JP2019519418A - 機上不活性ガス生成システム予測ヘルスモニタリング - Google Patents

Abstract

機上不活性ガス生成装置（ＯＢＩＧＧＳ）内の１つ又は複数のコンポーネントに対してメンテナンス予測を計算し性能不足を改善するためのシステムが記載される。ＯＢＩＧＧＳコンポーネントはオゾンコンバータ、熱交換器、入口フィルタ、空気分離モジュール（ＡＳＭ）を含む。システムはＯＢＩＧＧＳの各コンポーネントに結合される少なくとも1つのそれぞれのセンサを含む予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサネットワークを含む。各少なくとも１つのそれぞれのセンサはそれぞれのコンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を出力するように構成される。制御ユニットは各コンポーネントに作動的に結合されＰＨＭセンサネットワークの各それぞれのセンサに信号結合される。制御ユニットはそれぞれのデータ信号を解析して、それぞれのコンポーネントのメンテナンス予測を計算するように構成された少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、概して、航空機に搭載され使用されるような不活性ガス生成システムに関し、より具体的には、機上不活性ガス生成システム（ＯＢＩＧＧＳ）及びＯＢＩＧＧＳを監視する方法に関し、さらにより具体的には、ＯＢＩＧＧＳ及びＯＢＩＧＧＳのコンポーネント及びプロセスの予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）を使用する方法に関する。

予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）は、システム又はシステム内のコンポーネントが意図したとおりに機能しなくなる時期を予測するために使用され得る。航空機システムに適用される場合、ＰＨＭは、航空業務（例えば、清掃又は交換通知）中にシステムデータを整備予測にリアルタイムで変換することができ、航空機の信頼性を向上させ、運用コストを低減させることができる。ＰＨＭは、空気分離モジュール（ＡＳＭ）又は他のシステムコンポーネントの空気分離効率の低下による、例えば、機上不活性ガス生成システム（ＯＢＩＧＧＳ）のような不活性化システムの性能不足を追加的に改善することができる。このようなモニタリングは、ＯＢＩＧＧＳの全体的な性能を向上させ、動作寿命を延ばすことができる。例えば、より高い空気流量及び／又はより高い温度で吸気を導入することにより、改善されたＡＳＭ効率を達成することができ、それによってＡＳＭを汚染前の性能レベル又はそれに近いレベルに再生することができる。

従って、システムの性能を監視し、メンテナンスの必要性を予測するためのＰＨＭを航空機のＯＢＩＧＧＳに組み込んだシステム及び方法が必要とされている。一例では、ＰＨＭは、ＡＳＭの入口空気温度及び／又は空気流量のＯＢＩＧＧＳ制御を促進して、ＡＳＭ性能を再生し、ＡＳＭ寿命を延ばすことができる。追加の例は、他のＯＢＩＧＧＳコンポーネントの監視を可能にして、それらのコンポーネントの残りの動作寿命の決定を助けることができる。

本発明は、概して、整備予測を算出し、機上不活性ガス生成システム（ＯＢＩＧＧＳ）の１つ以上のコンポーネントに対する性能不足を改善するためのシステムに関する。ＯＢＩＧＧＳコンポーネントには、オゾンコンバータ、熱交換器、導入フィルタ、及び空気分離モジュール（ＡＳＭ）が含まれ、それぞれ流路を介して流体結合される。オゾンコンバータは、オゾンガスを入口ガスから除去するように構成される。熱交換器は、入口ガスの温度を調節するように構成される。入口フィルタは、入口ガスからの汚染物質の少なくとも一部を濾過するように構成され、ＡＳＭは、入口ガス内の成分を分離し、下流の燃料タンクに供給するための不活性ガスを生成するように構成される中空糸膜を含む。システムは、ＯＢＩＧＧＳの各コンポーネントに結合された少なくとも１つの対応するそれぞれのセンサを含む予測ヘルスモニタリング（健全性監視）（ＰＨＭ）センサネットワークを含む。各少なくとも１つのそれぞれのセンサは、それぞれのコンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を出力するように構成される。制御ユニットは、各コンポーネントに作動的に結合され、ＰＨＭセンサネットワークの各対応するセンサに信号結合される。制御ユニットは、それぞれのデータ信号を分析して、それぞれのコンポーネントのメンテナンス予測を計算するように構成された少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを含む。

本発明の別の態様によれば、少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムは、各それぞれのコンポーネントの予測性能寿命に対応する経験曲線近似（empirical curve fit）を含む。このアルゴリズムは、各データ信号を外挿して、コンポーネントの故障前の残りのコンポーネント動作時間を推定するように構成される。制御ユニットは、推定された残りのコンポーネント動作時間が所定期間未満である場合に通知を生成してもよい。

本発明のさらなる態様では、本発明は、メンテナンス予測を計算し、機上不活性ガス生成システム（ＯＢＩＧＧＳ）内の１つ以上のコンポーネントに対して性能不足を改善する方法を対象とする場合がある。ＯＢＩＧＧＳコンポーネントには、それぞれ流路を介して流体結合する、オゾンコンバータ、熱交換器、入口フィルタ、及び空気分離モジュール（ＡＳＭ）が含まれる。オゾンコンバータは、入口ガスからオゾンガスを除去するように構成され、熱交換器は、入口ガスの温度を調整するように構成される。入口フィルタは、入口ガスから汚染物質の少なくとも一部をフィルタするように構成され、ＡＳＭは、入口ガス内の構成物質を分離し、下流の燃料タンクに送出するための不活性ガスを生成するように構成される中空糸膜を含む。予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサネットワークは、ＯＢＩＧＧＳの各コンポーネントに結合される少なくとも１つの対応するセンサを含む。各少なくとも１つのそれぞれのセンサは、それぞれのコンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を出力するように構成される。制御ユニットは、各コンポーネントに作動的に結合され、ＰＨＭセンサネットワークの各対応するセンサに信号結合される。制御ユニットは、それぞれのデータ信号を解析して、それぞれのコンポーネントのメンテナンス予測を計算するように構成された少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを含む。この方法は、対応するコンポーネント性能方程式及びコンポーネント性能寿命に対応する性能経験曲線近似を含む少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを制御ユニットに入れるステップと、制御ユニットを介して、各コンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を受信するステップと、少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムにより、それぞれのコンポーネントの残りのコンポーネント動作時間の推定数を計算するために性能条件を経験曲線近似と比較するステップと、を含む。

本発明のさらに別の態様では、方法は、残りのコンポーネント動作時間の推定数が所定期間よりも短い場合に、制御ユニットを介して通知を生成するステップをさらに含み得る。

本発明のさらなる目的、利点および新規な態様は、以下の説明に部分的に記載され、添付の図面を参照して考察されるとき、部分的に本発明の実施において明らかになるであろう。

図1は、本発明の態様による予測ヘルスモニタリングに適したＯＢＩＧＧＳの実施形態の概略図である 図２Ａは、図１に示すＯＢＩＧＧＳで使用するための代替のＡＳＭ構成の概略図である。図２Ｂは、図１に示すＯＢＩＧＧＳで使用するための別の代替のＡＳＭ構成の概略図である。図２Ｃは、図１に示すＯＢＩＧＧＳで使用するためのさらに別の代替ＡＳＭ構成の概略図である。 図３は、本発明の態様による予測ヘルスモニタリングに適したＯＢＩＧＧＳの別の実施形態の概略図である。 図４は、測定されたＡＳＭテストデータ結果のＮＥＡ純度対時間の理論プロットである 図５は、本発明の一態様によるＡＳＭ再生を実証する動作時間対ＮＥＡ純度の理論的プロットである。 図６は、ＡＳＭテストプロトコルのためのアルゴリズム方法の一実施形態のフロー図である。 図７は、測定されたＡＳＭ入口フィルタテストデータ結果の圧力降下／圧力対時間の理論的プロットである。 図８は、ＡＳＭ入口フィルタテストプロトコルのためのアルゴリズム方法の実施形態のフロー図である。 図９は、測定されたオゾンコンバータテストデータ結果の圧力降下／圧力対時間の理論的プロットである。 図１０は、オゾンコンバータテストプロトコルのためのアルゴリズム方法の一実施形態のフロー図である。 図１１は、測定された熱交換器テストデータ結果の有効性対時間の理論的プロットである。 図１２は、熱交換器テストプロトコルのためのアルゴリズム方法の一実施形態のフロー図である。

燃料タンク不活性化システム（例えば、ＯＢＩＧＧＳ）は、航空機の機体内、並びに対地車及び水系乗物のフレーム内に見出される場合がある。これらの不活性化システムは、潜在的な可燃ガス混合物を薄めるために十分な量の不活性ガス（例えば、窒素）を燃料タンクアレージに供給することにより、内部燃料タンクの燃焼の可能性を低減させる。

以下により詳細に説明するように、予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサは、ＯＢＩＧＧＳの選択されたコンポーネントをモニタしてよい。次いで、モニタされたデータは、システム制御ユニット上で実行される診断プログラムによって、またはディスプレイを見ているオペレータによって収集され、分析されてよい。このデータは、ＯＢＩＧＧＳ内の任意の１つ又は複数のコンポーネントでクリーニング及び／又はメンテナンスが必要な場合に予測を可能にする。予測が、近い将来に（約１００時間未満の飛行時間など）清掃や交換が予定されることを示唆すると、制御ユニットは信号を送信し、順に航空機クルー、メンテナンスクルー、及び／又は他の関連グループへの通知を生成することができる。このようにして、ＰＨＭは航空機の信頼性をより効率的に改善するとともに、運用コストを低減させ得る。

本発明のさらなる態様では、ＰＨＭによるＯＢＩＧＧＳコンポーネントの監視は、指示されたコンポーネントの性能不足のリアルタイムな修正にもつながる場合がある。例として、また、その全体が参照により本明細書に組み込まれる、２０１７年４月７日に出願された米国特許出願第１５／４８１，８７０号にさらに記載されているように、ＯＢＩＧＧＳのシステムテストでは、汚染された吸気によって悪影響を受けている空気分離モジュール（ＡＳＭ）の中空糸膜が、より高い入口温度でＡＳＭを操作することにより、及び／又はＡＳＭを通る気流の流量を増加させることにより、再生され得ることが示されている。通常のＯＢＩＧＧＳ運転中、ＡＳＭは、約１６０°Ｆ〜約２１０°Ｆの範囲の入口空気温度を有する複数の流量モード（例えば、低、中、及び高）のうちの１つで運転され得る。しかし、高流量モードで約１５分間、約２２５°Ｆから約３００°ＦのＡＳＭ入口空気温度でＯＢＩＧＧＳを作動させることは、中空糸膜の汚染後にＡＳＭ性能を実質的に回復させ得る。上記の例に続いて、ＯＢＩＧＧＳは、例えば、前回の再生サイクル以降に、ＡＳＭ中空糸膜に影響を与えた可能性がある汚染物質を除去するために、航空機のフライト毎に１回、又はＡＳＭのＰＨＭによって示唆されるときに、ＡＳＭ再生サイクルを実行することができる。再生サイクルはいつでも実施することができるが、フライト中（すなわち、航空機が地上にないとき）の再生は、巡航高度でより清浄な入口空気が利用可能であることにより、好ましい場合があることに留意すべきである。

図1を参照して、航空機（図示せず）のためのＯＢＩＧＧＳ１０は、本発明の一つの態様に従って、ＯＢＩＧＧＳコンポーネントの予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）に従う。ＯＢＩＧＧＳ１０は、例えば、バックウィングのような航空機内のさまざまな位置に配置され、適切な機能を確実にするために、1つ以上の下流燃料タンク（図示せず）に作動的に結合されるべきであることに留意されたい。図1に示すように、ＯＢＩＧＧＳ１０は、制御ユニット１２を含む場合がある。動作中、抽気遮断弁１４は、通信経路１６を介してユニットコントローラ１２と通信してよく、航空機のエンジンからの（汚染された）抽気などの入口空気１８を受け取り、そのような入口空気１８を、ＯＢＩＧＧＳ供給ライン２０を介して方向づけるように配置されてよい。遮断弁１４を通過する入口空気（エンジン抽気）１８は、オゾンコンバータ２２を通過し、その後、制御経路３０を介して、制御ユニット１２によって制御されるバイパス弁２８の作動時に、熱交換器２４又はＡＳＭ入口フィルタ２６に導かれてよい。オゾンコンバータ２２は、オゾンガスが下流のコンポーネントに入る前にオゾンガスを入口空気１８から除去するように構成された低温又は高温触媒コンバータであってよい。ＡＳＭ入口フィルタ２６は、例えば、微粒子フィルタ、カーボンベッドフィルタ、及び／又は凝結フィルタ（coalescing filter）を含む場合がある。

デルタ圧力センサ３２は、オゾンコンバータ２２を横切る入口空気１８の圧力降下を監視し、この圧力降下データを通信経路３４を介して制御ユニット１２に伝達するように構成することができる。温度センサ３６は、熱交換器２４に注入する前に入口空気１８の温度を監視してもよく、そのような温度データは、通信経路３８を介して制御ユニット１２に伝達される。温度センサ４０は、調整された入口空気がＡＳＭ入口フィルタ２６に入る前に温度を測定し、そのようなデータを通信経路４２を介して制御ユニット１２に伝達する。バイパス弁２８は、次に、ＡＳＭ入口フィルタ２６への注入の前に入口空気を選択的に調整するように、制御ユニット１２から制御経路３０を介して通信される制御信号によって規制される。デルタ圧力センサ４４は、ＡＳＭ入口フィルタ２６を通る空気流の圧力降下を測定し、そのような圧力降下データを通信経路４６を介して制御ユニット１２に伝達するように構成され得る。

ＡＳＭ入口フィルタ２６の下流に、通信経路４８を介して制御ユニット１２と通信する少なくとも１つの圧力センサ５０があってもよい。少なくとも１つの温度センサ５２は、通信経路５４を介すなどして、制御ユニット１２と通信してもよい。圧力センサ５０（例えば、トランスデューサ）は、清浄空気供給ライン５６内の清浄空気の空気流の圧力を感知し、測定し、伝達し、及び／又は記録するように機能してよく、そのとき、温度センサ５２（例えば、温度計、サーミスタなど）は、清浄空気流の温度を感知し、測定し、伝達し、及び／又は記録するように機能してよい。清浄空気は、清浄空気供給ライン５６を介してＡＳＭ５８に供給される。ＡＳＭ５８は、上述したように、航空機燃料タンクの不活性化のために燃料タンクアレージへ最終的に送達するために、ある量の窒素ガスを生成するように構成された中空糸膜（図示せず）を含むことができる。デルタ圧力センサ６０は、ＡＳＭ５８に渡る空気流の圧力降下を監視し、そのようなデータを通信経路６２を介して制御ユニット１２に伝達することができる。Ｏ_２センサ６４は、窒素富化空気（ＮＥＡ）排出６６の酸素パーセント（Ｏ_２％）を監視し、そのようなＮＥＡ純度データを通信経路６８を介して制御ユニット１２に伝達することができる。

図２を参照して、ＯＢＩＧＧＳ１０は、制御経路７２を介して制御ユニット１２の動作制御下にあるダンプ弁（放出弁）７０を含み、これにより、望ましくない生成ガス７４が、１つ以上の下流燃料タンクに入る前に航空機から船外に投棄される。そのような場合、再生サイクルの間にダンプ弁７０が開かれ、生成ガス７４の少なくとも一部を航空機の船外に送り、生成ガスの残りの部分６６があれば低減された流量及びより冷たい温度で１つ以上の下流燃料タンクへ流れる。さらに、図２Ｂを参照して、任意の隔離弁７６をＯＢＩＧＧＳ１０内にさらに含むことができる。隔離弁７６は、制御経路７８を介して制御ユニット１２の動作制御下にあってよく、生成ガスの残りの部分６６が、１つ以上の下流の燃料タンクに入ることはなく、ダンプ弁７０を通って船外に投棄されるように選択的に閉じられてよい。図２Ｃを参照して、ダンプ弁は、制御経路８２を介して制御ユニット１２の動作制御下にある三方弁８０として実施することができる。三方弁８０は、生成ガス７４の一部（又は全て）が、１つ又は複数の下流燃料タンクに入る残りの部分の生成ガス６６（もしあれば）と共に制御可能に排出されるように選択的に配置されてよい。

図３に示すように、本発明の別の態様において、ＯＢＩＧＧＳ１０’は、バイパス弁２８が取り除かれ、熱交換器２４と流体連通し制御経路８６を介して制御ユニット１２の動作制御下にあるラム空気弁８４を含むことを除いて、上述のＯＢＩＧＧＳ１０と同様であってよい。このようにして、ＡＳＭフィルタ２６への導入の前に、入口空気１８の全てを温度調節のために熱交換器２４に差し向けることができる。その結果、制御ユニット１２は、ＯＢＩＧＧＳ１０（図２）のバイパス弁２８又はＯＢＩＧＧＳ１０’（図３）のラム空気弁８４のいずれかを調節することによって、ＡＳＭ５８に入る空気の入口温度を選択的に制御することができる。

ＯＢＩＧＧＳ１０又はＯＢＩＧＧＳ１０’のいずれかのシステム動作中に、制御ユニット１２は、破線で示すように、温度センサ３６、４０及び５２、デルタ圧力センサ３２、４４及び６０、圧力センサ５０及びＯ_２センサ６４等のシステム構成要素からの任意の通信データを受信し、解析してよい。本発明の一態様によれば、これらのセンサ３２、３６、４０、４４、５０、５２、６０、６４は、各々ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２と通信するＰＨＭセンサの集合的なネットワークを形成することができ、単独で又は協働して上記のような様々なコンポーネントの特性を監視し、伝達することができる。制御ユニット１２は、ネットワーク内の各対応するＰＨＭセンサと協働して、飛行の前、飛行中又は飛行後の分析的質問のための測定データを受信し記録することができる。

本発明の一態様において、制御ユニット１２は、各ＯＢＩＧＧＳコンポーネント（例えば、オゾンコンバータ２２、熱交換器２４、ＡＳＭ入口フィルタ２６及びＡＳＭ５８）がどれくらい長く作動しているか、それとともにそれぞれのコンポーネントがいつ置換又はリセットされたかを示すように構成されてよい。本発明のさらなる態様では、制御ユニット１２は、ＰＨＭセンサネットワークからのセンサデータを分析及びレビューするための１つ又は複数のアルゴリズム命令を組み込むように構成されてもよい。例として、それだけに限定されるものではなく、制御ユニット１２は、コンポーネントがシステム１０、１０’内で交換されたか、又は重篤な故障を被ったことを示し得る測定値の実質的な偏差を監視するためのアルゴリズム命令を含むことができる。さらに、あるシステム１０、１０’の用途では、圧力調整弁１４の選択的な制御を介するなどして、下流のシステムコンポーネントの損傷を防止するように、入口空気１８の入口圧力を調整する必要があり得る。そのために、ベースライン圧力設定が制御ユニット１２に組み込まれた１つ又は複数のアルゴリズム命令にプログラムされてもよい。このベースライン圧力は工場で設定されてよく、ユニット又は用途に応じて異なってよい。さらに、ベースライン圧力は、１つの圧力設定であってよく、又は飛行フェーズの関数として変化し得る複数の圧力設定（例えば、航空機巡航特性に基づく第１の圧力設定及び航空機降下特性に基づく第２の圧力設定）であってもよい。

本発明のさらなる態様において、航空機ＯＢＢＩＧＳ１０、１０’のＰＨＭセンサネットワーク監視及び制御ユニット１２の制御の例は、ＡＳＭ５８の監視及び再生に関する以下の検討を通して見ることができる。この例では、ＯＢＢＩＧＳ１０又はＯＢＢＩＧＳ１０’のどちらを使用するかに関わらず、ベースライン温度設定（典型的なＡＳＭ性能を表す）を制御ユニット１２に組み込まれた１つ又は複数のアルゴリズム命令にプログラムすることができ、清浄空気供給ライン５６を介してＡＳＭ５８に入る清浄空気の入口温度を適切に制御することができる。これは１つの温度設定、又は飛行フェーズの関数として変化し得る複数の温度設定であってもよいことが当業者には理解されるべきである（限定でなく例として、航空機巡航特性に基づく第１の温度設定及び航空機降下特性に基づく第２の温度設定）。ベースライン温度設定は、効率的なＡＳＭ５８の空気分離及びＮＥＡ排気６６の生成を可能にし得る。しかし、時間とともに、そしてＰＨＭセンサネットワークデータ（例えば、センサ５２からの温度データ、センサ６０からの圧力降下データ、及びＯ_２センサ６４からのＮＥＡ排気ガス純度データ）によって示されるように、ＡＳＭ５８は汚染され得る。ＡＳＭ５８の空気分離効率は、圧力調整弁１４、及び／又はバイパス弁２８（図２）又はラム空気弁８４（図３）のいずれかの調整を対象とする制御ユニット１２を通じて改善され得る。このようにして、制御ユニット１２は、ＡＳＭ性能及びＡＳＭ動作寿命を改善するために、入口空気及び濾過された清浄空気の圧力及び温度の一方又は両方を独立に又は同時に変更することができる。

適切な制御ユニット調整を可能にするために、ＡＳＭ５８の性能低下は、工場試験及び／又はコンピュータモデリングから導かれるＡＳＭ性能式８８、９０等の経験式で特徴付けることができる。図４を参照して、ＡＳＭ５８の性能は、Ｏ_２センサ６４から受信したＮＥＡ純度データ９２と、デルタ圧力センサ６０から受信した圧力降下データ９４とを調べることによって評価され得る。ＮＥＡ純度及びデルタ圧力についてのパス（適）／フェイル（否）閾値９６、９８は予め決定されてもよく、システム固有及び用途固有のものであってもよい。ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２は、ＡＳＭ性能式８８、９０によって指示されるように、それぞれ、データ９２及び９４を記録及び格納し、ＮＥＡ純度及びデルタ圧力について経験曲線当て嵌め１００、１０２を生成し得る。経験曲線当て嵌め１００、１０２を外挿することにより、性能がＮＥＡ純度及びデルタ圧力のためのパス（適）／フェイル（否）閾値９６、９８を超える前に、ＡＳＭ５８の残りの稼動時間の推定が可能になる。

ＡＳＭ性能式８８、９０及びそれらのそれぞれのＡＳＭ性能曲線１００、１０２を決定した後、制御ユニット１２は、ＡＳＭ５８の組み込みテスト（ＢＩＴ／ＢＩＴテスト）を可能にするように構成されたアルゴリズムでプログラムすることができる。一例として、制御ユニット１２は、ＡＳＭ入口温度センサ５２、入口圧力センサ５０にクエリを行い、少なくともフライト毎に１回、特定の飛行フェーズ中に、航空機高度データを（例えば、搭載高度計等から制御ユニット１２に与えられる航空機信号を介して）受信する場合がある。好適に、ＢＩＴクエリは、入力条件が十分に安定していると決定された後に生じ、例えば、センサデータの選択された標準偏差が所定の期間にわたって達成又は維持されるまでのセンサデータ（例えば、センサ５０、５２から受信されたデータ）の時間加重平均によって決定されてよい。ＡＳＭ生成ガス６６は、時間の関数として、Ｏ_２センサ６４から受信したデータや、デルタ圧力センサ６０から受信したＡＳＭ圧力降下データを介するなどして、ＮＥＡ純度を調べるために分析されてよい。次いで、この集合的なデータは、格納されたアルゴリズムによって示されるように、弁１４、２８にそれぞれ送られる適切な制御信号１６及び／又は３０で、制御ユニット１２によって分析され得る。このようにして、また図４に示すように、ＡＳＭ５８の空気分離効率は、例えＡＳＭ５８が汚染されたとしても、ある期間に渡り閾値パス／フェイル値９６、９８を下回って維持され得る。

図５に示すように、ＡＳＭ５８によって出力される生成ガス６６のＮＥＡ純度１０４がＯ_２センサ６４によって監視されて最大ＮＥＡ純度リミット１０６に向かって上昇するとき、制御ユニット１２内に格納されたアルゴリズムは、ＡＳＭ改善プロトコルを開始し得る。図5に示す例では、約１０，０００稼働時間で、参照番号１０８で示されるように、ＮＥＡ純度は、ＡＳＭ５８が最初の汚染されていない状態に匹敵する生成ガス６６を出力することができるポイントへ、ＡＳＭ入口空気圧を（例えば、約１ｐｓｉだけ）増加させることによって、及び／又はＡＳＭ入口空気温度を（例えば、約１０°Ｆだけ）上昇させることによって、改善され得る。このようにして、ＡＳＭ５８の動作寿命を延長することができる。しかしながら、ＡＳＭ入口圧力及び空気温度をそれらの初期設定に戻すことにより、ＡＳＭ５８は劣化状態に戻る。そのために、アルゴリズムは、上述したようにＡＳＭ再生プロトコルをさらに開始することができる。一例として、ＡＳＭ５８が再生できるポイントへ、ＡＳＭ入口圧力を（例えば約５ｐｓｉｇだけ）増加させることができ、及び/又はＡＳＭ入口空気温度を（例えば約２２５°Ｆ〜約２５０°Ｆの間まで）上昇させることができ、及び／又は空気流を特定の期間（例えば、少なくとも１５分間）、高流量モードで動作するように切り換えることができる。しかしながら、他のＯＢＩＧＧＳコンポーネント又は航空機への損傷を防ぐために、最大許容入口空気温度（例えば、約３００°Ｆ）又は入口空気圧力（例えば、約５５ｐｓｉｇ）を制御ユニット１２にプログラムできることを理解されたい。ＡＳＭ５８がＮＥＡを特定の閾値以下（例えば、閾値パス／フェイルリミット１０６の１０％以下）で出力するように再生されない場合、ＡＳＭ５８は新しい、又は一新されたＡＳＭユニットと交換するためにシステム１０、１０’から除去され得る。

上記検討を考慮し、ＡＳＭ ＢＩＴ試験を実行するために制御ユニット１２に組み込まれ得るアルゴリズム２００の例示的なフローチャートが図６に示される。図示のように、ステップ２０２において、制御ユニット１２は、ＡＳＭ５８のテスト条件を開始することができる。ステップ２０４において、制御ユニット１２は、入口空気温度が十分に安定しているかどうかを決定するために、ＡＳＭ入口温度センサ５２（図１及び図３）から受信したデータを得ることができる。入口空気温度が不安定であると決定された場合、制御ユニット１２はステップ２０４の最初に戻ることができる。入口空気温度が十分に安定していると決定された場合、制御ユニット１２はステップ２０６に進む。ステップ２０６において、制御ユニット１２は、入口空気圧力が上記のように十分に安定しているかどうかを決定するために、入口圧力センサ５０から受信したデータを得ることができる。入口空気圧力が不安定であると決定された場合、制御ユニット１２は、ステップ２０４の初めに戻ることができる。入口空気圧力が安定していると決定された場合、制御ユニット１２はステップ２０８に進む。ステップ２０８において、制御ユニット１２は、航空機の高度が十分に安定しているかどうかを決定するために、航空機の搭載高度計から受信したデータに問い合わせることができる。航空機の高度が不安定であると決定された場合、制御ユニット１２は、ステップ２０４の最初に戻ることができる。航空機の高度が十分に安定していると決定された場合、制御ユニット１２はステップ２１０に進み、ＡＳＭ５８のＢＩＴ試験を開始する。

ステップ２１２で、制御ユニット１２は、Ｏ_２センサ４０から受け取ったデータに問い合わせて、ＮＥＡ排気６６のＮＥＡ純度が許容限度内にあるかどうかを決定することができる。ＮＥＡ純度が許容できないと決定された場合、制御ユニット１２は、ＡＳＭ ＢＩＴをステップ２１４で障害としてフラグを立て、それによってＡＳＭ５８障害を信号で伝えることができ、又は上述のＡＳＭ再生プロトコルをトリガすることができる。一方、ＮＥＡの純度が許容可能であると判明した場合、制御ユニット１２はステップ２１６に移行し、デルタ圧力センサ６０からの受信データを得て、ＡＳＭ５８に渡る圧力降下が許容可能であるかどうかを判定する。測定された圧力降下が許容できない場合、制御ユニット１２は、ステップ２１８でＡＳＭ ＢＩＴを障害としてフラグを立て、ここでもＡＳＭ５８障害を通知し、またはＡＳＭ再生プロトコルをトリガすることができる。一方、測定された圧力降下が許容可能であると判明した場合、制御ユニット１２はステップ２２０に移行し、ＮＥＡ純度及びＡＳＭデルタ圧力のそれぞれについて経験曲線近似１０２、１０４を計算するであろう（図４参照）。ステップ２２２において、制御ユニット１２は、曲線１０２、１０４を外挿して、ＢＩＴ障害前のＡＳＭ５８の動作時間数（すなわち、最後の測定からいずれかの曲線１０２、１０４がそれぞれの最大限界閾値９６、９８と交差するまでの時間の長さ）を推定するであろう。ステップ２２４において、制御ユニット１２は、推定された時間の長さが所定期間、例えば１００時間未満であるかどうか決定してよい。一例として、ＡＳＭ ＢＩＴ障害が発生すると推定される前に１００時間以上が残っていることを曲線１０２又は１０４が示す場合、制御ユニット１２は、１つ又は複数の警告灯を作動させる等の警告を通信しないであろう（ステップ２２６）。しかしながら、曲線１０２、１０４の１つが、ＡＳＭ ＢＩＴ障害が発生すると推定される前に残っているのが１００時間未満であることを示す場合、制御ユニット１２は、１つ以上の警告灯を作動させる等警告を通信して、ＡＳＭ障害が起ころうとしていることを示すであろう（ステップ２２８）。制御ユニット１２は、ＡＳＭ再生プロトコルを自動的に開始してもよいし、オペレータが警告が発されたときＡＳＭ再生プロトコルを手動で開始して上述のようにＡＳＭ５８の動作寿命を延ばすようにしてもよい。ＡＳＭの再生が不可能な場合は、ＡＳＭ５８は新しいＡＳＭユニットに交換されてよい。

本発明のさらなる態様では、ＰＨＭセンサネットワークは、追加のＯＢＩＧＧＳコンポーネントの健全動作特性を監視することができる。一例として、デルタ圧力センサ４４及び圧力センサ５０は、ＡＳＭ入口フィルタ２６（図１及び図３）の動作を監視する場合がある。上述のＡＳＭ性能モニタリングと同様に、ＡＳＭ入口フィルタ２６の性能劣化は、工場試験及び／又はコンピュータモデリングによって導出されたＡＳＭ入口フィルタ性能式１１０（図７）等の経験式により特徴付けることができる。一例として、ＡＳＭ入口フィルタ２６の性能試験は、微粒子（すなわち、汚れ）の注入によって行うことができ、デルタ圧力センサ４４のデータ及び圧力センサ５０のデータは、微粒子が内部に集積するにつれてＡＳＭ入口フィルタ２６に渡る圧力降下の増加を示すことがある。そのように、微粒子が集積する速度は、ＡＳＭ入口フィルタ２６の残りの動作時間の推定値に変換され得る。そのような推定は、追加の航空機の飛行プロファイル情報及び推定粒子集積速度期待値を補償することもできる。ＡＳＭ入口フィルタ２６に渡る圧力降下は、入力条件が上記のように十分に安定であると決定された後に発生する特定の飛行フェーズ中に、飛行毎に少なくとも一回入口フィルタ圧力降下テストを発生させることにより、飛行動作中に連続的に監視されてよい。

従って、図７に示すように、ＡＳＭ入口フィルタ２６の性能は、デルタ圧力センサ４４及び圧力センサ５０から受信した圧力降下データ１１２を問い合せることによって評価され得る。最大許容圧力降下１１４のための閾値パス／フェイル値は予め決定されてよく、システム特有であっても使用に特有であってもよい。ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２は、圧力降下データ１１２を記録及び格納し、ＡＳＭ入口フィルタ性能式１１０によって指示されるように、経験的曲線近似１１６を生成することができる。経験的曲線近似１１６を外挿することにより、性能が、ＡＳＭ入口フィルタ２６の修理又は交換され得る閾値パス／フェイル値１１４を超える前に、ＡＳＭ入口フィルタ２６の残りの動作時間を推定することが可能になり得る。測定結果のばらつきは、フィルタを通る流れが１つの飛行テストケースから次の飛行テストケースに少量変化するであろうという事実を説明するために示されていることに留意されたい。

次に図８を参照して、ＡＳＭ入口フィルタＢＩＴ試験を行うために制御ユニット１２に組み込むことができるアルゴリズム３００の例示的なフローチャートが示される。図示されるように、ステップ３０２において、制御ユニット１２は、ＡＳＭ入口フィルタ２６のテスト条件を開始してよい。ステップ３０４において、制御ユニット１２は、入口空気温度が十分に安定しているかどうかを決定するために、熱交換器出口温度センサ４０（図１及び図３）から受信したデータに問い合わせしてよい。入口空気温度が不安定であると決定された場合、制御ユニット１２はステップ３０４の最初に戻ってよい。ステップ３０６において、制御ユニット１２は、入口空気圧力が上記のように十分に安定しているかどうかを判定するために、入口圧力センサ５０から受信したデータを問合せしてよい。入口空気圧力が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ３０４の最初に戻ることができる。入口空気圧力が安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ３０８に移行するであろう。ステップ３０８において、制御ユニット１２は、航空機の搭載高度計から受信したデータを得て、航空機高度が十分に安定しているかどうかを決定することができる。航空機の高度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ３０４の最初に戻ることができる。航空機の高度が十分に安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ３１０に進み、ＡＳＭ入口フィルタ２６のＢＩＴ試験を開始するであろう。

ステップ３１２において、制御ユニット１２は、デルタ圧力センサ４４から受信したデータを得て、ＡＳＭ入口フィルタ２６の出力における圧力降下が許容限度内にあるかどうか（閾値パス／フェイル値１１４以下など）を判断することができる。圧力低下の大きさが許容できないと判断された場合、制御ユニット１２は、ステップ３１４でＡＳＭ入口フィルタＢＩＴを障害としてフラグを立て、それによってＡＳＭ入口フィルタ２６の障害と、フィルタの修理又は交換の必要性が示されたことを通知する。しかしながら、ＡＳＭ入口フィルタ２６に渡る圧力降下が許容可能であると判定された場合、制御ユニット１２はステップ３１６に移行し、時間の関数としてＡＳＭ入口フィルタ２６に渡る圧力降下について経験的曲線近似１１６（図７）を計算する。ステップ３１８で、制御ユニット１２は、曲線近似１１６を外挿して、ＢＩＴ障害前のＡＳＭ入口フィルタ２６の動作時間数（すなわち、最後の測定から曲線近似１１６が最大限界閾値１１４と交差するまでの時間の長さ）を推定することができるだろう。ステップ３２０において、制御ユニット１２は、推定された時間の長さが所定時間、例えば１００時間未満であるかどうかを決定してよい。一例として、ＡＳＭ入口フィルタＢＩＴ障害が発生すると推定される前に曲線近似１１６が１００時間以上残っていることを示す場合、制御ユニット１２は、１つ又は複数の警告灯を作動させる等の警告を通信しないであろう（ステップ３２２）。一方、ＡＳＭ入口フィルタＢＩＴ障害が発生すると推定される前に残るのが１００時間未満であることを曲線近似１１６が示す場合、制御ユニット１２は、１つ以上の警告灯を作動させるなどの警告を通信して、ＡＳＭ入口フィルタ２６の障害が差し迫っていることを示すことができるであろう（ステップ３２４）。その後オペレータは、ＡＳＭ入口フィルタ２６を適宜修理又は交換してよい。

本発明のさらなる態様において、さらなる例として、ＰＨＭセンサネットワークは、デルタ圧力センサ３２（図１及び図３）等のオゾンコンバータ２２の健全特性及び動作特性を監視してよい。上述のＡＳＭ５８及びＡＳＭ入口フィルタ２６の性能モニタリングと同様に、オゾンコンバータ２２の性能劣化は、工場試験及び／又はコンピュータモデリングによって得られるオゾンコンバータ性能式１１８のような経験式によって特徴付けられてよい（図９）。一例として、オゾンコンバータ２２の性能試験は、汚染物質の注入を介して行われ、デルタ圧力センサ３２のデータは、オゾン除去効率の低下を示す圧力降下の増大を示す場合がある。このように、汚染注入の速度は、オゾンコンバータ２２の残りの動作時間の推定に変換され得る。そのような推定はまた、追加の航空機の飛行プロファイル情報及び推定される汚染集積速度の期待値を補償する場合がある。オゾンコンバータ２２に渡る圧力降下は、入力条件が上記のように十分に安定であると決定された後に発生する特定の飛行フェーズ中に、飛行毎に少なくとも一回発生するオゾンコンバータテストにより、飛行動作中に連続的に監視されてよい。

従って、図９に示すように、オゾンコンバータ２２の性能は、デルタ圧力センサ３２から受け取った圧力降下データ１２０に問い合せすることによって評価され得る。最大許容圧力低下のための閾値パス／フェイル値１２２は、予め決定されてよく、システム特有であっても用途特有であってもよい。ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２は、圧力降下データ１２０を記録及び格納し、オゾンコンバータ性能式１１８によって指示される経験曲線近似１２４を生成してよい。経験曲線近似を外挿することにより、性能がパス／フェイル閾値１２２を超える前にオゾンコンバータ２２の残りの動作時間を推定することができ、その時点でオゾンコンバータ２２を修理又は交換することができる。

次に図１０を参照して、オゾンコンバータのＢＩＴ試験を行うために制御ユニット１２に組み込まれ得るアルゴリズム４００の例示的なフローチャートが示されている。図示のように、ステップ４０２において、制御ユニット１２は、オゾンコンバータ２２のテスト条件を開始し得る。ステップ４０４において、制御ユニット１２は、入口空気温度が十分に安定しているかどうかを判定するために、入口温度センサ３６（図１及び図３）から受信したデータを問い合わせる場合がある。入口空気温度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ４０４の最初に戻ることができる。入口空気温度が十分に安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ４０６に進む。ステップ４０６において、制御ユニット１２は、入口空気圧力が上記のように十分に安定しているかどうかを判定するために、入口圧力センサ５０から受信したデータを得ることができる。入口空気圧力が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ４０４の始めに戻ることができる。入口空気圧力が安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ４０８に移行する。ステップ４０８において、制御ユニット１２は、航空機の高度が十分に安定しているかどうかを判定するために、航空機の搭載高度計から受信したデータを得ることができる。航空機の高度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ４０４の最初に戻ることができる。航空機の高度が十分に安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ４１０に進み、オゾンコンバータ２２のＢＩＴ試験を開始するであろう。

ステップ４１２において、制御ユニット１２は、デルタ圧力センサ３２から受信したデータに問い合わせて、オゾンコンバータ２２の出力における圧力降下が許容限度内（パス／フェイル閾値１２２未満など）にあるかどうかを決定することができる。圧力低下の大きさが許容できないと判断された場合、制御ユニット１２は、ステップ４１４でオゾンコンバータＢＩＴを障害としてフラグを立て、オゾンコンバータ２２の障害、及び修理又は交換の必要性が示されたことを通知することができる。一方、オゾンコンバータ２２に渡る圧力降下が許容可能であると判定された場合、制御ユニット１２はステップ４１６に移行し、時間の関数としてオゾンコンバータ２２に渡る圧力降下について経験曲線近似１２４（図７）を計算するであろう。ステップ４１８において、制御ユニット１２は、曲線近似１２４を外挿して、ＢＩＴ障害前のオゾンコンバータ２２の動作時間数（すなわち、最後の測定から曲線近似１２４が最大限界閾値１２２と交差するまでの時間の長さ）を推定することができるだろう。ステップ４２０において、制御ユニット１２は、この推定された時間の長さが所定期間、例えば１００時間未満であるかどうかを決定することができる。一例として、曲線近似１２４が、オゾンコンバータＢＩＴ障害が発生すると推定される前に１００時間以上が残っていることを示す場合、制御ユニット１２は、１つ又は複数の警告灯を作動させるなどの警告を通信しないであろう（ステップ４２２）。しかしながら、曲線近似１２４が、オゾンコンバータＢＩＴ故障が発生すると推定される前に１００時間未満が残っていることを示す場合、制御ユニット１２は、オゾンコンバータの故障が差し迫っていることを示すために１つ以上の警告灯を作動させるなどの警告を送信するであろう（ステップ４２４）。次いで、オペレータは、必要に応じてオゾンコンバータ２２を修理又は交換することができる。

本発明のさらに別の態様では、一例として、ＰＨＭセンサネットワークは、温度センサ３６、４０（図１及び図３）を介すなどして、熱交換器２４の健全性及び動作特性を監視することができ、また、航空機の搭載センサによって制御ユニット１２に与えられる外気温データを監視することができる。述べられた先の性能モニタリングスキームと同様に、熱交換器２４の性能劣化は、工場試験及び／又はコンピュータモデリング（図１１）によって導出された熱交換器性能式１２６のような経験式によって特徴付けることができる。一例として、熱交換器２４の性能試験は、熱交換器２４への微粒子の注入によって行われる場合がある。温度センサ４０は、ＡＳＭ入口フィルタ２６に導入する前に入口空気１８をサーモスタットするように、制御ユニット１２を介して制御され得る。このように、温度センサ３６（熱交換器２４に入る前の空気）と温度センサ４０（熱交換器２４内での調整後の空気）からの温度センサデータの比較は、熱交換器２４の熱交換効率を示す場合がある。このように、熱交換器の汚染速度は、熱交換器２４の残りの動作時間の推定に変換され得る。そのような推定は、追加の航空機の飛行プロファイル情報及び推定粒子取込み速度の期待値を補うこともできる。熱交換器２４の効率は、入力条件が上記のように十分に安定であると判定された後に発生する特定の飛行フェーズ中に、少なくとも飛行毎に１回発生する熱交換器テストにより、飛行中に連続的にモニタされ得る。

図１１に示すように、熱交換器２４の性能は、熱交換効率１２８を決定するために、温度センサ３６及び温度センサ４０からの温度センサデータを比較することによって評価されてよい。最小許容効率１３０のためのパス／フェイル閾値は予め定められていてもよく、システム特有であっても用途特有であってもよい。ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２は、温度データ及び計算された効率データ１２８を記録し、格納し、比較し、熱交換器性能式１２６によって指示される経験曲線近似１３２を生成することができる。経験曲線近似１３２を外挿することにより、性能がパス／フェイル閾値１３０をこえる前に熱交換器２４の残りの動作時間を推定することができ、その時点で熱交換器２４を修理又は交換することができる。

次に図１２を参照して、熱交換器ＢＩＴ試験を行うために制御ユニット１２に組み込むことができるアルゴリズム５００の例示的なフローチャートが示される。図示のように、ステップ５０２において、制御ユニット１２は、熱交換器２４のテスト条件を開始することができる。ステップ５０４において、制御ユニット１２は、入口空気温度が十分に安定しているかどうかを判定するために、入口温度センサ３６（図１及び図３）から受信したデータに問い合わせることができる。入口空気温度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ５０４の始めに戻ることができる。入口空気温度が十分に安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ５０６に移行するであろう。ステップ５０６で、制御ユニット１２は、出口温度センサ４０から受信したデータに問合せして、出口空気温度が上記のように十分に安定しているかどうかを決定することができる。入口空気温度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ５０４の始めに戻ることができる。入口空気温度が安定していると判定された場合、制御ユニット１２はステップ５０８に移行する。ステップ５０８で、制御ユニット１２は、航空機搭載高度計から受信したデータを得て、航空機高度が十分に安定しているかどうかを判断することができる。航空機の高度が不安定であると判定された場合、制御ユニット１２は、ステップ５０４の初めに戻ることができる。航空機の高度が十分に安定であると判定された場合、制御ユニット１２はステップ５１０に移行し、熱交換器２４のＢＩＴ試験を開始するであろう。

ステップ５１２において、制御ユニット１２は、温度センサ３６、４０から受信した温度データに問い合わせ比較して、熱交換器２４の熱交換効率１２８が許容限度内（閾値パス／フェイル値１３０以上など）にあるかどうかを判定することができる。熱交換効率１２８が許容できないと判断された場合、制御ユニット１２は、ステップ５１４で熱交換器ＢＩＴに障害としてフラグを立て、それによって熱交換器２４の障害と、修理又は交換の必要性が示されたことを通知する。一方、熱交換器２４の熱交換効率１２８が許容可能であると判定された場合、制御ユニット１２はステップ５１６に移行し、時間の関数として熱交換器２４の熱交換効率についての経験曲線近似１３２（図１１）を計算するであろう。ステップ５１８において、制御ユニット１２は、曲線近似１３２を外挿して、ＢＩＴ障害前の熱交換器２４の動作時間数（すなわち、最後の測定から曲線近似１３２が最小限界閾値１３０と交差するまでの時間の長さ）を推定することができるであろう。ステップ５２０において、制御ユニット１２は、推定された時間の長さが所定期間、例えば１００時間未満であるかどうかを決定することができる。一例として、熱交換器ＢＩＴ障害が発生すると推定される前に１００時間より多く残っていることを曲線近似１３２が示す場合、制御ユニット１２は、１つ又は複数の警告灯を作動させる等の警告を通信しないであろう（ステップ５２２）。しかしながら、熱交換器ＢＩＴの故障が発生すると推定される前に１００時間未満が残っていることを曲線近似１３２が示す場合、制御ユニット１２は、熱交換器の故障が起きようとしていることを示すために１つ以上の警告灯を作動させる等の警告を送るであろう（ステップ５２４）。次いでオペレータは、必要に応じて熱交換器２４を修理又は交換することができる。

制御ユニット１２のための例示的なアルゴリズム命令が上に述べられ、図６、図８、図１０、及び図１２が参照されたが、ある例示的な実施形態は、これらの命令におけるステップの順序を変更することができ、又はあるステップを除去しあるいは修正することもできることが理解されるであろう。さらに、上述され、図６、図８、図１０、及び図１２が参照された命令における各ステップは、コンピューティングデバイス（例えば、ＯＢＩＧＧＳ制御ユニット１２）による実行のために、コンピュータ可読記憶媒体（例えば、メモリストレージ）に格納されたコンピュータソフトウェアとして具体化されてもよく、あるいは、 「モジュール」及び／又は「プログラム」と見做されてよい。

本発明の前述の説明は、例示および説明のために提示されたものである。網羅的であることを意図するものではなく、本発明を開示された正確な形態に限定することも意図していない。開示された実施形態は上記教示に照らして変更されてもよいことは、当業者には明らかであろう。記載された実施形態は、当業者が様々な実施形態において、また企図される特定の用途に適した様々な変更を伴って本発明を利用することを可能にするために、本発明の原理の説明およびその実際の適用を提供するように選択される。従って、上記の説明は、限定ではなく例示的なものと見做されるべきであり、本発明の真の範囲は、添付の特許請求の範囲に記載されるものである。

Claims (6)

1. 機上不活性ガス生成装置（ＯＢＩＧＧＳ）内の１つ又は複数のコンポーネントに対してメンテナンス予測を計算し、性能不足を改善するためのシステムであって、ＯＢＩＧＧＳコンポーネントは流路を介してそれぞれ流体結合されるオゾンコンバータ、熱交換器、入口フィルタ、及び空気分離モジュール（ＡＳＭ）を含み、前記オゾンコンバータは入口弁を介して受け取られる入口ガスからオゾンガスを除去するように構成され、前記熱交換器は入口ガスの温度を調節するように構成され、前記入口フィルタは入口ガスからの汚染物質の少なくとも一部をろ過するように構成され、前記ＡＳＭは入口ガス内の成分を分離し下流の燃料タンクに送出するための不活性ガスを生成するように構成された中空糸膜を含む、ところのシステムであって、
   ａ．ＯＢＩＧＧＳの各コンポーネントに結合される少なくとも1つのそれぞれのセンサを含む予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサネットワークであって、各少なくとも１つのそれぞれのセンサはそれぞれのコンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を出力するように構成される、予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサネットワークと、
   ｂ．各コンポーネントに作動的に結合され前記ＰＨＭセンサネットワークの各それぞれのセンサに信号的に結合された制御ユニットであって、それぞれのデータ信号を解析して、それぞれのコンポーネントのメンテナンス予測を計算するように構成された少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを含む制御ユニットと、を含むシステム。
2. 前記少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムは各それぞれのコンポーネントの予測性能寿命に対応する経験曲線近似を含み、該アルゴリズムはそれぞれのデータ信号を外挿してコンポーネント障害前の残りのコンポーネント動作時間を推定するように構成されることを特徴とする請求項１に記載されたシステム。
3. 前記制御ユニットは推定された残りのコンポーネント動作時間が所定の期間よりも短い場合に通知を生成するように構成されることを特徴とする請求項２に記載されたシステム。
4. 前記制御ユニットは、ＡＳＭに結合されたセンサからのデータ信号が閾値より低い空気分離効率を示す場合に再生シーケンスを開始するように構成されることを特徴とする請求項２に記載されたシステム。
5. 機上不活性ガス生成装置（ＯＢＩＧＧＳ）内の１つ又は複数のコンポーネントに対してメンテナンス予測を計算し、性能不足を改善するための方法であって、ＯＢＩＧＧＳコンポーネントは流路を介してそれぞれ流体結合されるオゾンコンバータ、熱交換器、入口フィルタ、及び空気分離モジュール（ＡＳＭ）を含み、前記オゾンコンバータは入口ガスからオゾンガスを除去するように構成され、前記熱交換器は入口ガスの温度を調節するように構成され、前記入口フィルタは入口ガスからの汚染物質の少なくとも一部をろ過するように構成され、前記ＡＳＭは入口ガス内の成分を分離し下流の燃料タンクに送出するための不活性ガスを生成するように構成された中空糸膜を含み、予測ヘルスモニタリング（ＰＨＭ）センサネットワークはＯＢＩＧＧＳの各コンポーネントに結合される少なくとも1つのそれぞれのセンサを含み、各少なくとも１つのそれぞれのセンサはそれぞれのコンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を出力するように構成され、制御ユニットは各コンポーネントに作動的に結合され前記ＰＨＭセンサネットワークの各それぞれのセンサに信号的に結合され、前記制御ユニットはそれぞれのデータ信号を解析して、それぞれのコンポーネントのメンテナンス予測を計算するように構成された少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを含む、ところの方法であって、
   ａ．前記少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを前記制御ユニットに取り込むステップであって、前記少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムはそれぞれのコンポーネント性能式と、コンポーネント性能寿命に対応する関連する性能経験曲線近似とを含む、ステップと、
   ｂ．前記制御ユニットを介して、各コンポーネントの性能条件に対応するそれぞれのデータ信号を受信するステップと、
   ｂ．前記少なくとも１つのテスト条件アルゴリズムを介して、それぞれのコンポーネントについて推定数の残りのコンポーネント動作時間を計算するために性能条件を経験曲線近似と比較するステップと、を含む方法。
6. さらに、前記制御ユニットを介して、前記推定数の残りのコンポーネント動作時間が所定期間未満である場合に、通知を生成するステップと、を含む請求項５に記載された方法。