JPH03129600A - 航空機用運航状態モニター装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は航空機の、正常運航状態（ｈｅａｌｔｈ）およ
び使用状況（ｕｓａｇｅ）をモニターする航空機用運航
状況モニター装置（ａｉｒｃｒａｆｔ　ｈｅａｌｔｈ　
ａｎｄ　ｕｓａｇｅｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ　ｓｙｓｔｅ
ｍ）に関する。

本願明細書において用いる「正常運航状態」とは、航空
機の一部もしくはシステムが、それに要される機能を遂
行している状態を意味するものと解すべきである。

（従来の技術） 航空機の飛行データを記録したり、乗員室における乗務
員の会話を記録するのに、フライトレコーダーとコクピ
ットボイスレコーダーとがそれぞれ航空機に搭載されて
いる。このフライトレコーダーとボイスレコーダーとは
、万一、当該航空機が事故に遭遇した場合に、事故原因
を調査する上で重要な資料になる。

（発明の目的と構成） 本発明は、航空機の管理維持を容易にすると共に、正常
状態が損なわれた場合に該当するデータを出すようにす
るために、航空機の運航中に当該航空機の構成部品とシ
ステムの重要な部分が正常運航状態にあるかどうか、ま
た、その使用状況をモニターするための航空機用運航状
況モニター装置を提供するのを目的としたものである。

従って、本発明の航空機運航状況モニター装置は、飛行
プロファイルと航空機の正常運航状態と使用状況に関す
る特定の指示器の表示値ないし指標パラメータ（ｓｅｌ
ｅｃｔｅｄ　１ｎｄｉｃａｔｏｒｓ）との両方に関する
データを処理するコンピュータシステムと、前記飛行プ
ロファイルと前記特定の指示器の表示値とをモニターし
、且つ、前記コンピュータシステムに該当するデータを
供給する手段とからなり、前記コンピュータシステムが
、前記特定の指示器の表示値に関して所定の閾値を備え
ていると共に、航空機の運航時に閾値が超過している時
間とその程度とを記録するように配置されていることを
特徴とするものである。

例えば、ヘリコプタ−の場合では、特定の指示器の指標
パラメータとしては、メインローターのトラックとバラ
ンスと、テールローターのバランス、機体の振動、メイ
ンギヤボックスの振動、中間ギヤボックスの振動、テー
ルボックスの振動、補助ギヤボックスの振動、エンジン
の振動、ギヤボックスからのオイル漏れ痕跡、エンジン
からのオイル漏れ痕跡などが考えられる。そのために、
エンジンの総稼働時間、エンジンが特定のバンドで稼働
しｔ二時間、特定の稼働条件の下でのメインギヤボック
ス、中間ギヤボックス、テールギヤボックス、補助ギヤ
ボックスなどを含むローター系統の稼働時間、ロータヘ
ッドとトランスミッション系統の総稼働時間などをモニ
ターして、それらのデータをコンピュータシステムに供
給する手段を設けても良い。

指示器としては、航空機のエンジンや、トランスミフシ
２ン、機体などの一つか、叉はそれ以上の構成部品に発
生する応力を測定する手段を備えｔ；ものであっても良
く、まｔ；、コンピュータシステムには、前記構成部品
について得られｔ；応力情報から低周波疲労を算出して
、次段の処理に備えて算出した情報を記憶する手段を設
けても良い。

コンピュータシステムは、航空機の運航時に記憶したデ
ータをモニター手段から読みだし、当該航空機の正常運
航状態がモニターするに当たって地上ステーションのコ
ンピュータシステムが利用し、且つ、分析できるように
、前記データを記録媒体に書き込む出力手段を備えてい
ても良い。

航空機の運航の安全性を向上し、また、航空機の記録に
係わるＦＤＰの規定に合致させるために、本発明のモニ
ター装置は、既存のボイスレコーダーとフライトレコー
ダーと組み合わせても良い。

（実施例） 以後、添付図面を参照しながら、本発明の好ましい実施
例を詳述する。

本発明による航空機用運航状況モニター装置（ＨｔｌＭ
ｓ）の目的は、航空機の備わっている種々のセンサー類
から得ることであって、そうすることにより、航空機の
乗務員が、航空機の飛行プロファイル時に正確な運航ス
ケジュールを確立するｔ；めに航空機の種々の構成部品
の正常運航状態をモニターでさると共に、当該航空機が
事故に遭遇した場合に、事故原因調査団に７ライトデー
タを提出できるようになる。

第ｉ図に示したモニター装置は、第１４図に示したデー
タ収集処理装置ＤＡＰＩＪ、第１１図に示した乗務員室
用表示装置ＣＤＵ、デジタル式フライトレコーダーＤＦ
ＤＲ，管理維持用記録装置、地上ステーション用及び／
叉は航空機搭載型診断用フンピユータとで構成されてい
る。

モニター装置ＨＵＭＳには、航空機に備わっている種々
のセンサー類からＣＡＡもしくはＦＡＡで示したデータ
が供給されるようになっている。このようなデータの一
例を、本願明細書に添付の「用語集」に掲載しておく。

ＦＤＰサブシステムは、通常モード事故（ｃｏｍｍｏｎ
ｍｏｄｅ　ｆａｉｔｕｒｅｓ）のリスクを最小限にする
と共に、万一それが発生したとしてもその波及効果を最
小限にするべく、ＨＵＭサブシステムからＤＡＰＵ内で
分離されている。（通常の認可証明が、システムのＦＤ
ＲおよびＣＶＲの部分に対して適用されている。）この
組み合わせたシステムによる８０Ｍ設備が始めて導入さ
れると、航空機の安全性を保証する管理維持手順に対す
る変更事項はない。データが得られ、システムの機密が
確立されるから、認可官庁において特定の管理維持方法
が開発されることになる。航空機に関する全てのソフト
ウェアは、ＰＴＣＡ　Ｄｏ（７８Ａ　ＬＥＶＥＬ　Ｉ　
Ｉ認可！明法１：　従ッテ、設計されると共に、確立さ
れて試験される。

信号はＤＡＰＵ内において４つの基本カテゴリーに処理
される。この基本カテゴリーとは、フライトデータ収集
（ＦｌｉｇＭ　Ｄａｔａ　Ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ）、
超過（Ｅｘｃｅｅｄａｎｃｅ）、正常運航状態モニター
（Ｈｅａｌｔｈ　Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ）、及び、使用
状況パラメータ（Ｕｓａｇｅ　Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ）
である。ＤＡＰＵは、デジタル式フライトレコーダーＤ
ＦＤＲ，急速アクセス記録計ＱＡＲ，管理維持記録装置
、診断用コンピュータ、乗務員室内制御表示装置などと
交信する。乗務員室内での会話の信号は乗務員室専用ボ
イスレコーダー、もしくは、ＤＦＤＲに直接に記録され
るようにしても良い。

通常の作動時には、ＤＦＤＲデータは、定期管理維持（
通常１２ケ月ごと）を行う際に点検されるのみである。

システムは、モジュール単位に設計製造されているので
、小型航空機には低廉なシステムを搭載することができ
る。添付書類２に掲載したような大型航空機に搭載され
る複雑なシステムには、下記の構成を採ることが考えら
れる。

（ｉ）乗務員室用ボイスレコーダー（ＣＶＲ）操縦土用
、副操縦土用、エリアマイクロフォン信号用記録トラッ
クが別々にあって、乗務員室内での会話を事故データ記
録装置に記録する。

（ｉｉ）デジタル式７ライトレコーダー（ＤＦＤＲ）Ｃ
ＡＡおよびＦＡＡの規定に合致する、叉は、それ以上を
満たしているパラメータリストで事故データ記録装置に
フライトデータを記録する。パラメータリストを満たす
のに、−層大きいデータレート（ｄａｔａ　ｒａｔｅｓ
）、即ち、６４．１２８、叉は、２８６　ｘ　１２ビツ
トワ一ド／秒（ＷＰＳ）が得られる。大型航空機用パラ
メータリスト案を付帯書類ｌに示す。組み込みテスト（
ＢＩＴ）は、ＤＡＰＵの一部であって、プロセッサーと
周辺機器のテストを行う。このＢＩＴの状態は、ＤＦＤ
Ｒデータストリームに得られる。

（ｉｉｉ）正常運航状態−ＤＦＤＲへの使用状況このフ
ライトレコーダー用データストリームは、ロータートラ
ック、オイル痕跡、分遣超過フラグ（ｄｅｔａｃｈｅｄ
　Ｅｘｃｅｅｄａｎｃｅ　ｆｌａｇｓ）などを含む限ら
れた量の正常運航状態・使用状況データを収容する。

（ｉｖ）維持管理用プロセッサーへのＤＦＤＲデータＤ
ＦＤＲセンサー類の状態とインターフェース回路とが毎
日モニターされるように、離陸時と着陸時にＤＦＤＲデ
ータシステムがＧＭＴ時間とデータスタンプと共に維持
管理用記録装置にコピーされる。

（Ｖ）　ＣＶＲ／ＤＦＤＲ再生 ＦＤＰとＣＶＲでの記録内容を再生することができる。

但し、航空機乗務員の利害関係を守るために、ボイス記
録トラックごと安全装置が設けられている。

（ｖｉ）超過モニター（Ｅｘｃｅｅｄａｎｃｅ　Ｍｏｎ
ｉｔｏｒｉｎｇ）超過が検出されると、その報告が維持
管理用記録装置に伝送される。その際、伝送される報告
の内容には、超過パラメータ、超過持続時間、超過開始
時の飛行時間、超過持続時間中及びその前後の数秒間に
亙るＦＤＲデータストリームのコピーが含まれている。

また、超過フラグは、ＤＦＤＲｉ：連なるＦＤＰデータ
ストリームにおいて識別されることがある。航空機乗務
員叉は維持管理スタッフが利用するものとして、乗務員
室用表示装置ＣＣＵに超過サマリー（Ｅｘｃｅｅｄａｎ
ｃｅ　Ｓｕｍｍａｒｙ）が表示されることもある。

（ｖｉｉ）低周波疲労のモニター ＤＡＰＵは、２基のエンジンについての低周波疲労（Ｌ
ＣＦ）算出を行う。各エンジンｌこつき４つまでの構成
部品についての算出値は、ＦＤＰデータシステムから各
エンジンごとの特定の飛行パラメータを抽出することに
より算出する。各構成部品ごとに算出したＬＣＦは、そ
の構成部品の累積カウント値に加えると共に、飛行毎の
カウント値として記憶される。各構成部品毎のＬＣＦ報
告は、エンジンがシャットダウンすると、ＧＭＴ時間と
データスタンプと共に維持管理記録装置に送られる。

（ｖｉｉｉ）寿命使用のモニター ＤＡＰＵは、２基のエンジンとトランスミッション装置
につき、１．総稼働時間、２．ある速度以上叉はトルク
閾値以上での各エンジンの稼働時間、３．エンジンスタ
ート、４．からなる寿命使用状況報告を発生する。この
報告は、４基のトランスミッション装Ｒ（即ち、ロータ
ーとギヤボックス）について行うこともできる。

（ｉｘ）エンジン性能のモニター 操縦士が始動させた後、ＤＡＰＵが、各エンジン毎の特
定のフライトパラメータをＦＤＰデータストリームから
抽出することにより、各エンジン毎の動力確度（ｐｏｗ
ｅｒ　ａｓｓｕｒａｎｃｅ）を算出する。この各エンジ
ン毎の動力確度の算出値は、維持管理記録装置に供給さ
れると共に、不揮発性記憶装置にも供給されて、乗務員
室内の表示装置ＣＤＩに表示される。（但し、当該表示
装置が設置されている場合。

） （Ｘ）メイン及びテールロータのトラックとバランスの
モニター ある飛行条件時に操縦士叉はシステムが、メインロータ
とテールロータの不平衡振動の測定を行なわしめること
ができ、メインロータブレードのトラックとラグ（ｌａ
ｇ）の測定値もえられる。ＤＡＰＵから、１．メインロ
ータサマリー（Ｍａｉｎ　Ｒｏｔｏｒ　Ｓｕｍｍａｒｙ
）と、２．メインロータのバランスサマリー、３゜テー
ルロータサマリー、４．事前叉は事後のＦＤＲフレーム
パラメータ、５．ＧＭＴ時間と、維持管理記録装置に供
給するデータスタンプとからなるトラック・バランス報
告（Ｔｒａｃｋ　ａｎｄ　Ｂａ１ａｎｃｅ　Ｒｅｐｏｒ
ｔ）が生じる。

（ｘｌ）機体振動のモニター 該当する飛行条件の時に、ＤＡＰＵにより航空機搭載の
加速度計とロータトラックセンサーからデータの取り入
れが自動的に行われる。ＤＡＰＵによる機体振動の情報
は、ＤＭＴ時間と、データスタンプと、ＦＤＰデータス
トリームの対応するフレームと共に、管理維持記録装置
に供給される。

（ｘｉｉ）ギヤボックスの振動モニターメインギヤボッ
クスと中間ギヤボックスとテールギヤボックスとにそれ
ぞれ設置した加速度計からの、同期サンプリングした生
のデータと平均化した生のデータとが、　ＤＡＰＵによ
り自動的に、叉は、操縦士がスイッチを操作することに
より取り入れられる。このようにして得られた信号は、
対応するＦＯＲデータからのフレームとＧＭＴ時間とデ
ータスタンプと共にギヤボックス振動情報に取り入れら
れると共に、維持管理記録装置に記録される。

（ｘｉｉｉ）エンジン振動のモニター ２基のエンジンに搭載した加速度計からのデータが、Ｄ
ＡＰＵにより自動的に取り入れられる。それによるＤＡ
ＰＵエンジン振動情報は、ＧＭＴ時間とデータスタンプ
とＦＤＰデータの対応７レームと共に、管理維持記録装
置に供給される。

（ｘｉｖ）オイル痕跡のモニター メインギヤボックス、中間ギヤボックス、テールギヤボ
ックスなど、及び、所望によっては２基のエンジンにも
設置したオイルセンサーからのデータが、ＤＡＰＵによ
り自動的に取り入れられる。

全ての構成部品についてのＤＡＰＵによるオイル痕跡情
報は、ＧＭＴ時間とデータスタンプとＦＤＰデータの対
応フレームと共に、管理維持記録装置に供給される。

（ｘｖ）乗務員室内表示装置 本システムは、操縦士に超過、動力確度、警報などの情
報を、対応するデータの取り入れに当たって操作する命
令ボタンと共に提供する全ての乗務員室内表示装置ＣＤ
Ｕを駆動することができるようになっている。必要時に
は、押しボタンとランプとからなる簡単な表示装置を設
けても良く、その場合、操縦士は助言／警告ランプの点
灯と共に、特定のデータを得ることができる。

（ｘｖｉ）維持管理記録装置 機体管理維持記録装置は、一般に耐震構造の３゜５イン
チフロッピーの如くの取り外し自在な媒体を利用するデ
ィスクドライブで＊Ｉ′Ｒされていて、ＤＡＰＵと情報
のやり取りを行うようになっている。

このフロッピーディスクドライブは、フロッピーディス
クを１．４メガバイトの記憶容量に初期化できるもので
ある。所望によっては、別の形式の媒体取り出し可能な
記録装置を用いても良い。

（ｘｖｉｉ）地上ステーション 地上ステーションは、プリンターと通信ネットワーク装
置とを含む、パソコンによるシステムで構成されている
。基本的な地上ステーションは、ＨＵＭＳシステムを搭
載している全ての形式の航空機の予測位置情報（ｄｉａ
ｇｎｏｓｔｉｃ　５ｕｉｔｅｓ）を処理できるようにプ
ログラミングされている。この地上ステーションの機能
としては、ｌ）ディスクを作ってそれをリレーすること
１，２）操縦士やエンジニャに対する単一のデータ入力
点を構成すること、３）構成部品が不調になるに先立っ
て欠陥個所を見つけること、４）欠陥個所を管理すると
共に、その矯正を行うようにすること、５）発見した問
題点を識別し、それを矯正すること、６）技術記録情報
と管理維持情報とを提供すること、７）管理維持サイク
ルの計数を行うこと、８）信頼性報告を行うこと、９）
エンジニャが航空機のシステム上の問題点を診断し、且
つ、それを矯正するに当たって用いる正確な情報と測定
値とを発生すること、などにある。

航空機の管理維持に直接像わる地上ステーションのエレ
メントは、ＲＴＣＡ　ＤＯ１７８ＡレベルＩｆ認可証明
手順に従って開発されると共に、試験される。機体管理
維持記録装置の取り外し自在媒体は、地上ステーシヨン
に送られて、テクニカルログ型情報が欠陥個所の表示と
、　１．８０ＭＳシステムにより識別された超過の表示
とともに得られる。

識別された行動項目（ａｃｔｉｏｎ　ｉｔｅｍｓ）は、
航空機が次のフライトにクリアーされる、即ち、供され
るに先立って、テクニカルログ入力により、解消される
。

（ｘｖｉｉｉ）診断用コンピュータ コンピュータは、欠陥発見時とその矯正時にパラメータ
をモニターするために設定した前線診断ラインテスト（
ｆｒｏｎｔ　ｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｓ　１ｉｎｅ　ｔｅ
ｓｔ）として使われる。まｔ；、このコンピュータは、
主基地から離れたところで飛行している各航空機に対し
て、前線ライン（ｆｒｏｎｔ　１ｉｎｅ）地上ステーシ
ョンとしての役割を果たすこともある。

システムの運用 部品の現状が航空機に適合している場合は、飛行計画を
地上局のコンピュータに入れてもよい（或いは、他のシ
ステムよりロードしてもよい）。

各フライトの前に、機長は飛行の基本的収詳細を入力し
た取り外し自在媒体を与えられる。この媒体は、航空機
上の、航空保守レコーダに挿入され、該媒体が正しい航
空機に装備されたことが確認される。

その媒体が地上局に返却され、航空機が機長及び保守要
員により承認される迄は、該航空機は、それ以上のフラ
イトを許可されない。これは、実際には、現行の技術ロ
グ・プロセスと同等のものである。

フライト終了後、機長は、保守レコーダからフロッピィ
ディスケットを取り出し、地上局コンピュータに挿入す
る。短期分析診断処理が、直ちに行われ、第１線レポー
トが、適宜、コンピュータプリントアウトと共に、スク
リーン上に打ち出される。

表示される情報は、航空システムにより検出された超過
量（ｅｘｃｅｅｄａｎｃｅｓ）、部品欠陥、油くず警告
等である。リポートは、保守マニュアルの関連セクショ
ンで要求される作業を前後参照して示す。

保守要員による修正作業は、地上局コンピュータにより
確認され、技術ログが効果的にクリアされる。

地上局は、発見された全欠陥のログを保持している。こ
のログは、手作業で発見されｔ；欠点等を導入すること
により、更に拡張できる。これらの欠陥は、直ちに対策
を取ってもよいし、又、必要に応じて閉止（ｃｌｏｓｅ
Ｘ又は、延期）してもよい。

保守データベースの種々の解析が行なわれる。

例えば、１台の航空機で、いくつのサーボ弁が交換され
たか、又は、ギヤボックスの加速度計が何回取りかえら
れたか等が確認される。

原データは、所定の一連の関数を用いて、結果の傾向の
調査及びグラフ化の為に分析してもよい。

（即ち、関連する油交換、マグネットプラグのチエツク
、油の分析等と共に、主ギヤーボックスの振動分析の結
果の傾向調査等）。

必要に応じて、システムは、オフライン解析及び管理サ
マリ等も提供する。

サン７°ルレート（Ｈｚ） パラメータ　　　　　　　　　１２−１フト７−１個別
的時間（り１リニアシ８標準時ＸＴｉｍｅ（ＧＭＴ）　
　　　　　　　　　　１気圧高度（Ｐｒｅｓｓｕｒｅ　
Ａｌｔｉｔｕｄｅ）　　　　１指示対気速度（Ｉｎｄｉ
ｃａｔｅｄ　Ａｉｒｓｐｅｅｄ）　　１磁気へフチ５イ
ンク”（Ｍａｎｇｅｔｉｃ　　Ｈｅａｄｉｎｇ）　　　
　　１法線加速度（Ｎｏｒｍａｌ　Ａｃｃｅｌｅｒａｔ
ｉｏｎ）　　８縦ゆれ姿勢（Ｐｉｔｃｈ　ａｔｔｉｔｕ
ｄｅ）　　　　　４横ゆれ姿勢（Ｒｏｌｌ　ａｔｔｉｔ
ｕｄｅ）　　　　　４無線キー（Ｒａｄｉｏ　Ｋｅｙ）
　　　　　　　　　　　　１第１工ンシ８ン　力５ス発
生ｉスヒ’−）”　　　　　　　　　　　１（Ｎｏ、ｌ
　　Ｅｎｇｉｎｅ　　Ｎｇ）Ｓｔエンシ８ン　出力ター
上８ンスヒ’−Ｐ　　　　　　　　　　　Ｌ（Ｎｏ、ｌ
　Ｅｎｇｉｎｅ　Ｎｆ） 第１Ｘンシ７ン　エンシアントルク（Ｎｏ、Ｉ　　Ｅｎ
ｇｉｎｅ　　Ｑ）第１工ンシ５ン　Ｔ４（ＮＯ，ｌ　　
Ｅｎｇｉｎｅ　　Ｔ４）第２エンシ８ン　カ８ス発生機
スヒ’Ｊ”　　　　　　　　　　　１（Ｎｏ、２　　Ｅ
ｎｇｉｎｅ　　Ｎｇ）第２エンシ１ン　出力ター上６ン
スヒ０−ト５１（Ｎｏ、２　　Ｅｎｇｉｎｅ　　Ｎｆ）
第２工ンシ１ン　エンシアントルク（Ｎｏ、２　　Ｅｎ
ｇｉｎｅ　　Ｑ）　　　２第２エンシ１ン　Ｔ、（Ｎｏ
、２　　Ｅｎｇｉｎｅ　　Ｔ４）　　　　　　　１主ロ
ータスヒ０−ト”（Ｍａｉｎ　　Ｒｏｔｏｒ　　５ｐｅ
ｅｄ）　　　　　　２同時ヒ０ツチ（Ｃｏｌｌｅｃｔｉ
ｖｅ　　Ｐｉｔｃｈ）　　　　　　　　　２縦方向サイ
クリ７り（Ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ　　Ｃｙｃｌｉｃ
）４横方向サイクリフク（Ｌａｔｅｒａｌ　　Ｃｙｃｌ
ｉｃ）　　　　　　４テールロータへＩ′９＠ル（Ｔａ
ｉｌ　　Ｒｏｔｏｒ　　Ｐｅｄａｌ）　　　　　　２ハ
イ）ｏｌ　　圧力（Ｈｙｄ　　ｌ　　Ｐｒｅｓｓｕｒｅ
）ハイド５０２　圧力（Ｈｙｄ　　２　Ｐｒｅｓｓｕｒ
ｅ）外部気１（Ｏｕｔｓｉｄｅ　Ａｉｒ　Ｔｅｍｐｅｒ
ａｔｕｒｅ）　１ＡＦＣ５係合分離 （ＡＦＣＳ　ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ　Ｄｉｓｃｒｅｔｅ
ｓ）航空 用爪 テ５−タレコータ”（ＦＤＲ）ハ０フメータ表（５７０
０に、以上） パラメータ サン７″ルレー）（Ｈｚ） １２−１フト７−１　套１１旦全！ 主キ１ヤ本５フクス油圧 （Ｍａｉｎ　　ｇｅａｒｂｏｘ　　ｏｉｌ　　ｐｒｅｓ
ｓｕｒｅ）主Ｐヤホ５フクス油ａ （Ｍａｉｎ　　ｇｅａｒｂｏｘ　　ｏｉｌ　　ｔｅｍｐ
ｅｒａｔｕｒｅ）片ゆれ加速（Ｙａｗ　ａｃｃｅｌｅｒ
ａｔｉｏｎ）スリック５力荷重（Ｓｌｉｎｇ　　ｆｏｒ
ｃｅ　　１ｏａｄ）縦方向加速 （Ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ　Ａｃｃｅｌｅｒａｔｉｏ
ｎ）横方向加速（Ｌａｔｅｒａｌ　Ａｃｃｅｌｅｒａｔ
ｉｏｎ）電波高度（Ｒａｄｉｏ　Ａｌｔｉｔｕｄｅ）り
１ライト１スロー７″偏差Ｎｏ、１ （Ｇｌｉｄｅｓｌｏｐｅ　　Ｄｅｖｉａｔｉｏｎ　　Ｎ
ｏ、ｌ）ローカライサ１偏差Ｎｏ、１ （Ｌｏｃａｌｉｓｅｒ　　Ｄｅｖｉａｔｉｏｎ　　Ｎｏ
、１）り１ライト５スロー７°偏差Ｎ０１２ （Ｇｌｉｄｅｓｌｏｐｅ　　Ｄｅｖｉａｔｉｏｎ　　Ｎ
ｏ、２）ローカライサ８偏差Ｎｏ、２ （Ｌｏｃａｌｉｓｅｒ　　Ｄｅｖｉａｔｉｏｎ　　Ｎｏ
、２）マーカー１−ムハ０ス（３ｏｆｆ） （Ｍａｋｅｒ　Ｂｅａｍ　Ｐａｓｓａｇｅ（３ｏｆｆ）
）警告（Ｗａｒｎｉｎｇｓ） ＮＡＶ周波数選定 （ＮＡＶ　Ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ）
ＤＭＥ距離（ＤＭＥ　ｄｉｓｔａｎｃｅ）　　　　　　
　１緯度（Ｌａｔ　１ｔｕｄｅ）　　　　　　　　　　
　１経度（Ｌｏｎｇｉｔｕｄｅ）　　　　　　　　　　
ＩＮａｖ算出対地スヒ６−（＠ （Ｎａｖ　ｃｏｍｐｕｔｅｄ　ｇｒｏｕｎｄｓｐｅｅｄ
）Ｎａｖ算出横すべり角 （Ｎａｖ　ｃｏｍｐｕｔｅｄ　ｄｒｉｆｔ　ａｎｇｌｅ
）着陸装置（Ｌａｎｄｉｎｇ　ｇｅａｒ）　　　　　　
　　　　１本発明にかかる総合正常作動状態／使用状態
モニタシステム（ｒＨＵＭ）の実施例を、更に、第２図
乃至第１Ｏ図を参照して以下に説明する。

本システムは、航空機フレーム及び主要機械的部品の両
者に、戦略的に有効に配設した多数のセンサからのデー
タを自動的に感知し、かつ、記録する。フライトデータ
レコーダのパラメータは、組み合せコックピットポイス
／フライトデータレコーダ（ＣＶＦＤＲ）に転送される
一方、正常作動状態／使用状態モニタパラメータは、保
守データレコーダ（ＭＤＲ）に転送される。

機上診断 パイロットは、飛行中、コックピット表示ユニット（Ｃ
ＤＵ）を介して、システムに質問を与えｔ；す、又、Ｃ
ＤＵに追加して、操作情報を入力してもよい。その場合
、使用状態及び超過量等が観察できる。

更に、続いて地上ステーションのパーソナルコンピュー
タに転送する為に、データが、フライト中に、除去可能
のメディアに転送される。

地上ステーションでの診断 データの分析は、２段階で行なわれる。第１段階は、１
分以内に完了し、フライト中に発生し、航空機を使用不
能にする技術ログへの入力を発生する可能性のある超過
量と共に、航空Ｉｆａ／部品の使用状態を識別する。第
２段階は、完了に、約３分間を要し、その間に、多数の
パラメータが細かく分析される。

抽出されたデータのいくつかより、ヘリコプタ及びその
機器の状態の変化を表にすることができる。これらの結
果の傾向を評価すると、正常水準において増加を示し始
めた機器を、修理不可能な損傷が発生する前に取り外し
得るという点で、予 防保守に対して、重要な助けを提供するものであ数塁皇 Ａ＆ＡＥＥ −航空機及び武装実験的設定 （Ａｅｒｏｐｌａｎｅ　ａｎｄ　Ａｒｍａｍｅｎｔ　Ｅ
ｘｐｅｒｉ−ｍｅｎｔａｌ　Ｅｓｔａｂｉｌｉｓｈｉｍ
ｅｎｔ）ＡＩＢ −航空事故調査支部 （Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ａｃｃｉｄｅｎｔｔｉｏｎ　Ｂｒ
ａｎｃｈ） Ｉｎｖｅｓｔｉｇａ− 一７ナロク／テ５シ５タアルコンハ５−ダ（Ａｎａｌｏ
ｇｕｅ　　Ｄｉｇｉｔａｌ　　Ｃｏｎｖｅｒｔｅｒ）Ｉ
Ｄ５ 一航空機集積テ５−タシステム （Ａｉｒｃｒａｆｔ　　Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｄａｔ
ａ　Ｓｙｓｔｅｍ）ＰＩＮＣ −航空無線会社 （Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｒａｄｉｏ　Ｉｎｃｏｒ
ｐｏｒａｔｅｄ）−アメリカ航空輸送協会 （Ａｉｒ　Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ　Ａｓ５ｏｃｉａｔｉｏ
ｎ　ｏｆＡｍｅｒｉｃａ） 一航空輸送無線 （Ａｉｒ　Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ　Ｒａｄｉｏ）ＡＬＰＡ −芙国エアライン　ハ０イロｙＦＷＩｔ会（Ｂｒｉｔｉ
ｓｈ　　Ａｉｒｌｉｎｅ　　Ｐｉｌｏｔｓ　　Ａｓ５ｏ
ｃｉａ−ｔｉｏｎ） −ｙｌ＋リスドウ　ヘリコア°夕会社 （Ｂｒｉｓｔｏｗ　　Ｈｅ１ｉｃｏｐｔｅｒｓ　　Ｌｉ
ｍ１ｔｅｄ）−組み込みテスト（Ｂｕｉｌｔ　Ｉｎ　Ｔ
ｅ５ｔ）ＩＴＥ −組み込みテスト機器 （Ｂｕｉｌｔ　　Ｉｎ　　Ｔｅ５ｔ　　Ｅ”ｑｕｉｐｍ
ｅｎｔ）−民間航空局（英国） （Ｃｉｖｉａｌ　Ａｖｉａｔｉｏｎ　Ａｕｔｈｏｒｉｔ
ｙ（Ｕｎｉｔｅｄ　Ｋｉｎｇｄｏｍ）） −コアクセ０フト１イスレコータ１ （Ｃｏｃｋｐｉｔ　　Ｖｏｉｃｅ　　Ｒｅｃｏｒｄｅｒ
）−制御／表示ユニット （Ｃｏｎｔｒｏｌ　　ａｎｄ　　Ｄｉｓｐｌａｙ　　Ｕ
ｎｉｔ）ＶＦＤＲ −組み合せ　ホ８イス／フライト　テロ−タレコータ８
（Ｃｏｍｂｉｎｅｄ　　Ｖｏｉｃｅ　　ａｎｄ　　Ｆｌ
ｉｇｈｔ　　ＤａｔａＲｅｃｏｒｄｅｒ） 一カッー１５レイチュー戸（Ｃａｔｈｏｄｅ　　Ｒａｙ
　　Ｔｕｂｅ）−クリア　７ウ　セン）”（Ｃ１ｅａｒ
　　ｔｏ　　５ｅｎｄ）ＡＰＵ −テ８−タ取得／処理ユニブト （Ｄａｔａ　　ＡｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎＵｎｉｔ） ａｎｄ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ −テ叱タ取得ユニフト （Ｄａｔａ　　Ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ　　Ｕｎｉｔ）
−テ５ｒレス（Ｄｅｇｒｅｓｓ） ＦＤＲ −テ８シ５タル　フライト　テロ−タレコータ８（Ｄｉ
ｇｉｔａｌ　　Ｆｌｉｇｈｔ　　Ｄａｔａ　　Ｒｅｃｏ
ｒｄｅｒ）ＩＴＳ −テ５シ８タル情報転送システム （Ｄｉｇｉｔａｌ　　Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　　Ｔｒ
ａｎｓｆｅｒＳｙｓｔｅｍ（ＡＰＩＮＣ４２９）） −テ８イスク操ｆＦシステム （Ｄｉｓｋ　　Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　　Ｓｙｓｔｅｍ）
−テ１−タ転送ユニット（Ｄａｔａ　　Ｔｒａｎｓｆｅ
ｒ　　Ｕｎｉｔ）ＥＰＲＯＭ −電気的消去可能７″ロク１ラマ７５ル　リート１オン
リメモリー （Ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｌｙ　Ｅｒａｓｅａｂｌｅ　Ｐ
ｒｏｇｒａ−ｍｍａｂｌｅ　Ｒｅａｄ　０ｎｌｙ　Ｍｅ
ｍｏｒｙ）−排気力゛大温度 （Ｅｘｈａｕｓｔ　Ｇａｓ　Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）
ＰＲＯＭ −消去可能７°ロク８ラマ戸ル　リート５オンリーメモ
リー（Ｅｒａｓｅａｂｌｅ　　Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌ
ｅ　　ＲｅａｄＯｎｌｙ　　Ｍｅｍｏｒｙ） ＥＵＲＯＣＡＥ −民間航空エレクトロニクス欧州組織 （Ｅｕｒｏｐｅａｎ　Ｏｒｇａｎｉｚａｔｉｏｎ　ｆｏ
ｒＣｉｖｉａｌ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎ
ｉｃｓ）一連邦航空局 （Ｆｅｄｅｒａｌ　Ａｖｉａｔｉｏｎ　Ａｕｔｈｏｒｉ
ｔｙ）ＤＡＵ −フライトチ１−タ取得ユニフト （Ｆｌｉｇｈｔ　　Ｄａｔａ　　Ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏ
ｎ　　Ｕｎｉｔ）ＤＥＰ −フライトチ５−タ入カハ０ネル （Ｆｌｉｇｈｔ　　Ｄａｔａ　　Ｅｎｔｒｙ　　Ｐａｎ
ｅｌ）−７ライトテ′−タレコータ８ （Ｆｌｉｇｈｔ　　Ｄａｔａ　　Ｒｅｃｏｒｄｅｒ）Ｆ
ＰＭ（ｆｐｍ） 一フィー）７分（Ｆｅｅｔ　　Ｐｅｒ　　Ｍｉｎｕｔｅ
）−周波数変位キーインク１ （Ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　５ｈｉｆｔ　Ｋｅｙｉｎｇ）−
り５リニフシ５標準時 （Ｇｒｅｅｎｗｉｃｈ　　Ｍｅａｎ　　Ｔｉｍｅ）−地
上局（Ｇｒｐｕｎｄｓｔａｔ　１ｏｎ）−ク８ライト７
スロー７°（Ｇｌｉｄｅ　　５ｌｏｐｅ）−中間Ｐヤネ
５フクス （Ｉｎｔｅｒｍｅｄｉａｔｅ　　Ｇｅａｒ　　Ｂｏｘ）
ＩＨＵＭＳ −総合正常作動状態／使用状態モニタンステム（ＩＨＵ
ＭＳ） （Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｈｅａｌｔｈ　ａｎｄ　Ｕｓ
ａｇｅｌｉｌｏｎｉｔｏｒｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）＝Ｉ
ＨＵＭＳ保守ハ０ネル （ＩＨＵＭＳ　　Ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ　　Ｐａｎｅ
ｌ）−低サイクル疲労（Ｌｏｗ　　Ｃｙｃｌｅ　　Ｆａ
ｔｉｇｕｅ）−ライン取りかえ可能ユニット （Ｌｉｎｅ　　Ｒｅｐｌａｃｅａｂｌｅ　　［Ｉｎ１ｔ
）−リーストンク５二フイカントヒ５７ト（Ｌｅａｓｔ
　　５１ｇｎ１ｆｉｃａｎｔ　　Ｂｉｔ）−霧水量（き
りみすりよう） （Ｌｉｑｕｉｄ　Ｗａｔｅｒ　Ｃｏｎｔｅｎｔ）−左つ
インク５低（Ｌｅｆｔ　　Ｗｉｎｇ　　Ｌｏｗ）−ノッ
ト（Ｋｎｏｔｓ） ＫＩＡＳ −ノット指示対気スヒ０−）Ｉ （Ｋｎｏｔｓ　　Ｉｎｄｉａｇｔｅｄ　　Ａｉｒｓｐｅ
ｅｄ）ＤＲ −保守テ１−タレコータ１ （Ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ　　Ｄａｔａ　　Ｒｅｃｏｒ
ｄｅｒ）ＧＢ −主キ８ヤホ５フクス（Ｍａｉｎ　　Ｇｅａｒ　　Ｂｏ
ｘ）ＭＩＬ−ＳＴＤ −陸軍基準（米国） （Ｍｉｌｉｔａｒｙ　５ｔａｎｄａｒｄ（ＵＳＡ））Ｍ
Ｉ −生マシーンインターフェイス （Ｍａｉｎ　　Ｍａｃｈｉｎｅ　　Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ
）ＰＯＧ −地上最小ヒ０フチ （Ｍｉｎｉｍｕｍ　Ｐｉｔｃｈ　Ｏｎ　Ｇｒｏｕｎｄ）
ＲＧ −主ロータキ５ヤネ９７クス （Ｍａｉｎ　　Ｒｏｔｏｒ　　Ｇｅａｒｂｏｘ）ＳＢ −モーストシクにフイカントヒ１ット （Ｍｏｓｔ　　５１ｇｎ１ｆｉｃａｎｔ　　Ｂｉｔ）Ｓ
−００５ 一マイクロッ７トーテ１イスク操作システム（Ｍｉｃｒ
ｏｓｏｆｔ−Ｄｉｓｋ　　Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　　Ｓｙ
ｓｔｅｍ）５ＬＳ −多セクタ荷重シート （Ｍｕｌｔｉ　　５ｅｃｔｏｒ　　Ｌｏａｄ　　５ｈｅ
ｅｔ）ｆ −出力ターヒ５ンスヒ０−ト１ （Ｆｒｅｅ　　Ｐｏｗｅｒ　　Ｔｕｒｂｉｎｅ　　５ｐ
ｅｅｄ）ｇ −力５ス発生機スヒ″−１ （Ｇａｓ　　Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ　　５ｐｅｅｄ）ｒ −主ロータ回転数（Ｍａｉｎ　Ｒｏｔｏｒ　ＲＰＭ）−
テールトタスヒ’−）”（Ｔａｉｌ　　Ｒｏｔｏｒ　　
５ｐｅｅｄ）−持久ラム（Ｎｏｎ　　Ｖｏｌａｔｉｌｅ
　　Ｒａｍ）ＶＲＡＭ −持久うンタ５ムアクセスメモリ （Ｎｏｎ　　Ｖｏｌａｔｉｌｅ　　Ｒａｎｄｏｍ　　Ａ
ｃｃｅｓｓＭｅｍｏｒｙ） 一油カスモニタ（Ｏｉｌ　　Ｄｅｂｒｉｓ　　Ｍｏｎｉ
ｔｏｒｉｎｇ）−７°リー七１イ　アヴイオニフクス （Ｐｌｅａｓｓｙ　　Ａｖｉｏｎｉｃｓ）−ハ０−ソナ
ル　コン上０ユータ（Ｐｅｒｓｏｎａｌ　　Ｃｏｍｐｕ
ｔｅｒ）−ハ０イロフトＩＨＵＭＳ（前出）ハ０ネル（
Ｐｉｌｏｔｓ　　ＩＨＵＭＳ　　Ｐａｎｅｌ）−計画明
細書 （Ｐｒｏｊｅｃｔ　５ｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎ　Ｄｏ
ｃｕｍｅｎｔ）−工ンシ１ントルク（Ｅｎｇｉｎｅ　　
Ｔｏｒｑｕｅ）−クイックアクセスレコータ７ （Ｑｕｉｃｋ　　Ａｃｃｅｓｓ　　Ｒｅｃｏｒｄｅｒ）
−量的くずモニタ （Ｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅ　Ｄｅｂｒｉｓ　Ｍｏｎ１
ｔｏｒ）ＡＤＳ −〇−タ分析診断システム （Ｒｏｔｏｒ　　Ａｎａｌｙｓｉｓ Ｓｙｓｔｅｍ） Ｄｉａｇｎｏｓｔ　ｉｃ −うンタ９ムアクセスメモ；ｊ （Ｒａｎｄｏｍ　　Ａｃｃｅｓｓ　　Ｍｅｍｏｒｙ）−
ルートミーンスクエア（Ｒｏｏｔ　　Ｍｅａｎ　　５ｑ
ｕａｒｅ）ＮＡＶ −区域航行システム （Ａｒｅａ　　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　　Ｓｙｓｔｅｍ
）ＲＰＭ（ｒｐｍ） 一回転数７分 （Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎｓ　Ｐｅｒ　Ｍｉｎｕｔｅ）Ｒ
ＲＰＭ（ｒｒｐｍ）　−０−ダ回転数／分（Ｒｏｔｏｒ
　Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎｓ　Ｐｅｒ　Ｍｉｎｕｔｅ）−
〇−タトラフクハ１ランス （Ｒｏｔｏｒ　　Ｔｒａｃｋ　　ａｎｄ　　Ｂａ１ａｎ
ｃｅ）ＴＣＡ −航空無線技術委員会 （Ｒａｄｉｏ　Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ　Ｃｏｍｍ１ｓｓｉ
ｏｎ　ｆｏｒＡｅｒｏｎａｕｔ　１ｃｓ） 一送出準備完了（Ｒｅａｄｙ　Ｔｏ　５ｅｎｄ）−右ウ
イン戸低（Ｒｉｇｈｔ　　Ｗｉｎｇ　　Ｌｏｗ）−〇に
復帰（Ｒｅｔｕｒｎ　ｔｏ　Ｚｅｒｏ）−七コン）”（
Ｓｅｃｏｎｄｓ） 一システム質問ユニット （Ｓｙｓｔｅｍ　　Ｉｎｔｅｒｒｏｇａｔｉｏｎ　　Ｕ
ｎｉｔ）０ＡＤ −分光油分析７″′ロク８ラム （Ｓｐｅｃｔｒｏｇｒａｐｈｉｃ　Ｏｉｌ　Ａｎａｌｙ
ｓｉｓＰｒｏｇｒａｍ） 一ソフトウェア仕様書 （Ｓｏｆｔｗａｒｅ　　５ｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎ　
　Ｄｏｃｕｍｅｎｔ）−テールキ５ヤ１フクス（Ｔａｉ
ｌ　　Ｇｅａｒ　　Ｂｏｘ）−テールロータＰヤホ５フ
クス （Ｔａｉｌ　Ｒｏｔｏｒ　Ｇｅａｒｂｏｘ）ＴＴＬ　　
　　　　　　　−）ランク１スタ／トランシ１スタ論理
回路（Ｔｒａｎｓｉｓｔｏｒ　　Ｔｒａｎｓｉｓｔｏｒ
　　Ｌｏｇｉｃ）ＷＦＩＬ　　　　　　　　　−ウェス
トラント飄すファ°夕社（Ｗｅｓｔｌａｎｄ　　Ｈｅ１
ｉｃｏｐｔｅｒｓ　　Ｌｉｍｉｔｅｄ）ｗ、ｐ、ｓ、　
　　　　　−’７−）”７秒（Ｗｏｒｄ　　ｐｅｒ　　
ｓｅｃｏｎｄ）ｗ、ｒ、ｔ、　　　−”’に関して（ｗ
ｉｔｈ　ｒｅｓｐｅｃｔ　ｔｏ）１、　システムの説明 第２図において、ＩＨＵＭＳは多数の航空機搭載装置と
いくつかの地上装置からなる。ＩＨＩＩＭＳによって導
入されるかも知れない整備の変更をするための航空機証
明の変更が必要になるかも知れない。

システムは、現在の全てのツインタービン・シングルロ
ータ式ヘリコプタに適合する。それはタンデムロータ航
空機に直接には適用できない。但し、コンピュータユニ
ットを修正すれば、この航空機に必要なデュアルロータ
トラッカと多数のセンサー人力が得られる。

２、　システム要素 Ａ、データ収集 機体内設置はデータ収集処理ユニッ）　ＤＡＰＵの回り
に主として行われ、関連する制御・表示ニットＣＰＬＩ
はインクニシートコンソールに装着される。ＤＡＰＵは
多数の航空機型式の間で修正無しに交換可能である。可
能な限り既存の航空機計器が使用されるけれども、可な
りの量の特別の計器が必要となる。顧客の全航空機の条
件に合致するようにいくつかの型式のＤＡＰＵが用意さ
れている。

このユニットは、後での記録、測定及び処理のための広
範囲の異なる型式の電気入力をサンプリング及び正確に
監視するのに必要な全ての条件性は回路を含む。命令デ
ータ出力は標準ＡＲＩＮＣ５７３／７１７フライトレコ
ーダー及び標準ＡＰＩＮＣクイックアクセスレコーター
ＱＡＲに対するインターフェースとして機能する。原始
及び部分的に処理されたＨＵＭデータと共に選択された
命令データは、維持管理データレコーダーＭＤＲにも供
給される。　　ＤＰＩは、リアルタイム監視と断続的な
正常運航状態監視タスクとを同時に行うｔ；めに、共用
メモリーを有するツインマイクロコンピュータ−をしよ
うする。

一方のマイクロコンピュータ−は、ＤＦＤＲデータをリ
アルタイムに解析して、超過、飛行状態識別、ＬＣＦ計
算などを求めるので、第２のマイクロコンピュータ−は
、　ＣＤＩＪやＳＩＵへのインターフェース及び振動収
集タスクなどの不規則なタスクを自由に取り扱うことが
できる。両方のマイクロコンピュータ−はＡＤＡマルチ
タスク操作システムを実行させる。

ＬＣＦカウント、超過及び部品操作回数などの計算結果
を含むＤＡＰＵに不揮発性メモリーが組み込まれている
。事故、エンジン数、ギヤボックス数などの文書データ
も記憶される。このメモリーは維持管理記録装置ＭＤＲ
を介して乗務員によってダウンロードないしアップロー
ドされることができる。

新しいＣＡＡ条件を満足する包括的なり１７機能もまｔ
：組み込まれている。データ収集・処理ユニットＤＡＰ
Ｕは、デジタル式フライトレコーダー（事故）及び正常
運航状態並びに使用状況（メンテナンス）レコーダーの
ためのデータを収集する。

Ｂ、事故データ記録 第３図において、ＩＨＵＭＳは、極めて大きい重量とス
ペースを省くために、組み合わせたボイスレコーダーを
採用している。このやり方はＣＡＡに認められている一
方、その設計により、任意の適当な形態の墜落保護レコ
ーダーを運航処罰を受けるけれども使用（即ち、別個の
乗務員室内のボイスレコーダーとフライトレコーダーの
導入）することができる。

Ｃ１整備データ記録 データを収集して蓄える整備システムはかなりの量の情
報を発生するので、何らかの形の記憶装置が必要である
。これらの問題に対してＩＨＵＭＳが採用する解決策は
、第４図に線図で示されるように電磁消去可能媒体をし
ようするこ・とである。

Ｄ、地上ステーション 地上設置のコンピュータは航空機からの操縦士によって
出されＩ；データを受け取って、解析及び記録のプログ
ラムを実行する。システムが単一の運航航空機のみなら
ず、大量の航空機の運航もサポートして使用できるよう
に、地上設置のコンピュータシステムは小さめのポータ
プルコンピュータか、叉は、マルチプロセッサネットワ
ークシステムで運転することができる。

Ｄ、超過監視 多数の超過状態が、ＤＦＤＲデータストリームからのデ
ータと、ＮＶＲに記憶された限界及び閾値から連続的に
得られるだろう。部品修正状態の変更をするために、限
界及び閾値を更新及び監視することができる。モニター
のどれか一つが超過を検出する時はいつでも、事象の時
間来歴が地上解析用に得られる。この記録は、事象の開
始前４秒の時から、２０秒後叉は事象の終了後４秒の何
れか早い法の時まで続く。超過は、ＤＦＤＲデータスト
リームに入力されたビットマツプワードを使って識別さ
れる。超過の型式、超過の期間、臨海パラメータによっ
て得られる最大値と超過の開始時を識別するログレコー
ドが作られる。ある超過にとっては、その状態に費やし
ｔ；累積カウント時間を決定する必要があるので、ＤＡ
ＰＵは全ての監視した超過に対して不揮発性の累積カウ
ントを記憶する。

注：ある超過判定基準は他のもののサブセットである。

例えば、１０５％よりも大きいＮｇは、Ｎｇが１００％
より大きい時のみに起こり得る。このような場合、１０
０％より大きい超過Ｎｇに関する一つの時間来歴が作ら
れるが、更に２個のログレコードが作られて、各々の閾
値レベルを超過した時間を別々に識別する。

Ｅ、低周波疲労 低周波疲労（ＬＣＦ）インデックスは各エンジンについ
て４個の部品までに対して計算される。使用されるアル
ゴリズムは航空機運航マニュアル叉はエンジン製造マニ
ュアルから得られる。増分叉は累積ＬＣＦカウントはＮ
ＶＲに保持され、他の部品の寿命とサイクルカウントと
共にアップロードされる。

正確なＬＣＦ計算をサポートするために、ＤＡＰＵはＮ
ｇサンプリングを４Ｈｚで、Ｎｆサンプリングを２１（
ｚで行う。

Ｆ、エンジン性能監視 ＤＡＰＵは、航空機製造者飛行マニュアルからエンジン
パワー保証アルゴリズムを実行する。可能な場合はいつ
でも、これにより飛行前の保証点検が可能となる。

操縦士は、パワー保証用のデータを収集する前にエンジ
ンが適当な運転状態に設定されていることを時々確認す
ることが必須である。従って、このプロセスは常に操縦
士によって開始される。ある航空機では、単一の始動が
両エンジンに関係しており、また、他の型式の航空機で
は、エンジンは別々に点検され、２個の始動が必要であ
る。どちらの場合でも、操縦士がエンジン性能監視を開
始する時はいつでも、ＤＦＤＲデータのフレームが管理
維持記録装置に記憶される。

ＤＡＰＵは、航空機の型式に適切なアルゴリズムを使っ
て性能インデックスを計算する。

その結果は３０秒以下、好ましくはｌ０秒未満に計算さ
れる。ＤＦＤＲデータフレームを含むデータファイルが
依然と記憶されて、地上コンピュータに傾向設定及び他
の解析用のパワー保証データを得ることができるように
する。

Ｇ、傾向設定データ この機能により、乗務員は通常の航空機が巡航飛行中に
、ＣＣＵを介してＩＨＵＭシステムにデータを入力でき
る。このようなデータは、多数の飛行において傾向監視
に使用されると共に、油圧、エンジンノイル温度及び圧
力等のＤＡＰＵによって利用されないパラメータを含む
。

乗務員がこのデータを入力した時に、飛行状態を識別す
ると共に、全ての利用されたパラメータが一致しｔ；飛
行状態に対して傾向設定されるようにするために、ＤＦ
ＤＲデータの７レームが追加される。

Ｈ，トラックとバランス トラックとバランスのデータ収集は３個の種類に分けら
れる。第一にデータはルーチン飛行で（各飛行における
多数の飛行状態において）自動的に収集され、このデー
タからメイン及びテールロータシステムは地上コンピュ
ータで運転される解析用プログラムを使って監視される
。第二に、操縦士は、必要な時は航空機上の特別の問題
を識別する！こめにデータ収集を開始することができる
。更に、第三に、整備試験飛行中のＳＯＵを使って、機
体振動信号とメインロータトラック信号を監視すること
ができる。

（１）機上処理用ルーチン収集 どの飛行においても、メインロータ及びテールロータの
非平衡振動とメインロータトラックの測定が航空機の回
りの多くの位置で行われて、データは識別された飛行状
態中に自動的に記録されて、ＩＨＵＭ地上ステーション
はロータオーダの振動の大きさの傾向を発生することが
できる。振動が閾値レベルを越える時、叉は、矯正整備
作業が実行を保証するのに充分な時、地上作業員は矯正
整備作業を実行するように促される。これが実行された
時、航空機は運航に戻される。完全な一組のロータトラ
ック及びバランスデータが次の７ライトにおいて収集さ
れて、整備作業が正確に行われたか否か、更に、振動レ
ベルが減少しｔ；かどうかを点検する。整備の前後で得
られるその二組のデータは、次におこなう整備アルゴリ
ズムの改善の基礎となる。

（ａ）　　メインロータトラック システムは、第５図に示すように、アクティブ又はパッ
シブロータセンサーに対して直接インターフェースとし
て機能する。センサーからのデータは、トラックとバラ
ンスの診断用のデータの収集のｔ；め及びＤＦＤＲ用の
ブレード位置情報の記録のために使用される。

（ｂ）　　メインロータバランス ８個までの加速度計が、メインロータ及びテールロータ
の非平衡と動的空気力に基づくエアフレーム振動を測定
するために、乗務員室、キャビン及び尾翼の回りに取り
付けられる。

（ｃ）　　テールロータバランス 尾翼に装着された加速度計は、第６図に示すように、処
理がテールロータ方位マーカに同期する点を省いて、メ
インロータカに関する信号処理を使ってテールロータの
非平衡力を監視するのに使用される。

（ｄ）　　エアフレーム（機体）振動 データは、第１次振動以外における振動の診断用のエア
フレーム加速度計から得られる。

（２）操縦士による収集 操縦士が必要と判断してその旨が付記されたものを省け
ば、収集されｔ；データはルーチン収集で得られるもの
と同じである。

（３）整備収集 初期の整備試験飛行中に、ＳＩＵを航空機に乗せて、Ｉ
ＭＦボートに接続することができる。次に、整備技術者
は、データを直接ＳＩＵにフィードバックして任意のＤ
ＡＰＵ収集モードを開始することができる。

１、　ギヤボックスの振動 ギヤボックス振動データは（付属駆動装置を含むヘリコ
プタ−のギヤボックスの全ての段階における歯車及び／
叉は軸受けの欠陥を検出するのに使用される。データ収
集は乗務員が開始してもよいが、通常は機体能力をモニ
ターするための機上処理用として自動的に行われる。ダ
ウンロードされたデータは地上の特別プログラムを使っ
て解析されて、航空機の各ギヤボックスの各要素の状態
についての情報を発生する。多くのばらめ−たが存在す
るため、地上ステーションにおける警報レベルの自動認
識は必須である。

Ｊ、エンジンの振動 ２個の型式のエンジン振動監視、即ち、飛行中監視及び
地上監視がサポートされている。

（１）飛行中監視 あるガスタービン故障モードの急速な伝播速度のために
、第７図に示すように、限定された連続監視が行われる
。

操作の基本順序は、どの乗務員、整備員叉は自動的に開
始されたタスクよりも優先度の低い連続的に繰り返され
るループとして実行される。ループは、サイクルを繰り
返す前に４個のエンジンシャフトのそれぞれを順に監視
する。他の操作が全く進行していない時、ループサイク
ル時間は約１分である。もし同一の信号経路を使う他の
タスクが進行中ならば、この時間は延長される。

（２）ルーチン監視 ルーチンエンジン振動解析は、エンジンに装着された加
速度計からの原始振動信号とＦＤＡＵに送られるエンジ
ン速度パラメータを記録することに基づく。地上では、
振動スペクトルを計算するためにスペクトル解析手法が
使用される一方、発生する不必要なピークを識別するた
めに回転部品の速度が組み込まれる。

Ｋ、補助装置の振動 オイルクーラファンなどの一体形の補助装置が、加速度
計及び、もし必要なら、同期用の所定の磁気ピックアッ
プを使用して監視されることができる。同期叉は非同期
サンプリングが行われ、ギヤボックス振動用の付帯書類
Ｂに記載されたデータ収集プロセスが使用される。

Ｌ、オイル滓の監視 適当なセンサーがある時は、オンライン式オイル滓監視
が行われる。

Ｍ、オイルサンプリング システムとしてのＩＨＵＭは、整備員にオイルサンプリ
ングを必要な周期で取るように促すことにより、更に、
オイル分析結果をＩＨＵＭ地上局データベースに入力す
ることにより、オイルサンプリングをサポートする。集
中的なオイル滓記録を任意のギヤボックス叉はエンジン
の寿命に対して再現及びプロットすることが可能である
。部品変更及びオイル変更に関するデータがオイル滓結
果と共に提供される。

Ｎ、構成制御 ＤＡＰＵのフライトデータ収集部は、ＩＨＵＭＳ用の８
個の航空機型式の間でビンプログラマブルである。

しかし乍ら、現場で修正すべき超過限界などのある種類
のデータでは追加の要件が付加される。この型式のデー
タは不揮発性記憶装置に保持されて、システムがどんな
超過も正確に監視及び記録できるようにする。不揮発性
記憶装置においてパラメータ変更を制御するＩ；めに、
制御パラメータが修正された時はいつでも、その記憶装
置の構成制御コードが変更される。ＭＤＲ取り外し自在
媒体にアップロードされたデータに含まれる機体制御コ
ードを、既にＮＶＲにあるものと比較することによって
、各開始時に構成制御のテストが行われる。この方法に
より、ＤＡＰＵは、航空峨型弐間で切り換えられると共
に、超過を監視し、その航空機用のプリセットされたパ
ラメータが指示するデータを記録できる。

０、操作データ入力 乗務員は、地上及び飛行中に、１１０ＭＳプロセスを開
始すると共に、操作システムにダウンロードするように
ＭＤＲに記録された操作データを入力することができる
。

構成要素の詳細 Ａ、データ取得処理装置（ＤＡＰＵ） この装置は、記録、測定及び処理に必要な広範囲の異な
る電気信号をサンプルし、正確にモニターするｔ；めに
必要なすべての条件回路を備えている。命令データの出
力は、標準ＡＲＩＮＣ５７３／７１７フライトデータレ
コーダ及び標準ＡＲＩＮＣ急速アクセスレコーダ（ＱＡ
Ｒ）に入力される。選択された命令データは更に、元の
あるいは部分的に処理されたＨＵＭデータとともに、保
守データレコーダ（ＭＤＲ）に供給される。

ＤＡＰＵは、メモリを共用する二つのマイクロコンピュ
ータを使用し、リアルタイムモニター作業ト断続的な正
常運航状態のモニター作業を同時に行う。そのうちの一
つのマイクロコンピュータは、超過量のチエツク、フラ
イト状態の認識、ＬＣＦ計算等のために、　ＤＦＤＲデ
ータをリアルタイムに分析し、他の一つのマイクロコン
ピュータを拘束することなく、例えば、ＣＤＵあるいは
ＳＩＵにアクセスするような不定期な作業を処理したり
、振動量の取得作業を制御している。これら二つのマイ
クロコンピュータは、ＡＤＡ多機能操作システムを駆動
する。

ＤＡＰＵは、専用メモリを内蔵しており、このＤＡＰＵ
には、ＬＣＦ計算、超過量、各要素の操作時間等のコン
ピュータ結果が入力されている。また、これまでの故障
歴（ａ／ｃ　ｔａｅｎｔ）、エンジン番号、ギアボック
ス番号等のデータも記録されている。乗組員は、このメ
モリは保守データレコーダを介してダウンロードしたり
、アップロードすることができる。

新しいＣＡＡ基準に対応して、広汎なりＩＴ装置も、既
に搭載されている。

データ取得処理装置（ＤＡＰＩ）により、事故対策用の
デジタルフライトデータレコーダ及び正常運航状態ある
いは使用状態確認のための保守レコーダの両方のデータ
を取得することができる。

正常運行状態状態（保守） ＤＡＰＵは、以下のように作動する。

（ａ）各エンジン、ギアボックス及び他の要素の稼動時
間が、専用メモリに記録及び保持される。

（ｂ）ＤＡＰＵは、エンジン始動、ロータのかみ合い、
離着陸の回数を計算し、専用メモリに記録し、エンジン
、ロータ及びトランスミッションに関するパラメータの
超過量をモニターする。この超過量のレコードは、ＦＤ
Ｒの一連のデータ等から完全な経時変化を入手し、フラ
イト後の分析及びコックピットＣＤＵの概要表示に役立
てる。

（ｃ）低サイクル疲れ指数は、各エンジンに対し、最大
４成分まで計算される。

（ｄ）モニターされたエンジンの正常な運航状態は、パ
イロットの要望により自動的に計算される。

機上診断処理用正常運航状態（保守） ＤＡＰＵは、飛行中に以下の機能を行う。

（ａ）エンジン、ロータ及びトランスミッションに関す
るパラメータの超過量を連続的にモニターする。この超
過量のレコードは、ＦＤＲの一連のデータ等から完全な
経時変化を入手し、フライト後の分析及びＣＤＵの概要
表示に役立てる。超過量は、ＤＦＤＲの一連のデータ（
３６フラツグ）に包含させたり、ＰＩＦ（２段階表示）
に適応しｔ；出力に分類される。

（ｂ）エンジンの過度の振動をモニターする。

（Ｃ）適当なセンサーを用いて、エンジンの排気ガスを
モニターする。

（ｄ）パイロットの操作により、装置は、（１）以下の
ようなデータを逐次収集する。

（ａ）機体フレームの振動 （ｂ）主、中間及び後部ギアボックス、取り付けられて
いれば、複合ギアボックスの振動 （ｃ）補助構成要素の振動 （２）メインロータの軌跡とバランス及び後部ロータの
バランスのためのデータも、逐次収集する。

（３）パイロットの要望により、エンジン性能をモニタ
ー、する。

（４）新しいデータを入力する。

（５）ＣＤＵにシステムの状態を表示する。

（ｅ）もしもパイロットが意図した作業が進行しない場
合には、ＳＩＵを使って、以下のようなデータのいづれ
か一つを入手しでもよい。

（１）機体フレームの振動 （２）メインロータの軌跡及びバランス（３）後部ロー
タのバランス （４）主、中間、後部及び補助ギアボックス、取り付け
られていれば、複合ギアボックスの振動 （５）エンジンの振動 （６）補助装置の振動 （７）オイル滓検出センサーのモニター（センサーが設
けられている場合） （８）エンジンの排気ガスのモニター（センサーが設け
られている場合） （９）’ＤＦＤＲのモニター ただし、保守コンピュータによりプロセスが作動する場
合には、これらのプロセスは、ＳＩＵにのみデータを出
力し、保守レコーダには出力しない。

（ｆ）もしも、パイロットあるいは保守技師が意図した
作業が進行しない場合には、ＤＡＰＵはある特定のフラ
イト状態を検出し、正常な状態において、以下のプロセ
スの中から適当なプロセスを自動的に開始する。

（１）ＦＤＲデータを保守レコーダに記録する。

（２）機体フレームの振動、主、中間、後部及び補助ギ
アボックス、取り付けられていれば、複合ギアボックス
の振動、エンジンの振動、及び、補助装置の振動。

（３）メインロータの軌跡とバランス及び後部ロータの
バランス。

Ｉ；だし、自動的に開始されたデータ収集プロセスは、
手動で開始されたプロセスにより無効になる。

（４）自己テスト ＤＡＰＵは、自己テストを連続的に実行する。

制御及び表示装置 利用できる表示装置は以下の通り。

（１）パイロットＩＨＵＭＳパネル（ＰＩＰ）（ａ）Ｐ
ＩＦの詳細 第８図に示されるように、ＰＩＰは、ＡＲＩ　ＮＣレー
ル幅の小さなパネルであり、１８０Ｍシステムを使用す
るのに必要なすべての制御及び表示器を備えている。し
かしながら、テスト出力を必要とする機能は備えておら
ず、従って、このパネルを備えたシステムにおいては、
超過量の表示、エンジン出力を保証した結果の表示、操
作データ入力等は、実行できない。

ＰＩＦ装置ｔは、スペースの限られた、ベル２１２、Ｓ
７６のように小さな航空機に、ＩＭＦ装置と関連づけて
設置される。ＰＩＦパネルは、後方から照明をあて、第
１２図に示したパネルに記載された文字を見易くしてい
る。出力は２８Ｖで、薄暗くしている。

（ｂ）ＰＩＦボタン 第１３（！Ｉに示したＰＩＦは、６個のブツシュボタン
スイッチを備えており、そのうちの５つは、ｊＨＵＭ　
ＤＡＰＵ機能と関係しており、作動している間点灯され
る文字は次の通りである。

ＴＲＫ／ＢＡＬ：緑　ＶＩＢＲＡＴＩＯＮ：緑ＥＶＥＮ
Ｔ：緑　ＰＷＲＡＳＳ：緑 ＣＲＥＷ　ＣＨＧ：　　アンバー 他のスイッチは、本体の作動状態を確認するｔ二めのラ
ンプテストを行うブツシュボタンであり、従って、　”
ＬＡＭＰ−ＴＥＳＴ”と記載されている。

（ｃ）ＰＩＦインジケータ ＰＩＦパネルは、複式ランプを含む２つの角形インジケ
ータを備えており、エンジンｌと２が振動した場合の警
告とＭＤＲ警告を与えるものである。これらは、それぞ
れ”ＥＮＧ　ＶＩＢ”、ＭＤＲ″と記されている。

スイッチの電球及びエンジン振動とＭＤＲインジケータ
には、昼夜を問わず２８Ｖが給電されている。

二二り立挺星 電源（ランプ＞：　　Ｄｏ−１６０ＢにＤＣ２８Ｖ電源
（論理回路）：　　ＤＣ５Ｖ（ＤＣ１５ＶＪ：り分岐）
作動電圧：　　ＤＣ１５Ｖ 周囲環境ｅ　　ＲＴＣＡ　Ｄｏ−１６０Ｂ温度：　カテ
ゴリーＡ１ 高度／湿度：　作動条件１５℃から７０’０振動／マツ
ハショック：　カテゴリーＪ／ＹＥＭＣ適合性：　カテ
ゴリーＡ （ｄ）ＤＡＰＵ処理機能の用途 （１）事象（ＥＶＥＮＴ） ＥＶＥＮＴボタンを押すと、パイロットＥＶＥＮＴ機能
が作動し、この時から５秒間、表記文字は点灯される。

この機能は、”ＣＲＥＷ　ＣＨＡＮＧＥ”を含め、常に
作動している。

（２）振動量の入手 ”ＶＩＢＲＡＴＩＯＮ”ボタンを押すことにより、一連
の振動量を取得し始める。この期間中、表記文字は点灯
される。この機能は、’ＴＲＫ／ＢＡＬ″及び”ＣＲＥ
Ｗ　ＣＨＡＮＧＥ”の文字が消灯している場合のみ、選
択することができる。

（３）ロータの軌跡とバランスデータの取得パイロット
が”ＴＲＫ／ＢＡＬ”ボタンを押すと、ＩＨＵＭ　ＤＡ
ＰＵは、振動量取得表に基づくデータの取得を開始する
。この作業が進行している間、表記文字は点灯している
。この機能は、”ＶＩＢＲＡＴＩＯＮ”と’ＣＲＥＷ　
ＣＨＡＮＧＥ’の文字が消灯している場合のみ、選択す
ることができる。

（４）出力保証 ”ＰＷＲＡＳＳ”ボタンを押すことにより、出力保証デ
ータの取得が開始され、表記文字は５秒間、点灯される
。この機能は、”ＣＲＥＷ　ＣＨＡＮＧＥ’が消灯して
いる場合のみ、選択することができる。

（５）乗務員交替 このオプションは、ロータ回転ねじの交換オプションを
実行するために使用される。

フライト中、パイロットがこのボタンを押しても、何も
起こらず、ランプは消灯している。同様に、他のランプ
（”ＴＲＫ／ＢＡＬ”、”ＶＩＢＲＡＴＩＯＮ”、”Ｅ
ＶＥＮＴ”あるいはＮＰＷＲＡＳＳ’）が点灯している
時、この機能は作動しない。

航空機が着陸した状態で、このオプションが選択された
時、どの文字も点灯していなければ、このランプは点灯
し、ＤＡＰＵは適当なデータファイルをＭＤＲに書き込
む。ＭＤＲのドア内部の”Ｂｕｓｙ”ランプが消灯する
と、パイロットはＭＤＲから取り外し自在媒体を抜き取
ってもよい。

次の乗組員のためのディスケットが地上のステージＨン
で準備され、ＭＤＲの中に挿入されると、”ＣＲＩＪ　
ＣＨＡＮＧＥ″ボタンをもう一度押すことにより、ＤＡ
ＰＵはＭＤＲより必要なデータファイルを読み始め、ラ
ンプは消灯する。

（２）コックピット表示装置（ＣＣＵ）第９図と第１１
図に示されるＣＤＵは、ＡＲＩＮＣ４２９とＲ５４２２
の両方とのインターフェースを備え、ＲＮＡＶ運航シス
テムも兼ねている。両インターフェースを備えていても
、ＣＤＵはしばしばＩＨＵＭＳに対し従属使用される。

この装置は、様々な形態のデータの主入カバネルとして
、その機能を発揮する。ＣＤＩは、白黒のＣＲ７表示装
置を備えたＲａｃａｌ　ＲＮＡＶ２である。

この装置は、ＲＮＡＶ２運航コンピュータとＨＵＭ　Ｃ
ＣＵの両機能を備えている。従って、ＲＮＡＶ２を備え
たすべての航空機は、表示装置は一つで十分であり、二
つの異なる装置の重量とサイズを更に小さくすることが
できる。

（ａ）操作モードの制御 ＣＤＵのみ、ＩＨＵＭＳに対し従属使用される。

この場合、［ＨＵＭモードにおいて、ＣＤＵは出力アッ
プし、常にこのモードに置かれる。

（３）兼用ＲＮＡＶ２／　ＩＨＵＭ　ＣＤＵ第１０図に
示された例では、ＲＮＡＶ２モードにおいて、ＣＤＵは
出力がアップしており、パイロットは、ＲＮＡＶ２とＩ
ＨＵＭモードのいづれかに切り換えることができる。

ＲＮＡＶ２よりＩＨＵＭＳシステムにアクセスするｔ；
めには、＃ｕｐ″キーと”ｄｏｗｎ”キーを同時に押す
必要がある。モードを変換する場合には、ＣＤＬＩは、
ＤＡＴＡ”キーコードを送信し、ＩＨＵＭシステムはそ
の主メニュスクリーンを書き込む。

ＲＮＡＶシステムにアクセスするためには、パイロット
は、次のいづれかの操作をしなければならない。

（ａ）”ｕｐ”キーと”ｄｏｗｎ”キーを同時に押す。

この場合、システムは、ＲＮＡＶ２を終了する前に使用
された最後のスクリーンを表示する。

（ｂ）特定のキー（ＮＡＶ、ＶＮＡＶ、ＮＡＶ　ＡＩＤ
、Ｆｌｉｇｈｔ　ＰｌａｎまたはＧｏ　Ｄｉｒｅｃｔ）
のいづれか一つを押し、必要なスクリーンを直接表示す
る。

（ｃ）スクリーンの右上方に示されるＲＮＡＶ警告のあ
るＩＨＵＭモードで、”ＤＡＴＡ’を押す。この場合、
ＣＤＵはＲＮＡＶモードに切り換え、直接警告箇所を表
示する。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明による航空機用運航状況モニター装置
（ＨＵＭＳ）の概略図であり、第２図から第１４図まで
は、本発明の別の実施例をそれぞれ示しｔ；図である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）飛行プロファイルに関するデータ並びに航空機の
   正常運行状態及び使用状況に関する特定の指示器から得
   られる表示データの両方を処理するコンピュータ装置と
   、該飛行プロファイルデータと該特定の指示器の表示デ
   ータとをモニターし、該コンピュータ装置に対応するモ
   ニターデータを供給する手段とからなり、該コンピュー
   タ装置は、該特定の指示器の表示値に関して所定の閾値
   を記憶しており、航空機の運行時に指示器の表示値が閾
   値を超過している期間とその程度とを記録するように構
   成されると共に、該航空機の正常運行状態及び使用状況
   に関する特定の指示器は、エンジン運行状態、トランス
   ミッション運行状態、機体運行状態、航空機システム運
   行状態の少なくともいずれか一つを選択して表示データ
   を出力するように構成したことを特徴とする航空機用運
   行状態モニター装置。（２）請求項１項記載の航空機用
   運行状態モニター装置であって、該コンピュータ装置は
   コンピュータに記録された航空機の正常運行状態及び使
   用状況に関する情報を機上での分析又はその後での分析
   のためにダウンロードする手段を有することを特徴とす
   るもの。 （３）請求項２項記載の航空機用運行状態モニター装置
   であって、該コンピュータ装置は、航空機の運行時に記
   憶したデータをモニター手段から読み出し、該航空機の
   運行状態をモニターするに当たって機上にて、或は、地
   上ステーションのコンピュータ装置が利用して分析出来
   るように、該データを記録媒体に書き込む出力手段が設
   けられていることを特徴とするもの。 （４）請求項１から３のいづれか１項記載の航空機用運
   行状態モニター装置であって、該特定の複数の指示器の
   表示データのうち１つでも閾値を越えた場合に、乗務員
   に対して表示する表示手段を備えていることを特徴とす
   るもの。 （５）請求項１から４のいづれか１項記載の航空機用運
   行状態モニター装置であって、該航空機がヘリコプター
   である場合には、指示器の表示データは、メインロータ
   ーのトラックとバランス、テールローターのバランス、
   機体の振動、メインギヤボックスの振動、中間ギヤボッ
   クスの振動、テールギヤボックスの振動、補助ギヤボッ
   クスの摺動、エンジンの摺動、ギヤボックスからのオイ
   ル漏れ痕跡、エンジンからのオイル漏れ痕跡より選択さ
   れたものであることを特徴とするもの。 （６）請求項４項記載の航空機用運行状態モニター装置
   であって、エンジンの総稼働時間、エンジンが特定のバ
   ンドで稼働した時間、特定の稼働条件の下でのメインギ
   ヤボックス、中間ギヤボックス、テールギヤボックス及
   び補助ギヤボックスを含むローター系統の稼働時間並び
   に、ローターヘッド及びトランスミッション系統の総稼
   働時間をモニターし、データをコンピュータに供給する
   手段が設けられていることを特徴とするもの。 （７）請求項５項又は６項記載の航空機用運行状態モニ
   ター装置であって、該指示器は航空機のエンジン、トラ
   ンスミッション、機体等の構成部品に発生する応力に相
   当するデータを表示する手段を備えている一方、該コン
   ピュータ装置は、該構成部品について得られた応力情報
   に基づいて低周波疲労（ＬＣＦ）を算出すると共に、算
   出した情報を次段の処理に備えて記憶する手段を備えて
   いることを特徴とするもの。 （８）請求項１から６のいづれか１項記載の航空機用運
   行状態モニター装置であって、エンジン性能に関する情
   報を該コンピュータに供給する手段が設けられている一
   方、該コンピュータ装置は、エンジン性能を算出し、算
   出した情報を次段の処理に備えて記憶する手段を備えて
   いることを特徴とするもの。 （９）請求項１から８のいづれか１項記載の航空機用運
   行状態モニター装置であって、特定のフライトデータ及
   び運行情報を受け記憶する対衝撃性のレコーダを該コン
   ピュータ装置に連結したことを特徴とするもの。 （１０）請求項１から９のいづれか１項記載の航空機用
   運行状態モニター装置であって、コクピットボイスレコ
   ーダーが該システムに設けられていることを特徴とする
   もの。