JP2016536191A - 補助電源ユニット障害を診断するための方法 - Google Patents

Abstract

補助電源ユニット（１０）と、前記補助電源ユニット（１０）、それの構成要素、及びそれに関係するシステムに関係する複数のセンサとを有する航空機（５０）中の補助電源ユニット（１０）障害を診断する方法（１００）であって、上記方法（１００）は、センサ出力を画成するために複数のセンサのうちの少なくとも１つからセンサ信号を受信すること（１０２）と、センサ出力を基準値と比較すること（１０４）と、比較に基づいて補助電源ユニットにおける障害を診断すること（１０６）とを含む、方法。【選択図】図３

Description

本発明は補助電源ユニット障害を診断するための方法に関する。

現代の航空機は、主推進エンジンに加えて、補助電源ユニット（ＡＰＵ）を含み得る。ＡＰＵは、航空機に２次電力を提供すること、並びに主エンジン始動及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、様々な機能を実施し得る。現在、航空会社及び整備要員は、ＡＰＵに障害又は問題が発生するまで待ち、それから原因を識別して、スケジュールされているか、或いはおそらくはスケジュールされていない整備中に、それを修復することを試みる。

欧州特許出願公開第２５５７５４２号明細書

一実施形態では、本発明は、補助電源ユニットと複数のセンサとを有する航空機中の補助電源ユニット障害を診断する方法であって、飛行前又は飛行後の間に、センサ出力を画成するために複数のセンサのうちの少なくとも１つからセンサ信号を受信することと、コントローラによって、センサ出力をセンサ出力のための基準値と比較することと、コントローラによって、比較に基づいて補助電源ユニットにおける障害を診断することと、コントローラによって、診断された障害の指示を提供することとを含む方法に関する。

ＡＰＵと、ＡＰＵに関係するシステムと、センサとの概略図である。 本発明の実施形態が実装され得る航空機とグラウンドシステムとの斜視図である。 本発明の一実施形態による、ＡＰＵ障害を診断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と、出力タービン１４と、圧縮機１６と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の動作中に、圧縮機１６は、環境空気を引き込み、それを圧縮し、圧縮された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で概略的に示された燃料源から燃料を受け取り、圧縮機１６から圧縮された空気を受け取り、高エネルギー燃焼空気を出力タービン１４に供給して出力タービン１４を回転させる。出力タービン１４は、電力を供給するための生成機２０を駆動するために、及びそれ自体の圧縮機及び／又は外部負荷圧縮機を駆動するために使用され得るシャフト１９を含む。より詳細には、歯車箱２２が、出力タービン１４からの電力を油冷式生成機２０に転送して、電力を提供する。歯車箱２２内で、電力はまた、いずれも図示されていない、燃料制御ユニット、潤滑モジュール、及び冷却ファンなどのエンジン補機に転送され得る。始動モーターなどのスターター２４は、ＡＰＵ１０の始動機能を実施するために歯車箱２２上に取り付けられ、歯車列を通って接続され得る。

さらに、フラップモーター２８と、サージ制御バルブ３０と、ブリードバルブ３２とを含む、いくつかの作動されるデバイスが示されている。フラップモーター２８は、圧縮機１６への気流を調節する入口案内翼３４を制御し得る。サージ制御バルブ３０は、ＡＰＵ１０の安定した又はサージなし動作を維持し得る。ブリードバルブ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フローを制御する。任意の数の作動されるデバイスがＡＰＵ１０中に含まれ得ることと、そのＡＰＵ１０は任意の数の関係するシステムに動作可能に結合され得ることとを理解されよう。

さらに、ＡＰＵ１０と、それの構成要素と、それに関係するシステムとに関係する複数のセンサ３８が含まれ得る。そのような複数のセンサ３８は、非限定的な例として、ＡＰＵブリード空気フローセンサ、ＡＰＵブリード空気圧力センサ、ＡＰＵブリード空気温度センサ、ＡＰＵトランスフォーマレクティファイアユニット電流センサ、ＡＰＵトランスフォーマレクティファイアユニット電圧センサ、ＡＰＵ速度センサ、ＡＰＵ高油センサ、ＡＰＵ低油面センサ、ＡＰＵ高油温センサ、ＡＰＵ低油温センサ、排気ガス温度センサ、燃料フローセンサ、燃料圧力センサ、サージ制御バルブ位置センサ、及び入口案内翼位置センサ、入口圧力センサ、負荷圧縮機空気流センサ、負荷圧縮機入口温度センサ、負荷圧縮機出口温度センサ、生成機周波数センサ、生成機負荷センサ、生成機電圧センサ、生成機油温センサなどを含み得、それらのうちの一部は概略的に示されている。

図２は、本発明の実施形態を実行し得、機体５４に結合された１つ又は複数の推進エンジン５２と、機体５４中に配置されたコックピット５６と、機体５４から外側に延長する翼アセンブリ５８とを含み得る、航空機５０を概略的に示す。航空機５０は民間航空機として示されているが、ＡＰＵ１０はどんな好適な航空機にも設置され得ることを理解されよう。典型的に、ＡＰＵ、及び冷却システムなどの関係するシステムは、航空機５０の後部セクション中のコンパートメントに取り付けられる。

１つ又は複数の制御機構６０がコックピット５６中に含まれ得、パイロットによって、ＡＰＵ１０を開始すること、フラップモーター２８の位置を制御すること、サージ制御バルブ３０の位置を制御すること、ブリードバルブ３２の位置を制御することなどために動作され得る。航空機５０の適切な動作を可能にする複数の追加の航空機システム６２、並びにコントローラ６４、及びワイヤレス通信リンク６８を有する通信システムも航空機５０中に含まれ得る。コントローラ６４は、エンジン５２と、複数の航空機システム６２と、ＡＰＵ１０の様々な構成要素及び複数のセンサ３８を含むＡＰＵ１０とに、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などに関係するセンサなど、追加のセンサ７０がコントローラ６４に動作可能に結合され得る。

コントローラ６４はまた、航空機５０の他のコントローラと接続され得る。コントローラ６４はメモリ７２を含み得、メモリ７２は、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読取り専用メモリ（ＲＯＭ）、フラッシュメモリ、又はディスク、ＤＶＤ、ＣＤ−ＲＯＭなどの１つ又は複数の異なるタイプのポータブル電子メモリ、或いはこれらのタイプのメモリの任意の好適な組合せを含み得る。コントローラ６４は、任意の好適なプログラムを実行中であり得る１つ又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か、又はＦＭＳに動作可能に結合され得る。

情報のコンピュータ探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、データベースを表示するか又はデータベースにアクセスするために実行可能な命令のセットを実行し得る。代替的に、コントローラ６４が情報のデータベースに動作可能に結合され得る。例えば、そのようなデータベースは代替のコンピュータ又はコントローラ上に記憶され得る。データベースは、データの複数のセットを有する単一のデータベース、互いにリンクされた複数の個別データベース、又はデータの単純なテーブルさえをも含む、任意の好適なデータベースであり得ることを理解されよう。データベースはいくつかのデータベースを組み込み得ること、又はデータベースは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、ＡＰＵ１０と、航空機５０及び／又は航空機のフリートに関係するＡＰＵ１０関係のシステムとに関係する履歴データを含み得るデータを記憶し得る。データベースはまた、ＡＰＵ１０及びそれの関係するシステムのための基準値を含み得る。

代替的に、データベースは、コントローラ６４とは別個であり得るが、データベースがコントローラ６４によってもアクセスされ得るようにコントローラ６４と通信中であり得ることが企図される。例えば、データベースはポータブルメモリデバイス上に含まれていることがあり、そのような場合、航空機５０は、ポータブルメモリデバイスを受け入れるためのポートを含み得、そのようなポートは、コントローラ６４がポータブルメモリデバイスのコンテンツを読み取ることが可能であり得るようにコントローラ６４と電子通信中であり得ることが企図される。また、データベースはワイヤレス通信リンク６８を通して更新され得ること、及びこのようにして、履歴フリートワイドデータに関する情報など、リアルタイム情報がデータベース中に含まれ得、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。

さらに、そのようなデータベースは、航空オペレーションセンター、飛行オペレーション部門管制、又は別のロケーションなどのロケーションにおいて、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はワイヤレスネットワークに動作可能に結合され得、そのワイヤレスネットワークを介してデータベース情報がコントローラ６４に提供され得る。

民間航空機が示されているが、本発明の実施形態の部分は、グラウンドシステム８２におけるコントローラ又は汎用コンピュータ８０中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、上記で説明したデータベースはまた、指定されたグラウンドシステム８２に配置されそのグラウンドシステム８２を含み得る、宛先サーバ又はコンピュータ８０中にあり得る。代替的に、データベースは代替のグラウンドロケーションにあり得る。グラウンドシステム８２は、ワイヤレス通信リンク８４を介して、コンピュータ８０からリモートにあるコントローラ６４及びデータベースを含む他のデバイスと通信し得る。グラウンドシステム８２は、航空管制又は飛行オペレーション部門など、任意のタイプの通信グラウンドシステム８２であり得る。

コントローラ６４とコンピュータ８０とのうちの１つは、航空機５０においてＡＰＵ障害を診断するための実行可能な命令セットを有するコンピュータプログラムの全部又は一部分を含み得る。そのような障害は、構成要素の不適当な動作並びに構成要素の故障を含み得る。障害を診断するためのプログラムをコントローラ６４が実行するかコンピュータ８０が実行するかにかかわらず、プログラムは、その上に記憶された機械実行可能命令又はデータ構造を搬送するか又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。そのような機械可読媒体は、プロセッサをもつ汎用若しくは専用コンピュータ又は他の機械によってアクセスされ得る、任意の利用可能な媒体であり得る。概して、そのようなコンピュータプログラムは、特定のタスクを実施する技術的効果を有するルーチン、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むか、又は特定の抽象データ型を実装し得る。機械実行可能命令、関連するデータ構造、及びプログラムは、本明細書で開示するように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、例えば、ある機能又は機能のグループを汎用コンピュータ、専用コンピュータ又は専用処理機械に実施させる命令及びデータを含み得る。

航空機５０及びコンピュータ８０は、本発明の実施形態の実施形態又は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ものにすぎないことを理解されよう。動作中に、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０のいずれかがＡＰＵ障害を診断し得る。非限定的な例として、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０は、ＡＰＵ障害を診断するために、制御機構６０、複数のセンサ３８、データベースからの入力及び／又は航空管制若しくは飛行オペレーション部門からの情報を利用し得る。ＡＰＵ障害が診断されると、航空機５０上に及び／又はグラウンドシステム８２において指示が提供され得る。ＡＰＵ障害の診断は、飛行前に、飛行中に行われ得るか、飛行後に行われ得るか、又は任意の数の飛行後に行われ得ることが企図される。障害がコントローラ６４及び／又はコンピュータ８０のいずれによっても診断され得るように、データを送信するためにワイヤレス通信リンク６８とワイヤレス通信リンク８４が両方とも利用され得る。

本発明の一実施形態に従って、図３は、故障を含み得るＡＰＵ障害を診断するために使用され得る方法１００を示す。方法１００は、１０２において、飛行前又は飛行後中に、センサ出力を画成するために複数のセンサ３８のうちの少なくとも１つからセンサ信号を受信することによって開始する。センサ信号は、ＡＰＵ１０が典型的に使用されるときである、航空機５０の飛行前及び／又は飛行後からの情報を含み得る。飛行前及び飛行後は、典型的には、航空機が地上にあるときである。方法１００の目的での飛行前及び飛行後はまた、航空機が離陸しているときにセンサ信号が受信され得、空調に電力供給するためにＡＰＵが依然として使用されているように、ＡＰＵ１０が、５パーセントを上回るＲＰＭなど、一定の速度を上回って回転しているときを含み得る。これは、複数のセンサ３８のうちの１つ又は複数からデータを受信することを含み得る。センサ出力は生の航空機データであり得、それから様々な他の情報が導出されるか又はさもなければ抽出され得ることが企図される。例えば、受信され得る生のデータは、温度、圧力、バルブ及びアクチュエータ位置などからなり得る。

センサ信号は、飛行前と飛行後との２つの領域にウィンドウ処理され、次いで、それらの統計的特徴が取られ得る。例えば、受信されたセンサ出力は、アグリゲートされたセンサデータを画成するために時間とともにアグリゲートされ得る。これは、複数の飛行にわたって受信されたセンサ出力をアグリゲートすることをも含み得る。アグリゲートされたデータの統計的特徴が取られ得る。例えば、中央値、稼働中中央値、履歴中央値、最小値、最大値、又は範囲が決定され得る。また、ＡＰＵ１０が始動するのに要する時間、及びＡＰＵ１０が点火されたときにＡＰＵ１０が回転中であったレートなど、センサ信号を使用して他の特徴が導出され得ることが企図される。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、データはセンサ出力と見なされ得ることを理解されよう。さらに、１０２において受信される信号は、航空機のいくつかの飛行についてのセンサ信号を含み得る。より詳細には、受信される信号は、航空機のいくつかの飛行前及び／又は飛行後についてのセンサ信号を含み得る。

１０４において、センサ出力を、センサ出力のための１つ又は複数の基準値と比較し得る。センサ出力がアグリゲートされたセンサデータを含む事例では、これは、アグリゲート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と、それの構成要素と、それに関係するシステムとに関係する任意の数の基準値を含み得る。例えば、基準値は、温度、圧力、バルブ位置、アクチュエータ位置などに関係する値又は好適な範囲を含み得る。基準値はまた、航空機５０のＡＰＵ１０に関係する履歴的に定義された値又は好適な範囲、或いは複数の他の航空機についての履歴データを含み得る。このようにして、基準値は履歴センサ出力から計算され得る。したがって、センサ出力は、同じ航空機について、及び航空機の全フリートに対して以前の飛行から取得された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つの出力を受信することなどによって、飛行中に決定されている値を含み得る。このように、基準値は動作中に定義され得ることを理解されよう。代替的に、基準値は、上記で説明したようにデータベースのうちの１つに記憶され得る。

１０６において、１０４における比較に基づいてＡＰＵ１０における障害を診断し得る。例えば、ＡＰＵ１０における障害は、比較が、受信データがアウトオブバウンズであるか実現不可能であることを示すときに診断され得る。このようにして、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０は、比較の結果が許容できるかどうかを判定し得る。障害はまた、比較が、受信データが所定のしきい値を満たすことを示すときに診断され得る。本明細書では、しきい値を「満たす」という用語は、しきい値に等しいこと、しきい値よりも小さいこと、又はしきい値よりも大きいことなど、相違比較が所定のしきい値を満たすことを意味するために使用される。そのような判定は、正／負の比較又は真／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を理解されよう。例えば、しきい値よりも小さい値は、データが数値的に反転されたとき、よりも大きいテストを適用することによって容易に満たされ得る。また、受信データは複数のセンサ出力を含み得ることと、比較は、複数のセンサ出力と、対応する複数の基準値との間での行われ得ることとが企図される。

障害は、単一の比較を含む、任意の数の比較を見ることによって診断され得る。例えば、比較は範囲外の示度を示し得、そのような範囲外の値に基づいて障害が診断され得る。有効なセンサ出力のための指定された範囲外にあるセンサ信号の数が記録され得る。その数が指定されたしきい値を超える場合、障害が診断され得る。これが個々のセンサ信号について起こるのか複数のセンサ信号について起こるのかに応じて、各特定の場合においてどんな障害が診断されるかを決定する。

非限定的な例として、比較が、入口温度センサ信号が範囲外であり、他のセンサ信号が範囲外でないことを示すとき、入口温度センサの障害が診断され得る。さらなる例として、ＡＰＵ１０が始動するのに要する時間がセンサ出力から判定され得る。判定された時間は、次いで、基準値と比較され得る。判定された時間が基準値よりも大きい場合、ＡＰＵ１０の障害が診断され得る。ＡＰＵ１０の障害は、比較が、排気ガス温度が所定の温度よりも大きいことを示すときに診断され得る。より詳細には、比較が、ＡＰＵ始動時間が範囲外であり、排気ガス温度が所定の温度よりも大きいことを示すとき、始動モーターの障害が診断され得る。追加の非限定的な例として、１）比較が、ＡＰＵが始動するのに要する時間がしきい値を満たすことを示し、２）比較が、排気ガス温度が基準値よりも大きいことを示し、（３）比較が、負荷圧縮機フローがしきい値を満たすことを示すとき、ＡＰＵ１０の生成機の障害が診断され得る。入口温度障害、始動モーター障害、生成機障害、ブリードバルブ障害などを含む、ＡＰＵ１０における任意の数の障害が診断され得る。上記の診断はワンタイムの比較に基づいて行われ得ること、又は障害は、値が所定の数の飛行にわたって何回か範囲外であるときに診断され得ることを理解されよう。

実装形態では、基準値及び比較は、ＡＰＵ１０において障害を診断するためのアルゴリズムに変換され得る。そのようなアルゴリズムは、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０によって実行され得る実行可能な命令のセットを備える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への追加の入力は、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において、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０は、１０６において診断された、ＡＰＵ１０における障害の指示を提供し得る。指示は、コックピット５６中の主飛行表示装置（ＰＦＤ）上などのコックピット５６中で、及びグラウンドシステム８２において、を含む、任意の好適なロケーションにおいて、任意の好適な方法で提供され得る。例えば、コントローラ６４がプログラムを実行した場合、好適な指示は、航空機５０上に提供され得、及び／又はグラウンドシステム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又はさもなければ中継され得る。代替的に、指示は、それが航空管制又は飛行オペレーション部門などの別のロケーションにおいて提供され得るように中継され得る。

ＡＰＵ障害を診断する方法はフレキシブルであり、示された方法は例示のためにすぎないことを理解されよう。例えば、示されたステップのシーケンスは、例示のためにすぎず、本発明の実施形態を損なうことなしにステップが異なる論理的順序で進み得るか或いは追加又は介入のステップが含まれ得ることを理解されるように、いかなる方法でも方法１００を限定するように意図されていない。非限定的な例として、方法１００はまた、ＡＰＵ１０がいつ使用中であるかを判定すること、或いは航空機５０がいつ飛行前及び／又は飛行後であるかを判定することを含み得る。例えば、エンジン５２によって出力される高度及び対気／対地速度などの追加のデータ並びに他の一般的な性能パラメータが受信され得、そこから航空機５０がいつ飛行前及び／又は飛行後であるかが判定され得ることが企図される。さらに、本方法は、いくつかの飛行中にデータを受信することを含み得る。いくつかの飛行わたる比較の結果を使用して異なる障害が検出され得ることが企図される。使用される飛行の数、及び設定される様々なしきい値セットはすべて構成可能であることを理解されよう。例えば、比較が、しきい値が複数の飛行にわたって満たされることを示すとき、ＡＰＵ１０の一部分の障害が診断され得る。このようにして、所定数の飛行中に、センサ信号についてのいくつかの範囲外示度が所定のしきい値を満たすとき、障害が診断され得る。

さらに、ＡＰＵ１０における予測される障害又は以前に診断された障害に関係する整備データが、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０によって受信され得ることが企図される。受信される整備データは、以前の診断された障害又は予測される障害の精度を示し得る。そのような情報に基づいて、コントローラ６４及び／又はコンピュータ８０は、障害タイプ又は障害の重大度を特に診断することを含めて、受信された整備データに基づいてさらに障害を診断し得る。

上記で説明した実施形態の有益な効果は、ＡＰＵ障害を診断するために、飛行前及び飛行後の間に航空機によって収集されたデータが利用され得ることを含む。これは、整備時間、並びに水平安定板システムによる障害及び問題の運用上の影響を低減する。特に、問題を診断するために必要とされる時間の低減があり得、問題が正確に診断され得る。これは、整備コストを低減し、コストを再スケジューリングし、航空機が着陸する時間を最小限に抑えることを含めて運用上の影響を最小限に抑えることによって、コスト削減を可能にする。

本明細書では、本発明を開示するために、また、どんな当業者でも、任意のデバイス又はシステムを製作及び使用し任意の統合された方法を実施することを含む、本発明を実施することを可能にするために、最良の形態を含む例を使用している。本発明の特許性がある範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者に想到する他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の逐語的文言と異ならない構造的要素を有する場合、又はそれらが特許請求の範囲の逐語的文言と実質的に差異のない等価な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内に入るものである。

１０ ＡＰＵ
１２ 燃焼システム
１４ 出力タービン
１６ 圧縮機
１８ 矢印
１９ シャフト
２０ 生成機
２２ 歯車箱
２４ スターター
２８ フラップモーター
３０ サージ制御バルブ
３２ ブリードバルブ
３４ 入口案内翼
３６ ブリード空気分配システム
３８ センサ
５０ 航空機
５２ エンジン
５４ 機体
５６ コックピット
５８ 翼アセンブリ
６０ 制御機構
６２ 航空機システム
６４ コントローラ
６８ ワイヤレス通信リンク
７０ センサ
７２ メモリ
７４ プロセッサ
８０ コンピュータ
８２ グラウンドシステム
８４ ワイヤレス通信リンク
１００ 方法
１０２ 受信すること
１０４ 比較すること
１０６ 診断すること
１０８ 提供すること

Claims (15)

1. 補助電源ユニット（１０）と、前記補助電源ユニット（１０）、それの構成要素、及びそれに関係するシステムに関係する複数のセンサ（３８）とを有する航空機（５０）中の補助電源ユニット（１０）障害を診断する方法（１００）であって、前記方法（１００）は、
   飛行前又は飛行後の間に、センサ出力を画成するために前記複数のセンサ（３８）のうちの少なくとも１つからセンサ信号を受信すること（１０２）と、
   コントローラ（６４）によって、前記センサ出力を前記センサ出力のための基準値と比較すること（１０４）と、
   コントローラ（６４）によって、前記比較（１０４）に基づいて前記補助電源ユニット（１０）における障害を診断すること（１０６）と、
   コントローラ（６４）によって、前記診断された障害の指示を提供すること（１０８）と
   を含む、方法（１００）。
2. 前記航空機（５０）のエンジン（５２）によって出力される高度信号と、速度信号と、性能パラメータと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に記載の方法（１００）。
3. 前記航空機（５０）がいつ飛行前又は飛行後であるかを判定することをさらに含む、請求項１又は２のいずれかに記載の方法（１００）。
4. 前記受信されたセンサ信号は、いくつかの飛行のためのセンサ信号を含む、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の方法（１００）。
5. 前記障害を前記診断すること（１０６）は、前記比較すること（１０４）が、しきい値が複数の飛行にわたって満たされることを示すとき、前記障害を診断することを含む、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の方法（１００）。
6. 前記障害を前記診断すること（１０６）は、前記比較すること（１０４）が、前記センサ信号に関係する前記しきい値が複数の飛行にわたって満たされることを示すとき、入口温度センサの前記障害を診断することを含む、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の方法（１００）。
7. 前記コントローラ（６４）は、前記障害を診断するためのアルゴリズムを利用する、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の方法（１００）。
8. 前記センサ出力から、前記ＡＰＵ（１０）が始動するのに要する時間を判定することをさらに含み、前記判定された時間は前記基準値と比較される、請求項１乃至７のいずれか１項に記載の方法（１００）。
9. 前記障害を前記診断すること（１０６）は、複数の比較に基づく、請求項８に記載の方法（１００）。
10. 前記障害を前記診断すること（１０６）は、前記比較すること（１０４）が、前記ＡＰＵ（１０）が始動するのに要する前記時間がしきい値を満たすこと及び排気ガス温度が前記基準値よりも大きいことを示すとき、始動モーターの前記障害を診断することを含む、請求項９に記載の方法（１００）。
11. 前記障害を前記診断すること（１０６）は、１）前記比較すること（１０４）が、前記ＡＰＵ（１０）が始動するのに要する前記時間がしきい値を満たすことを示し、２）前記比較すること（１０４）が、排気ガス温度が前記基準値よりも大きいことを示し、３）前記比較すること（１０４）が、負荷圧縮機フローがしきい値を満たすことを示すとき、前記ＡＰＵ（１０）の生成機（２０）の前記障害を診断することを含む、請求項９又は１０のいずれかに記載の方法（１００）。
12. 前記受信されたセンサ出力は、アグリゲートされたセンサデータを画成するために時間とともにアグリゲートされ、前記比較は、前記アグリゲート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１１のいずれか１項に記載の方法（１００）。
13. 時間とともに前記受信されたセンサ出力を前記アグリゲートすることは、複数の飛行にわたって前記受信されたセンサ出力をアグリゲートすることを含む、請求項１２に記載の方法（１００）。
14. 前記アグリゲートされたセンサデータは、中央値、稼働中中央値、又は履歴中央値のうちの少なくとも１つを含む、請求項１２又は１３のいずれかに記載の方法（１００）。
15. 前記指示を前記提供すること（１０８）は、前記航空機（５０）のコックピット（５６）中のＰＦＤ上に前記指示を提供することを含む、請求項１乃至１４のいずれか１項に記載の方法（１００）。