JP2012515285A - 航空機ガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視するための方法およびシステム - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機のガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視するための方法およびシステムに関する。本発明の方法は、エンジンおよびその部品の動作状態を表わす振動信号の周波数スペクトルを確定するステップ（Ｅ３０）と、それぞれ監視されるのと同じタイプの航空機エンジンの動作時に生じ、エンジンの部品の欠陥または異常動作に起因する振動現象に対応する複数の振動信号を使用するステップと、周波数スペクトルにおいて、それぞれ振動シグネチャを定義する数学関数を満たす曲線の点を識別するステップ（Ｅ４０）であって、それぞれ識別された曲線をエンジン部品の欠陥に対応させるステップと、欠陥の重大さの程度に対応する所定の振幅値に対して、曲線の点に関連付けられた振幅を分析するステップ（Ｅ５０）と、振幅値を超えた場合、または異常動作が検出された場合に、振動シグネチャに関連するメッセージを送るステップ（Ｅ６０）を含む。

Description

本発明は、例えば、飛行機またはヘリコプタなどの航空機のガスタービンエンジンの監視の一般的な分野に関する。より詳細には、本発明は、航空機ガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視するための方法およびシステムに関する。

エンジンの動作時にエンジンの１つまたは複数の特定の構成部品によって発せられる振動を検出するのに、加速度計タイプの振動センサを航空エンジンに設置することが知られている。収集された振動信号は、その振幅をそれぞれ特定の監視部品の欠陥を含む動作に対応する規定閾値と比較するために分析される。したがって、監視されるエンジン部品に欠陥がある場合、その部品の動作は特定の振動現象を引き起こすが、その現象は振動信号を分析することで検出できる。

欧州特許第１９７０６９１号明細書には、航空用ターボ機械のシャフト間軸受の転動体の摩耗を監視するのに適用される方法が記載されている。その発明では、取得された振動信号は周波数スペクトルに変換され、軸受の転動体の損傷によって生じる理論的周波数の倍数単位で並んだスペクトル線を得ることができる（損傷の理論的周波数は欠陥のある転動体の動作に対応する）。次に、軸受の転動体が損傷しているか否かを判断するために、その理論的周波数の倍数周辺で識別された振幅ピークが所定の閾値と比較される。

欧州特許第１９７０６９１号明細書

先行技術の監視方法のタイプは、有効であるが、その適用に関して一定の制限がある。エンジンの部品の全てに対して欠陥のある理論的動作周波数を計算するのは、非常に複雑である、または不可能である。いくつかの部品に対して可能であっても、その計算はシミュレーションに過ぎず、したがって、その信頼性は必ずしも保証されるものではない。結果として、航空機の飛行中にエンジン内で多数の振動現象が生じ、その振動現象はエンジン部品の欠陥に起因するものであるが、検出されないまたは不十分に解釈されるために、エンジンの潜在的損傷ではそれに相当する結果を招くリスクがある。

また、先行技術の監視方法は、エンジン部品の異常動作、例えば、軸受の軌道における軸受の転動体のスリップを検出することができない。ところが、エンジン部品の構造的欠陥に関連するとは限らないこのような異常動作が、これらの部品に損傷を引き起こす可能性がある。

本発明の主な目的は、航空機ガスタービンエンジンの監視を改善することができる方法およびシステムを提案することによって上述の欠点を軽減することである。

本発明によれば、上述の目的は：
ａ）エンジンの所定の動作期間中に、エンジンおよびその部品の動作状態を表わす振動信号を取得するステップと、
ｂ）所定期間にわたって、振動信号の周波数スペクトルを確定するステップと、
ｃ）監視されるのと同じタイプの航空エンジンの動作時に発生し、少なくとも１つのエンジンの部品の欠陥または異常動作に起因する振動現象にそれぞれ対応する複数の振動シグネチャで、エンジンの動作パラメータの関数として予め決められた係数を有する特定の数学関数でそれぞれ定義される各振動シグネチャを使用するステップと、
ｄ）エンジンの部品の欠陥の存在および異常動作を検出するために、周波数スペクトルにおいて、それぞれ振動シグネチャを定義する数学関数に適合する曲線の点を識別するステップと、
ｅ）周波数スペクトルにおいて識別され、かつエンジンの部品の欠陥に起因する振動シグネチャに対応する各々の曲線に対して、それぞれ欠陥の重大さの程度に対応する所定の振幅値に対して曲線の点に関連付けられた振幅を分析するステップと、
ｆ）１つもしくは複数の振幅値を超える、またはエンジンの部品の異常動作が検出された結果として、振幅値を越えた、または異常動作が検出された振動シグネチャに関連したメッセージを発するステップとを含む監視方法によって達成される。

振動シグネチャを定義するのに特定の数学関数を利用することで、振動現象が系統的なものであるか否か、または理論的に予測可能であるか否かに関係なく、エンジン内で発生する振動現象およびエンジンの部品の欠陥または異常動作に起因する振動現象の全てをカバーすることができる。そのことにより、飛行時に特定の振動現象を引き起こすエンジン部品の全ての欠陥および異常動作が監視できる。このことで、エンジンの監視を改善することができる。

本発明の有利な条件によれば、本発明の方法はさらに、複数の飛行にわたって、または複数の同じ飛行段階にわたって、または同じ速度でのエンジンの複数の動作期間にわたって、同じメッセージが繰り返し発せられた場合にエンジンのメンテナンス警告を出すステップを含む。この条件により、特定の振動現象の変化を経時的に追跡し、損傷が生じる前にメンテナンス警告を発することでエンジンの損傷を防ぐことができる。このことで、メンテナンス動作および特定の振動シグネチャをもたらす問題の部品を修理する可能性を大きく改善することができる。

メンテナンス警告は、好ましくは、メッセージが発せられた原因の異常振動現象の発生源であるエンジン部品の識別を含む。

本発明の別の有利な条件によれば、振動シグネチャを定義する数学関数は、更新可能なデータベースに記憶される。このようなデータベースを使用することで、必要に応じて、振動シグネチャに関連する数学関数の係数を更新して、新規関数を追加することができる。特に、この更新動作は、データベースに接続することで、飛行直後に行われてもよい。したがって、本発明の方法は、使用および適応において高い自由度を有する。

周波数スペクトルにおいて識別された所与の曲線の点に関連付けられた振幅の分析は、曲線の各点に関連付けられた振幅を少なくとも１つの所定の閾値と比較するステップ、または曲線の点に関連付けられた振幅の平均値を所定の平均閾値と比較するステップ、または曲線の点に関連付けられた振幅と所定の閾値との間の標準偏差を計算するステップを含むことができる。

また、振動シグネチャを定義する特定の数学関数の係数が、航空機の飛行パラメータおよび／またはエンジン部品の形状の関数として予め決定される。

振動信号が取得される所定のエンジン動作期間は、特定の飛行段階、全飛行、または特定の速度でのエンジン動作に対応することができる。

振動現象を引き起こすエンジン部品の欠陥および異常動作は、エンジンファンのフラッタ、回転するエンジンの少なくとも１つの回転シャフトを支持する軸受の欠陥、エンジンのロータの１つにおける油の偏在の発生、ギア歯の機械的損傷、軸受の転動体のスリップ、部品の亀裂または摩耗に属する可能性がある。

それに応じて、本発明はさらに、航空機ガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視するシステムであって：
ａ）エンジンの所定の動作期間中に、エンジンおよびその部品の動作状態を表わす振動信号を取得するように動作する手段と、
ｂ）所定期間にわたって、振動信号の周波数スペクトルを確定するように作動する手段と、
ｃ）監視されるのと同じタイプの航空エンジンの動作時に発生し、少なくとも１つのエンジンの部品の欠陥の存在または異常動作に起因する振動現象にそれぞれ対応する複数の振動シグネチャで、エンジンの動作パラメータの関数として予め決められた係数を有する特定の数学関数でそれぞれ定義される振動シグネチャを備えるデータベースと、
ｄ）エンジンの部品の欠陥および異常動作を検出するために、周波数スペクトルにおいて、それぞれ振動シグネチャを定義する数学関数に適合する曲線の点を識別する手段と、
ｅ）振動シグネチャに関連するそれぞれのエンジン部品の欠陥の重大さの程度に対応する所定の振幅値に対して、このように識別された曲線の点に関連付けられた振幅を分析する手段と、
ｆ）１つもしくは複数の振幅値を超える、またはエンジンの部品の異常動作が検出された結果として、振幅値を越えた、または異常動作が検出された振動シグネチャに関連したメッセージを発する手段とを備えることを特徴とするシステムを提供する。

本発明の他の特徴および利点は、非限定的な特徴の実施形態を示した添付図面を参照した以下の説明から明らかになる。

本発明の監視方法の種々のステップを示すフローチャートである。 本発明の監視方法のステップで得られた周波数スペクトルを示す図である。 本発明の監視方法のステップで得られた別の周波数スペクトルを示す図である。

本発明の監視方法およびシステムは、例えば、飛行機またはヘリコプタなどの航空機に装備された任意のタイプのガスタービンエンジンに適用できる。本明細書で説明する例では、特に、２つのロータを有する飛行機のガスタービンエンジンを対象とする。当然、本発明は、２つのロータのエンジンに限定されず、１つまたは複数のロータを有する任意の航空機ガスタービンエンジンンに適用できる。

本発明の監視方法およびシステムは、エンジンの動作時に生じ、エンジン部品（付属機器を含む）の欠陥または異常動作に起因する特定の振動現象を自動的に識別する働きをする。監視される欠陥として、例えば、軸受の転動体の摩耗、（ターボ機械の）ファンのフラッタなどが挙げられる。エンジン部品の異常動作に関しては、例えば、軸受の軌道における軸受の転動体の滑りが挙げられる。

本発明の監視方法およびシステムは、一般にエンジンに取り付けられている（加速度計タイプの）振動センサからの振動信号の分析に依存する。知られている形では、このような振動センサは、信号処理のために、飛行機（例えば、電子機器室）に設置され得るまたは直接エンジンに取り付けられ得るエンジン監視ユニット（ＥＭＵ）に接続される。

図１では、本発明の監視方法は、まず、エンジンの動作時の所定の測定期間Ｔの振動信号Ｓ_ｖで、エンジンおよびその部品の動作状態（すなわち、前記エンジン部品の振動レベル−ステップＥ１０）およびエンジンの動作パラメータまたは飛行パラメータ（ステップＥ２０）を表わす振動信号を取得するステップを含む。

説明する例では、ステップＥ２０で取得されるパラメータは、エンジンの２つのロータの回転速度Ｎ１およびＮ２である。しかしながら、これらのパラメータは、エンジンの他の動作パラメータ（例えば、油温度）または実際の飛行パラメータ（例えば、飛行速度および飛行高度、航空機外部の温度など）とすることができる。

振動信号Ｓ_ｖおよびパラメータが取得される測定期間Ｔは、飛行機の特定の飛行段階（例えば、離陸または着陸）、または飛行機の全飛行、または特定の条件下での実際のエンジンの動作（例えば、フルスロットルまたは巡航中）に対応し得る。したがって、監視は、エンジンが動作するとすぐに連続して行われ得る。

上述したように、振動信号Ｓ_ｖは、エンジンに設置されている加速度計によってもたらされる。信号は、分析のために、飛行機が飛行中または着陸後にＥＭＵに送られて、ＥＭＵのメモリに記憶される。

ステップＥ２０がエンジンのロータの回転速度Ｎ１およびＮ２を取得するステップを含む場合、このステップは振動信号Ｓ_ｖと同期して行われ、例えば、エンジンのロータに取り付けられたタコメータのプローブ（このようなプローブはすでにエンジンにある）からの信号を変換するステップを含むことができる。また、これらの信号もＥＭＵに送られて、ＥＭＵのメモリに記憶される。

次のステップ（Ｅ３０）は、期間Ｔにわたって振動信号Ｓ_ｖの周波数スペクトル（またはスペクトグラム）を確定するステップを含む。知られている方法では、周波数スペクトルは、通常、エンジンのロータの回転速度Ｎ１およびＮ２の関数として、または時間の関数として確定される。

さらに、周波数スペクトルは、フーリエ変換を適用することによって確定され、三次元チャート（時間または回転速度／周波数／振幅）を取得するのに役立つ。図２は、横軸に周波数、縦軸に時間を示した、２つのロータを有する飛行機ガスタービンエンジンの周波数スペクトルの一例を示している。

周波数スペクトルを確定するステップＥ３０は、それ自体は当業者に知られているので、本明細書では詳細に記載しない。このステップは、ＥＭＵの計算ソフトウェアを使用して行われる。

ステップＥ４０では、本発明の監視方法は、予め定義された振動シグネチャに対応する曲線に属する周波数スペクトルの点を識別する。

これらの振動シグネチャのそれぞれは、監視されるエンジンと同じタイプのエンジンの動作時に生じ、少なくとも１つのエンジン部品の欠陥または異常動作に起因する特定の振動現象に対応する。

また、各々の振動シグネチャは、特に、エンジンの動作パラメータ（ロータの回転速度、油温度など）の関数として、任意で、航空機の飛行パラメータ（飛行速度、飛行高度、航空機外部の温度など）の関数として予め決められた係数を有する特定の数学関数Ｆによって定義される。

したがって、振動シグネチャを定義する数学関数Ｆは、多項式関数、指数関数、対数関数などの形にしてもよい。例として、１つの特定の数学関数は、エンジンの回転速度の所定の多項式の組み合わせの形にしてもよい。

振動シグネチャ、特に、対応する数学関数Ｆの係数を求める方法は、以下で詳細に説明する。

ステップＥ４０は、ＥＭＵの計算ソフトウェアを使用して行われる。当業者に知られている計算方法を使用して、ステップＥ４０は、周波数スペクトルにおいて、上述した特定の数学関数で定義された曲線に属し、かつ振動シグネチャに関連付けられた種々の点であって、座標として、確定される周波数スペクトルモデルに応じた周波数、時間、および／またはロータの回転速度を有する点を識別するステップを含む。

図２に示された周波数スペクトルの例では、点Ｐ１は全て所定の特定の数学関数で定義された形状の曲線に属する。点Ｐ２に関しては、これらの点は全て別の所定の特定の数学関数で定義された形状の別の曲線に属する。

したがって、このステップＥ４０は、測定期間Ｔにおいて、１つもしくは複数のエンジン部品に欠陥がある、または異常な（または不良）動作をしているか否かを検出する働きをする。

当然、特定の数学関数で定義された曲線に属する点が識別されるスペクトルの周波数範囲自体は、適切な設定値で調節されてもよい。したがって、特定の数学関数で定義された曲線と周波数がほとんど異ならない座標を有する点（すなわち、所定の値未満）は、前記曲線に属するものと見なされ得る。

さらに、特定の数学関数で定義された各曲線を、前記曲線に属する周波数スペクトルの点が識別される周波数範囲に関連付けることができる。

曲線がエンジン部品の欠陥に起因する振動シグネチャに対応する周波数スペクトルで検出された場合、次のステップ（Ｅ５０）は、所定の振幅値に対してこのような曲線の点に関連付けられた振幅を分析するステップを含む。これらの振幅値は、それぞれ問題の欠陥の重大さの程度に対応する。

この分析ステップは、同様に、ＥＭＵのソフトウェアを使用して行われる。このステップは、当業者に知られている種々の計算方法を使用して行われてもよい。例えば、曲線の各点に関連付けられた振幅が少なくとも１つの所定の閾値と比較されてもよいし、または曲線の点に関連付けられた振幅の平均値が所定の平均閾値と比較されてもよいし、または曲線の点に関連付けられた振幅と所定の閾値との間で標準偏差計算が行われてもよい。

１つまたは複数の振幅値を超えた場合に、振幅値を越えた振動シグネチャに関連したメッセージが発せられる（ステップＥ６０）。

このステップＥ６０はさらに、ステップＥ４０で検出されたエンジン部品の異常動作の結果として、異常動作が検出された振動シグネチャに関連したメッセージを発する。

監視方法が飛行中に実施される場合、このメッセージはその後の分析のためにＥＭＵのメモリに記憶されてもよいし、知られている伝達手段で直接地上に送信されてもよい。

また、任意で、後でエンジンのメンテナンス警告を出すことができるように、一定の飛行中に発せられたメッセージをメモリに記憶することは有利である。特に、エンジンに固有の診断規則を適用して、複数の飛行にわたって、または複数の同じ飛行段階にわたって、またはエンジンが同じ速度で動作している複数の期間にわたって、所与のメッセージが繰り返し発せられた場合に、このようなメンテナンス警告が出される。

したがって、特定の振動現象の変化を経時的に追跡し、事前にメンテナンス警告を発することによって、振動現象の原因となるエンジン部品のいずれの損傷も未然に防ぐことができる。このためには、メンテナンス警告は、当然、メッセージが発せられた振動現象の発生源であるエンジン部品の識別を含む。このようにエンジン部品の機械的健全性を追跡することで、メンテナンス動作が行われるのが必要になるまでのエンジンが動作可能な残り時間を予測することができる。

ターボ機械の軸受の転動体の欠陥を識別するのに適用される例
図３を参照して、軸受の転動体を監視するのに適用される本発明の方法の実施について説明する。この例では、エンジンは、ＣＭＦ５６（Ｒ）型のバイパス２スプール航空ターボ機械であり、監視される軸受はターボ機械の高圧ロータの上流側軸受である。

図３に示されている周波数スペクトルは、横軸が回転速度、縦軸がターボ機械の固定部に取り付けられた加速度計によって得られた振動信号の周波数に相当する。回転速度Ｎ１およびＮ２は、それぞれターボ機械の低圧スプールおよび高圧スプールの回転速度である。

周波数スペクトルは、アイドリングからフルスロットルまでのエンジン動作に対応する期間にわたって確定される。

この例では、２つの振動シグネチャが使用される。これらの振動シグネチャのうちの１つは、軸受の転動体の欠陥に対応し、他方の振動シグネチャは同じ軸受の転動体の異常動作に対応する。

軸受の転動体の異常動作に対応する振動シグネチャは、以下の多項式の組み合わせＦによって定義される：

この振動シグネチャは、図３の曲線Ｃで表わされる。

軸受の転動体の欠陥に対応する振動シグネチャは、正常動作に対して以下の線形関数Ｆ’によって定義される。
Ｆ’＝９．５Ｎ_２

当然、欠陥が異常動作と同時に生じる、例えば、転動体のスポーリングがスリップと組み合わさって生じる場合もある。このようなスポーリングは、異常動作によって生じる場合がある。

周波数スペクトル（横軸が回転速度、縦軸が周波数）の点の全てを考慮するデジタル計算を使用して、スペクトルの点Ｐ３は多項式の組み合わせＦによって定義された振動シグネチャに対応する曲線Ｃに属する（所与の近似内で）ものとして識別される。

曲線Ｃで表わされる数学関数の結果により、振動信号の振幅および関連情報を復元するために、所定の周波数範囲におけるスペクトルを問い合わせすることができる。

周波数範囲に関連するエンジンの速度または時間の範囲にわたってこれらの結果を復元および記憶した後、振幅を所定の閾値と比較するステップが続く。

振動シグネチャを取得する方法
振動シグネチャを取得する方法、特に、前記振動シグネチャに対応する特定の数学関数の種々の係数を確定する方法について説明する。

振動シグネチャは、航空エンジンの所与のファミリー、すなわち、同じ主要特徴を有するエンジンに対して確定される。図３に示された周波数スペクトルの例では、ターボ機械のファミリーは、ＣＦＭ５６（Ｒ）ファミリーである。

また、振動シグネチャは、このファミリーの一部を形成するエンジン部品の形状に応じて決定される。例えば、ターボ機械の軸受の転動体の欠陥を監視する場合、欠陥に関連付けられる振動シグネチャは、特に、転動体の形状、転動体の数および軸受によって支持されるシャフトの回転速度によって決まる。

さらに、部品の形状を使用して、前記振動シグネチャに対応する特定の数学関数の係数を決定するのに種々の方法が使用されることが可能である。

これらの方法の１つが適用できる場合、この方法は、理論計算を実行することによって特定の数学関数の係数を計算するステップを含む。例えば、ターボ機械のシャフト間ローラ軸受の転動体の欠陥を監視する場合、軸受の転動体の欠陥を含む動作に対応する理論的な多項式の組み合わせは以下の通りに表わされるのが知られている：
Ｆ＝［Ｄ（／（２ｄ））×（Ｎ_２−Ｎ_１）×［１−（ｄ／Ｄ）^２］
ここで、Ｄは、軸受の呼び径であり、ｄはローラの直径であり、Ｎ_１およびＮ_２はそれぞれ軸受によって支持されるシャフトの回転速度である。

特定の数学関数の変数を計算するのに使用され得る別の方法は、点検時の事象または開発時の試験からのフィードバックに基づいた経験に依存する。この方法は、本発明の部品の欠陥が識別された場合に、エンジンの振動センサによって収集された振動データを使用するステップを含む。特に、この方法は、概して、エンジン部品の欠陥を含む動作または異常動作に対応する理論計算から始まる必要があり、その後、この計算は経験からのフィードバックを利用して改良され、この数学関数は、場合によっては、例えば、転動体のスリップなどのいくつかの他の現象と組み合わされる。

航空ターボ機械に適用する際、これらの特定の数学関数は、例えば、ターボ機械の以下の欠陥および異常動作の種類に対応することができる。すなわち、ターボ機械ファンのフラッタ、回転するターボ機械の少なくとも１つの回転シャフトを支持する軸受の欠陥、ターボ機械のロータの１つにおける油の偏在の発生、ギア歯の機械的劣化、軸受の転動体のスリップ、部品の亀裂または摩耗などである。

全ての数学関数が識別されると、これらの関数は、特定の振動現象の原因である航空機の部品の欠陥または異常動作に関連付けられる。次に、これらの関数は、ＥＭＵのメモリのデータベースに構成テーブルの形で記憶される。

データベースを利用する利点は、更新可能であるということである。数学関数が記憶されているデータベースを「更新」することで、新規の振動シグネチャに関連付けられた新規の数学関数が構成テーブルに追加され得る、またはすでに存在している数学関数の係数を調整することによって、もしくは数学関数自体を調整することによってテーブルが変更され得ることは理解すべきである。

したがって、エンジンの動作時に生じ、それぞれの特定の振動現象をもたらすエンジン部品の他の欠陥および他の異常動作の種類が引き続いて識別され、対応する振動シグネチャがデータベースに追加されることが可能である。このことで、新規の欠陥および新規の異常動作の種類が識別された時に、新規振動シグネチャをデータベースに追加することでデータベースを充実させることができる。また、データベースを更新するのは、機内でＥＭＵに接続することで直接行われ得るので簡単である。

したがって、本発明の方法は、使用および適応において高い自由度を有する。本発明の方法は、特に、直接航空機に作用することによって、例えば、ＥＭＵを再構成のために工場に戻さなくても、就航時の危機に対応することができる。

Claims (10)

1. 航空機ガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視する方法であって、
   ａ）エンジンの所定の動作期間中に、エンジンおよびその部品の動作状態を表わす振動信号を取得するステップ（Ｅ１０）と、
   ｂ）所定期間にわたって、振動信号の周波数スペクトルを確定するステップ（Ｅ３０）と、
   ｃ）監視されるのと同じタイプの航空エンジンの動作時に発生し、少なくとも１つのエンジンの部品の欠陥または異常動作に起因する振動現象にそれぞれ対応する複数の振動シグネチャで、エンジンの動作パラメータの関数として予め決められた係数を有する特定の数学関数でそれぞれ定義される各振動シグネチャを使用するステップと、
   ｄ）エンジンの部品の欠陥の存在および異常動作を検出するために、周波数スペクトルにおいて、それぞれ振動シグネチャを定義する数学関数に適合する曲線の点を識別するステップ（Ｅ４０）と、
   ｅ）周波数スペクトルにおいて識別され、かつエンジンの部品の欠陥に起因する振動シグネチャに対応する各々の曲線に対して、それぞれ欠陥の重大さの程度に対応する所定の振幅値に対して曲線の点に関連付けられた振幅を分析するステップ（Ｅ５０）と、
   ｆ）１つもしくは複数の振幅値を超える、またはエンジンの部品の異常動作が検出された結果として、振幅値を越えた、または異常動作が検出された振動シグネチャに関連したメッセージを発するステップ（Ｅ６０）とを含むことを特徴とする、方法。
2. 複数の飛行にわたって、または複数の同じ飛行段階にわたって、または同じ速度でのエンジンの複数の動作期間にわたって、同じメッセージが繰り返し発せられた場合にエンジンのメンテナンス警告を出すステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. メンテナンス警告が、メッセージが発せられた原因の振動現象の発生源であるエンジン部品の識別を含む、請求項２に記載の方法。
4. 振動シグネチャを定義する数学関数が、更新可能なデータベースに記憶される、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 周波数スペクトルにおいて識別された所与の曲線の点に関連付けられた振幅の分析が、曲線の各点に関連付けられた振幅を少なくとも１つの所定の閾値と比較するステップ、または曲線の点に関連付けられた振幅の平均値を所定の平均閾値と比較するステップ、または曲線の点に関連付けられた振幅と所定の閾値との間の標準偏差を計算するステップを含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 振動シグネチャを定義する特定の数学関数の係数がさらに、航空機の飛行パラメータおよび／またはエンジン部品の形状の関数として予め決定される、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 振動信号が取得される所定のエンジン動作期間が、特定の飛行段階、全飛行、または特定の速度でのエンジン動作に対応する、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
8. 振動現象を引き起こすエンジン部品の欠陥および異常動作が、エンジンファンのフラッタ、回転するエンジンの少なくとも１つの回転シャフトを支持する軸受の欠陥、エンジンのロータの１つにおける油の偏在の発生、ギア歯の機械的損傷、軸受の転動体のスリップ、部品の亀裂または摩耗に属する、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 航空機ガスタービンエンジンの動作時に生じる振動現象を監視するシステムであって、
   ａ）エンジンの所定の動作期間中に、エンジンおよびその部品の動作状態を表わす振動信号を取得するように動作する手段と、
   ｂ）所定期間にわたって、振動信号の周波数スペクトルを確定するように作動する手段と、
   ｃ）監視されるのと同じタイプの航空エンジンの動作時に発生し、少なくとも１つのエンジンの部品の欠陥または異常動作に起因する振動現象にそれぞれ対応する複数の振動シグネチャで、エンジンの動作パラメータの関数として予め決められた係数を有する特定の数学関数でそれぞれ定義される振動シグネチャを備えるデータベースと、
   ｄ）エンジンの部品の欠陥の存在および異常動作を検出するために、周波数スペクトルにおいて、それぞれ振動シグネチャを定義する数学関数に適合する曲線の点を識別する手段と、
   ｅ）振動シグネチャに関連するそれぞれのエンジン部品の欠陥の重大さの程度に対応する所定の振幅値に対して、このように識別された曲線の点に関連付けられた振幅を分析する手段と、
   ｆ）１つもしくは複数の振幅値を超える、またはエンジンの部品の異常動作が検出された結果として、振幅値を越えた、または異常動作が検出された振動シグネチャに関連したメッセージを発する手段とを備えることを特徴とする、システム。
10. 振動シグネチャを定義する数学関数が記憶されるデータベースが、エンジンまたは航空機の電子監視ユニットのメモリに記録され、更新可能である、請求項９に記載のシステム。

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