JP2907216B2 - 航空機に用いられる多機能メータ - Google Patents

航空機に用いられる多機能メータ

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JP2907216B2
JP2907216B2 JP63088028A JP8802888A JP2907216B2 JP 2907216 B2 JP2907216 B2 JP 2907216B2 JP 63088028 A JP63088028 A JP 63088028A JP 8802888 A JP8802888 A JP 8802888A JP 2907216 B2 JP2907216 B2 JP 2907216B2
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    • G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01D7/00—Indicating measured values
    • G01D7/02—Indicating value of two or more variables simultaneously
    • G01D7/08—Indicating value of two or more variables simultaneously using a common indicating element for two or more variables
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07C—TIME OR ATTENDANCE REGISTERS; REGISTERING OR INDICATING THE WORKING OF MACHINES; GENERATING RANDOM NUMBERS; VOTING OR LOTTERY APPARATUS; ARRANGEMENTS, SYSTEMS OR APPARATUS FOR CHECKING NOT PROVIDED FOR ELSEWHERE
    • G07C3/00—Registering or indicating the condition or the working of machines or other apparatus, other than vehicles

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  • General Physics & Mathematics (AREA)
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  • Testing Or Calibration Of Command Recording Devices (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の分野〕 この本発明は航空機に用いられるように特に適用する
ように成された多機能メータに関する。より詳細には、
このメータは複数の異なった条件をユーザに表示するこ
とができ、しかも航空機の機器パネルにおいてただ１つ
の機器の空間を占めるだけである。
〔発明の背景〕
航空機の飛行中にモニタされねばならない多くのシス
テムとパラメータのためにコックピットは混雑してしま
うものである。最も重要な指示器すなわちインジケータ
の幾つかはパイロットが連続するベース上にあるインジ
ケータを簡単に監視することができる場所に置かれた機
器パネル上のコックピットの中で配設されている。それ
らの機器は１つの情報の値をモニタするのが常である。
これらの多くのインジケータは各種のエンジンパラメー
タ等をパイロットによってモニタさせるために使われさ
せ、そして航空機の環境をモニタさせるために必要であ
る。しかしながら、係る多数のインジケータは非常に大
きな機器パネルを必要とし、コックピットの領域を混雑
にし配線を困難にする。
米国特許第4,575,803号は過剰の温度の警報を発し、
所定の温度以上の時間の長さを蓄積し、全体のエンジン
時間を指示する。マイクロプロセッサが制御する単一表
示エンジンモニタ及びレコーダを開示する。米国特許第
3,593,012号は過剰な温度の警報と過剰な速度の警報を
発し、そしてまたスピードと温度信号を一体化してエン
ジンのライフサイクル値を発生する、エンジンライフレ
コーダシステムを表示する。このレコーダシステムはま
た全エンジン走行時間を表示する。しかしながら、この
特許によれば、これらの表示の各々は別の表示面を要す
る。米国特許第3,250,901号はまた温度とエンジン回転
速度特性との一体化を開示する。
しかしながら、これらの特許の全ては比較的に欠点が
ある。なぜならそれらは比較的少数の異なった機能を表
示するだけだからである。更に、各機器は通常単一の入
力パラメータのみを受け取り、ピーク、制限をモニタす
るので、温度のパーセントは粗く評価されるだけであ
る。これは異なった参照レベルが航空機のエンジンの異
なった動作条件に適用しうるからである。例えば、エン
ジン始動動作は、通常、エンジンの通常動作時より高温
で行われる。従って、過剰温度に対する警報を発する基
準レベルは始動動作時と通常動作時では変更しなければ
ならない。同様に危険温度以上での動作時間の合計を計
る場合にも、エンジンが始動動作時か通常動作時かによ
って警報を発するレベルを変化させなければならない。
この発明によれば、これは航空機エンジンの回転速度
と温度の両方に関係しているパラメータをモニタするこ
とによって有効に行えるものである。この回転速度はエ
ンジンが始動動作中或いは通常動作中であるかを決める
ために検出される。温度はそれからそのエンジン始動動
作中か通常動作中かによって変化するスレッショルドと
比較される。
従来技術のいずれも航空機エンジンの温度と回転スピ
ードの両方に関する値を表示する単一の表示部をもつイ
ンジケータを有してはいない。米国特許第3,250,901号
と第3,593,012号は同じインジケータ装置における回転
速度と温度の両方をモニタするものである。しかしなが
ら、'901はエンジンのライフサイクルを表示するだけで
あり、'012は異なったモニタ上の異なったパラメータを
表示するものである。異なったモニタが使われているの
で、インジケータの配列上の余分のスペースが必要であ
る。更に、これらの特許のいずれも始動動作が通常動作
かを決めるために回転速度を使うことを開示してはおら
ず、そして温度が比較されるべき回転速度に基づく参照
値を選択するために回転速度を使うことを開示していな
い。
更に、これらのメータのいずれもこの発明に従うとこ
ろのものと同じくらい複雑な複数の機能が単一のメータ
を使うことによってモニタされたようにはしていない。
本発明によってモニタされるこれらの複数の機能はピー
ク温度と、所定の温度を越える時間長と、過剰の温度
と、エンジン始動及び通常動作モードの両方での温度制
限を越えるピーク値と、ピーク速度と、所定の速度を越
える時間長と、全エンジン時間と、及びエンジンのライ
フサイクルとを含むものである。更に、これらの特許の
いずれも全ての関連する回動が表示部それ自身の領域よ
りもより小さい断面領域を有する容器の中におくもので
はない。
〔発明の要約〕
上述した全ての問題を克服するために、本発明は多数
の別々の際立った特徴の利点を有する航空機用のインジ
ケータを規定するものである。この発明の１つの特徴に
よれば、温度警告の制限がセットでき、エンジンの始動
動作及び通常動作時のピークをモニタすることができ
る。このエンジンが始動動作であるか通常動作であるか
は、エンジンの回転速度より決定される。
この発明に従うインジケータは、ピーク温度スレッシ
ョルド；過剰温度に対する時間をモニタでき、過剰温度
に対する警告；セット温度の制限もモニタでき、エンジ
ンの始動と連続動作条件との両方に対するピーク、ピー
ク速度モニタ；速度のスレッショルドを越える時間をモ
ニタでき、全エンジン時間；エンジンのライフサイクル
をモニタできる。これらの機能の全ては単一の表示部上
に記憶され表示できる。表示部を駆動するために必要な
電子機器の全てはまた大変小さな容器中に具体的に入れ
ることができる。従って、この多機能インジケータは通
常の表示部によって占められている空間内で航空機のコ
ックピット上の機器パネル上に配設されるものである。
この発明のインジケータはエンジンの温度と回転速度
の両方の機能をモニタしているために多くの利点を有す
るものである。このエンジンのモニタする回転速度によ
ってそのエンジンが始動モードであるか通常動作モード
であるかの決定を行うことができる。始動モードである
時は通常動作モードである時よりエンジンの温度が高い
ことが予期される。従ってエンジンが始動モードである
か通常動作モードであるのかの決定によって、異なった
温度関係が計算され表示される。この発明の他の側面と
利点については以下により詳しく述べられる。
〔実施例〕
第１図（ａ）は、メータ機能を得るためにこの発明に
従って使われる構成のブロック図を示す。コネクタ110
は航空機システム112をモニタシステム114に接続するた
めに設けられる。タコメータ116はエンジンの回転速度
に関係するパルスを発生する。タコメータ116は信号プ
ロセッサ118に接続されて、このプロセッサはタコメー
タ116からのパルスを処理して信号指示エンジンの回転
速度を発生する。信号プロセッサ118からの出力信号は
データバス120へ選択的に接続される。アドレスバス122
はまた信号プロセッサ118に接続される。
複数の外部スイッチ130はコネクタ110を介して信号プ
ロセッサ132に接続される。信号プロセッサ132はまたデ
ータ及びアドレスバス120、122に接続され、スイッチの
入力を処理しそれらがインジケータすなわち指示器によ
って利用されるようにする。
温度検出器134は航空機内に設けられて、その位置の
温度を検出する。この実施例に従うと、温度検出器の構
成134によって廃棄ガス温度、すなわちEGTを検出し、こ
の温度を検出するために配設されたカーモカップルから
なる。信号プロセッサと補償回路136はサーモカップル
からの入力を受け取り、従来から知られている方法によ
ってサーモカップルの接続点温度を補償し、信号を処理
してデータバス120へと入力する。
電力変換器138は航空機電源140に接続される。電力変
換器138は装置114の異なった構成によって使われる複数
の異なった記憶電圧値を生ずる。
データとアドレスバスはCPU150に接続され、このCPU1
50は全装置の動作を統轄する。CPU150はまたCPU150の動
作に対するプログラムを含むEPROMメモリ152と関係す
る。スクラッチパッドメモリ等がメモリ154に与えら
れ、実施例では、これはバッテリ156によってバックア
ップされる。勿論、これは不揮発性メモリを使うことに
よっても達成できる。
装置114からの出力信号はコネクタ160に与えられる。
デジタル−アナログ変換器162はアナログ出力信号164を
生じ、CPU150をプログラムすることによって適当に選択
され、CPU150は外部装置へと接続されるように構成され
る。このアナログ出力装置のいくつかの可能性のある使
い方としては、追加のメータを駆動すること、警告燈を
駆動することまたは他の装置へ温度及び／あるいはエン
ジン速度データを提供することである。
出力信号168を生じるそういう出力ドライバ116もまた
提供される。この出力信号はまた例えばボールリレイ16
9のような警告装置を駆動し、或いは航空機システム警
告に接続されるために使用できる。
LCDドライバ170は液晶表示部172を駆動する。この比
較的簡単な構成によって複数の値がモニタされうるよう
にし、そしてここで以下に更に定義されるように表示さ
れるようにする。
この発明の最もよいモードによれば、CPUはNSC−800
型のものである。信号プロセッサ118、132、及び136は
ＡからＤのコンバータのような構成、動作増幅器、ラッ
チ及び３倍ステートバッファからなる。当業者ならばこ
この情報に基づいてこの図面の異なったブロック図案を
いかに具体的に実現するかということは確実に理解する
ことができるであろう。
LCDドライバ170の詳細な構成は液晶表示部を駆動する
ものとして、第２図に示されている。この構成は３個の
集積回路チップ200、202、204を用いて表示部172を駆動
する。表示部172はアナログスケールと４つのユニット
のデジタル表示部とからなり選択的に検討される“警
告”インジケータと同様にその値を表示する。集積回路
200、202、及び204は、例えば、AMIカンパニーによって
作られたS4520A型のものである。
動作についてみると、スイッチ素子130において複数
のスイッチが用いられる。これらのスイッチはリードス
イッチ131,リセットスイッチ133,計測ステップスイッチ
135からなる。その表示部は複数の異なった機能を表示
し、リードスイッチ131はこれらの異なった機能間を循
環するために使用される。
第３図（ａ）〜（ｇ）はリードスイッチ131を押すこ
とによってこの実施例に従って発生された異なった表示
面の例を示す。例えば、第３図（ａ）は表示部172の表
面上に表示された各種の素子のうちのいくつかのものを
示すものである。第３図（ａ）に従うと、アナログ温度
表示部210とデジタル表示部212は両方とも930℃を示
す。警告レベルインジケータ214はほぼこのレベルにセ
ットされる。警告レベルインジケータ214は温度が警告
レベルに近づいたことを示し、その結果警告インジケー
タ216はONとなる。
第１図（ｂ）に示されるように、シャーシハウジング
217は表示部172に取り付けられる。全てのモニタシステ
ム114はシャーシハウジング217内に設けられる。シャー
シハウジング217の断面領域は表示部172の領域よりも小
さくそのためハウジング217は完全に表示部172の後に嵌
合する、ということを注意すべきである。
第３図（ｂ）は650℃における同じ表示部を示す。再
び警告レベルインジケータ214がセットされるが、しか
し温度はこのレベルよりも十分に低いので警告インジケ
ータ216はONとはならない。
第３図（ｃ）及び（ｄ）はこの表示部のモニタモード
の１つを示す。表示部は通常は第３図（ａ）及び第３図
（ｂ）に示されたモードにあるように、すなわち、温度
インジケータモード、この正常モードが存在してモニタ
モードが赤のスイッチ131を押圧することによって投入
される。モニタモードにおいて、異なるパラメータ表示
部の間の移動がリードスイッチ131を繰り返し押圧する
ことによって可能となる。その表示部はいかなるパラメ
ータ表示部モード内においても、パラメータのニーモニ
ックからパラメータへと変化して、いかなるモニタモー
ドが表示されるかそして表示されたパラメータの値とを
交互に表示する。
第３図（ｃ）はSP＝のメモニューモニックを有する始
動温度ピークモードを示す。始動温度ピーク値は第３図
（ｄ）に示すように940℃である。
動作温度ピーク又はOP.P＝は第３図（ｅ）に示され、
850℃の値は第３図（ｆ）に示される。この実施例に従
って表示される他の可能な情報値は以下のとおりであ
る。
特定温度のスレッショルド以上になった時間、 エンジン速度のピーク（ES.P＝）、 エンジンのレッドラインrpmの101％以上での動作時間
（101＝）、 レッドラインrpmの48％以上での動作時間（OP.H
＝）、 エンジンサイクル（LCF＝） この複数の有効な動作は温度とrpmの両方の機能をモ
ニタする単一のモニタ構成によって可能となる。rpmを
モニタすることによって、エンジンの動作状態が始動動
作中かあるいは通常動作中であるかの決定がなされる。
rpmが特定値以下であることがエンジンの始動条件を含
むと仮定することによって、エンジンが始動モードにあ
るのか通常動作モードにあるのかに基づいて、警告を行
うのに必要な条件が変化する。本実施例によれば、エン
ジンはエンジンrpmがレッドラインの48％未満である時
始動モードとされる。温度関係はこれにより、より有効
に求められる。例えば、始動動作中には警告スレッショ
ルドとして摂氏888℃が設定される。rpmがレッドライン
の48％以上のときには警告スレッショルドとして摂氏82
7℃が設定される。アナログ温度表示部210上の活性化さ
れている部材はその温度が越えたときには点燈する。
この発明に従う構成は第４図〜第６図（ｂ）に示され
ているフローチャートに従って動作する。このフローチ
ャートの主動作ループは第４図に示されており、ここに
詳細に述べられる。
ステップ300における電源ON条件を検出したときに、
そのシステムは初期化されてステップ300にて自己テス
トを行う。主ループは点304で開始する。まず、“VCTOR
（ベクトル）”はステップ300でＮの値をもつように設
定される。このベクトルはここに以下に説明されるよう
になされるのであって、このシステムの動作モードを決
定するために使われる。このベクトル値をＮに等しくセ
ットすることによって正常のモードが達成される。ベク
トルはまたＳとＣの値を仮定することができ、そしてＳ
は表示モードを示し、Ｃは計測モードを示す。
ステップ308において、タコメータ116と信号プロセッ
サ118から得られた周波数がパーセンテージrpmへと変換
される。このパーセンテージrpmはタコメータが現在示
している値をレッドラインの値に対するパーセンテージ
で表したものである。上に説明されたように、このパー
セントrpmは多くの機能のために用いられて、エンジン
が開始或いは通常動作モードにあるかどうかを決定する
ことを含んでいる。
ステップ310では、LCFカウントが計算される。LCFは
低サイクル疲労として従来技術において知られているパ
ラメータを参照するものである。航空機エンジンが高速
または低速rpmのサイクルで走行するとき、所定の量の
疲労がこのエンジンに加えられる。従来技術における通
常当業者によって知られているパラメータに基づいて、
重み付けがエンジンの運動工程に対して加えられる。こ
の重み付けはrpmにおけるサイクルを介して行われるエ
ンジンの運動工程によってエンジンに加えられる力の量
に比例している。これらの工程は所定の時間にわたって
少なくとも最大及び最小値を含みメモリ154に速度履歴
を記憶することによって決定される。ステップ310にお
いて、この速度履歴に基づいてLCFカウントが計算され
る。このLCFカウントは重み付けファクタであり、１つ
の特定な実施例に従えば以下のチャートに従って計算さ
れるものである。
ENGINE CYCLES RPM EXCURSIONS .90 28〜95.8％ .54 53〜95.8％ .18 70〜95.8％ .05 80〜95.8％ 312ステップにおいては、適当な表示警告部材214が活
性化される。この表示警告部材214は警告位置を示し、
それ以上に廃棄ガス温度がなっているということは事故
が発生していることを示すことになる。この警告部材は
エンジンが動作中かあるいは開始中かによって異なった
温度レベルにセットされる。上記したように、この実施
例における警告温度は開始時には888℃に、そして通常
動作時には827℃に設定される。
ステップ314においては、温度が測定されて、ステッ
プ316において信号線164上のアナログ信号として出力さ
れる。温度とrpmピーク等はステップ318においてチェッ
クされる。ステップ318はまたステップ310のLCFの計算
と共に用いるための最小及び最大ピークを記憶するステ
ップを有する。ステップ320において、その表示部がア
ップデートされる。第３図（ａ）及び（ｂ）に関して上
記したように、温度のデジタル表示部212は正常モード
で与えられる。アナログ表示部210もまた通常に表示さ
れる。デジタル温度表示部212とアナログ温度表示部210
は共にステップ320においてアップデートすなわち新し
くされる。ステップ320の後では、制御フローが点304に
戻って主ループに再び入る。
上述のことから分かるように、メータの全ての機能は
必ずしもこの主ループの中で行えるものではない。第５
図（ａ）はこの実施例に従うところの動作中断の１つを
示すものである。この実施例に従うと、この中断は1.2
ミリセカンド毎に生ずる。この1.2ms毎の中断ルーチン
はステップ330で開始する。決定ブロックはステップ332
で生じ、なんらかの超過が前回の中断或いは割り込み以
後記録されているかどうかを決定する。例えば、この超
過は温度に対する開始制限、温度に対する動作制限、及
び所定制限以上の動作速度を含むものである。この実施
例に従うと、超過に対する開始制限は（ａ）55秒に対し
て832℃よりも大きな高い温度であり、（ｂ）40秒に対
して838℃よりも高い温度であり、（ｃ）７秒に対して8
71℃よりも高い温度であり、そして（ｄ）３秒に対して
は888℃よりも高い温度である。動作制限は（ａ）60秒
間766℃よりも高い温度であること、（ｂ）18秒間788℃
よりも高い温度であること、（ｃ）６秒間816℃よりも
高い温度であること、もしくは（ｄ）３秒間827℃より
も高い温度であること等を含むものである。この動作速
度制限はrpmが103％よりも大きいときに生ずる。
いかなる超過が記録された場合であっても、電子磁石
ボールリレイはステップ334においてONされる。ボール
リレイは、超過が生じたことを示すために使われて、一
度スイッチされたら、リセットされるまでの間以前の状
態に残っている磁力装置である。従って、ボールリレイ
をONすることによって、超過が生じたという表示が与え
られて、そのボールリレイがOFFされるまで維持され
る。従って、いかなる追加の余分な電力も消費すること
なく、超過がまだ表示されている。
ステップ336において、タコメータの周波数が測定さ
れる。これはタコメータの１サイクルの時間を計数する
ことによって測定され、そしてタコメータの周波数を表
わしているものとしてこの時間を用いることによって測
定される。このタコメータの周波数が1.2msの中断以内
に計数されることが必要である。その結果、タコメータ
の周波数は他の中断によってこの計数を停止させる前に
得ることができる。
ステップ338においては、その周波数が走行または動
作レベルよりも大きいかどうかの決定がなされる。その
周波数が走行レベルよりも大きいときには、その走行フ
ラグはステップ340でセットされ、その結果装置の残り
が航空機が通常動作モードにあることを決定する。その
周波数が走行レベルよりも大きくない時には、始動モー
ドが認識されて、走行フラグがステップ342でリセット
される。
この表示部はステップ344でアップデートされる。イ
ンジケータ上に表示される全ての情報はメモリ154内に
含まれているレジスタ内に記憶される。このレジスタの
内容はステップ344で表示部をアップデートし、その結
果その表示部は各1.2ms毎に流れるようになる。ステッ
プ346ではスイッチ130の位置が読まれる。ステップ348
ではベクトルＶがメモリから読み出される。フローはそ
れから第５図（ｂ）へと進む。
第５図（ｂ）の最初の３個のステップはベクトルＶの
値を決定する。ベクトルＶと値Ｎとの比較がステップ35
0でなされる。値Ｓとの比較はステップ352でなされる。
最後に、値Ｃとの比較がステップ354でなされる。これ
らの比較の結果に基づいて、フローは選択的に異なった
位置へと進む。このフローは後に説明される。ステップ
350、352、及び354の全てのステップの結果がノーであ
る場合すなわち、ベクトルがＮでもＳでもＣでもない場
合には、フローは中断を出力する。
ステップ350、352、354における肯定プロセスから生
じる異なったフローの径路を以下に説明する。
ベクトルＶがＮに等しいならば、これはそのメータが
正常モードであることを示す。正常モードにおいては、
ステップ362は超過温度の発生をアップデートする。ス
テップ364では、もう１つの超過温度の発生が現在進ん
でいるかどうかを決定するためのテストが行われる。も
しイエスであるならば、警告部材216（第３図（ａ）参
照）がステップ366でフラッシュされて温度制限を現在
超過していることを示す。ステップ364において現在超
過していない場合には、しかしながら、警告が表示部上
になされる警告というのはステップ368でクリアされ
る。
ステップ370において、いずれかのスイッチが押圧さ
れたかどうかを決定するためのテストが行われる。ステ
ップ370のテストに対する否定的な応答がある場合には
ステップ371で中断ルーチンへ抜ける。もしスイッチが
ステップ370で押圧されたならば、押圧されたスイッチ1
35が計測スイッチ135であるかどうかを決定するために
ステップ372で更にテストが行われる。計測135スイッチ
がステップ372で押圧されているならば、そのベクトル
は値Ｃに設定され、モード値はステップ374で１にセッ
トされる。このモード値はインジケータがモニタする各
種の制限の最初のものを表わす。ステップ376では、測
定値が他の中断が生ずるまで表示される。
計測スイッチ135がステップ372で押圧されていないな
らば、そのベクトルは値Ｓでセットされ、そのモードは
再び値１にセットされ各種の制限のうちの第１のものが
選択されたことを示す。この時に、制御はまた第６図
（ｂ）へ進み、これらについては後に説明される。
ベクトルがステップ350でＮでないと決定された場合
には、そのベクトルがＳであるかどうかの決定を行うた
めにステップ352でテストが行われる。そのベクトルが
Ｓであるならば、その制御は第６図（ａ）に示される位
置6Aに進む。
第６図（ａ）において、ステップ400において、周波
数はパーセンテージrpmへ変換される。ステップ402にお
いては、LCFカウントが計算され、そしてステップ404で
は、温度が測定される。所定の制限以上の時間がステッ
プ406において計算される。もし現在超過していること
がステップ408で検出されたならば、第４図における主
ループの位置４へと制御がもどる。しかしながら、ステ
ップ408で現在超過していることが検出されないなら
ば、ステップ410はいずれかの新しいスイッチが押圧さ
れたかどうかを決定する。もしそうでないならば、サブ
ルーチンから抜けることがステップ412において行われ
る。しかしながら、新しいスイッチがステップ410で押
圧されているならば、これがリードスイッチ131である
かどうかをステップ414で決定し、ステップ416ではこれ
がリセットスイッチ133であるかどうかを決定する。リ
ードスイッチもリセットスイッチも両方とも押圧されな
いときには、中断からのリターンがステップ418で実行
される。
リードスイッチ131が押圧されたスイッチであると判
断された場合には、最初のテストモードはその装置がス
テップ420における最終モードにあるかどうかというこ
とである。この最終モードは各種の制限の最終のものが
表示されたということを示すものである。この実施例に
従うと、15個の別々の表示モードが存在する。これらの
15個の表示モードを介して循環が行われた後に、最終モ
ードが検出される。最終的なモードが決定されたなら
ば、次のモードへ増加していくかわりに、そのメータは
次のリードスイッチ初期化時に正常モードに戻る。従っ
て、フローはそれから主ループの第４図に示されている
位置４へと進む。最終モードがステップ420で決定され
ていないならば、次のモードに進むことがステップ422
において実行される。ステップ422の後では制御は第６
図（ｂ）に示す点6Bへと進む。
第６図（ｂ）に示すステップ424においては、そのモ
ード時間は特定のモードが表示される時間の長さをモニ
タするために初期化される。所定量の時間がたった後に
は、表示部は正常モードへと戻る。この実施例に従う
と、そのモード時間は12.8秒である。このモード時間が
初期化された後には、モードパラメータはステップ426
において1.6秒以上の間表示される。この表示パラメー
タ値がステップ428においてその後1.6秒間その後表示さ
れる。この間、中断がなお生じており、、その結果１つ
の値を表示していることに加えて他の動作が（例えば表
示部をアップデートする等）が生じ続ける。
ステップ430において、そのモード時間が12.8秒より
も大きいかどうかの決定がなされる。そのモード時間が
12.8秒よりも大きいならば、その制御は再び第４図の位
置４で主ループへと戻る。しかしながら、モード時間が
12.8秒よりも大きくないならば、制御は再びステップ42
6へ進みパラメータとパラメータ値とを交互に表示し続
ける。
これらの動作の全ての動作はステップ414において押
圧されたリードスイッチ131によって生ずる。しかしな
がら、リードスイッチ131はステップ414で押圧されてい
ないので、リセットスイッチ133がステップ416において
押圧されたかどうかが決定される。もしそうであるなら
ば、特定のモードの値はステップ432においてリセット
される。制御は再びそれから第６図（ｂ）における位置
6Bへと進み、その結果モードパラメータと表示パラメー
タがそのモードの許容時間の間交互に表示される。
第５図（ｂ）に戻って、ベクトルがステップ352でＳ
ではないと判断されたら、さらなるテストがステップ35
4でなされこのベクトルがベクトルＣであるかどうかを
決定する。もしそうでないならば、中断が抜けて、そし
て制御が再び主ループへと進む。しかしながら、ベクト
ルがＣに等しいなら、新しいスイッチが押圧されている
かどうかがステップ356でテストされる。もしそうでな
いなら、制御は再びステップ380で中断を抜ける。計測
スイッチ135が押圧されているかどうかは再びステップ3
58で決定される。もしそうでないなら、リセットスイッ
チ133がステップ360で押圧されているかどうかが決定さ
れ、否定的な結果なときにはステップ382で中断を抜け
る。計測スイッチがステップ358で押圧されているな
ら、ステップ432は最終の計測モードが現在進行中であ
るかどうかの決定をする。もしイエスなら、制御は第４
図の点４へと進み再び主ループに加わる。しかしなが
ら、最終の計測モードがステップ432で検出されないな
らば、計測モードはステップ434において増加する。
リセットスイッチ133がステップ360で押圧されたと判
断されるときには、計測値はステップ436で計算され或
いは記憶される。制御はそれから計測値が表示されるス
テップ376へと進む。リセットスイッチ133が押圧されて
いないなら、増加計測モードはステップ434において生
じ、その後制御は計測値が表示されているステップ376
へと進む。この計測値は別の中断がその動作を中断する
まで継続して表示される。
従って、本発明に従えば、有効な機能がより進歩した
技術によって可能となり、しかも本発明の構成、構造に
おいては簡単である。rpm及び温度の両方の機能がその
構成によって得られるので、始動時及び動作時に対して
異なった温度制限が可能となる。さらに、温度機能とエ
ンジンの回転速度機能の両方はこの単一の比較的簡単な
表示部で表示される。表示部の電子機器は表示部の大き
さより小さい断面領域を有する容器の中に配設される・
・・しかし本発明に従った構成によりさらに16の機能を
実行することができる。従って、重要な有益性は航空機
設計の分野においてこの構成を用いるときに得られるだ
ろう。
本発明の２、３の典型的な実施例のみが上記に詳細に
説明されているが、この技術において通常の知識を有す
る当業者が通常の実施例において本発明の新規性、進歩
性から著しくはずれることなしに多くの変形が可能であ
る、ということが容易に理解されるだろう。例えば、こ
の構成はまったくの液晶ではない、あらゆる種類の表示
部に用いることができ、プログラムにおける変更はその
発明の概念に影響を及ぼさない範囲で可能である。
従って、すべての係る変形は特許請求の範囲で限定さ
れた本発明の範囲内に含まれるであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図（ａ）はこの発明に従って使われる構成のブロッ
ク図、 第１図（ｂ）はこの発明のインジケータの斜視図、 第２図は液晶表示ドライバ構造を示しているブロック
図、 第３図（ａ）〜（ｆ）はこの発明に従って使用されるメ
ータの表示面を示す図、 第４図はこの発明に従って使われるプログラムの主ルー
プのフローチャート、 第５図（ａ），（ｂ）はこの発明の多くの特徴を動作す
る1.2msの中断に従って使われるフローチャート、 第６図（ａ），（ｂ）は中断ルーチンのブランチを示す
図である。 116……タコメータ、 118、132……信号プロセッサ、 130……スイッチ、 134……温度検出、 136……信号プロセッサ及び補償、 138……電源コンバータ、 140……航空機電源、 152……EPROMメモリ、 154……メモリ、 162……D/P、 166……出力ドライバ、 169……ボールリレイ、 170……LCDドライバ、 172……液晶表示
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭57−41224（ＪＰ，Ａ) 特公 昭50−38769（ＪＰ，Ｂ２) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02C 7/00 - 7/36 B60K 35/00 - 37/06 G01D 7/00 - 7/12 G01D 21/00 - 21/02

Claims (14)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】エンジンを有する航空機のインジケータ装
    置であって、 （ａ）前記エンジンの温度、（ｂ）前記エンジンの回転
    速度、（ｃ）前記エンジンの回転速度と関連したエンジ
    ンの温度、の前記（ａ）〜（ｃ）を含む複数の情報値よ
    り表示を行う情報値を１つ選択する選択手段と、 前記エンジンの温度と回転速度を示す信号が接続され、
    前記エンジンの温度と回転速度の少なくとも１つに基づ
    いて前記選択手段により選択された１つの情報値の現在
    の値を決定し、それを示す表示信号を生成する処理手段
    と、 前記表示信号に基づいて表示出力を生成する表示手段
    と、 からなるインジケータ装置。
  2. 【請求項２】前記処理手段はまた、 前記エンジンの前記回転速度を前記エンジンの動作状態
    を決定する所定のスレッショルドと比較し、前記動作状
    態は、前記回転速度が前記スレッショルドよりも大きな
    ときには通常動作モードであり前記スレッショルドより
    も小さな時には始動モードであることとし、 前記エンジンの前記温度と前記動作状態とに基づいて温
    度の評価基準を決定し、 前記エンジンの前記温度と前記温度の評価基準の相関関
    係としての温度関係を求め、前記選択手段は表示を行う
    前記温度関係も更に選択する、 ことを特徴とする請求項１記載のインジケータ装置。
  3. 【請求項３】所定の期間内での最大及び最小回転速度を
    記憶するための記憶手段と、 前記最大及び最小回転速度を使った低サイクル疲労値を
    決めるための手段とを更に有することを特徴とする請求
    項１記載のインジケータ装置。
  4. 【請求項４】エンジンを有する航空機のインジケータ装
    置であって、 （ａ）前記エンジンの温度と回転速度を示す信号を受け
    取り、（ｂ）前記回転速度を前記エンジンの動作状態を
    決定するための回転速度の所定のスレッショルドの値と
    比較し、前記動作状態は前記回転速度が前記スレッショ
    ルドより大きな時には通常動作モードであり、前記スレ
    ッショルドより小さい時には始動モードで有るものと
    し、（ｃ）前記動作状態に基づいて温度の評価基準を決
    定し、（ｄ）前記温度の評価基準と前記エンジンの温度
    との相関関係としての温度関係を求める処理手段と、 前記温度関係を表示する手段と、 を有することを特徴とするインジケータ装置。
  5. 【請求項５】複数の情報値の中で表示を行う情報値を１
    つ選択するモード選択手段を更に有することを特徴とす
    る請求項４記載のインジケータ装置。
  6. 【請求項６】航空機エンジンのインジケータ装置であっ
    て、 ディスプレイと、 （ａ）温度、（ｂ）回転速度、（ｃ）回転速度に基づい
    た評価基準との比較を行う複数の温度機能、の前記
    （ａ）〜（ｃ）を含む複数の情報値より表示を行う特定
    の情報値を選択する選択手段と、 前記ディスプレイより小さい断面領域を持ち、前記選択
    手段と前記処理手段とを搭載するシャーシと、 （ａ）前記エンジンの温度と回転速度を示す信号を受け
    取り、（ｂ）前記表示部上の前記エンジンの温度を通常
    表示し、（ｃ）前記選択手段による選択を検出し、 （ｄ）前記（ｃ）の選択の検出後に所定時間の間のみ前
    記特定の情報値を示す値を取得し、（ｅ）該値を取得す
    る間の所定の時間だけ前記値を表示し、前記表示は前記
    温度が通常表示されていると同じ表示領域上に行う処理
    手段と、 を有することを特徴とするインジケータ装置。
  7. 【請求項７】前記処理手段はまた、（ｆ）前記表示を行
    う情報が何に対する情報かを示唆するものと、該表示を
    行う情報の値とを交互に表示を行うことを特徴とする請
    求項６記載のインジケータ装置。
  8. 【請求項８】航空機エンジン用のインジケータ装置であ
    って、 ディスプレイと、 （ａ）温度が第１のスレッショルドよりも大きい始動モ
    ード中であること、（ｂ）温度が第２のスレッショルド
    よりも大きい通常動作モード中であること、（ｃ）危険
    回転速度×比例定数よりも大きい回転速度、（ｄ）始動
    モード中のピーク温度値、（ｅ）始動モード中の所定の
    温度以上の時間、（ｆ）通常動作モード中のピーク温
    度、（ｇ）通常動作モード中の所定の温度以上の時間、
    （ｈ）エンジンの回転速度ピーク、（ｉ）回転速度が回
    転速度のレッドライン値×比例定数以上の時間、（ｊ）
    通常動作モードにおけるエンジン動作時間、及び（ｋ）
    エンジンサイクル、の前記（ａ）〜（ｋ）を含む複数の
    情報値から前記ディスプレイ上に表示を行う特定の情報
    値を選択する選択手段と、 （ａ）前記エンジンの温度と回転速度を示す信号を受け
    取り、（ｂ）前記エンジンの温度を通常に表示し、
    （ｃ）前記選択手段による選択を検出し、（ｄ）前記選
    択手段によって選択が検出される毎に、前記複数の情報
    値のどれが選択されたかを示すポインタを増加し、
    （ｅ）前記ポインタの値によって指示された情報値を取
    得し、この取得は前記選択の検出後の所定時間の間のみ
    生じ、（ｆ）前記ポインタによって指示された前記情報
    値と、該情報値が何に対するものであるかを示唆するも
    のとを、前記ディスプレイ上で所定の間隔で交互表示
    し、該交互表示は前記選択の検出後の前記所定の時間の
    間のみ生じ、（ｇ）前記所定の時間が経過した後に、も
    し別の選択が検出されていないなら、前記ディスプレイ
    を前記エンジンの温度の前記表示へ戻しまた前記ポイン
    タをリセットする処理手段と、 前記ディスプレイへ取り付けられ前記選択手段と前記処
    理手段を収容し、前記ディスプレイより大きさが小さい
    断面領域を有するシャーシと、 を有するインジケータ装置。
  9. 【請求項９】エンジンを有する航空機において表示部上
    の複数の情報値の表示方法であって、 （ａ）前記エンジンの温度、（ｂ）前記エンジンの回転
    速度、（ｃ）前記エンジンの回転速度と関連したエンジ
    ンの温度、の前記（ａ）〜（ｃ）を含む複数の情報値よ
    り表示を行う情報値を１つ選択し、 前記エンジンの温度と回転速度の少なくとも１つに基づ
    いて前記１つの情報値の現在の値を決定し、 該値を示す表示信号を生成し、 前記表示信号に基づいて表示出力を表示することを特徴
    とする表示方法。
  10. 【請求項１０】前記エンジンの前記回転速度を所定のス
    レッショルドと比較して、所定のスレッショルドよりも
    大きなときには通常動作モードであり、前記スレッショ
    ルドよりも小さな時には始動モードであるように前記エ
    ンジンの動作状態を決定し、 前記動作状態に基づいて温度の評価基準を決定し、 前記エンジンの前記温度と前記温度の評価基準との相関
    関係としての温度関係を求めることを特徴とする請求項
    ９記載の表示方法。
  11. 【請求項１１】所定の時間内で最大及び最小回転速度を
    記憶し、 前記最大及び最小値に基づいて低サイクル疲労値を決定
    することを特徴とする請求項９記載の表示方法。
  12. 【請求項１２】エンジンに関する情報値のディスプレイ
    上への表示方法であって、 前記エンジンの温度と回転速度を示す信号を受け取り、 前記回転速度を回転速度の所定のスレッショルドと比較
    して前記エンジンの動作状態を前記スレッショルドより
    も大きいときは通常動作モードであり、前記スレッショ
    ルドよりも小さいときは始動モードであるように決定
    し、 前記動作状態に基づいて温度の評価基準を決定し、 前記温度の評価基準と前記エンジンの温度との相関関係
    としての温度関係を求め、 前記温度関係を表示することを特徴とする表示方法。
  13. 【請求項１３】複数の情報値から表示を行う情報値を選
    択することを特徴とする請求項12記載の表示方法。
  14. 【請求項１４】航空機エンジンに関係する情報のディス
    プレイ上への表示方法であり、 （ａ）温度、（ｂ）回転速度、（ｃ）回転速度に基づい
    た評価基準との比較を行う複数の温度機能、の前記
    （ａ）〜（ｃ）を示唆する情報値を含む複数の情報値よ
    り表示を行う１つの特定情報値を選択し、 温度と前記エンジンの回転速度を示す信号を受け取り、 前記エンジンの温度を通常表示し、 前記表示を行う１つの情報値の選択を検出し、 前記選択を検出したあとに所定時間の間だけ前記特定情
    報値を示す値を取得し、 該値が得られた間だけ前記特定情報値を表示し、 前記表示は前記温度が通常表示されていると同じ表示領
    域上に行われることを特徴とする表示方法。
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