JP4111869B2 - 航空機エンジンのロータへの損傷を検知するための方法およびシステム - Google Patents

Description

本発明は、航空機エンジンのロータへの損傷を検知することに関する。

民間航空では、法規により、航空機エンジンの振動を監視することが要求されている。このような監視は、一般に加速度計を用いて行われる。

各加速度計によって送達された信号は、最初に、低圧ステージおよび高圧ステージでのロータの回転速度に応じてそこから周波数成分を抽出するために処理される。これらの成分の振幅が、リアルタイムでコクピットへ送達され、それに続く処理のために、あるキー値が保管される。一般に、所定の安定化条件下で測定されるとき、一飛行当たり５から１０の値が保管される。

不運なことに、収集されたデータの量が少ないために事象が検知されずに、たとえば翼（ブレード）の断裂などによって航空機エンジンのロータの損傷が起こることがある。

したがって、現在、航空機エンジンのロータへの損傷を誤差なく検知することを可能にするシステムに対する必要性が存在している。

欧州特許出願公開第１１１８９２０号明細書 米国特許第６０９８０２２号明細書 米国特許第４４３５７７０号明細書 米国特許第４４５３４０７号明細書 米国特許第５２５８９２３号明細書 米国特許第６２６３７３８号明細書

本発明の目的は、エンジンの正確な動作および航空機の安全性を保証するために、航空機エンジンのロータへの損傷を検知する方法を提供することである。

別の目的は、問題のタイプに応じて整備チームを設けることができるように、できる限り速い良い診断を提供することである。

さらに別の目的は、予防的な整備を提供することである。

これらの目的は、所定の飛行中にロータ速度、およびロータ振動の振幅および位相に関するデータを得るために振動および速度を測定するための手段を備える、航空機エンジンのロータへの損傷を検知する方法であって、
前記得られたデータを読み込むステップと、
前記得られたデータを基にして所定のロータ速度範囲にわたって平均振動ベクトルを計算するステップと、
前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の平均振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間のベクトル差を計算するステップと、
前記ベクトル差の絶対値（ｍｏｄｕｌｕｓ）を事前に決定した閾値と比較するステップと、
前記ベクトル差の絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとを含むことを特徴とし、前記得られたデータを読み込むステップ、平均振動ベクトルを計算するステップ、ベクトル差を計算するステップ、比較するステップ、警告信号を発するステップが、前記所定の飛行が完了した後行われる方法によって達成される。

本発明の検知方法はまた、
前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間の第２のベクトル差を計算するステップと、
各振動ベクトルに関連する前記第２のベクトル差の絶対値を計算して、最大絶対値を選択するステップと、
前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するステップと、
前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとを含む。

同様に、本発明の検知方法はまた、
前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと前記所定の飛行の平均振動ベクトルの間の第３のベクトル差を計算するステップと、
各振動ベクトルに関連する前記第３のベクトル差に対する絶対値を計算して、最大絶対値を選択するステップと、
前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するステップと、
前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとをさらに含む。

本発明の第１の特徴によれば、基準飛行は、前記所定の飛行に先行する飛行に対応している。

本発明の第２の特徴によれば、基準飛行は、標準的な基準エンジンに関連する飛行に対応している。

有利には、本発明の方法は、前記ベクトル差の絶対値または最大絶対値が、前記事前に決定した閾値を超過しないときはいつでも、前記所定の飛行のデータから前記基準飛行の平均ベクトルを更新するステップをさらに含む。

前記所定のロータ速度範囲の振幅は、ロータの公称速度の１％から１０％の値に対応している。

前記閾値は、振動検知手段の位置に応じて決定され、および千分の２インチ（２ミル）から５ミルの間の値に対応している。

本発明の別の目的は、上記で定義した方法を実施することを可能にする、航空機エンジンのロータの損傷を検知するためのシステムを提供することである。

この目的は、所定の飛行中、ロータの速度に関する、またロータ振動の振幅および位相に関するデータを得るための振動測定手段および速度測定手段を備える、航空機エンジンのロータへの損傷を検知するためのシステムであって、
前記得られたデータを読み込むための手段と、
ロータ速度に応じて振動ベクトルを計算するための手段と、
前記得られたデータを基にして複数のロータ速度範囲を計算するための手段と、
前記得られたデータを基にして所定のロータ速度範囲にわたって平均振動ベクトルを計算するための手段と、
前記ロータ速度範囲に対して前記所定の飛行の平均振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間のベクトル差を計算するための手段と、
前記ベクトル差の絶対値を事前に決定した閾値と比較するための手段と、
前記ベクトル差の絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するための手段と、
前記所定の飛行が完了した後、データを処理することを可能にするために、ロータの振動の速度、振幅および位相に関する前記データを保管するための保管手段とを備えるシステムによって達成される。

本発明の検知システムはまた、
前記ロータ速度範囲に対して前記所定の飛行の各振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間の第２のベクトル差を計算するための手段と、
各振動ベクトルに関連する前記第２のベクトル差に対する絶対値を計算し、最大絶対値を選択するための手段と、
前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するための手段と、
前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発する手段とを備えてもよい。

同様に、本発明の検知システムはまた、
前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと前記所定の飛行の平均振動ベクトルの間の第３のベクトル差を計算するための手段と、
各振動ベクトルに関連する前記第３のベクトル差の絶対値を計算して、最大絶対値を選択するための手段と、
前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するための手段と、
前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発する手段とを備えてもよい。

本発明の検知システムは、エンジンの半径方向平面内の振動を測定するための少なくとも１つの手段を備える。

本発明はまた、第１のロータリディスクに嵌合された圧縮機と、第２のロータリディスクに嵌合されたタービンを備え、上記で定義した検知システムを実施する航空機エンジンを提供する。

好ましい実施形態では、検知システムは、前記第１のロータリディスクの１つにある第１の振動測定手段と、前記第２のロータリディスクにある第２の振動測定手段とを備える。

本発明はまた、コンピュータによって実行されるとき、上記で定義された方法を実施するように設計されているコンピュータプログラムを提供する。

限定されない例を用いて示された以下の説明を読み、添付図面を参照すると、本発明をより良く理解することができよう。

図１は、航空機エンジン、より具体的にはターボジェットエンジンの一部分を示している。ターボジェットエンジンは、燃料の連続的な燃焼を確実にするために圧縮空気の流れを燃焼室３に供給する、低圧圧縮機１および高圧圧縮機２を備える。高圧および高温の燃焼生成物が、ノズル（図示せず）を通って高速で流出する。高温の圧縮された燃焼生成物からエネルギーの一部を抽出し、それを機械的エネルギーに変換するタービン４によって、圧縮機が駆動される。

各圧縮機は、ケーシング７とともに、回転部分、すなわち「ロータ」５および静止部分、すなわち「ステータ」６を備える。ロータは、複数のディスクを互いに組み付けることによって構成されたドラムを備え、前記ディスクは、それに固定された動翼８を有する。ステータは、ケーシング７に固定することができる複数の静翼の列によって構成されている。

タービン４は、１つまたは複数のステージを備え、各ステージは、ディスク上に固定された１組の静翼９ａおよび１組の動翼９ｂで構成されている。

動作中、様々な翼は、空気力学的な力を受ける。また、動翼８および９ｂは、回転速度の２乗に比例する遠心力を受ける。したがって、翼および翼のディスクへの取付点は、最も厳しい動作条件に対して寸法付けられている。

翼がいくらかストリップ状であるため、翼の形状、翼の寸法および翼のディスクへの固定方法に依存する共振周波数で翼が振動することがある。

このような振動は、翼の後縁を始点とする伴流によって、ロータが極度にバランスを崩した場合にロータから発生する機械的力によって、または空気力学的不安定性によって励起されることがある。その結果、持続する振動によって、１つまたは複数の翼の破壊または損失が生じることがある。

このようにして、回転部品へのある種の損傷によって、対応するロータのバランスの突然の変化に至り、その結果振動に至ることがある。

一般に、エンジン振動は、加速度計やその他の振動センサによって監視される。各センサはエンジンの半径方向平面内で互いに対して角度の付いた、好ましくは９０°の角度の付いた２つの加速度計を備えてもよい。センサは、タービン４を覆うケーシング７上に、圧縮機１および２の一方の上に、または圧縮機の間に配置されてもよい。本質的には、監視される運動ディスクに面して振動センサを配置することが好ましい。

図１は、圧縮機２と同じ高さにある第１の振動センサ１２ａ、およびタービン４と同じ高さにある第２の振動センサ１２ｂを概略的に示している。振動センサの数は任意であり、その位置は様々にすることができる。

従来の方式では、各振動センサまたは各測定手段は、圧縮機またはタービンの機械的振動を表す電気信号を送達する。信号は、増幅され、フィルタリングされた後、アナログデジタル変換器によってデジタルデータに変換され、デジタル解析される。

また、速度センサ１６が、圧縮機に付随するロータの回転速度を測定する。タービンに付随するロータの回転速度を測定する別の速度センサ（図示せず）もまた存在する。

図１に極めて概略的に示すように、本発明の損傷検知システムは、インターフェースユニット２３を従来の方式で備えるデータ処理システム２２を備え、インターフェースユニット２３は、センサからデジタルデータを受信し、前記データをメモリユニット２５内へ転送して、中央プロセッサユニット２４によるデータ処理を可能にする。プロセッサシステムはまた、たとえばコクピット内に配置された、スクリーンおよび／またはプリンタにも接続される。

本発明によれば、図２Ａ〜２Ｃは、メモリユニット２５によって飛行中に保管されたデータレコードの例を示している。このようにして、メモリユニット２５は、飛行後に処理するためにロータ振動の速度、振幅および位相に関するデータを保管するための保管手段を構成している。

図２Ａの例は、ロータの速度Ｎ（ｔ）が、秒（ｓ）単位の時間に応じてどのように変動するかを示すプロット３２である。この例では、速度が公称速度に対して正規化され、百分率（％）の形態で与えられている。

振動ｖ（ｔ）は、その振幅Ａ（ｔ）すなわち平衡位置からの最大離脱量によって、およびその位相ψ（ｔ）によって特徴付けられている。すなわち、振幅は、この場合マイクロメートル（μｍ）またはミル単位で表現される長さの寸法を有し、位相は、ラジアンまたは度（°）で表現することができる。一般に、振動は、絶対値Ａ（ｔ）およびラジアン単位の偏角ψ（ｔ）を有し、ｖ（ｔ）＝Ａ（ｔ）ｅｘｐ（ｉψ（ｔ））の形態の複素変数として表現される。

したがって、振動は、ある所与の瞬間で、振幅によって、および位相または角度によって定義される。図２Ｂおよび２Ｃは、所定の飛行中に記録された振動に対する振幅および位相をそれぞれプロットしている。

図２Ｂは、ミル単位の振幅Ａ（ｔ）が、秒単位の時間に応じてどのように変化するかを示している。第１の曲線３４ａは、第１の振動センサ１２ａによって測定されたデータを表す振幅Ａ１（ｔ）をプロットしている。第２の曲線３４ｂは、第２の振動センサ１２ｂによって測定されたデータを表す振幅Ａ２（ｔ）をプロットしている。

図２Ｃは、角度単位での位相ψ（ｔ）が、秒単位での時間に応じてどのように変化するかを示している。第１の曲線３６ａは、第１の振動センサ１２ａによって測定されたデータを表す位相ψ１（ｔ）をプロットしている。第２の曲線３６ｂは、第２の振動センサ１２ｂによって測定されたデータを表す位相ψ２（ｔ）をプロットしている。

一例として、図２Ａから２Ｃのデータ取得速度は、１秒当たり１取得に対応している。

図３から９Ｂは、航空機エンジンのロータへの損傷を検知するための本発明の方法を示している。

図３は、所定の飛行後のこの検知方法を示すフローチャートである。プロセス（図１も参照）は、処理システムの２２のメモリ２５内に保管されたプログラムを使用して実施される。プロセスは、飛行中にメモリ２５内に保管されたようなロータの速度および振動に関するデータを読み込むことによって開始される（ステップ１０）。

すなわち、各飛行の終わりに、中央ユニットが、様々な測定手段によって得られた、ロータの回転速度に関するデータ（図２Ａ）、および各振動の振幅および位相に関するデータ（図２Ｂおよび２Ｃ）を、必要に応じて読み込む。

ステップ２０では、所与の瞬間ｔ＿でのロータの振動が、前記振動の前記瞬間ｔ＿での振幅Ａ（ｔ）および位相ψ（ｔ）によって定義された振動ベクトルＶによって表される。

図４は、第１および第２のセンサによってそれぞれ取り出し、極座標でプロットしたときの、所与の瞬間での振動ベクトルＶ１およびＶ２を示す図である。ベクトルＶ１およびＶ２の長さは、その絶対値Ａ１およびＡ２に比例しており、各ベクトルが主軸となす角度は、その位相ψ１およびψ２にそれぞれ対応している。

ステップ３０では（図５も参照）、各振動センサから来る振動ベクトルが、ロータ速度の関数としてパラメータ化される。その後、ロータの速度スペクトルが、複数の速度「等級」または範囲に再分割され、その結果振動ベクトルがこれらの範囲でソートされる。

再分割は、必ずしも規則的である必要はなく、速度範囲の振幅は、ロータの定常速度の１％から１０％の範囲であってよい。高速度のロータでは、振動がより大きく、したがって翼を損失するリスクがより大きいため、再分割を精細にすることが好ましい。たとえば、８０％から１１０％の正規化されたロータ速度に対して、１％の振幅を有する再分割または範囲を使用することが適切である。

また、低い速度では再分割範囲のサイズを拡大し、速度スペクトルの下端を除去すらして、データ処理時間の過負荷およびメモリの過負荷を避けることが有利である。たとえば、８０％未満の正規化されたロータ速度に対して再分割を２％以上にし、２０％以下の部分を除去することができる。

図５は、センサのうちの１つから決定され、ロータの正規化された速度の関数としてプロットされたスペクトル振幅（ミル単位での）の分布の例を示している。この例では、ロータ速度スペクトルは、２０％から１００％の公称速度の全範囲にわたって、２％の振幅をそれぞれ有する範囲に再分割される。

ステップ４０では、各速度範囲に対して、および各センサに対して平均振動ベクトル＜Ｖ＞が計算される。

図６Ａは、所与の速度範囲に対して第１のセンサによって決定された振動ベクトルのデカルト座標を表す点群を示す散布図である。特に、この図は、公称速度の８０％から８２％の速度範囲に対する振動ベクトルを示している。所与の範囲での平均ベクトル＜Ｖ１＞を定義するベクトル平均は、点群の重心を計算することによって決定することができる。ベクトル座標を表す点の数が少ない場合、これらの点を考慮しないことが、より良い解析のために好ましいことが観察されよう。

同様にして、図６Ｂは、第２のセンサから決定された振動ベクトルのデカルト座標を、所与の速度範囲でのそれらの平均ベクトル＜Ｖ２＞とともに示している。

ステップ５０では、各速度範囲および各センサを表す平均ベクトルが、メモリ内に保管される。

ステップ５０を始まりとして、これらのベクトルの変動の様子が、ステップ６１から８１によって、および／またはステップ６２から８２によって解析される。

このようにして、ステップ６１では、各速度範囲に対して、および各センサに対して、本質的に同じ速度範囲に対して、基準飛行の平均ベクトル＜Ｖ１ｄ＞と所定の飛行の平均ベクトルの間のベクトル差Ｄが計算される。基準飛行の様々な速度範囲を表す平均ベクトル＜Ｖ１ｄ＞が、事前にプロセッサシステム２２のメモリ２５（図１参照）内に保管されることに注意されたい。

基準飛行は、所定の飛行に先行する飛行に対応してもよい。基準飛行はまた、たとえばテストエンジンなどの、標準または基準エンジンに関連する飛行に対応してもよい。

図７Ａは、メモリ内に保管された第１のセンサに関するデータを基にした、たとえば先行する飛行などの基準飛行の平均ベクトル＜Ｖ１ｄ＞と、所定の飛行、すなわち最終の飛行の平均ベクトル＜Ｖ１＞の間のベクトル差Ｄ１の計算値を示している。同様に、図７Ｂは、第２のセンサに関する計算されたベクトル差Ｄ２を示している。

ステップ６１で計算したときのベクトル差が基準平均ベクトルの座標の周囲の限界領域から逸脱しているとき、ロータは損傷を受けている、たとえば翼が破損していると診断することができる。

図８は、その中心が基準平均ベクトル＜Ｖｄ＞の座標を有し、その半径が検知器の位置に応じて事前に決定した値を有する円を示している。したがって、ベクトル差が、円Ｃによって定義された範囲から逸脱している場合、ロータが損傷を受けているとみなすことができる。選択基準を簡単にするために、ベクトル差の絶対値を計算して、それを事前に決定した閾値と比較することが可能である。

したがって、ステップ７１では、各ベクトル差Ｄの、すなわち各速度範囲に対する、絶対値ｄ＿が、計算される。その後、これらの絶対値がステップ８１でメモリ内に保管される。

続いて、ステップ９０で、ベクトル差の絶対値ｄ＿が、事前に決定した閾値と比較される。この閾値は、たとえば２ミルから５ミルの範囲にある値に対応してもよい。

振動センサは、アンバランスなタービンに対するよりも、アンバランスな圧縮機に対する感受性が高い。また、振動センサの感受性は、エンジン速度にも依存する。

一例として、センサの感受性は、約２００センチメートルグラム／ミル（ｃｍ．ｇ／ｍｉｌ）から３００ｃｍ．ｇ／ｍｉｌの範囲にわたって変動する。すなわち、約２００ｃｍ．ｇのモーメントを有するアンバランスは、１ミルの振幅を有する振動に対応する。

一般に、破損した翼は、約２０００ｃｍ．ｇのアンバランスの上昇を与える。したがって、残留アンバランスが通常ある場合、およびセンサの感受性が異なる場合、翼が断裂することは、２ミルから５ミルへ振動振幅が変化することに対応する。閾値に対する振動の範囲は、エンジンのモデルに応じて様々であることに注意されたい。

ベクトルの統計的分散を計算するためのプロセスを、ステップ６２から８２を参照にして以下で説明する。すなわち、ステップ６２で（図９Ａおよび９Ｂも参照）、各ベクトルのベクトル標準偏差が、所定の速度範囲にわたってステップ３０で以前に定義されたように計算される。すなわち、前記速度範囲では、所定の飛行の（ステップ３０で定義されたような）各振動ベクトルＤ１またはＤ２と、基準飛行の（以前にメモリ内に保管された）平均振動ベクトル＜Ｖ１ｄ＞または＜Ｖ２ｄ＞との間のベクトル差が、所与のロータ速度の範囲にわたって計算される。

ステップ６２で、所定の飛行の（ステップ３０で定義されたような）各振動ベクトルと、所定の飛行の（ステップ５０でメモリ内に保管された）平均振動ベクトル＜Ｖ１ｄ＞または＜Ｖ２ｄ＞の間のベクトル差を、所与のロータ速度範囲で計算することも可能であることに注意されたい。

次に、ステップ７２で、各振動ベクトルに関連するベクトル差の絶対値が計算され、最大絶対値ｄｍａｘ１またはｄｍａｘ２が決定される。その後、所定の速度範囲に関連する最大絶対値、すなわち最も大きい絶対値、または２つしかない場合大きい方の絶対値が、ステップ８２でメモリ内に保管される。

その後、ステップ９０で、所定の速度範囲に対する最大絶対値が、事前に決定した閾値と比較される。

最大絶対値（ステップ８２でメモリ内に保管された）またはベクトル差絶対値（ステップ８１でメモリ内に保管された）が、事前に決定した閾値を超過したとき、整備員に注意するためにコクピットスクリーン上またはプリンタ上で警告信号が発せられる。そのとき、エンジンを再始動させる前に、エンジンを適切に調査する必要がある。

また、ベクトル差の絶対値または最大絶対値が、事前に決定した閾値を超過しないとき、参照飛行の平均ベクトルが、所定の飛行によるデータを用いて更新され、それによってエンジンの通常の老化を追跡する。

航空機の着陸後、ロータ速度および振動に関するデータを可動な記憶媒体に保管することによって、地上のコンピュータによってデータを処理することを可能にすることを考えることも可能である。

上記のステップを含み、所定の飛行後に実施される、航空機エンジン内のロータへの損傷の検知方法は、ほとんど重要でないこの種の問題にパイロットがわずらわされないことで、特に有利である。別の利点は、航空機の搭載処理システムが過負荷にならないということである。

このようにして、図３の方法と類似の方法を用いて飛行中のロータの損傷を検知することが、完全に可能である。

図１０に示したフローチャートのステップは図３のステップと類似であるが、ただしこのプロセスは、ロータの速度およびロータ振動の振幅および位相に関するデータをリアルタイムで読み込むステップ１１０で始まる。ステップ１２０では、振動が、所定のロータ速度範囲に対して定義された（ステップ１３０）ベクトルによって表される。しかし、ステップ１４０では、所定の速度範囲での平均振動ベクトルの座標が、ステップ１１０で得られた部分的なデータを基にして計算される。したがって、平均ベクトルに次のデータを与えることによって、飛行の過程にわたって平均ベクトルを変動させることができる。ステップ１５０では、計算された各平均ベクトルが、メモリ内に保管され、おそらく同じ速度範囲に対して前に保管された平均ベクトルと置き換えられる。他のすべてのステップは、図３で上記に示したものと同様である。

ロータ損傷を検知するための本発明のシステムの図を含む、航空機ターボジェットエンジンの図である。 本発明のメモリユニットによって飛行中に保管された、速度に関するデータの記録を示す図である。 本発明のメモリユニットによって飛行中に保管された、振幅に関するデータの記録を示す図である。 本発明のメモリユニットによって飛行中に保管された、位相に関するデータの記録を示す図である。 航空機エンジンのロータへの損傷を検知するための本発明の方法を示すフローチャートである。 図３の方法における振動ベクトルの図である。 図３の方法における速度に応じた振動ベクトルの振幅のプロットである。 図３の方法における所与の速度範囲にわたる、振動ベクトルおよびその平均ベクトルのデカルト座標を示す散布図である。 図３の方法における所与の速度範囲にわたる、振動ベクトルおよびその平均ベクトルのデカルト座標を示す散布図である。 図３の方法における、基準飛行の平均ベクトルと所定の飛行の平均ベクトルの間のベクトル差を示す図である。 図３の方法における、基準飛行の平均ベクトルと所定の飛行の平均ベクトルの間のベクトル差を示す図である。 図３の方法における閾値の範囲を定義する円を示す図である。 図３の方法における、基準飛行の平均ベクトルと所定の飛行の平均ベクトルの間のベクトル差を示す図である。 図３の方法における、基準飛行の平均ベクトルと所定の飛行の平均ベクトルの間のベクトル差を示す図である。 飛行中の航空機エンジンのロータへの損傷を検知するための本発明の方法を示すフローチャートである。

符号の説明

１ 低圧圧縮機
２ 高圧圧縮機
３ 燃焼室
４ タービン
５ ロータ
６ ステータ
７ ケーシング
８、９ｂ 動翼
９ａ 静翼
１０、２０、３０、４０、５０、６１、６２、７１、７２、８１、８２、９０、１１０、１２０、１３０、１４０、１５０ ステップ
１２ａ、１２ｂ 振動センサ
１６ 速度センサ
２２ データ処理システム
２３ インターフェースユニット
２４ 中央プロセッサユニット
２５ メモリユニット
Ａ（ｔ） 振幅
ｔ＿ 瞬間
ψ（ｔ） 位相
Ｖ、Ｖ１、Ｖ２ 振動ベクトル

Claims (14)

1. 所定の飛行中にロータ速度、およびロータ振動の振幅および位相に関するデータを得るために振動および速度を測定するための手段を備える、航空機エンジンのロータへの損傷を検知する方法であって、
   前記得られたデータを読み込むステップと、
   ロータ速度の変動範囲を複数のロータ速度範囲に分割するステップと、
   前記得られたデータに基づいて、ロータの公称速度の１％から１０％の値に相当する所定のロータ速度範囲に関して平均振動ベクトルを計算するステップと、
   前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の平均振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルとの間のベクトル差を計算するステップと、
   前記ベクトル差の絶対値を事前に決定した閾値と比較するステップと、
   前記ベクトル差の絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとを含むこと、および、
   前記各ステップが、前記所定の飛行が完了した後で実行されることを特徴とする方法。
2. 前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間の第２のベクトル差を計算するステップと、
   各振動ベクトルに関連する前記第２のベクトル差の絶対値を計算して、最大絶対値を選択するステップと、
   前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するステップと、
   前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとをさらに含むことを特徴とする請求項１に記載の検知方法。
3. 前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと前記所定の飛行の平均振動ベクトルの間の第３のベクトル差を計算するステップと、
   各振動ベクトルに関連する前記第３のベクトル差に対する絶対値を計算して、最大絶対値を選択するステップと、
   前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するステップと、
   前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するステップとをさらに含むことを特徴とする請求項１に記載の検知方法。
4. 前記基準飛行が、前記所定の飛行に先行する飛行に対応していることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の検知方法。
5. 前記基準飛行が、標準的な、基準エンジンに関連する飛行に対応していることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の検知方法。
6. 前記ベクトル差の絶対値または最大絶対値が、前記事前に決定した閾値を超過しないときはいつでも、前記所定の飛行のデータから前記基準飛行の平均ベクトルを更新するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の検知方法。
7. 前記閾値が、振動検知手段の位置に応じて決定され、２ミルから５ミルの間の値に対応していることを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の検知方法。
8. 所定の飛行中、ロータの速度に関する、またロータ振動の振幅および位相に関するデータを得るための振動測定手段および速度測定手段を備える、航空機エンジンのロータへの損傷を検知するためのシステムであって、
   前記得られたデータを読み込むための手段と、
   ロータ速度に応じて振動ベクトルを計算するための手段と、
   ロータ速度の変動範囲を複数のロータ速度範囲に分割する手段と、
   前記得られたデータに基づいて複数のロータ速度範囲を計算するための手段と、
   前記得られたデータに基づいて、ロータの公称速度の１％から１０％の値に相当する所定のロータ速度範囲に関して平均振動ベクトルを計算するための手段と、
   前記ロータ速度範囲に対して前記所定の飛行の平均振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルとの間のベクトル差を計算するための手段と、
   前記ベクトル差の絶対値を事前に決定した閾値と比較するための手段と、
   前記ベクトル差の絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発するための手段と、
   前記所定の飛行が完了した後、データを処理することを可能にするために、ロータの振動の速度、振幅および位相に関する前記データを保管するための保管手段とを備えることを特徴とするシステム。
9. 前記ロータ速度範囲に対して前記所定の飛行の各振動ベクトルと基準飛行の平均振動ベクトルの間の第２のベクトル差を計算するための手段と、
   各振動ベクトルに関連する前記第２のベクトル差に対する絶対値を計算し、最大絶対値を選択するための手段と、
   前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するための手段と、
   前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発する手段とをさらに備えることを特徴とする請求項８に記載の検知システム。
10. 前記ロータ速度範囲に対して、前記所定の飛行の各振動ベクトルと前記所定の飛行の平均振動ベクトルの間の第３のベクトル差を計算するための手段と、
    各振動ベクトルに関連する前記第３のベクトル差の絶対値を計算して、最大絶対値を選択するための手段と、
    前記最大絶対値を前記事前に決定した閾値と比較するための手段と、
    前記最大絶対値が前記事前に決定した閾値を超過したとき、警告信号を発する手段とをさらに備えることを特徴とする請求項８に記載の検知システム。
11. エンジンの半径方向平面内の振動を測定するための少なくとも１つの手段を備えることを特徴とする請求項８から１０のいずれか一項に記載の検知システム。
12. 第１のロータリディスクに嵌合された圧縮機と、第２のロータリディスクに嵌合されたタービンとを備え、請求項８から１１のいずれか一項に記載の検知システムを備えることを特徴とする航空機エンジン。
13. 前記検知システムが、前記第１のロータリディスクのうちの１つにある第１の振動測定手段と、前記第２のロータリディスクにある第２の振動測定手段とを備えることを特徴とする請求項１２に記載の航空機エンジン。
14. コンピュータによって実行されるとき、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法を実施するように設計されていることを特徴とするコンピュータプログラム。

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