JP2012505341A - ターボジェットエンジンを監視する方法およびシステム - Google Patents

Abstract

本発明は、ターボジェットエンジンを監視する方法およびシステムに関する。方法は、ターボジェットエンジンの作動ロータの振動レベルを表す信号を取得するステップ（Ｅ１０）と、動作時のロータの回転速度を取得するステップ（Ｅ２０）と、信号の振幅を、ロータの回転速度を基に少なくとも１つの所定の閾値と比較するステップ（Ｅ４０）と、振幅ピークが閾値を超えた場合に、前記振幅ピークを発生させる現象がターボジェットエンジンのロータが受けた機械的衝撃であるか、または信号の電子干渉であるかを判断する（Ｅ６０）ために、振幅ピークの周囲で定義されたタイムスロットにおける信号を分析するステップ（Ｅ５０）とからなる。

Description

本発明は、ターボジェットの監視の一般分野に関する。より詳細には、飛行中の航空機ターボジェットが物体を吸い込んだことを自動的に検出することができる方法およびシステムに関する。

飛行中に、ターボジェットによって異物またはターボジェットの構成部品が吸い込まれて、ターボジェット内部に損傷を引き起こす可能性がある。特に、物体がファンブレードに衝突することでファンブレードを損傷するリスクがある。ターボジェットにとって異物とみなされる物体（例えば、鳥）を吸い込むことによる損傷の場合、使用される用語は、異物損傷（ＦＯＤ）である。ターボジェットの構成部品（例えば、リベット、ボルトなど）を吸い込むことによる損傷の場合、使用される用語は、内部物体損傷（ＤＯＤ）である。

ＦＯＤまたはＤＯＤがあることを検出するための種々の知られている解決策がある。これらの解決策の１つは、物体の吸い込みによるターボジェットのロータへの損傷後のアンバランスの発生を検出するために、ターボジェットのロータの振動を測定することに基づくものである。アンバランスが検出された場合、ターボジェットは地上で（例えば、内視鏡によって）目視検査を受ける。つまり、衝突の痕跡、鳥の羽、または衝突位置でブレード内にできた穴の有無により、ＦＯＤまたはＤＯＤがあることを診断することが可能になる。

しかしながら、このような解決策には多数の欠点がある。特に、ターボジェットロータのアンバランス（または検出するには小さすぎるアンバランス）につながらないＦＯＤまたはＤＯＤがあることを検出することができない。さらに、ターボジェットの目視検査は、地上での介入が必要であり、これは予め計画される必要があり、時間がかかる可能性がある。

別の知られている解決策は、ＦＯＤまたはＤＯＤを検出するために、飛行機に搭載されている計測機器（レーダなど）を使用することにある。しかしながら、この解決策には、追加の計測機器が必要であり、これは期待される経費節減に比べて費用がかかり、飛行機をより重くするという欠点がある。

米国特許出願公開第２００７／０２５０２４５号は、異物がターボジェットを損傷したか否かをほぼ瞬時に検出することができるターボジェットを監視する方法を開示している。該方法は、ターボジェットロータの振動レベルと所定の閾値とのリアルタイムの比較を行うものである。所定時間の間、閾値と交差した場合、メンテナンス警告が発せられる。

米国特許出願公開第２００７／０２５０２４５号明細書 米国特許第６９０７３６８号明細書

該方法には、多数の不利点がある。特に、該方法は、少なくとも一時的にファンブレードの変形をもたらすようなＦＯＤまたはＤＯＤを検知することに限定される（方法は低減された振動データのみ処理する）。したがって、（一時的または恒久的に関わらず）ファンブレードを変形させずに物体を吸い込むことによって生じるささいな衝突は、該方法では検出されない。さらに、メンテナンス警告が発せられるためには、最小時間でも閾値を超えることが必要である。したがって、特定のＦＯＤまたはＤＯＤは該方法では検出されないというリスクがある。最後に、方法は、信号からの電子妨害を除去することによって間違い警告を避けるための措置がとられない。

米国特許第６９０７３６８号明細書は、動作時のターボジェットのノイズを表す信号にフーリエ変換分析を適用することによって、構成部品の吸い込み（ＤＯＤ）を検出する方法を開示している。該方法はＤＯＤがあることを検出するには有効であるが、構成部品の吸い込みによるものではなく、妨害によって引き起こされる間違い警告を避けることができないという欠点がある。

したがって、本発明の主な目的は、ＦＯＤまたはＤＯＤがターボジェットのロータの１つのアンバランスまたはファンブレードの変形を引き起こさない場合でも、ＦＯＤおよびＤＯＤを自動的に、かつ確実に検出することを提案することによって、このような欠点を軽減することである。

この目的は、ターボジェットを監視する方法によって達成される。方法は、
ターボジェットの動作時のロータの振動レベルを表す信号を取得するステップと、
動作時のロータの回転速度を取得するステップと、
信号の振幅を、ロータの回転速度に応じて予め決められている少なくとも１つの振動閾値と比較するステップと、
振幅ピークが閾値と交差した場合に、振幅ピークを発生させる現象がターボジェットロータへの機械的衝突であるか、または信号の電子妨害であるかを判断するために、振幅ピークの両側の所定の時間窓における信号を分析するステップとを含む。

本発明の方法は、振幅ピークが振動閾値と交差したことを検出した後に信号を分析するステップを含む。このステップは、振幅ピークを発生させる現象がターボジェットのロータへの機械的衝突であって、単なる信号の電子妨害ではなかったことを判断する働きをする。このステップは、間違い警告を避ける働きをする。

さらに、本発明の方法により、振幅ピークを発生させる可能性のある広範囲の現象を検出することが可能になる。したがって、ターボジェットによって吸い込まれた物体が検出されるために、ファンブレードのアンバランスまたは変形（一時的変形でさえも）を引き起こす必要がない。

概して、本発明の方法により、予め計画されているメンテナンス検査を待たなくても、物体を吸い込んだターボジェットによって生じた実際の損傷が（例えば、飛行の終わりに）視覚的に検査されるように、メンテナンスメッセージを発行することができる。したがって、物体の吸い込みのために生じた損傷をできる限り迅速に特定することによって、ターボジェットの性能の長期にわたる劣化を防ぐことができる。

最後に、本発明の方法は、ほとんどの飛行機またはほとんどのターボジェット自身にすでに備わっている計測機器（特に、加速度計）およびデータ取得システム（特に、電子コンピュータ）を使用して実施されてもよい。

時間窓における信号を分析するステップは、信号の対称性を分析するステップを含んでもよい。代替として、または追加として、時間窓における信号を分析するステップは、振幅ピークの後の信号の減少をモデル化するステップを含んでもよい。信号の減少をモデル化すると、時間窓における信号を分析するステップは、時間窓の各々の瞬間の信号のスペクトログラムの振幅平均を示す曲線の差をその曲線の指数モデルを使用して計算するステップを含む。

有利には、所定の振動閾値は、異なる範囲のロータ回転速度における信号の高値および低値を含む。

有利な条件によれば、方法は、ターボジェットのロータへの機械的衝突があったと判断した後に、機械的衝突後にアンバランスがロータに発生しているか否かを判断するステップを含む。

このような状況下で、ロータにアンバランスが発生していることを判断するステップは、時間窓における信号のスペクトログラムを作成するステップと、各瞬間のスペクトログラムの振幅平均を計算するステップと、振幅ピークの前後で振幅平均のレベル差を計算するステップと、レベル差を所定のレベルの閾値と比較するステップとを含んでもよい。

好ましくは、信号およびロータの回転速度を取得するステップは、ターボジェットの動作サイクルの間連続的に実行される。

さらに好ましくは、信号を取得するステップ、ロータの回転速度を取得するステップおよび信号の振幅を比較するステップはリアルタイムで実行されるが、信号を分析するステップの実行は遅延される。

さらに好ましくは、振動事象を引き起こしている現象がターボジェットのロータへの機械的衝突であると判断された場合、メンテナンスメッセージが発行される。飛行中に飛行機の目的地のメンテナンスの整備員に対してメンテナンスメッセージが出されてもよい。したがって、検査を実行するために飛行機の待機時間の長さが最適化されるように、機械的衝突の検出後の目視検査が予め計画されてもよい。

本発明はさらに、ターボジェットを監視するシステムを提供する。システムは、動作時のターボジェットのロータの振動レベルを表す信号と回転速度とを取得する手段と、信号の振幅をロータの回転速度に応じて予め決められた少なくとも１つの振動閾値とを比較する手段と、時間窓における信号を分析する手段と備え、これらの手段は、振幅ピークを発生させる現象がターボジェットのロータへの機械的衝突であるか、または信号の電子妨害であるかを判断するために、振幅ピークが閾値と交差した場合に作動される。

本発明はさらに、上述の監視システムを含むターボジェットを提供する。

非限定的な特徴を有する実施形態を示した添付図面を参照して考察された以下の説明から、本発明の他の特徴および利点が明らかになる。

本発明の方法の主なステップを示すフローチャートである。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。 本発明の方法の実施形態を示す図である。

本発明の監視方法およびシステムにより、飛行中に航空機ターボジェットが物体（異物またはターボジェットの構成部品）を吸い込んだときに自動的に検出することができる。

本発明の方法は、従来の振動監視機能を実行するために一般にターボジェット内に搭載されている振動センサ（加速度計タイプ）からの生の時間信号の分析に依存する。

知られている方法で、このような振動センサは、動作時のターボジェットのロータの１つによって発せられる振動レベルを測定する働きをする。振動センサは、信号処理のために、航空機内（例えば、貨物室）に搭載され得る、またはターボジェットに直接取り付けられ得るエンジン監視ユニット（ＥＭＵ）として知られている電子コンピュータに接続される。

図１によれば、本発明の監視方法は、まず、飛行中にリアルタイムで、振動センサからの信号を取得するステップ（ステップＥ１０）と、ロータの回転速度を取得するステップ（ステップＥ２０）とを含む。

振動センサからの信号はリアルタイムで取得されて、飛行中にセンサによって受信された信号が処理のためのターボジェットの電子コンピュータに即座に送信されることを示していると言えるが、振動が発生した瞬間と信号が処理のための電子コンピュータによって変換される瞬間との間にわずかな時間のずれが認められる可能性もある。

飛行中のロータの回転速度は、例えば、ロータに取り付けられたタコメータのプローブ（場合によっては、このようなプローブはすでにターボジェットに搭載されている）からの信号を変換することによって取得される（ステップＥ２０）。特に、この取得は、振動センサからの信号のサンプリング周波数よりもかなり低いサンプリング周波数で実行される場合がある。

このように取得されたデータ（振動センサからの信号およびロータの回転速度）は、その後、飛行中は連続的に一時記憶される（ステップＥ３０）。

次のステップ（Ｅ４０）は、振動センサからの信号振幅をロータの回転速度に応じて予め決められた少なくとも１つの振動閾値と比較するステップを含む。このステップも、飛行中にリアルタイムで実行される。

振幅ピークが閾値を超えた場合、振幅ピーク周囲の所定の時間窓における信号を分析するステップＥ５０が行われる。

この分析ステップＥ５０は、振幅ピークを発生させている現象が、実際に、物体の吸い込みによりターボジェットロータが受けた機械的衝突であり、単に信号の電子妨害ではないことを判断する（Ｅ６０）のに役立つ。

ロータが機械的衝突を受けた場合、例えば、地上のメンテナンスの整備員に対して、ターボジェットが受けた可能性のある損傷を評価するのにターボジェットの目視検査を要求するために、メンテナンスメッセージが発行され得る（ステップＥ７０）。信号に対する電子妨害に近い場合、どんな動作も取られずに、方法が継続する。

信号分析ステップＥ５０、振幅ピークの原因を判断するステップ（Ｅ６０）、およびメンテナンスメッセージを発行するステップ（Ｅ７０）は、適切な信号処理手段を有するＥＭＵ電子コンピュータによって実行されるのが好ましい。しかしながら、それらは地上のコンピュータで実行される可能性がある。このような状況下で、信号データは、飛行中、または航空機が着陸した後に、地上のコンピュータに送信される必要がある。

さらに、信号分析ステップＥ５０は、（リアルタイムの分析とは対照的に）実行が遅延される。好ましくは、ステップＥ５０は、航空機の着陸前の飛行中いつでも行われ、信号の取得およびロータの回転速度の取得、さらに所定の振動閾値と信号との比較と並行して行われる。

次に、本発明の監視方法の特定のステップの実施形態を示す。

したがって図２は、ターボジェットが動作時に振動センサによって発せられたロータの振動レベルを表す時間信号１０の例を示している。図２は、電子コンピュータＥＭＵによる変換後の信号を示している。

信号１０は、例えば、約１０秒間の移動時間窓１２の中で、飛行中に連続的に記録される。知られている方法で、移動時間窓は、信号を「追跡」し、信号が取得されている一定期間にわたって連続的に信号を記録する働きをする。この移動窓は、電子コンピュータＥＭＵの一部を形成するメモリ内に記憶されている。

図２はさらに、ロータのある特定の回転速度に対する信号の高値Ｓ_ｈｉｇｈを表すラインと、低値Ｓ_ｌｏｗを表すラインとの２つのラインをそれぞれを示している。

これらの値は、ターボジェットの「正常」動作、すなわち、物体を吸い込んでいないターボジェットの動作に対応する信号の所定の閾値を定義するものである。これらの値は、同じファミリーの一部または複数の異なるファミリーを形成する１つまたは複数のターボジェットから取得された振動データを基に評価され、地上でまたは飛行中に実施される試験のときに得られる。好ましくは、これらの値は、１つのファミリーのターボジェットで飛行中に記録されたデータから得られる。

図３に示されるように、閾値を定義する最大値Ｓ_ｈｉｇｈおよび最小値Ｓ_ｌｏｗは、ターボジェットロータの回転速度に依存する。この図では、これらの値は、さまざまな狭い範囲のロータ回転速度にわたって定義される。

方法のステップＥ４０の間（図１）、移動時間窓にわたって記録された信号の振幅は、対象となるロータ回転速度に対する信号の所定の閾値を定義する高値および低値と連続的に（すなわち、中断されることなく）比較される。

電子コンピュータＥＭＵによって実行されるこの比較ステップは、信号振幅ピークによる所定の閾値との交差を検出する働きをする。図３では、信号の振幅ピークがＳ_ｈｉｇｈ（正の値）またはＳ_ｌｏｗ（負の値）と交差したことが即座に検出されなければならない。

振幅ピークによって閾値と交差した場合、電子コンピュータＥＭＵにより、閾値交差の前の時間窓および前記閾値交差直後の時間窓の両方が記憶される。したがって、図４Ａ、図４Ｂに示されるように、振幅ピーク（それぞれ１６、１８）を中心にした時間窓１４が記憶される（時間窓の時間は、例えば、約２０秒である）。

図４Ａ、図４Ｂは、２つの異なるタイプの閾値交差を示している。図４Ａの振幅ピーク１６は、信号に対する電子妨害（例えば、他の電子部品との干渉による）を表しているが、図４Ｂの振幅ピーク１８は、ターボジェットが物体（異物またはターボジェットの構成部品）を吸い込んだことを表している。

後述する分析ステップは、これらの２つのタイプの事象を区別する働きをする。

ロータが受けた機械的衝突と単なる信号の電子妨害（「異常値」、すなわち、特殊な観測値としても知られている）とを区別するために、（代替として、または順に）２つの方法が使用される場合がある。これらの方法は、電子コンピュータＥＭＵの計算手段を使用して実施される。

これらの方法のうちの１つは、観測された信号の対称の軸に対する振幅ピークの対称性を自動的に調べるステップを含む。種々の試験から、ターボジェットロータへの機械的衝突が、ほとんどの場合、ほぼ対称な振幅ピークを発生させるが、信号の電子妨害は必ずしも対称であるとは限らないことが明らかになった。

振幅ピークの対称性を調べるステップは、例えば、以下の条件が満たされているか否かを立証するステップを含み得る。

この場合、「Ｍ」は振幅ピークがとる正の最大値であり、「ｍ」は振幅ピークがとる負の最小値であり、「ｃ」は製造業者によって予め決められたパラメータである。

上記の条件が満たされる場合、振幅ピークによる閾値交差とのは、おそらく信号の電子妨害によるものでないと見なされる。

当然、振幅ピークが対称であるか否かを自動的に判断することができる他の評価条件も考えられる。

ロータへの機械的衝突と単なる信号の電子妨害とを区別するのに適した他の方法は、信号が振幅ピークの後の減衰を呈するか否かを判断するステップを含む。ロータへの機械的衝突を表す信号は常に振幅ピーク後に減衰を呈するが、信号の電子妨害の場合にはこれは当てはまらない。

このために、振幅ピーク後の信号の減少のモデルが、時間窓において記録された窓のスペクトグラム（図示せず）から評価される。その後、スペクトグラムの振幅の各瞬間での平均が計算され、それにより、図５Ａ、図５Ｂに示されるような曲線２０、２２を得ることができる。曲線２０、２２はそれぞれ、信号の電子妨害およびロータへの機械的衝突に関係する。

その後、減衰効果を表す指数関数によって曲線Ｘの対称性の分析が行われる（Ｘは曲線２０、２２を示す）。このために、曲線２０、２２が式Ｙ＝Ａ．ｅ^−ｔ／τの減少指数関数によって近似され得ると仮定すると、直線：
ｌｎ（Ｙ）＝ｌｎ（Ａ）+（−１／τ）×ｔ＝ａ＋ｂ×ｔ
が、例えば、曲線ｌｎ（Ｘ）の最小二乗法での良好な線形近似を示すように、係数「ａ」および「ｂ」が探される。したがって、図６Ａ、図６Ｂでは、ライン２０’、２２’はそれぞれ、信号の電子妨害およびロータへの機械的衝突に対する曲線ｌｎ（Ｘ）の最小二乗の線形近似に相当する。

最小二乗法を使用して線形近似を計算する時、回帰線の決定係数は指数曲線を有する曲線Ｘの対称性の基準である。つまり、決定係数の最小閾値により、曲線Ｘが指数関数にほぼ近いか否か、つまり、信号が機械的衝突を十分に表しているか否かを決定することができる。

本発明の有利な条件では、方法はさらに、ターボジェットロータが機械的衝突を受けたと判断した後に、衝突後にロータにアンバランスが発生しているか否かを判断するステップを含む。このアンバランスは、吸い込まれた物体が衝突した１つまたは複数のブレードの部分的欠損または全損起因となる場合がある。さらに、同じブレードに穴が孔けられることもある。

図７は、機械的衝突後のターボジェットロータでのアンバランスの発生を示す時間信号１０の特徴を示す。この図では、ロータへの機械的衝突後の振幅ピーク１８の後の信号１０’の形状は、振幅ピーク前の信号１０の形状とは異なることが分かる。

例として、アンバランスが発生しているか否かを自動的に判断する方法は、振幅ピーク１８を中心とした時間窓における振動信号のスペクトグラムを作成するステップを含む。次に、スペクトグラムの振幅の各瞬間における平均が計算され、それにより、図８に示された曲線２４を得ることができる。

次に、曲線２４を構成する点の振幅平均（平均レベルとも呼ばれる）が振幅ピーク１８の前後の期間に対して計算される。これらの平均は、図８に示されたように、それぞれ振幅ピーク前の曲線の一部および振幅ピーク後の曲線の一部に対する２つのライン２６、２８を生じさせる。

これらの２つのレベルの差３０が計算され、所定のレベル閾値と比較される。レベル差がレベル閾値を超えた場合、機械的衝突後にターボジェットロータにアンバランスが発生していることが推察できる。この情報は、ＦＯＤまたはＤＯＤがあることを警告するために発行されるメンテナンスメッセージに追加され得る。

振動閾値と同様に、アンバランスが発生しているか否かを判断するのに使用されるレベル閾値は、同じファミリーまたは複数の異なるファミリーに属する１つまたは複数のターボジェットから取得された振動データを基に評価され、地上でまたは飛行中に実施される試験のときに得られる。

Claims (10)

1. ターボジェットの動作時のロータの振動レベルを表す信号を取得するステップ（Ｅ１０）と、
   動作時のロータの回転速度を取得するステップ（Ｅ２０）と、
   信号の振幅を、ロータの回転速度に応じて予め決められている少なくとも１つの振動閾値と比較するステップ（Ｅ４０）と、
   振幅ピークが閾値と交差した場合に、振幅ピークを発生させる現象がターボジェットロータへの機械的衝突であるか、または信号の電子妨害であるかを判断するために（Ｅ６０）、振幅ピークの両側の所定の時間窓における信号を分析するステップ（Ｅ５０）とを含む、ターボジェットを監視する方法。
2. 時間窓における信号を分析するステップが、信号の対称性を分析するステップを含む、請求項１に記載の方法。
3. 時間窓における信号を分析するステップが、振幅ピーク後の信号の減少をモデル化するステップを含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 時間窓における信号を分析するステップが、時間窓の各々の瞬間の信号のスペクトログラムの振幅平均を示す曲線の差をその曲線の指数モデルを使用して計算するステップを含む、請求項３に記載の方法。
5. 所定の振動閾値が、異なる範囲のロータ回転速度における信号の高値および低値を含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. ターボジェットのロータへの機械的衝突があったと判断した後に、機械的衝突後にアンバランスがロータに発生しているか否かを判断するステップをさらに含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. ロータにアンバランスが発生していることを判断するステップが、
   時間窓における信号のスペクトログラムを作成するステップと、
   各瞬間のスペクトログラムの振幅平均を計算するステップと
   振幅ピークの前後で振幅平均のレベル差を計算するステップと、
   レベル差を所定のレベルの閾値と比較するステップとを含む、請求項６に記載の方法。
8. 信号を取得するステップ（Ｅ１０）、ロータの回転速度を取得するステップ（Ｅ２０）が、ターボジェットの動作サイクルの間で連続的に実行される、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 信号を取得するステップ（Ｅ１０）、ロータの回転速度を取得するステップ（Ｅ２０）および信号の振幅を比較するステップ（Ｅ４０）がリアルタイムで実行されるが、信号を分析するステップ（Ｅ５０）の実行が遅延される、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
10. 振動事象を引き起こしている現象がターボジェットのロータへの機械的衝突であると判断された場合、メンテナンスメッセージが発行される（Ｅ７０）、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。

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