）は、航空機エンジンの運転中のエンジン健全性を示す１つ以上のエンジン状態を測定し、基準エンジンのベースラインモデルを適応的に更新してもよい。このような方法は、問題となっている特定の航空機エンジンに適合されたより正確なエンジントルク率の情報を求める技術的効果を有し得る。
さらに、航空機エンジンに関する利用可能な最大出力は、一般的に、航空機エンジンの運転中の１つ以上のエンジン限界要素を求めることによって求められる。これらのエンジン限界要素は、標準日状態（ｎｏｒｍａｌ ｄａｙ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ）（例えば、所定の高度および所定の温度）に補正される。次に、補正されたエンジン限界要素により、航空機が現在生成することが可能な出力の量（すなわち、利用可能な最大出力）が求められる。しかしながら、エンジンが、標準日状態以外の状態（高い高度および／または比較的高いもしくは低い温度）で運転される場合、このような方法は、所望の情報をパイロットまたは他の乗組員に正確に提供し得ない。したがって、本開示の態様（例えば、図７参照）は、航空機エンジンのリアルタイムの周囲状態を測定し、これらのリアルタイムの周囲状態を踏まえて、求められた利用可能な最大出力を修正してもよい。このような方法は、利用可能な最大出力のより正確な情報を例えばパイロットまたは他の乗組員に提供する技術的効果を有し得る。
次に、複数の図を通して同一の数字が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態に係る航空機、より具体的には、回転航空機１０（ヘリコプターとも呼ばれる）を描いている。
描かれている航空機１０は、ヘリコプター１０を駆動するための揚力を生成するように構成された主ロータ１２を含む。主ロータ１２は、航空機１０の機体１６のエンジンマウント（図示せず）に取り付けられたエンジン１４によって駆動される。以下にかなり詳細に述べられるように、エンジン１４は、ガスタービンエンジンとして、より具体的には、ターボシャフトエンジンとして構成されている。エンジン１４は、駆動シャフト１８を介してロータ１２を駆動するように構成されている。
主ロータ１２を回転させることにより、航空機１０を駆動するための揚力が生成される。しかしながら、これに加えて、主ロータ１２は、ロータ１２の回転の方向と反対の方向にヘリコプターの機体１６を回転させる逆トルクも加える。特定の実施形態において、テールロータ２０は、ロータ１２によって生成されるトルクを相殺するために航空機１０の後部に取り付けられている。描かれている実施形態に関して、エンジン１４の出力の一部は、駆動シャフト２２を介してテールロータ２０を駆動するためにも利用される。
コックピット２４（航空機１０の機体１６の前端に配置された）は、航空機１０の１人以上のパイロットまたは他の乗組員の収容を可能にしている。１人以上の乗組員は、航空機１０および／またはエンジン１４を運転するために、コックピット２４内の複数の操縦装置（ｃｏｎｔｒｏｌ）２６を操作してもよい。操縦装置２６は、例えば、１つ以上のペダル、操縦桿、レバーなどを含んでもよい。さらに、コックピット２４はまた、航空機１０および／またはエンジン１４に関する情報を１人以上の乗組員に提供する計器または他のディスプレイを含んでもよい。描かれている実施形態に関して、航空機１０の１つ以上の態様の操縦装置は、コントローラ２８（図９も参照のこと）によってアシストされてもよい。コントローラ２８は、例えば、航空機１０のコックピット２４内に配置された操縦装置２６ならびにエンジン１４および航空機１０内／上の複数のセンサ３０に動作可能に接続されてもよい。複数のセンサ３０は、例えば、周囲状態センサ（温度センサ、圧力センサ、および高度センサなど）ならびにエンジン１４の１つ以上の状態を検知するためのエンジン状態センサを含んでもよい。
次に図２を参照すると、本開示の例示的な実施形態に係るガスタービンエンジンの概略断面図が提供されている。より具体的には、図２の実施形態に関して、ガスタービンエンジンは、ターボシャフトエンジン５０（本明細書において「ターボシャフトエンジン５０」と呼ばれる）である。少なくとも特定の例示的な実施形態において、図２に描かれているターボシャフトエンジン５０は、例示的なエンジン１４として、図１を参照して上で説明した航空機１０に組み込まれてもよい。あるいは、それはそれとして、ターボシャフトエンジン５０は、任意の他の適切な航空機に組み込まれてもよい。
図２に示されているように、ターボシャフトエンジン５０は、軸方向Ａ（参照のために記載されている長手方向中心線５２と平行に伸びる）および半径方向Ｒを有する。一般に、ターボシャフトエンジン５０は、環状入口５８を形作っている略管状の外側ケーシング５６の内側に配置されたコアタービンエンジン５４を含む。外側ケーシング５６は、連続した流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機６０および高圧（ＨＰ）圧縮機６２を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション６４と、高圧（ＨＰ）タービン６６および低圧（ＬＰ）タービン６８を含むタービンセクションと、排気セクション７０とを包み込んでいる。高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール７２は、ＨＰタービン６６とＨＰ圧縮機６２とを駆動連結している。低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール７４は、ＬＰタービン６８とＬＰ圧縮機６０とを駆動連結している。圧縮機セクション、燃焼セクション６４、タービンセクション、およびノズルセクション７０は、一緒にコア空気流路７６を形作っている。
ターボシャフトエンジン５０の運転中、大量の空気７８が、入口５８を通ってコア空気流路７６に流入し、ＬＰ圧縮機６０に供給される。空気７８の圧力は、ＬＰ圧縮機６０およびＨＰ圧縮機６２を通して送られるときに高められる。空気７８は、ＨＰ圧縮機６２から流出し、燃焼セクション６４に流れ込み、そこで、高圧空気７８は、燃焼ガス８０を供給するために燃料と混合され、燃焼される。あるいは、描かれているように、圧縮機セクションの空気７８の少なくとも一部は、１つ以上のバイパス通路８１を通って流れてもよい。描かれている実施形態に関して、バイパス通路８１は、ＬＰ圧縮機６０の下流かつＨＰ圧縮機６２の上流に配置されている。しかしながら、他の例示的な実施形態において、バイパス通路８１は、さらにまたはあるいは、ターボシャフトエンジン５０内の任意の他の適切な位置に配置されてもよい。
次に、燃焼ガス８０は、タービン入口を通してＨＰタービン６６に送られ、そこで、燃焼ガス８０から熱エネルギーおよび／または運動エネルギーの一部が、外側ケーシング５６に結合されたＨＰタービンステータベーン８２およびＨＰシャフトまたはスプール７２に結合されたＨＰタービンロータブレード８４の連続した段によって取り出される。このような構成は、ＨＰシャフトまたはスプール７２を回転させ、これにより、ＨＰ圧縮機６２の運転を支援する。次に、燃焼ガス８０は、ＬＰタービン６８を通して送られ、そこで、燃焼ガス８０から熱エネルギーおよび運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング５６に結合されたＬＰタービンステータベーン８６およびＬＰシャフトまたはスプール７４に結合されたＬＰタービンロータブレード８８の連続した段によって取り出される。このような構成は、ＬＰシャフトまたはスプール７４を回転させ、これにより、ＬＰ圧縮機６０の運転を支援する。その後、燃焼ガス８０は、排気セクション７０を通して送られる。
さらに描かれているように、ＬＰシャフト７４は、負荷９０に回転力を供給するためにコア５４の後方に延在する。例えば、特定の例示的な態様において、負荷９０は、１つ以上の駆動シャフト、ギヤボックスなどを介して機械的に結合された、航空機１０の主ロータ１２および／または航空機のテールロータ２０（図１参照）であってもよい。
さらに、描かれてはいないが、ターボシャフトエンジン５０は、エンジン５０の特定の状態を監視するために１つ以上のセンサを含んでもよいことが認識されるべきである。例えば、ターボシャフトエンジン５０は、圧縮機セクションまたはタービンセクション（タービンセクションの入口など）の温度を検知するために構成された１つ以上の温度センサを含んでもよい。さらに、ターボシャフトエンジン５０は、圧縮機セクションの圧力を検知するための圧力センサ、バイパス通路８１を通る空気流の量を測定するためのセンサ、シャフト（ＨＰシャフト７２および／またはＬＰシャフト７４など）の１つ以上の回転速度を測定するためのセンサなどを含んでもよい。
さらに、図１に描かれている例示的なターボシャフトエンジン５０は、単なる例として提供されていることおよび他の例示的な実施形態において、ターボシャフトエンジン５０は、任意の他の適切な構成を有してもよいことが認識されるべきである。例えば、特定の例示的な実施形態において、ターボシャフトエンジン５０は、ＬＰ圧縮機６０を含まなくてもよく、したがって、ＬＰタービン６８は、負荷９０に回転力を供給するためにＬＰシャフト７４の回転を支援するのみであってもよい。さらに、ターボシャフトエンジン５０は、本明細書で説明されていない、または図２に描かれていない様々なアクチュエータ、ガイドベーン、ポートなどを含んでもよい。さらに、さらに他の例示的な実施形態において、ターボシャフトエンジン５０は、その代わりに、任意の他の適切な航空機（固定翼航空機など）または任意の他の形態の乗り物（例えば、陸上車両（ｌａｎｄ ｖｅｈｉｃｌｅ）もしくは海洋船舶（ｍａｒｉｎｅ ｖｅｈｉｃｌｅ））に組み込まれる任意の他の適切なガスタービンエンジンとして構成されてもよい。例えば、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、例えばターボファンエンジン、ターボプロップエンジン、ターボコアエンジン、ターボジェットエンジンなどと共に使用されてもよい。
次に図３を参照すると、特定の航空機エンジンのエンジン健全度を求めるための方法（１００）のフロー図が提供されている。詳細には、図３の例示的な方法（１００）は、特定の航空機エンジンに特有の／適合されたエンジントルク率を求め得る。特定の例示的な態様において、図３の方法（１００）は、例えば図１の航空機１０および／または図２のガスタービンエンジン５０に利用されてもよい。しかしながら、他の例示的な態様において、図３の方法（１００）は、さらにまたはあるいは、任意の他の適切な航空機および／またはガスタービンエンジンに利用されてもよい。
方法（１００）は、一般に、（１０２）において、航空機エンジンの運転中のエンジン健全性を示すエンジン状態を測定することを含む。例えば、航空機エンジンの運転中に（１０２）で測定されるエンジン状態は、現在のトルク値および対応する現在のエンジン温度値を含んでもよい。現在のエンジン温度値は、エンジンのタービンセクションの入口の温度（場合によってはタービンガス温度（ＴＧＴ：Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｇａｓ Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）と呼ばれる）であってもよい。
特定の例示的な態様において、（１０２）で測定されるエンジン状態は、複数のエンジン状態値を含んでもよい。例えば、（１０２）で測定されるエンジン状態は、複数の現在のエンジントルク値および対応する現在のエンジン温度値を含んでもよい。複数のこれらのエンジン状態値は、エンジンの運転（エンジンが取り付けられている航空機の飛行など）の間にわたって測定されてもよい。
方法（１００）は、（１０４）において、測定されたエンジン状態を正規化状態に補正することをさらに含む。例えば、方法（１００）は、（１０４）において、測定されたエンジントルク値および対応するエンジン温度値を、標準日状態に対応する値に補正してもよい。したがって、測定されたエンジン状態を（１０４）で補正することは、特定の周囲状態（例えば、周囲温度および／または周囲圧力）を検知または測定すること、ならびに、測定されたエンジントルク値および対応するエンジン温度値を、所定の高度および所定の温度における飛行に対応するエンジントルク値およびエンジン温度値（すなわち、「補正されたエンジントルク値」および「補正されたエンジン温度値」）に正規化することを含んでもよい。
引き続き図３を参照し、ここでさらに図４を参照すると、方法（１００）は、（１０６）において、航空機エンジンに関するベースラインエンジン出力モデルにアクセスすることをさらに含む。図４は、本開示の例示的な態様に係る航空機エンジンに関する例示的なベースラインエンジン出力モデル２００を提供している。描かれている例示的な態様に関して、ベースライン出力モデル２００は、エンジン温度対エンジントルクのモデル、より具体的には、補正されたエンジン温度対補正されたエンジントルクのモデルである。補正されたエンジン温度対補正されたエンジントルクのモデルは、エンジンの劣化の予想量に基づいて選択されてもよい。例えば、エンジンの劣化の量は、エンジンの寿命に基づいて予想されてもよい。
図４に示されているように、例示的なベースラインエンジン出力モデル２００は、一般に、補正されたトルク値（Ｙ軸２０４）と補正された温度値（Ｘ軸２０６）との関係を描いているエンジン線２０２を含む。ベースラインエンジン出力モデル２００のエンジン線２０２は、基準エンジンに基づいて求められる。エンジンの補正された最大温度において、エンジンに関する補正された最大トルクが求められてもよい。次に、ベースラインエンジントルク率が、ベースラインエンジン出力モデル２００を用いて求められた補正された最大トルクを、基準エンジンの補正された最大トルクで割ることによって求められてもよい。しかしながら、このような方法で求められたエンジントルク率は、特定のエンジンがどのように動作するかを考慮に入れていないことに注意すべきである。例えば、このような方法で求められたエンジントルク率は、特定のエンジンが、基準エンジンまたは一般的なエンジンに比べて速くまたは遅く劣化しているか否かを考慮に入れていない。したがって、乗組員または航空機整備員は、このような方法で求められたエンジントルク率に基づいて、修理または整備するために航空機エンジンの、翼からの取り外しを行わなければならない時点を余裕を持って推定する必要がある。
したがって、ここでさらに図５および図６を参照すると、例示的な方法（１００）は、（１０８）において、（１０２）で測定され、（１０４）で正規化状態に補正されたエンジン状態を用いてベースラインエンジン出力モデル２００を修正することをさらに含む。例えば、特定の例示的な態様において、（１０８）でベースラインエンジン出力モデルを修正することは、複数のエンジン状態値（複数の補正されたトルク値および対応する補正されたエンジン温度値など）を用いてベースラインエンジン出力モデルを修正することを含んでもよい。例えば、図５は、図４の例示的なベースラインエンジン出力モデル２００を描いており、また図５には、（１０２）で測定され、（１０４）で補正された複数のエンジン状態（すなわち、補正されたトルク値および対応する補正されたエンジン温度値）（全体的に２０８の符号が付与されている）が付け加えられている。詳細には、描かれている実施形態に関して、（１０８）でベースラインエンジン出力モデル２００を修正することは、（１０２）で測定され、（１０４）で補正された複数のエンジン状態をエンジン出力モデル２００にプロットすることを含む。
図５から明らかなように、そこにプロットされた例示的なエンジン状態（数字の２０８）は、ベースラインエンジン線２０２からずれている。本開示の発明者らは、このような結果が、基準航空機エンジンと異なる、特定の航空機エンジンの劣化に対応していることを突き止めた。
したがって、ここで特に図６を参照すると、（１０８）でベースラインエンジン出力モデルを修正することはまた、（１０２）で測定され、（１０４）で補正された複数のエンジン状態を反映するためにベースラインエンジン線２０２（図６では点線で描かれている）を、更新されたエンジン線２１０に更新することを含む。詳細には、（１０８）でベースラインエンジン出力モデル２００を修正することは、特定の航空機エンジンに関して（１０２）で測定され、（１０４）で補正されたエンジン状態に適するようにベースラインエンジン線２０２を適応させることを含む。これにより、適応的な／更新されたエンジン線２１０がもたらされる。特定の態様において、特定の航空機エンジンに関して測定されたエンジン状態に適するようにエンジン線２０２を適応させること（更新されたエンジン線２１０をもたらす）は、飛行後におよび／または十分な数のエンジン状態値が収集された後に行われてもよい。さらに、エンジン線２０２は、任意の適切な方法を用いて、（１０２）で測定され、（１０４）で補正されたエンジン状態値に適応されてもよい。例えば、エンジン線２０２は、適切な線形回帰式または任意の他の適切な方法を用いて、（１０２）で測定され、（１０４）で補正されたエンジン状態値に適応されてもよい。
次に、結果として得られた更新されたエンジン線２１０（図６）は、特定の航空機エンジンに特有の更新されたまたは適応的なエンジントルク率を求めるために使用されてもよい。例えば、引き続き図３を参照すると、例示的な方法（１００）は、（１１０）において、（１０８）で修正されたエンジン出力モデルに基づいて、更新されたエンジン健全度（すなわち、更新されたエンジントルク率）を求めることをさらに含む。特定の例示的な態様において、（１１０）で適応的なエンジントルク率を求めることは、図６のエンジン出力モデル２００の更新された／適応的なエンジン線２１０から、利用可能な補正された最大エンジントルクを外挿することおよび利用可能な補正された最大エンジントルクを利用可能な最大基準エンジントルクで割ることを含んでもよい。図６に描かれている例示的なモデルに関して、利用可能な補正された最大エンジントルクは、点２１２に対応し得るものであり、利用可能な最大基準エンジントルクは、点２１４に対応し得るものである。さらに、例示目的のために示されるものとして、ベースラインエンジン線２０２は、図６では点線で描かれている。明らかなように、ベースラインエンジン線２０２を用いて、利用可能なベースライン最大エンジントルク（点２１６に対応する）を求めると、描かれている実施形態に関して、かなり低いエンジントルク率がもたらされる。
したがって、本開示の特定の例示的な態様に係る方法は、特定のエンジンのエンジントルク率のより適合された算出を可能にし得るものであり、これにより、エンジンが、例えば、より長い期間にわたって運転されることが可能となり、不必要な整備および／またはオーバーホールが低減され得る。
しかしながら、図３を参照して上で説明した例示的な方法（１００）は、単なる例であることが認識されるべきである。例えば、上で説明した例示的な方法（１００）は、回帰ベースのモデル手法を利用しているが、他の例示的な実施形態では、任意の他の適切な形態のエンジンモデルが使用されてもよい。例えば、他の例示的な態様では、物理学ベースのモデル手法が利用されてもよい。さらに、他の例示的な態様において、例示的な方法（１００）は、その代わりに、エンジン健全性を示す任意の他の適切なエンジン状態に基づいて任意の他の適切なエンジン健全度を求めるように構成されてもよい。例えば、他の例示的な態様において、例示的な方法（１００）は、さらにまたはあるいは、エンジン健全度として温度差もしくは温度率を、またはエンジン健全度としてトルク差もしくはトルク率を求めてもよい。このような例示的な態様において、例示的な方法（１００）に利用されるエンジン出力モデルは、所望のエンジン健全度を求めるのに適した任意の出力モデルであってもよい。さらに、さらに他の例示的な態様において、エンジン健全度は、以下のエンジン状態、すなわち、航空機エンジンのコア速度、航空機エンジンのファン速度（例えば、ターボファンガスタービンエンジンと共に使用される場合）、航空機エンジンの推力、圧縮機の吐出圧力および／または吐出温度、燃料流量などの１つ以上を用いて求められてもよい。特定の例示的な態様において、上記のエンジン状態の１つ以上を利用することは、さらに、このようなエンジン状態を正規化状態（標準日状態など）に補正することおよびこれらの補正されたエンジン状態の１つ以上に基づいてベースラインエンジン出力モデルを更新することを含んでもよい。
さらに、航空機エンジンの特定の運転状態が、（１０２）で測定されるエンジン状態に影響を及ぼし得ることが認識されるべきである。例えば、航空機の特定の運転状態は、（１０２）で測定されるエンジン状態の１つ以上の値を上下させ得る。例えば、航空機エンジンが、例えば、着氷運転（ｉｃｉｎｇ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ）に使用されているときおよび／またはエンジンの圧縮機部から空気を抽気しているとき、測定されたエンジン状態は、いびつになっている場合があり、このため、測定されたエンジン状態は、補正を行わなければ、エンジン健全性を正確に示すために使用され得ない。したがって、少なくとも特定の例示的な態様において、方法（１００）は、方法（１００）が（１０２）で測定されたエンジン状態を使用することを可能にするために、エンジン状態値に影響を及ぼし得る運転状態を検知する一方でそのような運転状態を補正することを含んでもよい。
詳細には、引き続き図３を参照すると、例示的な方法は、（１１２）において、（１０２）で測定されたエンジン状態に関する補正率を求めることを含み、（１１４）において、（１１２）で求められた補正率を、（１０２）で測定された１つ以上のエンジン状態に反映させることを含む。（１１２）で求められる補正率は、エンジンの１つ以上の検知された運転状態の結果であってもよい。例えば、特定の例示的な態様において、補正率は、現在の着氷率または現在の抽気率の１つ以上を反映してもよい。例えば、方法（１００）は、１つ以上のセンサを用いて、着氷運転が発生しているか否かおよび航空機エンジンが空気を抽気しているか否かを検知することを含んでもよい。（１１２）で求められる補正率は、補正率によって、単に着氷運転が発生しているか否かまたは航空機エンジンが空気を抽気しているか否かが判定されるように２値の補正率であってもよい。あるいは、（１１２）で求められる補正率は、補正の量が、検知された着氷または抽気の量に基づくように、測定された着氷率または抽気率であってもよい。
しかしながら、他の例示的な態様において、任意の他の適切な補正率が、（１１２）で求められ、（１１４）で１つ以上のエンジン状態に反映されてもよいことも認識されるべきである。例えば、他の例示的な態様において、補正率は、１つ以上のアクチュエータが利用されているか否かを考慮に入れたアクチュエータ補正率、過渡運転補正率、入口フィルタ補正率、入口ドア開閉補正率、赤外線抑制バッフル位置補正率などを含んでもよい。
このようにして、上記の例示的な方法は、低温状態で航空機エンジンを運転するとき（周囲状態が氷結状態（この場合、一般的に着氷運転が、開始され、航空機エンジンのリソースを利用する）に接近している最中など）に測定値を正確に取得し、このような測定値を利用することを可能にし得る。
次に図７を参照すると、航空機の更新されたエンジン健全度を求めるための別の方法（３００）のフロー図が提供されている。詳細には、図７の例示的な方法（３００）は、特定の航空機エンジンのより正確なリアルタイムの利用可能な最大出力の割合または値を求めることを可能にする。詳細には、図７の例示的な方法（３００）は、より正確な利用可能な最大出力の情報を例えばパイロットまたは他の乗組員に提供するために、航空機エンジンのリアルタイムの周囲状態を測定し、これらのリアルタイムの周囲状態を踏まえて、測定された利用可能な最大出力を修正してもよい。
描かれているように、図７の例示的な方法（３００）は、（３０２）において、航空機エンジンの運転中の１つ以上のエンジン限界要素を求めることを含む。例えば、（３０２）で１つ以上のエンジン限界要素を求めることは、エンジンの現在のトルク、エンジンの現在のタービン入口温度（例えば、ＴＧＴ温度）、エンジンの現在の軸速度、およびエンジンの現在の軸馬力の１つ以上を求めることを含んでもよい。これらのエンジン限界要素の１つ以上は、航空機エンジン内または上に配置される適切なセンサを用いて１つ以上のエンジン状態を検知することによって求められてもよい。
さらに、例示的な方法（３００）は、（３０４）において、航空機エンジンの１つ以上の周囲状態を測定することを含む。例えば、１つ以上の周囲状態は、周囲圧力、周囲温度などを含んでもよい。特定の例示的な態様において、（３０４）で航空機エンジンの１つ以上の周囲状態を測定することは、エンジン内または上あるいはエンジンが取り付けられた航空機内または上に配置された周囲状態センサを用いて航空機エンジンの１つ以上の周囲状態を検知することを含んでもよい。
さらに、例示的な方法（３００）は、（３０６）において、（３０２）で求められた１つ以上のエンジン限界要素を正規化状態に補正することを含む。少なくとも特定の例示的な態様において、（３０２）で求められた１つ以上のエンジン限界要素を正規化状態に（３０６）で補正することは、（３０４）で測定された周囲状態に基づいて１つ以上のエンジン限界要素を標準日状態に補正することを含む。例えば、（３０２）で求められた１つ以上のエンジン限界要素を正規化状態に（３０６）で補正することは、このエンジン限界要素を、特定の高度および特定の温度における対応するエンジン限界要素に補正することを含んでもよい。しかしながら、他の例示的な態様において、正規化状態は、その代わりに、任意の他の適切な正規化状態であってもよい。
さらに、少なくとも特定の例示的な態様において、（３０２）で求められた１つ以上のエンジン限界要素を正規化状態に（３０６）で補正することは、航空機エンジンの特定の劣化レベルに関するルックアップテーブルを用いて１つ以上の求められたエンジン限界要素を補正することを含んでもよい。あるいは、（３０２）で求められた１つ以上のエンジン限界要素を正規化状態に（３０６）で補正することは、外挿される限界状態で機能するモデルを利用することを含んでもよい。
例示的な方法（３００）は、（３０８）において、（３０２）で求められ、（３０６）で正規化状態に補正されたエンジン限界要素を用いてベースラインエンジン健全度（描かれている例示的な態様に関しては、利用可能な最大出力の基準である）を求めることをさらに含む。例えば、結果として得られた補正されたエンジン限界要素はそれぞれ、利用可能な最大出力を求めるためのエンジンモデルに相当し得る。
描かれている例示的な態様を特に参照すると、（３０８）でベースラインエンジン健全度を求めることは、（３１０）において、（３０２）で求められ、（３０６）で正規化状態に補正された１つ以上のエンジン限界要素のそれぞれを共通要素（ｃｏｍｍｏｎ ｆａｃｔｏｒ）に変換することを含む。例えば、特定の例示的な態様において、１つ以上のエンジン限界要素は、現在のトルク、現在のタービン温度、および現在の軸速度を含んでもよい。これらのエンジン限界要素のそれぞれは、標準日値に補正され、共通要素（これは、少なくとも特定の態において、補正されたタービンエンジン温度であってもよい）に変換されてもよい。（３１０）で共通要素に変換された１つ以上のエンジン限界要素のそれぞれ（例えば、補正されたタービンエンジン温度）を用いて、例示的な方法（３００）は、（３１２）において、変換されたエンジン限界要素のそれぞれに基づいて共通要素エンジン境界線を求めることを含む。
例えば、ここでさらに図８を参照すると、（３０２）で求められ、（３０６）で正規化状態に補正されたエンジン限界要素に基づいて生成され得る利用可能な出力のモデル４００が描かれている。図８の利用可能な出力のモデル４００は、航空機エンジンの利用可能な出力（Ｘ軸４０４）と補正されたタービンエンジン温度（Ｙ軸４０６）との関係（すなわち、エンジン線）を提供している。変換されたエンジン限界要素は、タービン境界線を求めるために組み合わされてもよい。例えば、点線で描かれているように、線４０８は、補正されたタービンエンジン温度値を示すエンジン線に対応してもよく、線４１０は、補正されたエンジントルク値（補正されたタービン温度に変換された）を示すエンジン線に対応してもよく、線４１２は、エンジンの補正されたコア速度（同様に、補正されたタービン温度に変換された）を示すエンジン線に対応してもよい。図示のように、これらの線のそれぞれの限界は、共通要素エンジン境界線４１４を形成するために組み合わされてもよい。
引き続き図７を参照すると、描かれている態様に関して、（３０８）でベースラインエンジン健全度を求めることは、（３１４）において、（３１２）で求められた共通要素エンジン境界線４１４に基づいて、利用可能な最大出力を求めることをさらに含む。例えば、（３１４）で利用可能な最大出力を求めることは、共通要素エンジン境界線４１４が航空機エンジンに関する温度限界に達するか、またはこれを超える前の、利用可能な出力の最大量を求めることを含んでもよい。図８に描かれている利用可能な出力のモデル４００に関して、特定の航空機エンジンの温度限界は、線４１６によって示されている。したがって、利用可能な最大出力は、図８の利用可能な出力のモデル４００を用いて、特定の航空機エンジンに関する補正された最大温度（Ｙ軸）（すなわち、温度限界４１６）を超える前の最大出力（Ｘ軸）を求めることによって求められてもよい。描かれている例示的な態様に関して、利用可能な最大出力は、約９０パーセントであり、これは、温度限界４１６を超える（共通要素エンジン境界線４１４に基づいて）前の、ｘ軸における利用可能な最も高い出力である。
しかしながら、他の例示的な実施形態において、利用可能な最大出力は、その代わりに、（３０８）において任意の他の適切な方法で補正されたエンジン状態を用いることにより求められてもよいことが認識されるべきである。例えば、図７に描かれている例示的な態様は、（３０８）でベースラインエンジン健全度を求めるために回帰ベースの方法を利用しているが、他の例示的な態様では、例示的な方法（３００）は、（３０８）でベースラインエンジン健全度を求めるために物理学ベースのモデルまたは任意の他の適切なモデル／方法を利用してもよい。さらに、他の例示的な実施形態において、（３０８）で利用可能な最大出力を求めるために、任意の他の適切なエンジン状態が測定され、補正されてもよい。
しかしながら、引き続き図７を参照すると、（３０８）で求められたエンジン健全度（すなわち、利用可能な最大出力）は、標準日状態（例えば、特定の高度および特定の温度）に対応する。したがって、利用可能な最大出力は、航空機エンジンの実際の周囲状態によっては利用可能な最大出力を正確に示さない場合がある。したがって、例示的な方法（３００）は、（３１６）において、例えば（３０４）で測定された周囲状態を用いて、（３０８）で求められたエンジン健全度をリアルタイムのエンジン健全度に修正することを含む。より詳細には、例示的な方法（３００）は、航空機エンジンの現在の周囲状態に応じて適切なものになり得るように航空機エンジンの利用可能な最大出力を、航空機エンジンのリアルタイムの利用可能な最大出力に補正することを含む。したがって、このような例示的な方法は、特定の航空機エンジンおよび航空機エンジンのリアルタイムの周囲状態に応じて適切な、より正確なリアルタイムの利用可能な出力の算出が行われることを可能にし得る。例えば、航空機エンジンが、高い高度および／または比較的高いもしくは低い周囲温度で運転されているとき、例示的な方法（３００）は、より正確なリアルタイムの利用可能な最大出力の算出を可能にし得る。
注目すべきは、例示的な方法（３００）がさらに、（３１８）においてリアルタイムのエンジン健全度を航空機エンジンのユーザ（例えば、パイロットまたは他の乗組員など）に提供することおよび（３２０）において少なくとも数秒に１度はリアルタイムのエンジン健全度を更新することを含むことである。例えば、（３１８）でリアルタイムのエンジン健全度を航空機エンジンのユーザに提供することは、航空機のコックピット内の１つ以上のディスプレイまたは計器によってリアルタイムのエンジン健全度をユーザに提供することを含んでもよい。したがって、図７の例示的な方法（３００）は、リアルタイムの最新のエンジン健全度の情報を提供し得る。
次に図９を参照すると、本開示の例示的な実施形態に係る例示的な、コンピュータベースのシステム５００が提示されている。例示的なシステム５００は、図３を参照して上で説明した例示的な方法（１００）および／または図７を参照して上で説明した例示的な方法（３００）を実行するように構成されてもよい。
図９のシステム５００は、コントローラ５０２（図１の例示的な航空機１０のコントローラ２８など）を含む。描かれているように、コントローラ５０２は、１つ以上のセンサ５０４、１つ以上の航空機操縦装置５０５、１つ以上のユーザ入力装置５０６、および１つ以上の表示装置５０８に動作可能に接続される。１つ以上のセンサ５０４は、１つ以上のエンジン運転状態を測定するために航空機エンジン内または上に配置される航空機エンジンセンサを含んでもよい。さらにまたはあるいは、１つ以上のセンサ５０４は、航空機エンジンの１つ以上の周囲状態を測定するために、航空機エンジンが取り付けられている航空機内または上に配置される周囲状態センサを含んでもよい。さらに、１つ以上の航空機操縦装置５０５およびユーザ入力装置５０６は、例えば、航空機のコックピット内に配置される航空機操縦装置または任意の他の適切なユーザ入力装置を含んでもよい。最後に、１つ以上の表示装置５０８は、システム５００のユーザ（パイロットもしくは他の乗組員または航空機整備員など）に情報を提供するための計器または表示画面を含んでもよい。さらにまたはあるいは、表示装置５０８および／またはユーザ入力装置５０６は、航空機エンジンの、翼からの取り外しおよび整備またはオーバーホールを行う必要がある時点を判定する際に整備員をアシストするために、例えば、航空機エンジンおよび航空機の外部にある整備装置を含んでもよい。例えば、表示装置５０８は、外部のハンドヘルド装置、タブレット、パーソナルコンピュータなどを含んでもよい。
描かれている実施形態に関して、例示的なシステム５００は、コンピュータベースのシステムとして構成され、コントローラ５０２は、１つ以上のプロセッサ５１２および関連するメモリ装置５１４を有する計算装置５１０を含む。計算装置５１０は、例示的なシステム５００を制御するために様々なコンピュータ実施機能を実行するように構成される。計算装置５１０は、汎用コンピュータもしくは専用コンピュータまたは任意の他の適切な計算装置を含んでもよい。本明細書で使用される場合、プロセッサ５１２は、コントローラ、マイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブルロジックコントローラ（ＰＬＣ：ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ ｌｏｇｉｃ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）、特定用途向け集積回路、および他のプログラマブル回路を意味し得ることが認識されるべきである。さらに、一般に、メモリ装置５１４は、コンピュータ可読媒体（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ））、コンピュータ読み取り可能な不揮発性媒体（例えば、フラッシュメモリ）、コンパクトディスク読み取り専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ）、および／または他の適切な記憶素子を含むが、これらに限定されない記憶素子を含んでもよい。メモリ５１４は、プロセッサ５１２によってアクセス可能な情報であって、プロセッサ５１２によって実行され得る命令を含む情報を記憶してもよい。例えば、命令は、プロセッサ５１２によって実行されたときにプロセッサ５１２に動作を実行させるソフトウェアまたは１組の命令であってもよい。描かれている実施形態に関して、命令は、例えば図３および図７を参照して上で説明した例示的な方法（１００）、（３００）を実行するようにシステム５００を動作させるよう構成されたソフトウェアパッケージ５１６を含む。
特定の実施形態において、コントローラ５０２（および計算装置５１０）は、有線通信バス５１８を介してあるいは無線通信ネットワークを介してセンサ５０４、航空機操縦装置５０５、ユーザ入力装置５０６、および表示装置５０８の少なくとも１つに接続されてもよい。例えば、計算装置５１０を含むコントローラ５０２は、無線通信ネットワーク５２０を介して１つ以上のセンサ５０４、航空機操縦装置５０５、ユーザ入力装置５０６、および表示装置５０８に無線接続されてもよい。詳細には、特定の例示的な実施形態において、コントローラ５０２は、無線センサネットワーク（ブルートゥース（登録商標）（Ｂｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標））通信ネットワークなど）、無線ローカルエリアネットワーク（ＷＬＡＮ）、地点間通信ネットワーク（無線ＩＤネットワーク（ｒａｄｉｏ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｉｄｅｎｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｎｅｔｗｏｒｋ）、近距離無線通信（ｎｅａｒ ｆｉｅｌｄ ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ）ネットワークなど）、またはこれらの通信ネットワークの２つ以上の組み合わせを用いて無線接続されてもよい。
この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置またはシステムの作製および使用ならびに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。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ており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含む場合または特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。
［実施態様１］
航空機エンジン（１４）のエンジン健全度を求めるための方法であって、
１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中のエンジン健全性を示すエンジン状態を測定するステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）に関するベースラインエンジン出力モデル（２００）にアクセスするステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定されたエンジン状態を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正するステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいてエンジン健全度を求めるステップと
を含む方法。
［実施態様２］
前記エンジン健全度が、エンジントルク率である、実施態様１に記載の方法。
［実施態様３］
前記エンジン健全性を示す前記エンジン状態を測定する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中の複数のエンジン状態値を測定することを含み、前記測定されたエンジン状態を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記複数のエンジン状態値を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正することを含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様４］
前記エンジン状態が、前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の複数のトルク値を含む、実施態様２に記載の方法。
［実施態様５］
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の前記複数のトルク値を正規化状態に補正するステップをさらに含む、実施態様４に記載の方法。
［実施態様６］
前記航空機の前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）が、ベースラインエンジン線（２０２）を形成する、タービン入口温度対エンジントルクのモデルである、実施態様５に記載の方法。
［実施態様７］
前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記複数の補正されたトルク値（２０８）をプロットすること、および、前記複数の補正されたトルク値（２０８）を反映するために前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって前記ベースラインエンジン線（２０２）を更新されたエンジン線（２１０）に更新することを含む、実施態様６に記載の方法。
［実施態様８］
前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいて前記エンジントルク率を求める前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記更新されたエンジン線（２１０）から、利用可能な最大エンジントルク（２１２）を外挿することを含む、実施態様７に記載の方法。
［実施態様９］
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記エンジン状態に関する補正率を求めるステップをさらに含み、前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定されたエンジン状態および前記補正率を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正することを含む、実施態様１に記載の方法。
［実施態様１０］
前記補正率が、現在の着氷率または現在の抽気率の１つ以上を反映する、実施態様９に記載の方法。
［実施態様１１］
前記補正率が、現在の抽気率を反映し、前記現在の抽気率が、２値の抽気率である、実施態様９に記載の方法。
［実施態様１２］
１つ以上のプロセッサ（５１２）および少なくとも１つの有形の非一時的なコンピュータ可読媒体（５１４）を備える計算装置（５１０）であって、前記コンピュータ可読媒体（５１４）が、前記プロセッサ（５１２）によって実行されたときに動作を実行する命令（５１６）を記憶しており、前記動作が、
航空機エンジン（１４）の運転中の、前記航空機エンジン（１４）のエンジン健全性を示すエンジン状態を測定すること、
前記航空機エンジン（１４）に関するベースラインエンジン出力モデル（２００）にアクセスすること、
前記測定されたエンジン状態を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正すること、および
前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいてエンジン健全度を求めること
を含む計算装置（５１０）。
［実施態様１３］
前記エンジン健全度が、エンジントルク率であり、前記エンジン状態が、前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の複数のトルク値を含む、実施態様１２に記載の計算装置（５１０）。
［実施態様１４］
前記動作が、
前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の前記複数のトルク値を正規化状態に補正すること
をさらに含む、実施態様１３に記載の計算装置（５１０）。
［実施態様１５］
前記航空機エンジン（１４）の前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）が、ベースラインエンジン線（２０２）を形成する、タービン入口温度対エンジントルクのモデルである、実施態様１４に記載の計算装置（５１０）。
［実施態様１６］
前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正することが、前記複数の補正されたトルク値（２０８）をプロットすること、および、前記複数の補正されたトルク値（２０８）を反映するために前記ベースラインエンジン線（２０２）を更新されたエンジン線（２１０）に更新することを含み、前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいて前記エンジントルク率を求めることが、前記更新されたエンジン線（２１０）から、利用可能な最大エンジントルク（２１２）を外挿することを含む、実施態様１５に記載の計算装置（５１０）。
［実施態様１７］
航空機エンジン（１４）のエンジン健全度を求めるための方法であって、
１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中の１つ以上のエンジン限界要素を求めるステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、１つ以上の周囲状態を測定するステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記１つ以上の求められたエンジン限界要素を正規化状態に補正するステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記正規化状態に補正された前記求められたエンジン限界要素を用いてベースラインエンジン健全度を求めるステップと、
前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定された周囲状態に基づいて前記求められたベースラインエンジン健全度をリアルタイムのエンジン健全度に修正するステップと
を含む方法。
［実施態様１８］
前記エンジン健全度が、利用可能な出力の基準である、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
前記１つ以上の求められたエンジン限界要素を前記正規化状態に補正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定された周囲状態に基づいて前記１つ以上の求められたエンジン限界要素を標準日状態に補正することを含む、実施態様１８に記載の方法。
［実施態様２０］
前記ベースラインエンジン健全度が、前記正規化状態における利用可能な出力の基準であり、前記リアルタイムのエンジン健全度が、前記周囲状態における利用可能な出力の基準である、実施態様１８に記載の方法。
１０ 航空機、ヘリコプター
１２ 主ロータ
１４ エンジン
１６ 航空機の機体
１８ 駆動シャフト
２０ テールロータ
２２ 駆動シャフト
２４ コックピット
２６ 操縦装置
２８ コントローラ
３０ センサ
５０ ターボシャフトエンジン、ガスタービンエンジン
５２ 長手方向中心線
５４ コア、コアタービンエンジン
５６ 外側ケーシング
５８ 環状入口
６０ 低圧（ＬＰ）圧縮機
６２ 高圧（ＨＰ）圧縮機
６４ 燃焼セクション
６６ 高圧（ＨＰ）タービン
６８ 低圧（ＬＰ）タービン
７０ 排気セクション、ノズルセクション
７２ 高圧（ＨＰ）シャフト、スプール
７４ 低圧（ＬＰ）シャフト、スプール
７６ コア空気流路
７８ 空気
８０ 燃焼ガス
８１ バイパス通路
８２ ＨＰタービンステータベーン
８４ ＨＰタービンロータブレード
８６ ＬＰタービンステータベーン
８８ ＬＰタービンロータブレード
９０ 負荷
１００ 方法
１０２ ステップ
１０４ ステップ
１０６ ステップ
１０８ ステップ
１１０ ステップ
１１２ ステップ
１１４ ステップ
２００ エンジン出力モデル
２０２ エンジン線
２０４ Ｙ軸
２０６ Ｘ軸
２０８ 補正されたトルク値
２１０ 適応的な／更新されたエンジン線
２１２ 点
２１４ 点
２１６ 点
３００ 方法
３０２ ステップ
３０４ ステップ
３０６ ステップ
３０８ ステップ
３１０ ステップ
３１２ ステップ
３１４ ステップ
３１６ ステップ
３１８ ステップ
４００ 利用可能な出力のモデル
４０４ Ｘ軸
４０６ Ｙ軸
４０８ 線
４１０ 線
４１２ 線
４１４ 共通要素エンジン境界線
４１６ 線、温度限界
５００ システム
５０２ コントローラ
５０４ センサ
５０５ 航空機操縦装置
５０６ ユーザ入力装置
５０８ 表示装置
５１０ 計算装置
５１２ プロセッサ
５１４ メモリ、メモリ装置
５１６ ソフトウェアパッケージ
５１８ 有線通信バス
５２０ 無線通信ネットワーク

Claims (10)

  1. 航空機エンジン（１４）のエンジン健全度を求めるための方法であって、
    １つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中のエンジン健全性を示すエンジン状態を測定するステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）に関するベースラインエンジン出力モデル（２００）にアクセスするステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定されたエンジン状態を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正するステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいてエンジン健全度を求めるステップと
    を含む方法。
  2. 前記エンジン健全度が、エンジントルク率である、請求項１に記載の方法。
  3. 前記エンジン状態が、前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の複数のトルク値を含む、請求項２に記載の方法。
  4. 前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中に測定される、前記航空機エンジン（１４）の前記複数のトルク値を正規化状態に補正するステップをさらに含む、請求項３に記載の方法。
  5. 前記航空機の前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）が、ベースラインエンジン線（２０２）を形成する、タービン入口温度対エンジントルクのモデルである、請求項４に記載の方法。
  6. 前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記複数の補正されたトルク値（２０８）をプロットすること、および、前記複数の補正されたトルク値（２０８）を反映するために前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって前記ベースラインエンジン線（２０２）を更新されたエンジン線（２１０）に更新することを含む、請求項５に記載の方法。
  7. 前記修正されたエンジン出力モデル（２００）に基づいて前記エンジントルク率を求める前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記更新されたエンジン線（２１０）から、利用可能な最大エンジントルク（２１２）を外挿することを含む、請求項６に記載の方法。
  8. 前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記エンジン状態に関する補正率を求めるステップをさらに含み、前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正する前記ステップが、前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定されたエンジン状態および前記補正率を用いて前記ベースラインエンジン出力モデル（２００）を修正することを含む、請求項１に記載の方法。
  9. 航空機エンジン（１４）のエンジン健全度を求めるための方法であって、
    １つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記航空機エンジン（１４）の運転中の１つ以上のエンジン限界要素を求めるステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、１つ以上の周囲状態を測定するステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記１つ以上の求められたエンジン限界要素を正規化状態に補正するステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記正規化状態に補正された前記求められたエンジン限界要素を用いてベースラインエンジン健全度を求めるステップと、
    前記１つ以上の制御装置（２８、５０２）によって、前記測定された周囲状態に基づいて前記求められたベースラインエンジン健全度をリアルタイムのエンジン健全度に修正するステップと
    を含む方法。
  10. 前記エンジン健全度が、利用可能な出力の基準である、請求項９に記載の方法。
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