JP3171893B2 - 自動ヘリコプタ保守モニタ - Google Patents
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
-
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
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-
- G—PHYSICS
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタ保守モニタの
分野に関するもので、特に自動ヘリコプタ保守モニタに
関するものである。
分野に関するもので、特に自動ヘリコプタ保守モニタに
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】誤った調節や摩耗あるいは破損した構成
部分のいずれかによって引き起こされるヘリコプタの故
障は、主に極端なヘリコプタ振動となって現れる。この
振動が別の故障を誘発するとともに、乗組員を疲労させ
る。したがって、振動の原因を見つけ、問題位置を修繕
することが必要である。
部分のいずれかによって引き起こされるヘリコプタの故
障は、主に極端なヘリコプタ振動となって現れる。この
振動が別の故障を誘発するとともに、乗組員を疲労させ
る。したがって、振動の原因を見つけ、問題位置を修繕
することが必要である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】保守乗組員が振動を引
き起こすと思われる構成部分をすべて取り替え及びまた
は調整すれば、極端な振動は避けられる。しかしなが
ら、この方法ではヘリコプタの保守時間が増加する。さ
らに、振動を説明し得る可能性のあるすべての構成部分
を取り替えるため、この方法ではスペア用部品を不必要
に使用することとなる。
き起こすと思われる構成部分をすべて取り替え及びまた
は調整すれば、極端な振動は避けられる。しかしなが
ら、この方法ではヘリコプタの保守時間が増加する。さ
らに、振動を説明し得る可能性のあるすべての構成部分
を取り替えるため、この方法ではスペア用部品を不必要
に使用することとなる。
【０００４】保守乗組員が採用できる方法として、軍保
守マニュアルＴＭ５５−１５２０−２３７−２３−７に
概説された手順がある。これによれば、ヘリコプタの様
々な位置に取り付けられた、振動測定するための加速計
を複数用いることで極端な振動をなくすことができると
されている。しかしながら、航空機の振動は時として複
雑な相互作用があるため、正しい調節であるかどうか決
める処理が必要となり及びまたは構成部分の代替時間を
消費することになる。したがって、非常に高額なテスト
飛行が必要となる。
守マニュアルＴＭ５５−１５２０−２３７−２３−７に
概説された手順がある。これによれば、ヘリコプタの様
々な位置に取り付けられた、振動測定するための加速計
を複数用いることで極端な振動をなくすことができると
されている。しかしながら、航空機の振動は時として複
雑な相互作用があるため、正しい調節であるかどうか決
める処理が必要となり及びまたは構成部分の代替時間を
消費することになる。したがって、非常に高額なテスト
飛行が必要となる。
【０００５】本発明の目的はヘリコプタの故障をなくす
ことである。
ことである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、自動ヘ
リコプタ保守モニタ装置では自動的に収集された振動デ
ータ及びヘリコプタ状況情報が利用され、ヘリコプタの
故障を確定し、起こり得る故障を予測する。さらに本発
明によれば、自動ヘリコプタ保守モニタ装置により、ヘ
リコプタ保守を容易にできる特定の操作状態で操縦者は
ヘリコプタを操縦できる。
リコプタ保守モニタ装置では自動的に収集された振動デ
ータ及びヘリコプタ状況情報が利用され、ヘリコプタの
故障を確定し、起こり得る故障を予測する。さらに本発
明によれば、自動ヘリコプタ保守モニタ装置により、ヘ
リコプタ保守を容易にできる特定の操作状態で操縦者は
ヘリコプタを操縦できる。
【０００７】本発明の第一の構成によれば、ヘリコプタ
の状況を示す状況信号を提供する状況表示手段と、ヘリ
コプタの種々の位置での振動に応じて、それぞれが特定
位置での振動を示す複数の振動検出信号を発生する振動
検出手段と、前記状況表示手段及び前記振動検出手段と
に応じて、所定値を超える前記振動検出信号に応じて故
障信号を発生するとともに、前記所定値が前記振動検出
信号及びヘリコプタ状況に相関する処理手段とを有する
ことを特徴とするヘリコプタの保守モニタ装置が提供さ
れる。
の状況を示す状況信号を提供する状況表示手段と、ヘリ
コプタの種々の位置での振動に応じて、それぞれが特定
位置での振動を示す複数の振動検出信号を発生する振動
検出手段と、前記状況表示手段及び前記振動検出手段と
に応じて、所定値を超える前記振動検出信号に応じて故
障信号を発生するとともに、前記所定値が前記振動検出
信号及びヘリコプタ状況に相関する処理手段とを有する
ことを特徴とするヘリコプタの保守モニタ装置が提供さ
れる。
【０００８】本発明の第二の構成によれば、ヘリコプタ
の状況を示す状況信号を提供する状況表示器と、ヘリコ
プタ中の種々の位置での振動に応じて複数の振動検出信
号が発生し、それぞれの前記振動検出信号が前記位置の
特定位置での振動を示す振動センサと、前記状況表示器
及び前記振動センサに応じて、所定値を超える前記振動
検出信号に応じて故障信号を発生し、前記所定値が前記
振動検出信号及びヘリコプタ状況に相関する処理装置と
を有することを特徴とするヘリコプタの保守モニタ装置
が提供される。
の状況を示す状況信号を提供する状況表示器と、ヘリコ
プタ中の種々の位置での振動に応じて複数の振動検出信
号が発生し、それぞれの前記振動検出信号が前記位置の
特定位置での振動を示す振動センサと、前記状況表示器
及び前記振動センサに応じて、所定値を超える前記振動
検出信号に応じて故障信号を発生し、前記所定値が前記
振動検出信号及びヘリコプタ状況に相関する処理装置と
を有することを特徴とするヘリコプタの保守モニタ装置
が提供される。
【０００９】本発明の第三の構成によれば、ヘリコプタ
の状況を確定し、複数の振動検出信号を発生するため
に、ヘリコプタ中の種々の位置で複数の振動を測定し、
それぞれの前記振動検出信号が前記位置の特定位置での
振動を示し、それぞれの前記振動検出信号の大きさを所
定値と比較することで故障信号を生成するとともに、前
記の各所定値が前記振動検出信号及びヘリコプタの状況
に相関することを特徴とするヘリコプタのモニタ方法が
提供される。
の状況を確定し、複数の振動検出信号を発生するため
に、ヘリコプタ中の種々の位置で複数の振動を測定し、
それぞれの前記振動検出信号が前記位置の特定位置での
振動を示し、それぞれの前記振動検出信号の大きさを所
定値と比較することで故障信号を生成するとともに、前
記の各所定値が前記振動検出信号及びヘリコプタの状況
に相関することを特徴とするヘリコプタのモニタ方法が
提供される。
【００１０】
【実施例】図１には、飛行データレコーダサブシステム
２２及び保守コンピュータサブシステム２４から成るＵ
Ｈ−６０Ａヘリコプタ用自動ヘリコプタ保守モニタ装置
２０が示される。この装置２０は、ヘリコプタ振動及び
メインロータ羽根トラックデータを自動的に収集記憶
し、構成部分が故障したかあるいは故障しそうであると
いう異常測定がなされた場合に現状メッセージを発し、
異常のある構成部分にいつごろ点検修理が必要になるか
を事前に知らせるためにデータを方向づけ、ヘリコプタ
保守を容易にするためパイロットあるいは保守要員に対
して特定の操作状態で飛行するよう指示する等、様々な
機能を持っている。装置２０によって実行されるこの特
別な機能について、これよりさらに詳細に説明する。
２２及び保守コンピュータサブシステム２４から成るＵ
Ｈ−６０Ａヘリコプタ用自動ヘリコプタ保守モニタ装置
２０が示される。この装置２０は、ヘリコプタ振動及び
メインロータ羽根トラックデータを自動的に収集記憶
し、構成部分が故障したかあるいは故障しそうであると
いう異常測定がなされた場合に現状メッセージを発し、
異常のある構成部分にいつごろ点検修理が必要になるか
を事前に知らせるためにデータを方向づけ、ヘリコプタ
保守を容易にするためパイロットあるいは保守要員に対
して特定の操作状態で飛行するよう指示する等、様々な
機能を持っている。装置２０によって実行されるこの特
別な機能について、これよりさらに詳細に説明する。
【００１１】飛行データレコーダサブシステム２２は飛
行データレコーダ（ＦＤＲ）２６及びコックピットディ
スプレイ２８より構成される。カナダ国カナディアンマ
ルコーニ・オブ・カナタ製のパーツ１００−６０２９０
番であるＦＤＲ２６は、複数の飛行センサ（図示せず）
へ接続されている。これらのセンサは、車輪の重量（つ
まりヘリコプタが着地しているかどうか）、テイルロー
タの駆動軸ベアリング温度、メインロータ速度、エンジ
ントルク、対気速度、上昇率、バンク角、偏揺率、高度
を示す電気信号を提供する。ＦＤＲ２６は地上処理装置
（図示しないが、カナダ国カナディアンマルコーニ・オ
ブ・カナタ製のパーツ１００−６０２０４８番である）
も接続できる。これはＦＤＲ２６から、その中に記憶さ
れた多様な飛行パラメータを示すデジタル電気信号を受
け取ることができる。
行データレコーダ（ＦＤＲ）２６及びコックピットディ
スプレイ２８より構成される。カナダ国カナディアンマ
ルコーニ・オブ・カナタ製のパーツ１００−６０２９０
番であるＦＤＲ２６は、複数の飛行センサ（図示せず）
へ接続されている。これらのセンサは、車輪の重量（つ
まりヘリコプタが着地しているかどうか）、テイルロー
タの駆動軸ベアリング温度、メインロータ速度、エンジ
ントルク、対気速度、上昇率、バンク角、偏揺率、高度
を示す電気信号を提供する。ＦＤＲ２６は地上処理装置
（図示しないが、カナダ国カナディアンマルコーニ・オ
ブ・カナタ製のパーツ１００−６０２０４８番である）
も接続できる。これはＦＤＲ２６から、その中に記憶さ
れた多様な飛行パラメータを示すデジタル電気信号を受
け取ることができる。
【００１２】カナダ国カナディアンマルコーニ・オブ・
カナタ製のパーツ１００−６０２０４３番であるコック
ピットディスプレイ２８は、電子発光性画面（図示せ
ず）及びキー（図示せず）より構成されるコンピュータ
端末である。ＲＳ２３２通信プロトコルを用いる技術を
有する者に公知である手段によって実現できるデジタル
電気バス３２を介して、コックピットディスプレイ２８
はＦＤＲ２６と交信する。表示情報を示す電気信号は、
ＦＤＲ２６からバス３２を通りコックピットディスプレ
イ２８へ送られる。同様にして、ユーザが押したキーを
表示する電気信号は、コックピットディスプレイ２８か
らバス３２を通りＦＤＲ２６へ送られる。
カナタ製のパーツ１００−６０２０４３番であるコック
ピットディスプレイ２８は、電子発光性画面（図示せ
ず）及びキー（図示せず）より構成されるコンピュータ
端末である。ＲＳ２３２通信プロトコルを用いる技術を
有する者に公知である手段によって実現できるデジタル
電気バス３２を介して、コックピットディスプレイ２８
はＦＤＲ２６と交信する。表示情報を示す電気信号は、
ＦＤＲ２６からバス３２を通りコックピットディスプレ
イ２８へ送られる。同様にして、ユーザが押したキーを
表示する電気信号は、コックピットディスプレイ２８か
らバス３２を通りＦＤＲ２６へ送られる。
【００１３】保守コンピュータサブシステム２４は、デ
ータ収集装置（ＤＡＵ）３６及び制御ディスプレイ装置
（ＣＡＤＵ）３８より構成される。カリフォルニア州サ
ンディエゴ、サイエンティフィック・アトランタ社製の
パーツ２９１０６５００番であるＤＡＵ３６は、加速計
（図示せず）、メインロータトラックセンサ（図示せ
ず）、ロータ接触器へそれぞれ接続され、電気信号を受
け取る。カリフォルニア州サンディエゴ、サイエンティ
フィック・アトランタ社製のパーツ２９１０６１００番
であるメインロータトラックセンサにより、メインロー
タ羽根の下げ翼及び遅れ位置に応じたデジタル電気信号
を提供できる。カリフォルニア州サンディエゴ、サイエ
ンティフィック・アトランタ社製のパーツ２７２８８４
００番である接触器は、メインロータ及びテイルロータ
の回転ごとに電気パルスを一つ提供する標準磁気接触器
である。
ータ収集装置（ＤＡＵ）３６及び制御ディスプレイ装置
（ＣＡＤＵ）３８より構成される。カリフォルニア州サ
ンディエゴ、サイエンティフィック・アトランタ社製の
パーツ２９１０６５００番であるＤＡＵ３６は、加速計
（図示せず）、メインロータトラックセンサ（図示せ
ず）、ロータ接触器へそれぞれ接続され、電気信号を受
け取る。カリフォルニア州サンディエゴ、サイエンティ
フィック・アトランタ社製のパーツ２９１０６１００番
であるメインロータトラックセンサにより、メインロー
タ羽根の下げ翼及び遅れ位置に応じたデジタル電気信号
を提供できる。カリフォルニア州サンディエゴ、サイエ
ンティフィック・アトランタ社製のパーツ２７２８８４
００番である接触器は、メインロータ及びテイルロータ
の回転ごとに電気パルスを一つ提供する標準磁気接触器
である。
【００１４】メリーランド州ロックビル、ウィルコクソ
ン・リサーチ社製のパーツ７６６−１番である加速計は
１００ｍＶ／Ｇ電気信号を提供する。また、加速計はヘ
リコプタ中の様々な位置に永久に装着されており、メイ
ンロータ、テイルロータ、機室吸収器、第一エンジン駆
動軸、第二エンジン駆動軸、オイル冷却器の振動量に応
じた電気信号を提供する。加速計をどの位置にどのよう
に装着するかは、軍保守マニュアルＴＭ５５−１５２０
−２３７−２３−７に記載されている。メインロータ振
動を測定するには、加速計を四つ使用する。そのうち三
つはコックピットの操縦士側、コックピットの副操縦士
側、ヘリコプタの機首に対してそれぞれ垂直に（つま
り、ヘリコプタの垂直軸線に沿って振動を測定するた
め）装着される。最後のメインロータ加速計は、ヘリコ
プタコックピット内に横に取り付ける。テイルロータ加
速計はテイルロータギアボックスに取り付ける。これら
四つのメインロータ加速計には、さらにバックアップ用
加速計が用意されている。
ン・リサーチ社製のパーツ７６６−１番である加速計は
１００ｍＶ／Ｇ電気信号を提供する。また、加速計はヘ
リコプタ中の様々な位置に永久に装着されており、メイ
ンロータ、テイルロータ、機室吸収器、第一エンジン駆
動軸、第二エンジン駆動軸、オイル冷却器の振動量に応
じた電気信号を提供する。加速計をどの位置にどのよう
に装着するかは、軍保守マニュアルＴＭ５５−１５２０
−２３７−２３−７に記載されている。メインロータ振
動を測定するには、加速計を四つ使用する。そのうち三
つはコックピットの操縦士側、コックピットの副操縦士
側、ヘリコプタの機首に対してそれぞれ垂直に（つま
り、ヘリコプタの垂直軸線に沿って振動を測定するた
め）装着される。最後のメインロータ加速計は、ヘリコ
プタコックピット内に横に取り付ける。テイルロータ加
速計はテイルロータギアボックスに取り付ける。これら
四つのメインロータ加速計には、さらにバックアップ用
加速計が用意されている。
【００１５】ＤＡＵ３６は入力データを処理する。加速
計からの振動データに対して高速フーリエ変換（ＦＦ
Ｔ）を実行することで、それぞれの加速計によって振動
数関数として測定された振動の大きさを示す一組のデジ
タルデータを提供する。さらにＤＡＵ３６は接触器から
の位相情報を利用することで、振動数関数としてメイン
ロータ振動の位相を示す一組のデジタルデータを提供
し、振動数関数としてテイルロータ振動の位相を示す一
組のデジタルデータを提供する。
計からの振動データに対して高速フーリエ変換（ＦＦ
Ｔ）を実行することで、それぞれの加速計によって振動
数関数として測定された振動の大きさを示す一組のデジ
タルデータを提供する。さらにＤＡＵ３６は接触器から
の位相情報を利用することで、振動数関数としてメイン
ロータ振動の位相を示す一組のデジタルデータを提供
し、振動数関数としてテイルロータ振動の位相を示す一
組のデジタルデータを提供する。
【００１６】カリフォルニア州サンディエゴ、サイエン
ティフィック・アトランタ社製のパーツ２９１０６４０
１番であるＣＡＤＵ３８は、処理装置４０及び内部電子
バス４４を介して交信する端末４２から構成される。端
末４２は電子液晶画面（図示せず）及びキー（図示せ
ず）を有する。端末４２からユーザにより入力されたキ
ーストロークはデジタル電気信号へ変換され、電気バス
４４を介して処理装置４０へ送られる。端末４２の画面
に表示される情報も、同様にして電気信号へ変換され、
バス４４を介して処理装置４０から端末４２へ送られ
る。
ティフィック・アトランタ社製のパーツ２９１０６４０
１番であるＣＡＤＵ３８は、処理装置４０及び内部電子
バス４４を介して交信する端末４２から構成される。端
末４２は電子液晶画面（図示せず）及びキー（図示せ
ず）を有する。端末４２からユーザにより入力されたキ
ーストロークはデジタル電気信号へ変換され、電気バス
４４を介して処理装置４０へ送られる。端末４２の画面
に表示される情報も、同様にして電気信号へ変換され、
バス４４を介して処理装置４０から端末４２へ送られ
る。
【００１７】ＣＡＤＵ３８の処理装置４０はデジタル電
気バス４６を介してＤＡＵ３６と交信する。このバス４
６は、ＲＳ−４２２通信プロトコルを利用した技術を有
する者にとって公知であるような手段によって実現でき
る。処理装置４０はデジタル電気信号形式でコマンドを
ＤＡＵ３６へ送り、特定の方法で特定データを収集する
よう要求する。要求されたデータの収集が完了すると、
ＤＡＵ３６は再度デジタル電気信号形式でデータを処理
装置４０へ転送する。
気バス４６を介してＤＡＵ３６と交信する。このバス４
６は、ＲＳ−４２２通信プロトコルを利用した技術を有
する者にとって公知であるような手段によって実現でき
る。処理装置４０はデジタル電気信号形式でコマンドを
ＤＡＵ３６へ送り、特定の方法で特定データを収集する
よう要求する。要求されたデータの収集が完了すると、
ＤＡＵ３６は再度デジタル電気信号形式でデータを処理
装置４０へ転送する。
【００１８】処理装置４０はデジタル電気バス４８を介
してＦＤＲ２６とも交信する。このバス４８は、ＲＳ−
２３２通信プロトコルを利用した技術を有する者にとっ
て公知であるような手段によって実現できる。これより
さらに詳述する特定の条件下において、コックピットデ
ィスプレイ２８にユーザによって入力されたキーストロ
ークはＦＤＲ２６により処理され、デジタル電気信号形
式で処理装置４０へ送られる。さらに、処理装置４０は
コマンドをデジタル電気信号形式で送り、ＦＤＲ２６に
飛行センサデータを示す信号を提供させることができ
る。このとき飛行センサデータはバス４８を介してＦＤ
Ｒ２６から処理装置４０へ転送される。
してＦＤＲ２６とも交信する。このバス４８は、ＲＳ−
２３２通信プロトコルを利用した技術を有する者にとっ
て公知であるような手段によって実現できる。これより
さらに詳述する特定の条件下において、コックピットデ
ィスプレイ２８にユーザによって入力されたキーストロ
ークはＦＤＲ２６により処理され、デジタル電気信号形
式で処理装置４０へ送られる。さらに、処理装置４０は
コマンドをデジタル電気信号形式で送り、ＦＤＲ２６に
飛行センサデータを示す信号を提供させることができ
る。このとき飛行センサデータはバス４８を介してＦＤ
Ｒ２６から処理装置４０へ転送される。
【００１９】自動ヘリコプタ保守モニタを実行するため
の診断ソフトウェアは、ＣＡＤＵ３８の処理装置４０内
のＲＯＭ（図示せず）及び電池で保護されたＲＡＭ（図
示せず）内にある。地上処理装置によって電池で保護さ
れたＲＡＭにソフトウェアがロードされる。モニタする
ため、ＦＤＲ２６は処理装置４０に従属して作動する。
処理装置４０が、ＦＤＲ２６から情報を要求し、コック
ピットディスプレイ２８に情報を表示するよう要求す
る。コックピットディスプレイ２８のキーは処理装置４
０によってポーリングされる。しかし、ＦＤＲ２６は
（パラメータ異常のような）情報を、明確に要求せずに
一方的に獲得することができる。
の診断ソフトウェアは、ＣＡＤＵ３８の処理装置４０内
のＲＯＭ（図示せず）及び電池で保護されたＲＡＭ（図
示せず）内にある。地上処理装置によって電池で保護さ
れたＲＡＭにソフトウェアがロードされる。モニタする
ため、ＦＤＲ２６は処理装置４０に従属して作動する。
処理装置４０が、ＦＤＲ２６から情報を要求し、コック
ピットディスプレイ２８に情報を表示するよう要求す
る。コックピットディスプレイ２８のキーは処理装置４
０によってポーリングされる。しかし、ＦＤＲ２６は
（パラメータ異常のような）情報を、明確に要求せずに
一方的に獲得することができる。
【００２０】装置２０には四つの主な操作モードがあ
る。すなわち、モニタモード、保守モード、エキスパー
トモード、ユーティリティモードである。モニタモード
では、装置２０は周期的にデータを収集し、データが現
在発生している故障あるいは発生しそうな故障を示して
いるかどうかを確定し、コックピットディスプレイ２８
に状況情報を表示する。保守モードでは、装置２０がコ
ックピットディスプレイ２８を利用し、保守用のデータ
収集が容易にできるように特定の操作状態で飛行するよ
う操縦士に知らせる。エキスパートモードでは、すべて
の保守コンピュータサブシステムの測定値にユーザは確
実にアクセスできる。ユーティリティモードでは、ユー
ザは振動及びトラックデータを見ることができ、システ
ムパラメータを修正できる。
る。すなわち、モニタモード、保守モード、エキスパー
トモード、ユーティリティモードである。モニタモード
では、装置２０は周期的にデータを収集し、データが現
在発生している故障あるいは発生しそうな故障を示して
いるかどうかを確定し、コックピットディスプレイ２８
に状況情報を表示する。保守モードでは、装置２０がコ
ックピットディスプレイ２８を利用し、保守用のデータ
収集が容易にできるように特定の操作状態で飛行するよ
う操縦士に知らせる。エキスパートモードでは、すべて
の保守コンピュータサブシステムの測定値にユーザは確
実にアクセスできる。ユーティリティモードでは、ユー
ザは振動及びトラックデータを見ることができ、システ
ムパラメータを修正できる。
【００２１】コックピットディスプレイ２８あるいはＣ
ＡＤＵ３８のいずれかのキーを押せば、ユーザは装置２
０のモードを変更できる。装置２０がモニタモードある
いは保守モードで操作される場合、診断ソフトウェアは
自動的にセンサからデータを収集し、状況情報を表示す
る。収集されたデータで示された故障は、コックピット
ディスプレイ２８を介してユーザへ報告される。装置２
０は、エキスパートモードあるいはユーティリティモー
ドでは加速計データを自動的に収集できない。
ＡＤＵ３８のいずれかのキーを押せば、ユーザは装置２
０のモードを変更できる。装置２０がモニタモードある
いは保守モードで操作される場合、診断ソフトウェアは
自動的にセンサからデータを収集し、状況情報を表示す
る。収集されたデータで示された故障は、コックピット
ディスプレイ２８を介してユーザへ報告される。装置２
０は、エキスパートモードあるいはユーティリティモー
ドでは加速計データを自動的に収集できない。
【００２２】診断ソフトウェアで生成され、表示された
状況情報には四種類ある。すなわち、「ノート」、「状
況報告」、「注意」、「警告」である。「ノート」は単
なる情報であって、それによって操縦士は処置を行う必
要はない。「状況報告」は操縦士が知っておく必要のあ
る事柄であるが、ヘリコプタの安全性を脅かすものでは
ない。「注意」は不都合を生じる可能性が高い状況で使
用される。「警告」は生命の危険が差し迫った事態が生
じたことを示す。「警告」が表示されるのは、テイルロ
ータの駆動に損失が生じた場合だけであり、これはメイ
ンロータ速度とテイルロータ速度の比率によって確定さ
れる。
状況情報には四種類ある。すなわち、「ノート」、「状
況報告」、「注意」、「警告」である。「ノート」は単
なる情報であって、それによって操縦士は処置を行う必
要はない。「状況報告」は操縦士が知っておく必要のあ
る事柄であるが、ヘリコプタの安全性を脅かすものでは
ない。「注意」は不都合を生じる可能性が高い状況で使
用される。「警告」は生命の危険が差し迫った事態が生
じたことを示す。「警告」が表示されるのは、テイルロ
ータの駆動に損失が生じた場合だけであり、これはメイ
ンロータ速度とテイルロータ速度の比率によって確定さ
れる。
【００２３】コックピットディスプレイ２８あるいはＣ
ＡＤＵ３８のいずれかのキーを押せば、ＦＤＲ２６及び
ＤＡＵ３６に接続されたセンサから得られた現在値及び
様々な飛行パラメータの以前の履歴（加速計データ、対
気速度、ピッチ、偏揺率等）を装置２０に記憶するよう
ユーザは要求できる。ＦＤＲ２６へ接続されたセンサか
らのデータはＦＤＲ２６内に配置されたＲＡＭに記憶さ
れる。ＤＡＵ３６へ接続されたセンサからのデータはＣ
ＡＤＵ３８内に配置されたＲＡＭに記憶される。記憶さ
れたＦＤＲ２６からのデータは、後で地上処理装置へア
ンロードすることができる。ＣＡＤＵ３８でキーを押せ
ば、記憶データをＣＡＤＵ３８に表示するようユーザは
要求できる。
ＡＤＵ３８のいずれかのキーを押せば、ＦＤＲ２６及び
ＤＡＵ３６に接続されたセンサから得られた現在値及び
様々な飛行パラメータの以前の履歴（加速計データ、対
気速度、ピッチ、偏揺率等）を装置２０に記憶するよう
ユーザは要求できる。ＦＤＲ２６へ接続されたセンサか
らのデータはＦＤＲ２６内に配置されたＲＡＭに記憶さ
れる。ＤＡＵ３６へ接続されたセンサからのデータはＣ
ＡＤＵ３８内に配置されたＲＡＭに記憶される。記憶さ
れたＦＤＲ２６からのデータは、後で地上処理装置へア
ンロードすることができる。ＣＡＤＵ３８でキーを押せ
ば、記憶データをＣＡＤＵ３８に表示するようユーザは
要求できる。
【００２４】メインロータ及びテイルロータにより発生
する振動は、ヘリコプタの操作状況に相関する。ある操
作状況では極端だと考えられる振動であっても、別の操
作状況では問題がないかもしれない。装置２０はヘリコ
プタの操作状況をいくつかの状況に分け、このような状
況を説明する。それぞれの状況により特定の操作条件が
限定される。ロータからの振動データは、データ収集時
のヘリコプタの状況に応じて処理される。
する振動は、ヘリコプタの操作状況に相関する。ある操
作状況では極端だと考えられる振動であっても、別の操
作状況では問題がないかもしれない。装置２０はヘリコ
プタの操作状況をいくつかの状況に分け、このような状
況を説明する。それぞれの状況により特定の操作条件が
限定される。ロータからの振動データは、データ収集時
のヘリコプタの状況に応じて処理される。
【００２５】その状況が少なくとも３秒間安定した後、
その状況を示す信号をＣＡＤＵ３８へ提供するＦＤＲ２
６により、ヘリコプタの状況が決定される。ヘリコプタ
状況の検出については、米国特許第４９３３８８２号
（出願人モルナー他）「状況認識」において詳述されて
いる。引用したこの特許の開示内容を本明細書の一部と
して開示するものとする。
その状況を示す信号をＣＡＤＵ３８へ提供するＦＤＲ２
６により、ヘリコプタの状況が決定される。ヘリコプタ
状況の検出については、米国特許第４９３３８８２号
（出願人モルナー他）「状況認識」において詳述されて
いる。引用したこの特許の開示内容を本明細書の一部と
して開示するものとする。
【００２６】下記の表１は、モニタモード状況のための
特定の操作値を示す。Ｗ．Ｏ．Ｗ．は車輪重量を表し、
これはＯＮであればヘリコプタが着地していることを示
す。ＲＯＴＯＲ ＳＰはロータ速度の通常操作値の百分
率である。ＡＩＲＳＰＥＥＤはノットで表されるヘリコ
プタの対気速度である。
特定の操作値を示す。Ｗ．Ｏ．Ｗ．は車輪重量を表し、
これはＯＮであればヘリコプタが着地していることを示
す。ＲＯＴＯＲ ＳＰはロータ速度の通常操作値の百分
率である。ＡＩＲＳＰＥＥＤはノットで表されるヘリコ
プタの対気速度である。
【００２７】
【表１】
【００２８】さらに表１の値において、飛行終了を除く
それぞれの状況では、エンジントルクが全操作値の１０
乃至１４２％である必要がある（飛行終了においてはエ
ンジン停止、つまりトルクは全値の０％でなくてはなら
ない）。また、それぞれの状況では、ヘリコプタの上昇
率が±５００フィート／分以内であり、バンク角が±１
５度以内であり、偏揺率が±１０度／秒でなくてはなら
ない。ホバー状況では、ヘリコプタは１０乃至１５００
フィート地上から離れていなくてはならない。
それぞれの状況では、エンジントルクが全操作値の１０
乃至１４２％である必要がある（飛行終了においてはエ
ンジン停止、つまりトルクは全値の０％でなくてはなら
ない）。また、それぞれの状況では、ヘリコプタの上昇
率が±５００フィート／分以内であり、バンク角が±１
５度以内であり、偏揺率が±１０度／秒でなくてはなら
ない。ホバー状況では、ヘリコプタは１０乃至１５００
フィート地上から離れていなくてはならない。
【００２９】次の表２は表１と類似しているが、保守モ
ード状況のための特定操作値を示す。いくつかのパラメ
ータの範囲が表１よりも小さくなっていることに注意さ
れたい。保守モードでは、ヘリコプタ保守という目的を
表すためにデータが収集されており、したがって状況を
確定するためには非常に正確であることが必要だからで
ある。
ード状況のための特定操作値を示す。いくつかのパラメ
ータの範囲が表１よりも小さくなっていることに注意さ
れたい。保守モードでは、ヘリコプタ保守という目的を
表すためにデータが収集されており、したがって状況を
確定するためには非常に正確であることが必要だからで
ある。
【００３０】
【表２】
【００３１】さらに表２の値において、飛行終了を除く
それぞれの状況では、エンジントルクが全操作値の１０
乃至１４２％である必要がある（飛行終了においてはエ
ンジン停止、つまりトルクは全値の０％でなくてはなら
ない）。また、それぞれの状況では、ヘリコプタの上昇
率が±２００フィート／分以内であり、バンク角が±１
０度以内であり、偏揺率が±５度／秒でなくてはならな
い。ホバー状況では、ヘリコプタは１０乃至１５００フ
ィート地上から離れていなくてはならない。
それぞれの状況では、エンジントルクが全操作値の１０
乃至１４２％である必要がある（飛行終了においてはエ
ンジン停止、つまりトルクは全値の０％でなくてはなら
ない）。また、それぞれの状況では、ヘリコプタの上昇
率が±２００フィート／分以内であり、バンク角が±１
０度以内であり、偏揺率が±５度／秒でなくてはならな
い。ホバー状況では、ヘリコプタは１０乃至１５００フ
ィート地上から離れていなくてはならない。
【００３２】モニタモードあるいは保守モードでは、他
の状況には無関係に駆動軸振動データ及びオイル冷却器
振動データが自動的に収集され、これは１０分に１回ず
つ実行される。ベアリング温度及びテイルロータ速度を
示すデータも、同様にして他の状況には無関係に自動的
に収集され、これが１０分に１回ずつ実行される。しか
しながら、モニタモードではロータ速度が通常操作値の
９８乃至１０２％、保守モードでは９９乃至１０１％で
ない限り、上記の飛行パラメータは収集されない。ま
た、上記パラメータの収集回数は、ＣＡＤＵ３８及びＦ
ＤＲ２６の処理能力に相関する。さらに処理能力のある
飛行機器であれば、さらに頻繁にデータが収集されれば
理想的である。
の状況には無関係に駆動軸振動データ及びオイル冷却器
振動データが自動的に収集され、これは１０分に１回ず
つ実行される。ベアリング温度及びテイルロータ速度を
示すデータも、同様にして他の状況には無関係に自動的
に収集され、これが１０分に１回ずつ実行される。しか
しながら、モニタモードではロータ速度が通常操作値の
９８乃至１０２％、保守モードでは９９乃至１０１％で
ない限り、上記の飛行パラメータは収集されない。ま
た、上記パラメータの収集回数は、ＣＡＤＵ３８及びＦ
ＤＲ２６の処理能力に相関する。さらに処理能力のある
飛行機器であれば、さらに頻繁にデータが収集されれば
理想的である。
【００３３】メインロータ及びテイルロータの振動デー
タは、上記表１及び表２の状況に基づいて自動的に収集
される。診断ソフトウェアが与えられた状況に対してメ
インロータ及びテイルロータの振動データのデータサン
プルを三つまで収集する。完全にサンプルが収集される
までに状況が変化すれば、すでに収集されていたサンプ
ルデータは破棄される。
タは、上記表１及び表２の状況に基づいて自動的に収集
される。診断ソフトウェアが与えられた状況に対してメ
インロータ及びテイルロータの振動データのデータサン
プルを三つまで収集する。完全にサンプルが収集される
までに状況が変化すれば、すでに収集されていたサンプ
ルデータは破棄される。
【００３４】保守モードで操作されていれば、ヘリコプ
タ診断ソフトウェアがコックピットディスプレイ２８に
状況情報を表示し、保守目的でデータが容易に収集でき
るような方法でヘリコプタを飛行させるようユーザに知
らせる。ユーザはコックピットディスプレイ２８に表示
された飛行計画を選択し、診断ソフトウェアは、ユーザ
ーに、飛行計画のそれぞれの状況にしたがってヘリコプ
タを飛行させる。この装置はそれぞれの状況について、
メインロータ及びテイルロータ振動のデータサンプルを
三つ収集する。さらに装置は、飛行計画のすべての状況
に対する三つのデータサンプルが収集されるまで、異な
る状況で飛行するようユーザに指示する。
タ診断ソフトウェアがコックピットディスプレイ２８に
状況情報を表示し、保守目的でデータが容易に収集でき
るような方法でヘリコプタを飛行させるようユーザに知
らせる。ユーザはコックピットディスプレイ２８に表示
された飛行計画を選択し、診断ソフトウェアは、ユーザ
ーに、飛行計画のそれぞれの状況にしたがってヘリコプ
タを飛行させる。この装置はそれぞれの状況について、
メインロータ及びテイルロータ振動のデータサンプルを
三つ収集する。さらに装置は、飛行計画のすべての状況
に対する三つのデータサンプルが収集されるまで、異な
る状況で飛行するようユーザに指示する。
【００３５】モニタモードのある条件下で、診断ソフト
ウェアは故障を検出し、故障を確認するためさらにデー
タを収集できる状況でヘリコプタを飛行させるようユー
ザに指示することができる。
ウェアは故障を検出し、故障を確認するためさらにデー
タを収集できる状況でヘリコプタを飛行させるようユー
ザに指示することができる。
【００３６】通常、保守モードのための飛行計画及びモ
ニタモードでのデータ（ある種の故障が検出された場
合）によって状況指示が作動する。ただし、他の事項に
かかわっている場合にはユーザはこの状況指示を無視し
ても構わない。
ニタモードでのデータ（ある種の故障が検出された場
合）によって状況指示が作動する。ただし、他の事項に
かかわっている場合にはユーザはこの状況指示を無視し
ても構わない。
【００３７】パワーアップすると、ＦＤＲ２６に組み込
まれたソフトウェア、ＣＡＤＵ３８、ＤＡＵ３６が初期
設定を順に実行する。この初期設定によってハードウェ
アのセルフテストが行われ、装置間の交信が可能にな
る。セルフテストが終わると、診断ソフトウェアはメイ
ンロータ加速計をチェックし、異常がないかどうか確定
する（つまり、操作不能である加速計がないかどうか確
定する）。もし異常があれば、診断ソフトウェアが、バ
ックアップ用メインロータ加速計を使用するために自動
的に構成部品を変える。次にソフトウェアは初期状態情
報を表示して、自動ヘリコプタ保守モニタ装置２０が操
作可能であるか（つまり、装置２０が初期セルフテスト
を終えたかどうか）を示し、さらに前回の飛行の終了時
に存在していたメッセージがないかどうかも示す。最終
飛行以来実行されたどんな保守処理でもユーザは実行す
ることができ、装置２０が適当な問題分析を確認する。
まれたソフトウェア、ＣＡＤＵ３８、ＤＡＵ３６が初期
設定を順に実行する。この初期設定によってハードウェ
アのセルフテストが行われ、装置間の交信が可能にな
る。セルフテストが終わると、診断ソフトウェアはメイ
ンロータ加速計をチェックし、異常がないかどうか確定
する（つまり、操作不能である加速計がないかどうか確
定する）。もし異常があれば、診断ソフトウェアが、バ
ックアップ用メインロータ加速計を使用するために自動
的に構成部品を変える。次にソフトウェアは初期状態情
報を表示して、自動ヘリコプタ保守モニタ装置２０が操
作可能であるか（つまり、装置２０が初期セルフテスト
を終えたかどうか）を示し、さらに前回の飛行の終了時
に存在していたメッセージがないかどうかも示す。最終
飛行以来実行されたどんな保守処理でもユーザは実行す
ることができ、装置２０が適当な問題分析を確認する。
【００３８】図２は、診断ソフトウェアの操作を示すデ
ータフロー図６０である。図６０における四角形はプロ
グラムセクションを示す（つまり、診断ソフトウェアコ
ード部分）。また円柱はデータ要素（つまり、診断ソフ
トウェアデータ部分）を示す。四角形及び円柱間の矢印
はデータの流れ方向を示す。フローチャートとは異な
り、データフロー図６０ではセクション間の一時的な関
係を示した部分がない。
ータフロー図６０である。図６０における四角形はプロ
グラムセクションを示す（つまり、診断ソフトウェアコ
ード部分）。また円柱はデータ要素（つまり、診断ソフ
トウェアデータ部分）を示す。四角形及び円柱間の矢印
はデータの流れ方向を示す。フローチャートとは異な
り、データフロー図６０ではセクション間の一時的な関
係を示した部分がない。
【００３９】診断ソフトウェアは管理セクション６２、
モニタセクション６３、ＤＡＵ通信セクション６４、端
末通信セクション６５、ＦＤＲ通信セクション６６から
構成される。管理セクション６２は診断ソフトウェアの
全体的な操作を扱う。モニタセクション６３は診断ソフ
トウェアの自動モニタ機能を実行する。ＤＡＵ通信セク
ション６４はバス４６を介してＤＡＵ３６と交信する。
端末通信セクション６５はバス４４を介してＣＡＤＵ３
８の端末４２と交信する。ＦＤＲ通信セクション６６は
バス４８を介してＦＤＲ２６と交信する。
モニタセクション６３、ＤＡＵ通信セクション６４、端
末通信セクション６５、ＦＤＲ通信セクション６６から
構成される。管理セクション６２は診断ソフトウェアの
全体的な操作を扱う。モニタセクション６３は診断ソフ
トウェアの自動モニタ機能を実行する。ＤＡＵ通信セク
ション６４はバス４６を介してＤＡＵ３６と交信する。
端末通信セクション６５はバス４４を介してＣＡＤＵ３
８の端末４２と交信する。ＦＤＲ通信セクション６６は
バス４８を介してＦＤＲ２６と交信する。
【００４０】管理セクション６２は、ＣＡＤＵ３８の端
末４２に表示する内容を示すＣＡＤＵ出力データ要素７
０へ情報を提供する。ＣＡＤＵ出力データ要素７０は端
末通信セクション６５へ入力される。端末通信セクショ
ン６５は、端末４２に適当な表示を行うようバス４４へ
電気信号を提供するため、ＣＡＤＵ出力データ要素７０
からのデータを処理する。ＣＡＤＵ３８の端末４２でユ
ーザが押したキーを示す電気信号は、端末通信セクショ
ン６５へ向かうバス４４に提供される。この電気信号は
端末通信セクション６５により、ＣＡＤＵ入力データ要
素７２へ書き込まれるデータへ変換される。ＣＡＤＵ入
力データ要素７２は管理セクション６２へ入力される。
管理セクション６２は、特定のキーあるいは複数のキー
が押されると、特定の機能あるいはまとまった機能を実
行できる。
末４２に表示する内容を示すＣＡＤＵ出力データ要素７
０へ情報を提供する。ＣＡＤＵ出力データ要素７０は端
末通信セクション６５へ入力される。端末通信セクショ
ン６５は、端末４２に適当な表示を行うようバス４４へ
電気信号を提供するため、ＣＡＤＵ出力データ要素７０
からのデータを処理する。ＣＡＤＵ３８の端末４２でユ
ーザが押したキーを示す電気信号は、端末通信セクショ
ン６５へ向かうバス４４に提供される。この電気信号は
端末通信セクション６５により、ＣＡＤＵ入力データ要
素７２へ書き込まれるデータへ変換される。ＣＡＤＵ入
力データ要素７２は管理セクション６２へ入力される。
管理セクション６２は、特定のキーあるいは複数のキー
が押されると、特定の機能あるいはまとまった機能を実
行できる。
【００４１】管理セクション６２はデータをＦＤＲ出力
データ要素７４へ提供する。ＦＤＲ出力データ要素７４
は、コックピットディスプレイ２８に表示される情報を
含み、ＦＤＲ２６にデータをＦＤＲ２６からＣＡＤＵ３
８へ転送するよう要求し、様々な内部機能（パラメータ
時間履歴を記憶あるいは削除し、異なる状況表を利用
し、コックピットディスプレイ２８にテスト画面を表示
する等）を実行するようＦＤＲ２６に指令する。ＦＤＲ
出力データ要素７４はＦＤＲ通信セクション６６へ入力
される。ＦＤＲ通信セクション６６は、ＣＡＤＵ３８及
びＦＤＲ２６を相互に連絡させるバス４８へ電気信号を
提供するため、ＦＤＲ出力データ要素７４からのデータ
を処理する。
データ要素７４へ提供する。ＦＤＲ出力データ要素７４
は、コックピットディスプレイ２８に表示される情報を
含み、ＦＤＲ２６にデータをＦＤＲ２６からＣＡＤＵ３
８へ転送するよう要求し、様々な内部機能（パラメータ
時間履歴を記憶あるいは削除し、異なる状況表を利用
し、コックピットディスプレイ２８にテスト画面を表示
する等）を実行するようＦＤＲ２６に指令する。ＦＤＲ
出力データ要素７４はＦＤＲ通信セクション６６へ入力
される。ＦＤＲ通信セクション６６は、ＣＡＤＵ３８及
びＦＤＲ２６を相互に連絡させるバス４８へ電気信号を
提供するため、ＦＤＲ出力データ要素７４からのデータ
を処理する。
【００４２】ＦＤＲ２６からの電気信号はＦＤＲ通信セ
クション６６において受け取られ、ＦＤＲ入力データ要
素７６へ書き込まれるデータ内に処理される。管理セク
ション６２へ入力されるＦＤＲ入力データ要素７６に
は、コックピットディスプレイ２８でユーザが押したキ
ーを示すデータ、ＦＤＲ２６へ接続された飛行センサか
らの情報が含まれ、さらに現況状態あるいはＦＤＲ２６
より要求されたその他の状態が含まれている。
クション６６において受け取られ、ＦＤＲ入力データ要
素７６へ書き込まれるデータ内に処理される。管理セク
ション６２へ入力されるＦＤＲ入力データ要素７６に
は、コックピットディスプレイ２８でユーザが押したキ
ーを示すデータ、ＦＤＲ２６へ接続された飛行センサか
らの情報が含まれ、さらに現況状態あるいはＦＤＲ２６
より要求されたその他の状態が含まれている。
【００４３】管理セクション６２により書き込まれたＤ
ＡＵ要求データ要素７８は、その中に含まれるデータを
バス４６へ提供する電気信号へ変換するＤＡＵ通信セク
ション６４へ入力される。ＤＡＵ要求データ要素７８に
は、診断ソフトウェアによって要求された特定のデータ
センサを示す情報が含まれる。ＤＡＵ３６は、要求され
たセンサデータの収集を終えると、電気信号形式でセン
サデータをバス４６へ伝送する。この信号はＤＡＵ通信
セクション６４で受け取られ、ＤＡＵセンサデータ要素
８０へ書き込まれるデータに変換される。
ＡＵ要求データ要素７８は、その中に含まれるデータを
バス４６へ提供する電気信号へ変換するＤＡＵ通信セク
ション６４へ入力される。ＤＡＵ要求データ要素７８に
は、診断ソフトウェアによって要求された特定のデータ
センサを示す情報が含まれる。ＤＡＵ３６は、要求され
たセンサデータの収集を終えると、電気信号形式でセン
サデータをバス４６へ伝送する。この信号はＤＡＵ通信
セクション６４で受け取られ、ＤＡＵセンサデータ要素
８０へ書き込まれるデータに変換される。
【００４４】モニタセクション６３には、センサデータ
要素８０、しきい値／履歴データ要素８２、モニタ要求
データ要素８４からの入力がなされる。しきい値／履歴
データ要素８２には故障しきい値及び装置２０にモニタ
された故障飛行パラメータ用履歴データが含まれる。管
理セクション６２により書き込まれるモニタ要求データ
要素８４は、モニタセクション６３がモニタ機能を適当
に実行するのに必要な装置情報を持っている。モニタセ
クション６３はデータ要素８０，８２，８４からの入力
を処理し、その結果をモニタ結果データ要素８６へ書き
込む。モニタ結果データ要素８６は管理セクション６２
へ入力される。装置２０がユーティリティモードあるい
はエキスパートモードで操作されている場合、モニタ機
能は実行されず、モニタセクション６３も実行されな
い。
要素８０、しきい値／履歴データ要素８２、モニタ要求
データ要素８４からの入力がなされる。しきい値／履歴
データ要素８２には故障しきい値及び装置２０にモニタ
された故障飛行パラメータ用履歴データが含まれる。管
理セクション６２により書き込まれるモニタ要求データ
要素８４は、モニタセクション６３がモニタ機能を適当
に実行するのに必要な装置情報を持っている。モニタセ
クション６３はデータ要素８０，８２，８４からの入力
を処理し、その結果をモニタ結果データ要素８６へ書き
込む。モニタ結果データ要素８６は管理セクション６２
へ入力される。装置２０がユーティリティモードあるい
はエキスパートモードで操作されている場合、モニタ機
能は実行されず、モニタセクション６３も実行されな
い。
【００４５】モニタセクション６３はセンサデータ８０
からのデータを利用して、故障が起きたかあるいは起こ
りそうであるかどうかを確定する。しかしながら、場合
によっては、合計値あるいは二つの加速計の振動の相違
値が試験される。また、ヘリコプタ状況に応じて別の値
が試験される。
からのデータを利用して、故障が起きたかあるいは起こ
りそうであるかどうかを確定する。しかしながら、場合
によっては、合計値あるいは二つの加速計の振動の相違
値が試験される。また、ヘリコプタ状況に応じて別の値
が試験される。
【００４６】下記の表３は異なる状況について試験され
た値をリストにしたものである。リストされた振動数は
特定値のテスト振動数である（つまり、リストされた振
動数での振動）。ここではＭはメインロータの周期を表
し、Ｔはテイルロータの周期である（テイルロータの周
期は接触器より得られる）。加速計に関しては、ＰＶが
コックピット操縦士側に垂直に取り付けられた加速計を
表し、ＣＶが副操縦士の垂直加速計であり、ＣＬはコッ
クピット横型加速計、ＮＶは機首に垂直な加速計、ＣＡ
は機室吸収器の加速計である。Ｅ１，Ｅ２，ＯＣはそれ
ぞれエンジン１号駆動軸，エンジン２号駆動軸，オイル
冷却器加速計を表す。エンジン１号駆動軸、エンジン２
号駆動軸、オイル冷却器加速計の試験が独立した状況で
あることに注意されたい。インチ／秒単位で表されたＧ
ＯＡＬ，ＳＰＥＣ（基準値）、ＤＮＥ（超過せず）の各
項目は、装置２０がユーティリティモードで操作される
場合、ユーザが（ＣＡＤＵ３８のキーを押して）変更で
きる規定値である。ＧＯＡＬ，ＳＰＥＣ，ＤＮＥ項目の
目的は以下に詳細に説明する。
た値をリストにしたものである。リストされた振動数は
特定値のテスト振動数である（つまり、リストされた振
動数での振動）。ここではＭはメインロータの周期を表
し、Ｔはテイルロータの周期である（テイルロータの周
期は接触器より得られる）。加速計に関しては、ＰＶが
コックピット操縦士側に垂直に取り付けられた加速計を
表し、ＣＶが副操縦士の垂直加速計であり、ＣＬはコッ
クピット横型加速計、ＮＶは機首に垂直な加速計、ＣＡ
は機室吸収器の加速計である。Ｅ１，Ｅ２，ＯＣはそれ
ぞれエンジン１号駆動軸，エンジン２号駆動軸，オイル
冷却器加速計を表す。エンジン１号駆動軸、エンジン２
号駆動軸、オイル冷却器加速計の試験が独立した状況で
あることに注意されたい。インチ／秒単位で表されたＧ
ＯＡＬ，ＳＰＥＣ（基準値）、ＤＮＥ（超過せず）の各
項目は、装置２０がユーティリティモードで操作される
場合、ユーザが（ＣＡＤＵ３８のキーを押して）変更で
きる規定値である。ＧＯＡＬ，ＳＰＥＣ，ＤＮＥ項目の
目的は以下に詳細に説明する。
【００４７】
【表３】
【００４８】図３及び図４は、表３にリストされた値を
モニタセクション６３がどのように試験するかを示すフ
ローチャート１００である。第一のステップ１０２で、
ソフトウェアの反復から少なくとも三つの値が記憶され
たかどうかを確定するため試験がなされる。たとえ飛行
が始まったばかりであったとしても、値は電池で保護さ
れたＲＡＭに記憶されているために過去の飛行から三つ
以上の値を得ることが可能なことに注意されたい。ステ
ップ１０２で記憶値が三つ未満であるのは、以前の飛行
で機器が全く使用されなかったため（つまり、まさに初
めての飛行の場合）か、あるいは、以下にさらに詳述す
るような理由で値が電池で保護されたＲＡＭからクリア
されてしまったためである。
モニタセクション６３がどのように試験するかを示すフ
ローチャート１００である。第一のステップ１０２で、
ソフトウェアの反復から少なくとも三つの値が記憶され
たかどうかを確定するため試験がなされる。たとえ飛行
が始まったばかりであったとしても、値は電池で保護さ
れたＲＡＭに記憶されているために過去の飛行から三つ
以上の値を得ることが可能なことに注意されたい。ステ
ップ１０２で記憶値が三つ未満であるのは、以前の飛行
で機器が全く使用されなかったため（つまり、まさに初
めての飛行の場合）か、あるいは、以下にさらに詳述す
るような理由で値が電池で保護されたＲＡＭからクリア
されてしまったためである。
【００４９】以前の反復から三つの値が記憶されていな
ければ、制御はステップ１０２からステップ１０４へ進
み、ステップ１０４で現在値が表３のＧＯＡＬと比較さ
れる。値がＧＯＡＬ未満であれば、値は記憶されずに制
御はステップ１０４からステップ１０６へ進み、ステッ
プ１０６でＢＥＬＯＷ ＧＯＡＬフラグがセットされ
る。ＢＥＬＯＷ ＧＯＡＬフラグは診断ソフトウェアに
よりアクセスされ、特定値を示すデータが記憶されなか
った理由についてユーザに対して説明するメッセージを
ＣＡＤＵ３８に表示するために利用される。ステップ１
０６が終わるとステップ１０７へ進み、そこで値は傾向
と無関係な機能を実行する他の処理ルーチンで使用可能
となる。ステップ１０７が終わると、この反復処理は完
了する。
ければ、制御はステップ１０２からステップ１０４へ進
み、ステップ１０４で現在値が表３のＧＯＡＬと比較さ
れる。値がＧＯＡＬ未満であれば、値は記憶されずに制
御はステップ１０４からステップ１０６へ進み、ステッ
プ１０６でＢＥＬＯＷ ＧＯＡＬフラグがセットされ
る。ＢＥＬＯＷ ＧＯＡＬフラグは診断ソフトウェアに
よりアクセスされ、特定値を示すデータが記憶されなか
った理由についてユーザに対して説明するメッセージを
ＣＡＤＵ３８に表示するために利用される。ステップ１
０６が終わるとステップ１０７へ進み、そこで値は傾向
と無関係な機能を実行する他の処理ルーチンで使用可能
となる。ステップ１０７が終わると、この反復処理は完
了する。
【００５０】ステップ１０４で現在値がＧＯＡＬ以上で
あれば、制御はステップ１０４からステップ１０８へ進
み、ステップ１０８で現在値は記憶される。ステップ１
０８が終わると、ステップ１１０でＣＤフラグ変数がセ
ットされる。ＣＤフラグは値の新たな傾向履歴を容易に
再構成させるものであり、これについては以下さらに詳
述する。ステップ１１０が終わると、反復処理は完了す
る。
あれば、制御はステップ１０４からステップ１０８へ進
み、ステップ１０８で現在値は記憶される。ステップ１
０８が終わると、ステップ１１０でＣＤフラグ変数がセ
ットされる。ＣＤフラグは値の新たな傾向履歴を容易に
再構成させるものであり、これについては以下さらに詳
述する。ステップ１１０が終わると、反復処理は完了す
る。
【００５１】ステップ１０２で記憶値が三つ存在すれ
ば、制御はステップ１１２へ進み、１１２でＣＤフラグ
が試験される。ＣＤフラグがセットされていなければ、
現在値の傾向が存在すると表示し、制御はステップ１１
２からステップ１１４へ進み、ステップ１１４で試験中
であるその値が飛行開始以来はじめての特定値であるか
どうか確定するための試験が行われる。表３の値のほと
んどが状況に依存するために、はじめてヘリコプタがあ
る状況に入ると値のいくつかが最初の値となる可能性が
あることに注意されたい。試験中の値が最初の値であれ
ば、制御はステップ１１４からステップ１１６へ進み、
ステップ１１６においてその特定値の線形履歴傾向に基
づいて値が試験される。この履歴傾向は、その計算につ
いては以下でさらに詳述されるが、時間の関数として値
の変化を示す。時間＝０（つまり、ｙ切片）での振動値
が判明し、さらに単位時間ごとの振動中の変化（つま
り、勾配）が判明する。試験ステップ１１６で、履歴傾
向より見積値が計算され、実効値と比較される。実効値
が見積値の１０％以内であれば、現在値はその傾向内に
あると判断され、制御はステップ１１６からステップ１
１８へ進む。ステップ１１８では、後で使用する場合に
備えて現在値が記憶される。
ば、制御はステップ１１２へ進み、１１２でＣＤフラグ
が試験される。ＣＤフラグがセットされていなければ、
現在値の傾向が存在すると表示し、制御はステップ１１
２からステップ１１４へ進み、ステップ１１４で試験中
であるその値が飛行開始以来はじめての特定値であるか
どうか確定するための試験が行われる。表３の値のほと
んどが状況に依存するために、はじめてヘリコプタがあ
る状況に入ると値のいくつかが最初の値となる可能性が
あることに注意されたい。試験中の値が最初の値であれ
ば、制御はステップ１１４からステップ１１６へ進み、
ステップ１１６においてその特定値の線形履歴傾向に基
づいて値が試験される。この履歴傾向は、その計算につ
いては以下でさらに詳述されるが、時間の関数として値
の変化を示す。時間＝０（つまり、ｙ切片）での振動値
が判明し、さらに単位時間ごとの振動中の変化（つま
り、勾配）が判明する。試験ステップ１１６で、履歴傾
向より見積値が計算され、実効値と比較される。実効値
が見積値の１０％以内であれば、現在値はその傾向内に
あると判断され、制御はステップ１１６からステップ１
１８へ進む。ステップ１１８では、後で使用する場合に
備えて現在値が記憶される。
【００５２】ステップ１１８が終わると、ステップ１２
０で値は表３のＧＯＡＬ，ＳＰＥＣ，ＤＮＥについて試
験される。この値がＳＰＥＣを上回るかＧＯＡＬを上回
り４時間以内にＳＰＥＣを上回ると見積もられる場合、
限界を超えたと判断される。限界を超えていない場合、
反復処理は完了する。超えていれば、制御はステップ１
２０からステップ１２２へ進み、ステップ１２２でコッ
クピットディスプレイ２８に通知される状態メッセージ
が確定される。値がＤＮＥを超えているか１時間以内に
ＤＮＥを超えると見積もられる場合、注意メッセージが
出力される。値がＳＰＥＣを上回るものの１時間以内に
ＤＮＥを超えるとは考えられない場合、状況報告メッセ
ージが出力される。そのかわり、データがＧＯＡＬとＳ
ＰＥＣの間にあり、４時間以内にＳＰＥＣを超えると見
積もられる場合には、ノートが出力される。これらすべ
ての場合、勧告された処置、あるいは構成部分取り替え
や調節のような代替処置、特定状況で飛行させるユーザ
への要求等が画面表示される。
０で値は表３のＧＯＡＬ，ＳＰＥＣ，ＤＮＥについて試
験される。この値がＳＰＥＣを上回るかＧＯＡＬを上回
り４時間以内にＳＰＥＣを上回ると見積もられる場合、
限界を超えたと判断される。限界を超えていない場合、
反復処理は完了する。超えていれば、制御はステップ１
２０からステップ１２２へ進み、ステップ１２２でコッ
クピットディスプレイ２８に通知される状態メッセージ
が確定される。値がＤＮＥを超えているか１時間以内に
ＤＮＥを超えると見積もられる場合、注意メッセージが
出力される。値がＳＰＥＣを上回るものの１時間以内に
ＤＮＥを超えるとは考えられない場合、状況報告メッセ
ージが出力される。そのかわり、データがＧＯＡＬとＳ
ＰＥＣの間にあり、４時間以内にＳＰＥＣを超えると見
積もられる場合には、ノートが出力される。これらすべ
ての場合、勧告された処置、あるいは構成部分取り替え
や調節のような代替処置、特定状況で飛行させるユーザ
への要求等が画面表示される。
【００５３】試験ステップ１１６において値が見積傾向
値内でなければ、制御はステップ１１６からステップ１
２４へ進み、ステップ１２４において傾向履歴（つま
り、以前の記憶値）がクリアされる。制御はステップ１
２４からステップ１２６へ進み、ステップ１２６に現在
値が記憶される。
値内でなければ、制御はステップ１１６からステップ１
２４へ進み、ステップ１２４において傾向履歴（つま
り、以前の記憶値）がクリアされる。制御はステップ１
２４からステップ１２６へ進み、ステップ１２６に現在
値が記憶される。
【００５４】ステップ１２６が終わるとステップ１２８
へ進み、ステップ１２８では試験中の値が最初の飛行以
来、はじめての特定値であるかどうかを確定するため試
験が行われる。この現在値が最初の値でなければ、制御
はステップ１２８からステップ１３０へ進み、ステップ
１３０ではモニタソフトウェアによって説明のない注意
データメッセージが、ＣＡＤＵ３８及びコックピットデ
ィスプレイ２８の画面に表示される。説明のないデータ
メッセージは一つあるいは複数の加速計から異常が発生
したことをユーザに知らせ、確認データを得るためその
状態を繰り返すようユーザに要求する。
へ進み、ステップ１２８では試験中の値が最初の飛行以
来、はじめての特定値であるかどうかを確定するため試
験が行われる。この現在値が最初の値でなければ、制御
はステップ１２８からステップ１３０へ進み、ステップ
１３０ではモニタソフトウェアによって説明のない注意
データメッセージが、ＣＡＤＵ３８及びコックピットデ
ィスプレイ２８の画面に表示される。説明のないデータ
メッセージは一つあるいは複数の加速計から異常が発生
したことをユーザに知らせ、確認データを得るためその
状態を繰り返すようユーザに要求する。
【００５５】ステップ１２８で、現在値は最初の値であ
るとの結果が出た場合、制御はステップ１２８からステ
ップ１３２へ進み、ステップ１３２において期待値が確
定される。ステップ１１６において、値が見積傾向値の
１０％以内でない場合、保守処置により一つあるいは複
数のヘリコプタ構成部分の振動特性が変わってしまった
ということが一つの理由として考えられる。保守が行わ
れる場合、保守要員は情報をＣＡＤＵ３８へ入力する。
この情報はステップ１３２において期待値、つまり特定
の保守が行われた結果として生じる値を確定するために
利用される。たとえば、テイルロータを調節すれば、テ
イルロータ加速計により測定された振動を低下させるこ
とができる。
るとの結果が出た場合、制御はステップ１２８からステ
ップ１３２へ進み、ステップ１３２において期待値が確
定される。ステップ１１６において、値が見積傾向値の
１０％以内でない場合、保守処置により一つあるいは複
数のヘリコプタ構成部分の振動特性が変わってしまった
ということが一つの理由として考えられる。保守が行わ
れる場合、保守要員は情報をＣＡＤＵ３８へ入力する。
この情報はステップ１３２において期待値、つまり特定
の保守が行われた結果として生じる値を確定するために
利用される。たとえば、テイルロータを調節すれば、テ
イルロータ加速計により測定された振動を低下させるこ
とができる。
【００５６】ステップ１３２が終わると、ステップ１３
４において実効値と期待値が比較される。実効値が期待
値の２０％以内でなければ、制御はステップ１３０へ進
み、説明のないデータ注意メッセージが表示される。メ
ッセージは、現在の異常値を確認するためさらに値を収
集するように特定の状況を繰り返すよう操縦士に要求す
る。モニタセクション６３は、以前のステップ１２４で
傾向が再初期設定されてしまっており、次に二つの反復
があるので値に新たな傾向履歴を構成する。
４において実効値と期待値が比較される。実効値が期待
値の２０％以内でなければ、制御はステップ１３０へ進
み、説明のないデータ注意メッセージが表示される。メ
ッセージは、現在の異常値を確認するためさらに値を収
集するように特定の状況を繰り返すよう操縦士に要求す
る。モニタセクション６３は、以前のステップ１２４で
傾向が再初期設定されてしまっており、次に二つの反復
があるので値に新たな傾向履歴を構成する。
【００５７】一方、実効値が期待値の２０％以内であれ
ば、制御はステップ１３４からステップ１３６へ進み、
ステップ１３６では実効値に対して限界試験が行われ
る。ステップ１２４において傾向履歴がクリアされてし
まっているため、ステップ１３６での限界試験はステッ
プ１２０での限界試験とは異なる。ステップ１３６では
値の予測は行われない。したがって、実効値はＧＯＡＬ
に対して比較される。実効値がＧＯＡＬ未満であれば、
制御は完了する。ＧＯＡＬを上回れば、制御はステップ
１３６からステップ１３８へ進み、ステップ１３８にお
いてコックピットディスプレイ２８に通知する状況メッ
セージを確定する。ステップ１２０で状況メッセージを
確定する場合と異なり、ステップ１２４で傾向履歴がす
でにクリアされてしまっているため、ステップ１３８に
おいて診断はいっさい行われない。ステップ１３８にお
いて値がＧＯＡＬとＳＰＥＣの間にあれば、ノートメッ
セージが出力される。値がＳＰＥＣとＤＮＥとの間であ
れば、状況報告メッセージが出力され、値がＤＮＥより
大きい場合、注意メッセージが出力される。
ば、制御はステップ１３４からステップ１３６へ進み、
ステップ１３６では実効値に対して限界試験が行われ
る。ステップ１２４において傾向履歴がクリアされてし
まっているため、ステップ１３６での限界試験はステッ
プ１２０での限界試験とは異なる。ステップ１３６では
値の予測は行われない。したがって、実効値はＧＯＡＬ
に対して比較される。実効値がＧＯＡＬ未満であれば、
制御は完了する。ＧＯＡＬを上回れば、制御はステップ
１３６からステップ１３８へ進み、ステップ１３８にお
いてコックピットディスプレイ２８に通知する状況メッ
セージを確定する。ステップ１２０で状況メッセージを
確定する場合と異なり、ステップ１２４で傾向履歴がす
でにクリアされてしまっているため、ステップ１３８に
おいて診断はいっさい行われない。ステップ１３８にお
いて値がＧＯＡＬとＳＰＥＣの間にあれば、ノートメッ
セージが出力される。値がＳＰＥＣとＤＮＥとの間であ
れば、状況報告メッセージが出力され、値がＤＮＥより
大きい場合、注意メッセージが出力される。
【００５８】ステップ１１４へ戻って、試験中の値が最
初の飛行以来はじめての特定値でなければ、制御はステ
ップ１１４からステップ１３９へ進み、ステップ１３９
において現在値が以前の反復から記憶値（ステップ１１
８やステップ１２６で記憶値等）と比較される。現在値
が記憶値の１０％以内であれば、この反復処理は完了
し、現在値は破棄される。ステップ１３９において値が
記憶値の１０％以内でなければ、上述のようにステップ
１１６から処理を進めるため制御はステップ１１６へ進
む。
初の飛行以来はじめての特定値でなければ、制御はステ
ップ１１４からステップ１３９へ進み、ステップ１３９
において現在値が以前の反復から記憶値（ステップ１１
８やステップ１２６で記憶値等）と比較される。現在値
が記憶値の１０％以内であれば、この反復処理は完了
し、現在値は破棄される。ステップ１３９において値が
記憶値の１０％以内でなければ、上述のようにステップ
１１６から処理を進めるため制御はステップ１１６へ進
む。
【００５９】ステップ１１２へ戻って、ＣＤフラグがセ
ットされれば、新たな傾向履歴を構成中であることを表
示し、制御はステップ１１２からステップ１４０へ進
み、ステップ１４０において現在値は記憶される。ステ
ップ１４０が終わると、ステップ１４２では最も新しい
三つの記憶値及び、三点を通る線を計算するための最小
二乗アルゴリズムを利用して新たな傾向を計算する。
ットされれば、新たな傾向履歴を構成中であることを表
示し、制御はステップ１１２からステップ１４０へ進
み、ステップ１４０において現在値は記憶される。ステ
ップ１４０が終わると、ステップ１４２では最も新しい
三つの記憶値及び、三点を通る線を計算するための最小
二乗アルゴリズムを利用して新たな傾向を計算する。
【００６０】ステップ１４２の後は試験ステップ１４４
において、新たな傾向が妥当性を試験される。ステップ
１４２で計算された相関係数が０．８未満であれば、傾
向は妥当でないと判断される。妥当でない傾向であれ
ば、装置２０の一つあるいは複数の構成部分に故障があ
ると考えられる可能性がある。ステップ１４４において
傾向が妥当でないと判断された場合、制御はステップ１
４６へ進み、メッセージがコックピットディスプレイ２
８へ通知され、機器のチェックが必要であると示す。ス
テップ１４６の次はステップ１４８で、他の傾向を構成
しそうな点をさらに収集するために、傾向が再初期設定
される。
において、新たな傾向が妥当性を試験される。ステップ
１４２で計算された相関係数が０．８未満であれば、傾
向は妥当でないと判断される。妥当でない傾向であれ
ば、装置２０の一つあるいは複数の構成部分に故障があ
ると考えられる可能性がある。ステップ１４４において
傾向が妥当でないと判断された場合、制御はステップ１
４６へ進み、メッセージがコックピットディスプレイ２
８へ通知され、機器のチェックが必要であると示す。ス
テップ１４６の次はステップ１４８で、他の傾向を構成
しそうな点をさらに収集するために、傾向が再初期設定
される。
【００６１】ステップ１４４において相関係数が０．８
以上であれば、制御はステップ１５０へ進み、次の反復
で通常のモニタ処理（つまり、ステップ１１６，１１
８，１２０を通過するパス等）が行えるようにＣＤフラ
グがリセットされる。ステップ１５０の次はステップ１
５２において、現在値について限界チェックが行われ
る。ステップ１５２の限界チェックはステップ１２０の
限界チェックと同様である。現在値がＧＯＡＬ未満かあ
るいはＧＯＡＬより大きいものの４時間以内にＳＰＥＣ
を越えるとは考えられない場合、現在値は限界を超え
ず、この反復処理は完了する。現在値がそれ以外の場
合、制御はステップ１５２からステップ１５４へ進み、
コックピットディスプレイ２８に通知する状況メッセー
ジを確定する。ステップ１５４で出力される特定状況メ
ッセージの確定方法は、ステップ１２２で利用されるの
と同じ方法である。
以上であれば、制御はステップ１５０へ進み、次の反復
で通常のモニタ処理（つまり、ステップ１１６，１１
８，１２０を通過するパス等）が行えるようにＣＤフラ
グがリセットされる。ステップ１５０の次はステップ１
５２において、現在値について限界チェックが行われ
る。ステップ１５２の限界チェックはステップ１２０の
限界チェックと同様である。現在値がＧＯＡＬ未満かあ
るいはＧＯＡＬより大きいものの４時間以内にＳＰＥＣ
を越えるとは考えられない場合、現在値は限界を超え
ず、この反復処理は完了する。現在値がそれ以外の場
合、制御はステップ１５２からステップ１５４へ進み、
コックピットディスプレイ２８に通知する状況メッセー
ジを確定する。ステップ１５４で出力される特定状況メ
ッセージの確定方法は、ステップ１２２で利用されるの
と同じ方法である。
【００６２】ここでは装置２０をＵＨ−６０Ａヘリコプ
タ用として説明したが、本技術分野において知識を有す
るものであれば、装置２０が多くの他の型のヘリコプタ
に適用できることが理解されるものとする。同様に、モ
ニタされた特定の振動及び振動がモニタされる頻度は本
発明の思想及び範囲を逸脱することなく変更可能であ
る。
タ用として説明したが、本技術分野において知識を有す
るものであれば、装置２０が多くの他の型のヘリコプタ
に適用できることが理解されるものとする。同様に、モ
ニタされた特定の振動及び振動がモニタされる頻度は本
発明の思想及び範囲を逸脱することなく変更可能であ
る。
【００６３】データ収集、処理、ユーザへの故障通知、
ユーザの入力用としてここで説明した特定のハードウェ
アは、本発明の思想及び範囲を逸脱することなく修正あ
るいは機能的に同等のハードウェアと取り替えることが
できる。さらに、ここで説明したソフトウェアのすべて
の部分は同等のハードウェアを利用して実現することが
できる。これはハードウェア／ソフトウェアの等価性を
論じた（他の分野の）米国特許第４，２９４，１６２号
（出願人フォーレ他）「指向性しきい値を用いた圧力フ
ィールアクチュエータ故障検出」を参照するのがわかり
やすいと思われる。
ユーザの入力用としてここで説明した特定のハードウェ
アは、本発明の思想及び範囲を逸脱することなく修正あ
るいは機能的に同等のハードウェアと取り替えることが
できる。さらに、ここで説明したソフトウェアのすべて
の部分は同等のハードウェアを利用して実現することが
できる。これはハードウェア／ソフトウェアの等価性を
論じた（他の分野の）米国特許第４，２９４，１６２号
（出願人フォーレ他）「指向性しきい値を用いた圧力フ
ィールアクチュエータ故障検出」を参照するのがわかり
やすいと思われる。
【００６４】本発明では三つのデータ点を用いた線形傾
向を構成して説明したが、このデータ点はいくつであっ
ても、また減衰指数関数のような他の型の非線形関数を
用いても本発明は実施可能である。さらに、図３及び図
４において示したモニタ関数は振動データのみに利用し
たが、本技術分野において知識を有するものであれば、
これらの関数が他の型のパラメータにも利用可能である
ことが理解されるものとする。
向を構成して説明したが、このデータ点はいくつであっ
ても、また減衰指数関数のような他の型の非線形関数を
用いても本発明は実施可能である。さらに、図３及び図
４において示したモニタ関数は振動データのみに利用し
たが、本技術分野において知識を有するものであれば、
これらの関数が他の型のパラメータにも利用可能である
ことが理解されるものとする。
【００６５】本発明の模範的実施例に関して説明してき
たが、本技術分野において知識を有するものであれば、
本発明の思想及び範囲を逸脱することなく発明に対して
様々な変更、削除、追加が可能であることが理解される
ものとする。
たが、本技術分野において知識を有するものであれば、
本発明の思想及び範囲を逸脱することなく発明に対して
様々な変更、削除、追加が可能であることが理解される
ものとする。
【００６６】
【発明の効果】本発明によれば、自動ヘリコプタ保守モ
ニタ装置では自動的に収集された振動データ及びヘリコ
プタ状況情報が利用され、ヘリコプタの故障を確定し、
起こり得る故障を予測する。さらに本発明によれば、自
動ヘリコプタ保守モニタ装置により、ヘリコプタ保守を
容易にできる特定の操作状態で操縦者はヘリコプタを操
縦できる。
ニタ装置では自動的に収集された振動データ及びヘリコ
プタ状況情報が利用され、ヘリコプタの故障を確定し、
起こり得る故障を予測する。さらに本発明によれば、自
動ヘリコプタ保守モニタ装置により、ヘリコプタ保守を
容易にできる特定の操作状態で操縦者はヘリコプタを操
縦できる。
【図１】自動ヘリコプタ保守モニタ装置の概要ブロック
図である。
図である。
【図２】診断ソフトウェアの動作を示すデータフロー図
である。
である。
【図３】ヘリコプタ振動データを自動的にモニタするた
めのソフトウェアの動作を示す流れ図である。
めのソフトウェアの動作を示す流れ図である。
【図４】ヘリコプタ振動データを自動的にモニタするた
めのソフトウェアの動作を示す流れ図である。
めのソフトウェアの動作を示す流れ図である。
２０ 自動ヘリコプタ保守モニタ装置 ２２ 飛行データレコーダサブシステム ２４ 保守コンピュータサブシステム ２６ 飛行データレコーダ（ＦＤＲ） ２８ コックピットディスプレイ ３２ デジタル電気バス ３６ データ収集装置（ＤＡＵ） ３８ 制御ディスプレイ装置（ＣＡＤＵ） ４０ 処理装置 ４２ 端末 ４４ 内部電子バス ４６ デジタル電気バス ６０ データフロー図 ６２ 管理セクション ６３ モニタセクション ６４ ＤＡＵ通信セクション ６５ 端末通信セクション ６６ ＦＤＲ通信セクション ７０ ＣＡＤＵ出力データ要素 ７２ ＣＡＤＵ入力データ要素 ７４ ＦＤＲ出力データ要素 ７６ ＦＤＲ入力データ要素 ７８ ＤＡＵ要求データ要素 ８０ ＤＡＵセンサデータ要素 ８２ しきい値／履歴データ要素 ８４ モニタ要求データ要素 ８６ モニタ結果データ要素
フロントページの続き (72)発明者 ジョージ アンソニー モルナー アメリカ合衆国，コネチカット，オレン ジ，ウエスト リヴァー ロード 332 (72)発明者 ジョセフ ロイアック プラット アメリカ合衆国，コネチカット，シェル トン，ベアーズリー ロード 217 (56)参考文献 実開 昭63−111398（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64D 45/00 B64D 47/00 B64C 27/51
Claims (18)
- 【請求項１】 ヘリコプタの状況を示す状況信号を提供
する状況表示手段と、 ヘリコプタの種々の位置での振動に応じて、それぞれが
特定位置での振動を示す複数の振動検出信号を発生する
振動検出手段と、 前記状況表示手段及び前記振動検出手段とに応じて、所
定値を超える前記振動検出信号に応じて故障信号を発生
する処理手段と、を備えており、前記所定値が前記振動
検出信号及びヘリコプタ状況に相関することを特徴とす
るヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項２】 前記故障信号の内容に応じて電子画面に
文字メッセージを表示する表示手段を有することを特徴
とする請求項１に記載のヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項３】 前記振動検出手段及び前記状況表示手段
に応じて、記憶された振動検出信号を蓄積し、前記の記
憶された振動検出信号を複数の記憶値を生成するために
利用する前記処理手段へ前記の記憶された振動検出信号
を提供する記憶手段を有し、それぞれの前記記憶値が特
定の前記振動検出信号の大きさを特定状況でのヘリコプ
タの時間の関数として表していることを特徴とする請求
項２に記載のヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項４】 前記処理手段が、前記記憶値を利用して
前記振動検出信号に対応する見積値を生成するととも
に、前記見積値に対応する一つあるいは複数の値の所定
百分率内にない前記検出された一つあるいは複数の振動
検出信号値に応じて前記故障信号を断定することを特徴
とする請求項３に記載のヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項５】 前記状況表示手段が、 車輪重量、メインロータ速度、対気速度、エンジントル
ク、上昇率、バンク角、偏揺率、ヘリコプタ高度を示す
信号を検出する飛行パラメータ検出手段と、前記飛行パ
ラメータ検出手段に応じて前記状況信号を提供する処理
手段とを有し、 前記状況信号の値が、前記車輪重量、メインロータ速
度、対気速度、エンジントルク、上昇率、バンク角、偏
揺率、ヘリコプタ高度の各信号値に従って変化すること
を特徴とする請求項４に記載のヘリコプタの保守モニタ
装置。 - 【請求項６】 前記振動検出手段がヘリコプタ中の前記
位置に取り付けられた複数の加速計から構成されること
を特徴とする請求項５に記載のヘリコプタの保守モニタ
装置。 - 【請求項７】 前記記憶値が線形関数であることを特徴
とする請求項６に記載のヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項８】 ヘリコプタの状況を示す状況信号を提供
する状況表示器と、 ヘリコプタ中の種々の位置での振動に応じて複数の振動
検出信号を発生し、それぞれの前記振動検出信号が前記
位置の特定位置での振動を示す振動センサと、 前記状況表示器及び前記振動センサに応じて、所定値を
超える前記振動検出信号に応じて故障信号を発生させる
処理装置と、を有し、前記所定値が前記振動検出信号及
びヘリコプタ状況に相関することを特徴とするヘリコプ
タの保守モニタ装置。 - 【請求項９】 前記故障信号の内容に応じて電子画面に
文字メッセージを提供するディスプレイを有することを
特徴とする請求項８に記載のヘリコプタの保守モニタ装
置。 - 【請求項１０】 前記振動センサ及び前記状況表示器に
応じて、記憶された振動検出信号を蓄積し、複数の記憶
値を生成するため前記の記憶された振動検出信号を使用
する前記処理手段へ前記の記憶された振動検出信号を提
供する電子記憶装置を有し、前記記憶値のそれぞれが特
定の前記振動検出信号の大きさをヘリコプタの特定状況
での時間の関数として表していることを特徴とする請求
項９に記載のヘリコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項１１】 前記処理装置が前記記憶値を用いて前
記振動検出信号に対応する見積値を生成し、前記見積値
に対応する一つあるいは複数の値の所定百分率内にない
一つあるいは複数の前記振動信号値に応じて前記故障信
号を断定することを特徴とする、請求項１０に記載のヘ
リコプタの保守モニタ装置。 - 【請求項１２】 前記状況表示器が、 車輪重量、メインロータ速度、対気速度、エンジントル
ク、上昇率、バンク角、偏揺率、ヘリコプタ高度を示す
信号を検出する飛行パラメータセンサと、 前記飛行パラメータセンサに応じて前記状況信号を提供
し、前記状況信号値が車輪重量、メインロータ速度、対
気速度、エンジントルク、上昇率、バンク角、偏揺率、
ヘリコプタ高度の各信号値に応じて変化する処理手段を
有することを特徴とする、請求項１１に記載のヘリコプ
タの保守モニタ装置。 - 【請求項１３】 前記振動センサがヘリコプタ中の前記
位置に取り付けられた複数の加速計より構成されること
を特徴とする請求項１２に記載のヘリコプタの保守モニ
タ装置。 - 【請求項１４】 前記記憶値が線形関数であることを特
徴とする請求項１３に記載のヘリコプタの保守モニタ装
置。 - 【請求項１５】 ヘリコプタの状況を確定し、 複数の振動検出信号を発生するために、ヘリコプタ中の
種々の位置で複数の振動を測定し、それぞれの前記振動
検出信号が前記位置の特定位置での振動を示し、 それぞれの前記振動検出信号の大きさを所定値と比較す
ることで故障信号を生成するとともに、前記の各所定値
が前記振動検出信号及びヘリコプタの状況に相関するこ
とを特徴とするヘリコプタのモニタ方法。 - 【請求項１６】 前記故障信号の内容に応じて電子画面
に文字メッセージを表示することを特徴とする請求項１
５に記載のヘリコプタのモニタ方法。 - 【請求項１７】 前記振動検出信号を記憶し、 複数の記憶値を生成し、 それぞれの前記記憶値が前記振動検出信号の特定の大き
さをヘリコプタの特定状況に対する時間の関数として表
し、 前記記憶値を用いてそれぞれの前記振動検出信号に対す
る見積値を計算し、 前記見積値に対応する一つあるいは複数の値の所定百分
率以内にない一つあるいは複数の前記振動検出信号値に
応じて前記故障信号を断定することをさらに特徴とする
請求項１６に記載のヘリコプタのモニタ方法。 - 【請求項１８】 前記記憶値が線形関数であることを特
徴とする請求項１７に記載のヘリコプタのモニタ方法。
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