JP6176754B2 - 部品を評価する方法 - Google Patents

Description

本発明は、部品を評価する方法に関する。

航空機、航空機エンジン、医療設備、または電力プラントなどの複合システムの運用に適用されるような診断および予測により、システムの個々の部品のサービスおよび余寿命の適合性に関するデータおよび推定値が提供される。複合システムの個々の部品についての信頼性を高めることで、システムプランナは、これらの複合システムをより良好に運用および維持することが可能になる。例えば、航空機に関して、ハードウェアの不具合を早期に検出することは、飛行中の停止、予定外のエンジン取り外し、および／または二次的なハードウェア損傷を防ぐために不可欠である。上記の場合、システムプランナは、全システムのオーバーホールをする必要無しに、メンテナンスをスケジュールしてハードウェアを交換することがより容易になるであろう。

米国特許第８７００３６３号明細書

一態様において、部品を評価する方法は、その部品の危険状態ランクモデル（ＤＲＭ）を表すデータを取得すること、その部品に対するＤＲＭ値を確認すること、その部品に対する累積損傷モデル（ＣＤＭ）を表すデータを取得すること、その部品に対するＣＤＭ値を確認すること、ＤＲＭ値が少なくとも１つの所定のＤＲＭ閾値以上であるかを判断すること、およびＣＤＭ値が少なくとも１つの所定のＣＤＭ閾値以上であるかを判断することにより特徴づけられる。ＤＲＭ値またはＣＤＭ値のいずれかが、少なくとも１つの各閾値以上である場合、その部品に関する動作が発生する。

診断データを収集することができるメンテナンスプロシージャ中の航空機の透視図である。 診断データを収集することができる典型的なガスタービンエンジンの横断面図である。 一組みの損傷部品および非損傷部品に対する危険状態ランクモデルと領域とを示す散布図である。 一組みの部品に対する累積損傷モデルと領域とを示す散布図である。 一組みの損傷部品および非損傷部品に対する累積損傷モデルと危険状態ランクモデルとを示す散布図である。 航空機を評価する方法を示すフローチャートである。

背景技術および以下の説明では、例示目的のために、多くの具体例を記載し、本明細書で説明する技術の完全な理解をもたらす。しかしながら、例示的実施形態は、これらの具体的な詳細無しに実施してもよいことは、本業者には明らかであろう。他の例において、例示的実施形態の説明を容易にするために構造およびデバイスを図に示す。

例示的実施形態は、図面を参照して説明する。これらの図面は、本明細書で説明するモジュール、方法、またはコンピュータプログラム製品を実現する特定の実施形態についてのある詳細を図示する。しかしながら、本図面は、図面内の記載により何らかの限定を課すものと解釈すべきではない。

図１は、本明細書で説明する診断および予測方法の実施形態を実行するデータ・オペレーション・センタ５０に、最終的にデータを送信するメンテナンス作業中の例示的な航空機１０の一実施形態を模式的に示す。航空機１０は、内部に多様な部品を含む１つまたは複数の複合システムを含み、複合システムは、航空機のさまざまな態様に関する。航空機は、１つまたは複数の推進エンジン１２、機体１４に配置されるコックピット１６を有する機体１４、機体１４に直接結合されるか、または、図のように、機体１４から外側に向けて伸びる翼アセンブリ１８により結合される、１つまたは複数の推進エンジン１２を含む。商業用の航空機を示しているが、本発明の実施形態は、例えば、電力プラント、船舶、電車、ビルディング、宇宙船、および本実施形態とは異なる、固定翼、回転翼、ロケット、専用機などを含む航空機を含む、何らかの種類の複合システムで使用することができることを意図する。

航空機１０の適切な動作を可能にする複数の航空機サブシステム２０を航空機１０に含むことができ、さらに、それらの動作を制御するために複数の航空機サブシステム２０に動作可能に結合することができる１つまたは複数のコンピュータもしくは制御器２２を含むことができる。単一の制御器２２のみを示しているが、任意の数の制御器２２を航空機１０に含んでもよいことが意図される。そのような例において、制御器２２はまた、航空機１０の他の制御器と接続することができる。制御器２２は、任意の適切な数の個々のマイクロプロセッサ、電源、ストレージデバイス、インターフェースカード、自動フライトシステム、フライト管理コンピュータ、および他の標準部品を含むか、関連付けてもよい。航空機を適切に動作させるための部品に加え、航空機サブシステム２０は、システムの部品の動作寿命に関するデータを観測、収集、および送信するためのセンサ部品を含むことができる。その場合、データは、１つまたは複数の制御器２２に送信することができる。

制御器２２は、場合によっては正常性管理ユニット（図示せず）を含み、１つまたは複数の通信リンクに通信可能に結合され、航空機１０への、および航空機１０からのデータを転送することができる。通信リンクは、無線通信リンクであってもよく、他のシステムおよびデバイスと無線リンクすることが可能な何らかのさまざまな通信機構としてもよく、これらに限定されないが、パケット無線、衛星アップリンクおよび／またはダウンリンク、ワイヤレス・フィディリティ（ＷｉＦｉ）、ＷｉＭａｘ、Ｂｌｕｅｔｏｏｔｈ （登録商標）、ＺｉｇＢｅｅ、３Ｇ無線信号、符号分割多元接続（ＣＤＭＡ）無線信号、汎ヨーロッパデジタル移動通信システム（ＧＳＭ(登録商標））、４Ｇ無線信号、ロング・ターム・エボリューション（ＬＴＥ）信号、Ｅｔｈｅｒｎｅｔ、またはそれらの任意の組み合わせを含むことができることを意図する。特定の種類またはモードの無線通信は、本発明の実施形態に重要ではなく、後に開発される無線ネットワークも、本発明の実施形態の範囲内であることが確実に意図されることも理解されよう。さらに、通信リンクは、音声、ＡＣＡＲＳ−アナログ、ＡＣＡＲＳ−デジタル、ＳＡＴＣＯＭ、セルラなどを含む１つまたは複数の無線機を含むことができる。通信リンクは、例えば、メンテナンス車両４０を介して、地上観測所で、または衛星（図示せず）などの非地上観測所により、地上制御器またはデータ・オペレーション・センタ５０と、メンテナンス作業員とが通信することを可能にすることができる。

さらに、データを、メンテナンス車両４０を介して、データ・オペレーション・センタ５０に通信する場合を示したが、航空機１０は、通信リンクを使用して、データ・オペレーション・センタ５０と直接通信することができることが理解されるであろう。データ・オペレーション・センタ５０では、コンピューティングシステム（「プロセッサ」と称する」が、通信リンクで航空機１０によって送信されたデータを処理し、航空機部品を評価し、問題を識別するか、または識別された問題を修正するよう、さらなるメンテナンス活動を指示する。プロセッサは、比較的大量の計算機能力および時間を必要とする可能性があり、メンテナンス作業中に、または複数のフライトならびにメンテナンス作業の間に実行される可能性がある。

本発明の実施形態を実施することができる環境の詳細が、本明細書で説明する技術の完全な理解を提供するために記載されることが理解されるだろう。しかしながら、例示的実施形態は、これらの具体的な詳細無しに実施してもよいことは、本業者には明らかであろう。図面は、本明細書で説明するモジュールもしくは方法、またはコンピュータプログラム製品を実現する特定の実施形態についてのある詳細を図示する。しかしながら、本図面は、図面内の記載により何らかの限定を課すものと解釈すべきではない。本方法およびコンピュータプログラム製品は、それらの動作を実現するための、何らかの機械読取り可能メディアで提供してもよい。本実施形態は、既存のコンピュータプロセッサを使用して実現してもよく、または、本目的もしくは他の目的のために組み込まれた特定用途コンピュータプロセッサによって、または配線システムによって実現してもよい。

上記のように、本明細書で説明する実施形態は、そこに格納される機械実行可能命令またはデータを持ち運ぶか、または保持するための機械読取り可能メディアを備えるコンピュータプログラム製品を備えてもよい。そのような機械読取り可能メディアは、任意の利用可能メディアとすることができ、汎用もしくは特定用途コンピュータまたはプロセッサを有する他の機械によってアクセスすることができる。例えば、そのような機械読取り可能メディアは、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ、ＣＤ−ＲＯＭ、もしくは他の光ディスクストレージ、磁気ディスクストレージもしくは他の磁気ストレージデバイス、または機械実行可能命令もしくはデータの形式で所望のプログラムコードを持ち運ぶか、もしくは格納するために使用することができ、汎用もしくは特定用途コンピュータまたはプロセッサを有する他の機械によってアクセスすることができる、他の任意のメディアを備えることができる。ネットワークもしくは他の通信接続（有線、無線、または有線ならびに無線の組み合わせ）で機械に情報が送られる、またはもたらされる場合、機械は、機械読取り可能メディアとしてその接続を適切に閲覧する。したがって、任意のそのような接続は、適切には、機械読取り可能メディアと称される。上記の組み合わせはまた、機械読取り可能メディアの範囲に含まれる。機械実行可能命令は、例えば、命令およびデータを備える。そのような命令およびデータは、汎用コンピュータ、特定用途コンピュータ、または特定用途処理機械に、ある種の機能もしくは機能のグループを実行させる。

実施形態は、プログラムコードなどの、例えば、ネットワーク環境内の機械によって実行されるプログラムモジュールの形式の、機械実行可能命令を含むプログラム製品によって、一実施形態において実施することができる方法ステップの一般的な状況について説明する。一般に、プログラムモジュールは、特定のタスクを実行する技術的効果を有するか、または特定の抽象データ型を実現する、ルーチン、プログラム、オブジェクト、コンポーネント、およびデータ構造などを含む。機械実行可能命令、関連付けられたデータ構造、およびプログラムモジュールは、本明細書で開示される方法のステップを実行するためのプログラムコードの例を表す。そのような実行可能命令または関連付けられたデータ構造の特定のシーケンスは、そのようなステップで説明される関数を実行するための対応する動作の例を表す。

実施形態は、プロセッサを有する１つまたは複数の遠隔コンピュータへの論理接続を使用するネットワーク環境で実施してもよい。論理接続には、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）およびワイドエリアネットワーク（ＷＡＮ）を含むことができ、これらは例示目的であり、限定するものではない。そのようなネットワーク環境は、事務所内もしくは企業内コンピュータネットワーク、イントラネット、およびインターネットにおいて普及しており、さまざまな異なる通信プロトコルを使用することができる。そのようなネットワークコンピューティング環境は、典型的に、多くの種類のコンピュータシステム構成を含み、パーソナルコンピュータ、ハンドヘルドデバイス、マルチプロセッサシステム、マイクロプロセッサ型もしくはプログラム可能家庭用電子機器、ネットワークＰＣ、ミニコンピュータ、およびメインフレームコンピュータなどを含むことが、当業者には明らかである。

実施形態はまた、分散型コンピューティング環境で実施してもよい。そのような環境では、通信ネットワークを介して（有線リンク、無線リンクによって、または有線リンクもしくは無線リンクの組み合わせによって）リンクされたローカルおよび遠隔処理デバイスによってタスクが実行される。分散型コンピューティング環境では、プログラムモジュールは、ローカルメモリストレージデバイスおよび遠隔メモリストレージデバイスの両方に配置してもよい。

データ・オペレーション・センタ５０では、プロセッサがデータを取得および確認し、航空機部品、部品の集合、システムまたはサブシステムを評価し、さらなるメンテナンス活動を指示し、問題を識別するか、または識別された問題を修正することができる。観測、データ収集、診断、および予測の対象である多様な部品を含む複合システムの一例として、航空機１０でのガスタービンエンジン１２を考える。図２を参照すると、航空機用のガスタービンエンジン１２の模式断面図が示される。エンジン１２は、下流の直流関係において、ファン１１４を含むファン部分１１２、ブースタまたは低圧（ＬＰ）コンプレッサ１１６、高圧（ＨＰ）コンプレッサ１１８、燃焼部分１２０、ＨＰタービン１２２、およびＬＰタービン１２４を含む。ＨＰシャフトまたはスプール１２６は、タービン１２２をＨＰコンプレッサ１１８に駆動可能に接続し、ＬＰシャフトまたはスプール１２８は、ＬＰタービン１２４をＬＰコンプレッサ１１６およびファン１１４に駆動可能に接続する。ＨＰタービン１２２は、ロータ１３０の周縁部に取り付けられたタービンブレード１３２を有するＨＰタービンロータ１３０を含む。ブレード１３２は、ブレードプラットフォーム１３４から、放射状外側ブレード先端１３６に、放射状に外側に伸びる。

エンジン１２は、パイロンブラケット１４０で、前後両方のエンジン取付部１４２によって、パイロン１３８に取り付けられると示される。図示したように、パイロン１３８は、航空機翼１４４にさらに固定されるが、機体などの航空機の別の位置に取り付けられてもよい。

エンジン１２は、外側カウル１４６、および内側カウル１４８をさらに含み、それぞれが、飛行中にエンジン１２の内側または外側を通る空気の抵抗を減らすための平滑面を有する。外側カウル１４６は、内側カウル１４８およびエンジン１２の少なくとも一部を取り囲む。パイロン１３８は、分岐壁１５０をさらに備え、分岐壁１５０は、パイロン１３８から内側カウル１４８に向かって部分的に延在し、ギャップ１５２を規定する。

油圧管路、電線、およびバイパス空気管などの多数のコネクタ配管１５４もまた、エンジン１２から分岐壁１５０を通ってパイロン１３８に伸びるものとして示されている。これらの配管１５４は、燃料ポンプおよびフライト・コントロール・コンピュータなどの、動作に必要なサブシステムに、エンジン１２を結合する。

航空機部品のいずれかに近接または結合されるセンサにより、システムの部品の１つまたは複数の感知された物理パラメータに関するデータを観測および生成することができる。例示的な物理パラメータを、これらに限定されないが、圧力、温度、歪みなどの特性の測定値から導出することができる。データは、所与の航空機部品がさまざまなレベルの圧力、温度、歪みなどを受ける時間量またはサイクル回数に関連した測定値を含むことができる。メンテナンス作業の間、観測値は、航空機部品の目視検査から得ることができる。感知データまたは観測データは、ボアサイトシステムなどの電気光学装置の補助またはラジオメトリックシステムもしくはスペクトログラフィックシステムの補助により、またはそれらの補助無しに、目視検査を介して観測値から得ることができる。観測データの前処理は、画像強調または予測アルゴリズムで観測データを処理することを含むことができる。有限要素解析によってもたらされるような処理集約的ルーチンでデータのモデリングをすることで、観測データをさらに向上させることができる。

取得されるデータは、監視された装置に近接するか、または結合されるセンサによるものに限定されないが、気象データ、地理的位置、衛星画像、ならびに予測および診断処理の確度および精度を向上させる他の任意のデータもしくは情報もしくは認識などの環境データを含むことができる。

上記に加え、取得されたデータは、推測データまたは直接測定されないデータとすることができるが、部品またはシステムの物理特性を理解することにより、またはそのことによらずに、１つまたは複数の測定データを使用して推定することができる。一つの非限定的な例では、エンジン内の一部の温度は直接測定することができないが、エンジンサイクル物理特性、および環境パラメータもしくはエンジン・センサ・パラメータを含むことができる他の直接測定されたパラメータを把握することによって推測することができる。

上記のように、データ・オペレーション・センタ５０のプロセッサは、航空機部品の観測状態、条件、または動作環境に関するデータを取得する。データは、例えば、図３における散布図２００に示すようにプロットすることができる。それに応じて、プロセッサは、航空機部品に対する危険状態ランクモデル（ＤＲＭ）２０２を示すデータを取得する。ＤＲＭ２０２は、相対的な観測されたハードウェア危険状態レベルをランク付けし、次いで、複数の航空機部品センサの回帰分析を使用して、最適な伝達関数を判断し、航空機部品に対するハードウェア危険状態を定量化するＤＲＭ値を確認する。例えば、ｘとして示される領域に対して、ＤＲＭ２０２に対するサンプル線形回帰モデルは、ｙ_DRM＝β₀＋β₁ｘの形式とすることができる。モデルは、例えば、通常の最小二乗法などによる回帰分析と共通の方法を使用してデータに適合される。ＤＲＭ２０２から形成された伝達関数は、とりわけ、航空機部品に対する危険状態のレベルが領域（例えば、サイクル）に沿ってどれだけ進んでいるかを予測することができる。

図３は、損傷部品と非損傷部品とを示す組に対する例示的なＤＲＭ２０２対領域２０４を示す。航空機部品に対するＤＲＭ値を示す複数のデータポイントが示され、ｙ軸にプロットされる。非損傷部品と損傷部品との両方が示されており、損傷部品は、その部品が交換する必要がある程度まで損傷していることを確認する部品の目視検査を介して損傷していることが示された航空機部品を示す。ｘ軸の領域２０４は、航空機エンジンが動作している持続時間またはサイクル数（すなわち、エンジンが、開始から、高出力になり、停止するまでとられる回数）などの特性を示す。散布図に示すように、閾値２１０は、所定の閾値を超えるＤＲＭ値を有する航空機部品が損傷部品であることを示すことができるように、事前に定めることができる。図３から分かるように、閾値は、実際の損傷部品と非損傷部品との間を完全に描写しない。かわりに、いくつかの損傷部品が、閾値未満のＤＲＭ値を有し、誤検出となり、いくつかの非損傷部品が閾値を超えるＤＲＭ値を有し、疑陽性となる。

データ・オペレーション・センタ５０のプロセッサはまた、センサから導出することができるような航空機部品を示す物理現象に関するデータを取得する。データは、例えば、図４における散布図３００に示すようにプロットすることができる。それに応じて、プロセッサは、航空機部品に対する累積損傷モデル（ＣＤＭ）３０２を示すデータを取得する。ＣＤＭ３０２は、航空機部品の危険状態を生み出す物理現象を判断し、次いで、データを評価して、航空機部品の相対的なハードウェア危険状態を定量化する。航空機部品の相対的なハードウェア危険状態の値に達するために、ＣＤＭ３０２は、航空機部品の寿命サイクルの物理ベースモデルを使用する。このようにして、ＣＤＭ３０２は、領域上に集められる。例えば、ＣＤＭ３０２は、航空機部品がある重要な温度以上にあった総時間を、エンジンサイクルの関数として示すことができる。

図４は、一組みの部品に対する、例示的ＣＤＭ３０２対領域３０４を示す。ＣＤＭ３０２は、危険状態を引き起こす物理現象を判断し、相対的なハードウェア危険状態を示す。航空機部品に対するＣＤＭ値を示す複数のデータポイントが示され、ｙ軸にプロットされる。ｘ軸の領域３０４は、航空機エンジンが動作している期間またはＣＤＭ３０２を収集するサイクルなどの特性を示す。散布図に示すように、閾値３１０は、所定の閾値を超えるＣＤＭ値を有する航空機部品が損傷部品であることを示すことができるように、事前に定めることができる。

本発明の実施形態によれば、データ・オペレーション・センタ５０でのプロセッサは、ＤＲＭ２０２およびＣＤＭ３０２の２つの別々だが相補的な解析アルゴリズムを組み合わせ、相対的な危険状態を独立して定量化するための方法を実行し、さまざまなガスタービンハードウェア部品の寿命を維持する。ＤＲＭ２０２は、航空機部品について、実際の、観測された危険状態を検出する診断機能である。ＣＤＭ３０２は、実際のエンジン動作に基づいて部品寿命消費を独立して計算する予測機能である。組み合わせることで、ハードウェア部品危険状態の検出能力がさらに向上する。図５は、一組みの損傷部品および非損傷部品に対するＣＤＭ３０２対ＤＲＭ２０２を示す散布図４００である。ＤＲＭ閾値２１０およびＣＤＭ閾値３１０の両方が示される。図５において第２のＤＲＭ閾値４２６および第２のＣＤＭ閾値４２４のように示す追加閾値を、予め決定しておいてもよい。各モデルは、複数の段階的閾値を含んでもよいことが意図される。

ＤＲＭおよびＣＤＭに対する確認値に基づいて、航空機部品は、モデル値とその閾値に対する関係とによって規定されるゾーン内に配置される。部品に対するゾーンに基づいて、プロセッサは、航空機部品ならびにそのＣＤＭ値およびＤＲＭ値に関する動作を生成することができる。例えば、最大臨界閾値ゾーン４１０は、図５では図の右上に位置し、所与の部品に対する値は、ＤＲＭ閾値２１０およびＣＤＭ閾値３１０のそれぞれ両方を超えるであろう。ＤＲＭおよびＣＤＭの両方がそれぞれの閾値２１０および３１０を超えるので航空機部品が臨界閾値ゾーン４１０にあるとプロセッサが判断した場合、プロセッサは、航空機部品の検査、修理、または交換を要求する緊急通知を生成することができる。ＤＲＭ値のみが閾値２１０と一致するか、超える（および航空機部品のモデル値が閾値ゾーン４１４にある）場合、またはＣＤＭ閾値のみが閾値３１０と一致するか、超える（および航空機部品のモデル値が閾値ゾーン４１２にある）場合、プロセッサは、航空機部品の検査、修理、または交換のための通常通知を生成することができる。追加閾値ゾーン４１６、４２０、および４１８は、プロセッサが検査、修理、または交換を要求するある限界内にあると判断した航空機部品を示す。ＣＤＭおよびＤＲＭがサイクルの領域に基づく場合では、これらのゾーンは、検査、修理、または交換のための通知を発する所定数のサイクル内の航空機部品を示す。同様に、航空機部品がいずれの閾値も超過しない（例えば、閾値ゾーン４２２）とプロセッサが判断すると、プロセッサは、メンテナンス動作までのサイクル数をさらに推定し、推定による通知を発行することができる。

図６は、一実施形態による、航空機を評価する方法５００を示すフローチャートである。プロセッサは、ＣＤＭ閾値およびＤＲＭ閾値が方法５００のハードウェア危険状態検出機能を最大にするよう設定される処理において、２つのモデルを統合する。ステップ５１０では、プロセッサは、ＤＲＭを表すデータを取得し、航空機部品に対するＤＲＭ値を確認する。各航空機部品は、部品番号またはシリアル番号などにより、一意に識別される。ステップ５１２では、プロセッサは、ＣＤＭを表すデータを取得し、航空機部品に対するＣＤＭ値を確認する。ステップ５１４で、プロセッサは、航空機部品に対するＤＲＭ値またはＣＤＭ値が、ＤＲＭ閾値またはＣＤＭ閾値内にあるか、ＤＲＭ閾値またはＣＤＭ閾値に接近しているかを判断する。航空機部品に対するＤＲＭ値またはＣＤＭ値がそれぞれの閾値内にない場合、プロセッサは、ステップ５２０で、例えば、エンジンのオペレータが所定の動作、例えば、検査、メンテナンス取り下ろし、または交換をしなければならないであろうエンジン時間またはサイクルとして表される場合の時間を推定する。そうでなければ、ステップ５２２で、プロセッサは、動作が航空機部品に対して要求される可能性のある場合に関する推定値を生成し、データベースに格納する。ステップ５２０または５２２のいずれかに続き、プロセッサは、航空機部品に関する維持時間またはサイクル情報を、ステップ５３０で、航空機プランナまたはメンテナンス要員に送信することができる。

ステップ５１６で、航空機部品のＤＲＭ値またはＣＤＭ値（両方ではない）が各閾値を超えたとプロセッサが判断した場合、プロセッサは、ステップ５２４で、通常の緊急警報を発することができる。ステップ５１８で、航空機部品のＤＲＭ値およびＣＤＭ値がそれぞれ、各閾値を超過したとプロセッサが判断した場合、プロセッサは、ステップ５２６で、緊急警報を発することができる。

ステップ５２４、５２６、または５３０のいずれかに続き、メンテナンス要員は、警報に対して、または残り時間もしくはサイクル情報に対して対応し、ステップ５２８で、航空機部品の推奨処理を実行することができる。どんな新規検査結果も、ステップ５３２で、航空機部品番号により格納される。プロセッサは、検査情報を受信し、その情報を、ステップ５３４で、フィードバック機構として使用する。ＤＲＭ値、ＣＤＭ値、および航空機部品の損傷量の目視検査判断の結果を含むフィードバックを生成および監視することに基づいて、プロセッサは、モデル（すなわち、ＤＲＭおよびＣＤＭ）および動作を生成するために使用される閾値を向上することができる。

上記の方法は、追加または代替の非限定ステップを含んでもよい。本方法への代替または追加ステップの１つの非限定例では、プロセッサは、１つまたは複数の投票アルゴリズムを実行し、ＣＤＭおよびＤＲＭの結果を、疑陽性または陰性の確率が低い特定の動作に統合するステップを含む。別の非限定例では、融合ＣＤＭ／ＤＲＭモデルの開発、生成、または実装を含む。そのような融合モデルでは、プロセッサは、ＣＤＭを支える物理知識とＤＲＭを支える実験データの発見とを融合し、単一融合モデルを生成する。

上記の実施形態は、取得したデータに基づいて前記部品の状態を診断および予見することによって、航空機部品を評価する。その場合、得られた検出能力は、エンジン診断を強化し、ハードウェア危険状態を定量化し、場合によっては、エンジンの使用時間（ＴＯＷ）を改善するために使用される。

上記の実施形態の技術的効果は、本方法が、予定外のエンジン取り外しによる乱れを減らし、二次的なハードウェア損傷による追加費用の発生を防ぎ、エンジンオーバーホール間のＴＯＷを改善する、より高速の決定サポートを含む。さらに、本方法の実施形態は、危険状態レベルが所定の危険状態閾値未満であるエンジンに対する航空機検査負担を低減する。

本方法は、航空機の顧客とサービス提供者とに、運航中の全航空機をより良好に管理し、維持するための重要な知識をもたらす。予定外のエンジン取り外しを減らし、エンジンオーバーホール間の時間を増やすことにより、エンジンの利用可能率が向上し、動作コストが低減し、将来的な危険状態およびオーバーホールの長期予測を改善することを可能にし、それにより、複数年のサービス計画についてリスクを減らす。

本明細書は本発明を開示するため、および、あらゆるデバイスまたはシステムを製作し、ならびに使用し、およびあらゆる組込方法を実行することを含む任意の当業者が本発明を実施することを可能にするための例を用いる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。

１０ 航空機
１２ エンジン
１４ 機体
１６ コックピット
１８ 翼アセンブリ
２０ 航空機サブシステム
２２ 制御器
４０ メンテナンス車両
５０ データ・オペレーション・センタ
１１２ ファン部分
１１４ ファン
１１６ ブースタまたは低圧（ＬＰ）コンプレッサ
１１８ 高圧（ＨＰ）コンプレッサ
１２０ 燃焼部分
１２２ ＨＰタービン
１２４ ＬＰタービン
１２６ ＨＰシャフトまたはスプール
１２８ ＬＰシャフトまたはスプール
１３０ ＨＰタービンロータ
１３２ タービンブレード
１３４ ブレードプラットフォーム
１３６ ブレード先端
１３８ パイロン
１４０ パイロンブラケット
１４２ エンジン取付部
１４４ 航空機翼
１４６ 外側カウル
１４８ 内側カウル
１５０ 分岐壁
１５２ ギャップ
１５４ コネクタ配管
２００ 散布図
２０２ 危険状態ランクモデル（ＤＲＭ）
２０４ 領域
２１０ ＤＲＭ閾値
３００ 散布図
３０２ 累積損傷モデル（ＣＤＭ）
３０４ 領域
３１０ ＣＤＭ閾値
４００ 散布図
４１０、４１２、４１４、４１６、４１８、４２０、４２２ 閾値ゾーン
４２４ 第２のＣＤＭ閾値
４２６ 第２のＤＲＭ閾値
５００ 方法
５１０ ステップ
５１２ ステップ
５１４ ステップ
５１６ ステップ
５１８ ステップ
５２０ ステップ
５２２ ステップ
５２４ ステップ
５２６ ステップ
５２８ ステップ
５３０ ステップ
５３２ ステップ
５３４ ステップ

Claims (13)

1. 部品を評価する方法であって、
   （ａ）前記部品の危険状態ランクモデル（ＤＲＭ）（２０２）を表すデータを取得するステップと、
   （ｂ）前記部品に対するＤＲＭ値を確認するステップと、
   （ｃ）前記部品に対する累積損傷モデル（ＣＤＭ）（３０２）を表すデータを取得するステップと、
   （ｄ）前記部品に対するＣＤＭ値を確認するステップと、
   （ｅ）前記ＤＲＭ値が少なくとも１つの所定のＤＲＭ閾値（４２６）以上であるかを判断するステップと、
   （ｆ）前記ＣＤＭ値が少なくとも１つの所定のＣＤＭ閾値（４２４）以上であるかを判断するステップと、
   （ｇ）前記ＤＲＭ値または前記ＣＤＭ値が前記少なくとも１つの各閾値以上である場合に、前記部品に関連する動作を生成するステップと、
   （ｈ）複数の部品についてステップ（ａ）〜（ｇ）を繰り返すステップと、
   （ｇ）ＤＲＭ値とＣＤＭ値の散布図に各部品を示すステップと、
   により特徴づけられる、方法。
2. 前期部品が航空機部品であり、
   前記生成された動作が、通知、検査、注意、交換、または修理の少なくとも１つを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記ＤＲＭ値および前記ＣＤＭ値の両方が、前記少なくとも１つの各閾値以上である場合、前記生成された動作の緊急度を上げる、請求項２に記載の方法。
4. 前記ＤＲＭ値および前記ＣＤＭ値の両方が、前記少なくとも１つの各閾値以上である場合、前記部品の修理または交換を要求し、
   前期部品が前記少なくとも１つの各閾値以下である場合、メンテナンス動作までのサイクル数を推定し、推定による通知を発行する、請求項１乃至３のいずれかに記載の方法。
5. 前記ＤＲＭ値を確認するステップが、前記部品の観測に少なくとも部分的に基づく、請求項１乃至４のいずれかに記載の方法。
6. 前記観測が、前記部品の目視検査、写真、ラジオメトリック、または他の観察の少なくとも１つを含む、請求項５に記載の方法。
7. 前記観測が、少なくとも１つの環境測定値を含む、請求項５または６に記載の方法。
8. 前記観測が、少なくとも１つの、測定されていないが、推定された測定値を含む、請求項５乃至７のいずれかに記載の方法。
9. 前記ＣＤＭ値を確認するステップが、前記部品と関連付けられた、物理パラメータの測定、または有限要素解析、または予測アルゴリズムの少なくとも一部に基づく、請求項１乃至８のいずれかに記載の方法。
10. 前記物理パラメータが、温度、圧力、時間、サイクル、気象、および環境データの少なくとも１つを含む、請求項９に記載の方法。
11. 前記ＤＲＭ（２０２）および前記ＣＤＭ（３０２）を改善することができるフィードバック（５３４）を生成および監視するステップをさらに備える、請求項１乃至１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記散布図に複数のＤＲＭ閾値と複数のＣＤＭ閾値が表示され、
    前記部品が、前記ＤＲＭ値および前記ＣＤＭ値の両方に基づいて、修理または交換を必要とする場合を予測するステップをさらに備える、請求項１乃至１１のいずれかに記載の方法。
13. 前記ＤＲＭ（２０２）が、回帰モデルを含む、請求項１乃至１２のいずれかに記載の方法。