JPH11124099A - 加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法 - Google Patents
加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法Info
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- JPH11124099A JPH11124099A JP10190269A JP19026998A JPH11124099A JP H11124099 A JPH11124099 A JP H11124099A JP 10190269 A JP10190269 A JP 10190269A JP 19026998 A JP19026998 A JP 19026998A JP H11124099 A JPH11124099 A JP H11124099A
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- B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
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- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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- F16H57/00—General details of gearing
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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- Control Of Transmission Device (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプタ
の動力伝達装置を監視する方法を開示すること。 【解決手段】 本方法は、加速度センサから信号ｓ
（ｔ）を取り出す段階と、事前に濾波され、サンプリン
グされた信号のヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）］を計
算する段階と、濾波され、サンプリングされた信号Ｔ’
lm（ｉ）を実数部として有し、濾波され、サンプリング
された信号Ｔ’lm（ｉ）の上記ヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’
lm（ｉ）］を虚数部として有する複素信号Ｃlm（ｉ）を
定義する段階と、複素信号Ｃlm（ｉ）の位相と基準位相
Ｐ（ｉ）＋Ｐ0 との差によって与えられる位相信号ＦＣ
（ｉ）を計算する段階と、位相信号ＦＣ（ｉ）の分散Ｖ
を計算する段階と、分散Ｖを少なくとも一つの所定閾値
ＴＨ１と比較する段階と、分散Ｖが閾値ＴＨ１を越える
場合には、警報信号を発生する段階とを含んでいる。
の動力伝達装置を監視する方法を開示すること。 【解決手段】 本方法は、加速度センサから信号ｓ
（ｔ）を取り出す段階と、事前に濾波され、サンプリン
グされた信号のヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）］を計
算する段階と、濾波され、サンプリングされた信号Ｔ’
lm（ｉ）を実数部として有し、濾波され、サンプリング
された信号Ｔ’lm（ｉ）の上記ヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’
lm（ｉ）］を虚数部として有する複素信号Ｃlm（ｉ）を
定義する段階と、複素信号Ｃlm（ｉ）の位相と基準位相
Ｐ（ｉ）＋Ｐ0 との差によって与えられる位相信号ＦＣ
（ｉ）を計算する段階と、位相信号ＦＣ（ｉ）の分散Ｖ
を計算する段階と、分散Ｖを少なくとも一つの所定閾値
ＴＨ１と比較する段階と、分散Ｖが閾値ＴＨ１を越える
場合には、警報信号を発生する段階とを含んでいる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は加速度センサを備え
た乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法
に関する。
た乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法
に関する。
【０００２】
【従来の技術】よく知られている通り、ヘリコプターの
伝動部材は、その如何なる欠陥、又は初期不全状態をも
直ちに検出して、飛行中の事故を防ぐよう、常に監視さ
れなければならない。この目的のため、伝動組立体は加
速度センサを備え、このセンサからの信号を処理して、
伝動組立体の欠陥が何であるかを決定している。しか
し、欠陥検出センサからの信号処理に当たって、現在使
用されている方法は、大きな災害事故に至る十分前に欠
陥を確定するのには、十分な感度を持ち合わせていな
い。
伝動部材は、その如何なる欠陥、又は初期不全状態をも
直ちに検出して、飛行中の事故を防ぐよう、常に監視さ
れなければならない。この目的のため、伝動組立体は加
速度センサを備え、このセンサからの信号を処理して、
伝動組立体の欠陥が何であるかを決定している。しか
し、欠陥検出センサからの信号処理に当たって、現在使
用されている方法は、大きな災害事故に至る十分前に欠
陥を確定するのには、十分な感度を持ち合わせていな
い。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の目的
は、事故に繋がるかもしれない如何なる欠陥、又は不全
状態に関して、信頼の置ける事前検出を確保する監視方
法を提供することにある。
は、事故に繋がるかもしれない如何なる欠陥、又は不全
状態に関して、信頼の置ける事前検出を確保する監視方
法を提供することにある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、加速度
センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を
監視する方法が提供され、この方法は、 ａ）加速度センサから信号を取り出す段階と、 ｂ）この信号のヒルベルト変換を計算する段階と、 ｃ）実数部として上記信号を、虚数部として上記信号の
ヒルベルト変換を有する複素信号を定義する段階と、 ｄ）この複素信号の位相と、基準位相との差を計算し
て、位相信号を得る段階と、 ｅ）この位相信号の変動性を計算して変動性信号を得る
段階と、 ｆ）この変動性信号を少なくとも第１の所定閾値と比較
する段階とを含むことを特徴としている。
センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を
監視する方法が提供され、この方法は、 ａ）加速度センサから信号を取り出す段階と、 ｂ）この信号のヒルベルト変換を計算する段階と、 ｃ）実数部として上記信号を、虚数部として上記信号の
ヒルベルト変換を有する複素信号を定義する段階と、 ｄ）この複素信号の位相と、基準位相との差を計算し
て、位相信号を得る段階と、 ｅ）この位相信号の変動性を計算して変動性信号を得る
段階と、 ｆ）この変動性信号を少なくとも第１の所定閾値と比較
する段階とを含むことを特徴としている。
【０００５】
【発明の実施の形態】以下、本発明による幾つかの具体
例について、添付図面を参照して本発明を説明するが、
本発明はこの具体例によって何らの限定を受けるもので
はない。図１及び図２は、本発明に適切なヘリコプター
１００の構成部材の概略を示す図である。
例について、添付図面を参照して本発明を説明するが、
本発明はこの具体例によって何らの限定を受けるもので
はない。図１及び図２は、本発明に適切なヘリコプター
１００の構成部材の概略を示す図である。
【０００６】詳細には、このヘリコプター１００は、第
１エンジン１０１、第２エンジン１０２、及び第３エン
ジン１０３を含んでいる。この第１エンジン１０１は、
第１、第２、及び第３の各レデューサ（径違い歯車手
段）１０５〜１０７を含む第１動力伝達ライン１０４に
よって、主歯車装置１０９の入力歯車１０８に接続され
る。また、第２エンジン１０２は、第４、第５、及び第
６の各レデューサ１１２〜１１４を含む第２動力伝達ラ
イン１１１によって、入力歯車１０８に接続される。更
に、第３エンジン１０３は、第７、第８、及び第９の各
レデューサ１１７〜１１９を含む第３動力伝達ライン１
１６によって、入力歯車１０８に接続される。入力歯車
１０８は、主歯車装置１０９の一部を構成すると共に、
６個の遊星歯車１２３と、中心（ｓｕｎ）歯車１２４を
含む遊星レデューサ１２２によって、ヘリコプター１０
０のロータ１２１に接続される。また、入力歯車１０８
は第１動力伝達ライン１０４に接続された第４動力伝達
ライン１２５によって、参照番号１２６によって概略図
示したアクセサリボックスに接続する共に、尾部ロータ
１３４に接続する第５動力伝達ライン１３０に接続す
る。この第５ラインは動力取り出し歯車１３１、中間継
ぎ手１３５〜１３７、中間ギアボックス１３９、尾部ギ
アボックス１４０を含んでいる。
１エンジン１０１、第２エンジン１０２、及び第３エン
ジン１０３を含んでいる。この第１エンジン１０１は、
第１、第２、及び第３の各レデューサ（径違い歯車手
段）１０５〜１０７を含む第１動力伝達ライン１０４に
よって、主歯車装置１０９の入力歯車１０８に接続され
る。また、第２エンジン１０２は、第４、第５、及び第
６の各レデューサ１１２〜１１４を含む第２動力伝達ラ
イン１１１によって、入力歯車１０８に接続される。更
に、第３エンジン１０３は、第７、第８、及び第９の各
レデューサ１１７〜１１９を含む第３動力伝達ライン１
１６によって、入力歯車１０８に接続される。入力歯車
１０８は、主歯車装置１０９の一部を構成すると共に、
６個の遊星歯車１２３と、中心（ｓｕｎ）歯車１２４を
含む遊星レデューサ１２２によって、ヘリコプター１０
０のロータ１２１に接続される。また、入力歯車１０８
は第１動力伝達ライン１０４に接続された第４動力伝達
ライン１２５によって、参照番号１２６によって概略図
示したアクセサリボックスに接続する共に、尾部ロータ
１３４に接続する第５動力伝達ライン１３０に接続す
る。この第５ラインは動力取り出し歯車１３１、中間継
ぎ手１３５〜１３７、中間ギアボックス１３９、尾部ギ
アボックス１４０を含んでいる。
【０００７】図２は、以下の表Ｉに示す１５個の加速度
センサ１〜１５、及び減速段近くに設けた２個の方位セ
ンサ１６、１７を示している。
センサ１〜１５、及び減速段近くに設けた２個の方位セ
ンサ１６、１７を示している。
【表１】
【０００８】また、ヘリコプター１００は、各センサか
らの信号をサンプリングし、ディジタル信号に変換する
インタフェース装置１５１を介して、各センサ１〜１７
に接続されるデータ処理装置１５０を含み、このデータ
処理装置１５０はデータメモリ１５２、事象メモリ１５
３、及び演算処理装置１５４に接続される。以下に述べ
る監視方法は、加速度センサ１〜７、１２、及び１３か
らの信号を分析することによって、飛行中に起こる問
題、特に、機械的問題、トルク伝達問題、クラックを含
む構造上の問題、及び信号の位相変調問題等の検出に必
要な手段を講ずる。これら全ての場合（問題）におい
て、分析される信号の少なくとも一つは、以下に述べる
監視方法によって検出可能なピーク値を含んでいる。
らの信号をサンプリングし、ディジタル信号に変換する
インタフェース装置１５１を介して、各センサ１〜１７
に接続されるデータ処理装置１５０を含み、このデータ
処理装置１５０はデータメモリ１５２、事象メモリ１５
３、及び演算処理装置１５４に接続される。以下に述べ
る監視方法は、加速度センサ１〜７、１２、及び１３か
らの信号を分析することによって、飛行中に起こる問
題、特に、機械的問題、トルク伝達問題、クラックを含
む構造上の問題、及び信号の位相変調問題等の検出に必
要な手段を講ずる。これら全ての場合（問題）におい
て、分析される信号の少なくとも一つは、以下に述べる
監視方法によって検出可能なピーク値を含んでいる。
【０００９】この監視方法は、当該センサによって監視
されるレデューサに接続されているシャフトに関する方
位センサ（即ち、加速度センサ１〜７に対する方位セン
サ１６、及び加速度センサ１２、１３に対する方位セン
サ１７）から供給される信号ｓ１（ｔ）を用いて、それ
ぞれの場合において考えられる加速度センサ１〜７又は
１２、１３の何れかによって供給される信号ｓ（ｔ）を
処理するのに必要な手段を講じる。信号ｓ（ｔ）は、
（当該センサに関連するシャフトの回転周波数に関係す
る）振動性の信号であって、ランダムなノイズ、並びに
近傍に在るその他の回転部材に関連するノイズの影響を
受ける。
されるレデューサに接続されているシャフトに関する方
位センサ（即ち、加速度センサ１〜７に対する方位セン
サ１６、及び加速度センサ１２、１３に対する方位セン
サ１７）から供給される信号ｓ１（ｔ）を用いて、それ
ぞれの場合において考えられる加速度センサ１〜７又は
１２、１３の何れかによって供給される信号ｓ（ｔ）を
処理するのに必要な手段を講じる。信号ｓ（ｔ）は、
（当該センサに関連するシャフトの回転周波数に関係す
る）振動性の信号であって、ランダムなノイズ、並びに
近傍に在るその他の回転部材に関連するノイズの影響を
受ける。
【００１０】更に明確には、図３に関して、この監視方
法は、変数Ｆ（図５に関して後述する）を第１の所定
値、例えば０に設定する初期段階（ブロック２０）を含
んでいる。次いで、信号ｓ（ｔ）及び信号ｓ１（ｔ）を
取得したら（ブロック２１）、方位センサ信号ｓ１
（ｔ）の周波数と、記憶されている係数ＫＴとの乗算に
よってサンプリング周波数ＦＳを計算する。この係数Ｋ
Ｔは二つの素整数間の比に等しく、特に方位センサシャ
フトと、当該センサが監視するシャフトとの間の動力伝
達比と相関を持っている。従って、得られたサンプリン
グ周波数ＦＳは、方位センサ周波数と相関を持ち、被監
視シャフトの各回転に対する信号ｓ（ｔ）の正確にＮＪ
個の点（ＮＪは２の「べき」である）を供給する周波数
である。
法は、変数Ｆ（図５に関して後述する）を第１の所定
値、例えば０に設定する初期段階（ブロック２０）を含
んでいる。次いで、信号ｓ（ｔ）及び信号ｓ１（ｔ）を
取得したら（ブロック２１）、方位センサ信号ｓ１
（ｔ）の周波数と、記憶されている係数ＫＴとの乗算に
よってサンプリング周波数ＦＳを計算する。この係数Ｋ
Ｔは二つの素整数間の比に等しく、特に方位センサシャ
フトと、当該センサが監視するシャフトとの間の動力伝
達比と相関を持っている。従って、得られたサンプリン
グ周波数ＦＳは、方位センサ周波数と相関を持ち、被監
視シャフトの各回転に対する信号ｓ（ｔ）の正確にＮＪ
個の点（ＮＪは２の「べき」である）を供給する周波数
である。
【００１１】次いで、ランダムなノイズ及び非同期性の
周期性成分を除去し、”ｉ”によって示されるサンプル
数によって定義される濾波済信号Ｔlm（ｉ）を得るた
め、信号ｓ（ｔ）をインタフェース装置１５１を介して
周波数ＦＳに於いてサンプリング処理し、濾波処理を施
す（ブロック２２）。信号ｓ（ｔ）は、図４に図示の一
連の処理段階を用いてサンプリング及び濾波処理するの
が好ましい。この点ついては詳しく後述する。
周期性成分を除去し、”ｉ”によって示されるサンプル
数によって定義される濾波済信号Ｔlm（ｉ）を得るた
め、信号ｓ（ｔ）をインタフェース装置１５１を介して
周波数ＦＳに於いてサンプリング処理し、濾波処理を施
す（ブロック２２）。信号ｓ（ｔ）は、図４に図示の一
連の処理段階を用いてサンプリング及び濾波処理するの
が好ましい。この点ついては詳しく後述する。
【００１２】信号Ｔlm（ｉ）は、濾波後平均信号Ｔ’lm
（ｉ）を得るため、歯車噛み合わせ周波数(gear meshin
g frequency)に中心を置く帯域通過フィルタを用いて更
に濾波される（ブロック２４）。次いで、信号Ｔ’
lm（ｉ）のヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）］を計算し
（ブロック２５）、次式によって信号Ｔ’lm（ｉ）に関
する複素信号Ｃlm（ｉ）を計算する（ブロック２６）。
（ｉ）を得るため、歯車噛み合わせ周波数(gear meshin
g frequency)に中心を置く帯域通過フィルタを用いて更
に濾波される（ブロック２４）。次いで、信号Ｔ’
lm（ｉ）のヒルベルト変換Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）］を計算し
（ブロック２５）、次式によって信号Ｔ’lm（ｉ）に関
する複素信号Ｃlm（ｉ）を計算する（ブロック２６）。
【数２】
【００１３】こうして、信号Ｃlm（ｉ）の初期位相Ｐ0
が決定され、記憶され（ブロック２７）、次式によって
瞬時位相Ｐ（ｉ）が決定され、記憶される（ブロック２
８）。
が決定され、記憶され（ブロック２７）、次式によって
瞬時位相Ｐ（ｉ）が決定され、記憶される（ブロック２
８）。
【数３】 ここで、Ｚは歯車の歯数である。
【００１４】次に、複素信号Ｃlm（ｉ）の位相ＦＣ
（ｉ）が次式によって計算される（ブロック２９）。
（ｉ）が次式によって計算される（ブロック２９）。
【数４】 ここで、ａｒｇ［Ｃlm（ｉ）］は、ａｒｃｔｇ｛Ｔ’lm
（ｉ）／Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）｝として定義される複素数Ｃ
lm（ｉ）の偏角であり、Ｐ（ｉ）及びＰ0 は前に計算し
た位相値である。
（ｉ）／Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）｝として定義される複素数Ｃ
lm（ｉ）の偏角であり、Ｐ（ｉ）及びＰ0 は前に計算し
た位相値である。
【００１５】次に、信号ＦＣ（ｉ）の分散Ｖを計算し
（ブロック３０）、その結果の値Ｖを中央処理装置１５
０が二つの閾値ＴＨ１、ＴＨ２（ＴＨ１＜ＴＨ２）と比
較し、必要に応じて警報信号を発生する（ブロック３
１）。この警報発生手続きについては、後で図５を参照
して詳しく述べる。次いで、ブロック３１からブロック
２１に戻り、信号ｓ（ｔ）の次の部分の監視を継続す
る。
（ブロック３０）、その結果の値Ｖを中央処理装置１５
０が二つの閾値ＴＨ１、ＴＨ２（ＴＨ１＜ＴＨ２）と比
較し、必要に応じて警報信号を発生する（ブロック３
１）。この警報発生手続きについては、後で図５を参照
して詳しく述べる。次いで、ブロック３１からブロック
２１に戻り、信号ｓ（ｔ）の次の部分の監視を継続す
る。
【００１６】ブロック２２のサンプリング及び濾波処理
は、以下で、図４を参照して説明する方法を用いて実行
するのが都合良い。先ず初めに、回転カウンタｌを１に
設定する（ブロック４１）。次に、当該センサ、それぞ
れのシャフト、及び各ｌ番目の回転に関する同期振動の
時系列を表すＮＪの点、即ちサンプルＴl （ｉ）を得る
ため、信号ｓ（ｔ）を前に定義した周波数ＦＳでサンプ
リングする（ブロック４２）。
は、以下で、図４を参照して説明する方法を用いて実行
するのが都合良い。先ず初めに、回転カウンタｌを１に
設定する（ブロック４１）。次に、当該センサ、それぞ
れのシャフト、及び各ｌ番目の回転に関する同期振動の
時系列を表すＮＪの点、即ちサンプルＴl （ｉ）を得る
ため、信号ｓ（ｔ）を前に定義した周波数ＦＳでサンプ
リングする（ブロック４２）。
【００１７】次に、カウンタの値ｌが所定値Ｋ１より小
さい又は等しいかを決定される（ブロック４３）。そし
て、もしカウンタの値ｌがＫ１より小さい又は等しい場
合（被監視シャフトの回転に対応するＫ１より少ない繰
り返し動作、即ちブロック４３のＹＥＳ出力）は、次式
によりｌ番目回転時に取ったサンプルの和Δd を計算し
て、信号の有効性を決定する（ブロック４７）。
さい又は等しいかを決定される（ブロック４３）。そし
て、もしカウンタの値ｌがＫ１より小さい又は等しい場
合（被監視シャフトの回転に対応するＫ１より少ない繰
り返し動作、即ちブロック４３のＹＥＳ出力）は、次式
によりｌ番目回転時に取ったサンプルの和Δd を計算し
て、信号の有効性を決定する（ブロック４７）。
【数５】
【００１８】更に、次式によって、制限値Δl が計算さ
れる（ブロック４８）。
れる（ブロック４８）。
【数６】 ここで、ＦＳＶはボトム−スケール値、Ｋ２は１以下の
所定定数である。次いで、計算された和Δd が制限値Δ
l より小さいかを判定するためにチェックが行われる
（ブロック４９）。否定応答の場合（ブロック４９のＮ
Ｏ出力）は、信号が存在していると考え、カウンタｌの
値を増加させ（ブロック５０）、次の回転に関するさら
に別のＮＪ個の点を得るため、ブロック５０からブロッ
ク４２に立ち返る。これとは反対（ブロック４９のＹＥ
Ｓ出力）の場合は、信号は存在しないと考え、警報信号
を発生させ（ブロック５１）、代替えセンサ（例えば、
センサ４及び５に対するセンサ６）が有るか、否かをチ
ェックする（ブロック５２）。肯定応答の場合（ブロッ
ク５２のＹＥＳ出力）は、ブロック５２は図３のブロッ
ク２１に戻り、代替えセンサについて上記手続きを繰り
返す。代替えセンサがない場合、又は代替えセンサによ
っても収束性が得られない場合（ブロック５２のＮＯ出
力）は、手続きが中断される。
所定定数である。次いで、計算された和Δd が制限値Δ
l より小さいかを判定するためにチェックが行われる
（ブロック４９）。否定応答の場合（ブロック４９のＮ
Ｏ出力）は、信号が存在していると考え、カウンタｌの
値を増加させ（ブロック５０）、次の回転に関するさら
に別のＮＪ個の点を得るため、ブロック５０からブロッ
ク４２に立ち返る。これとは反対（ブロック４９のＹＥ
Ｓ出力）の場合は、信号は存在しないと考え、警報信号
を発生させ（ブロック５１）、代替えセンサ（例えば、
センサ４及び５に対するセンサ６）が有るか、否かをチ
ェックする（ブロック５２）。肯定応答の場合（ブロッ
ク５２のＹＥＳ出力）は、ブロック５２は図３のブロッ
ク２１に戻り、代替えセンサについて上記手続きを繰り
返す。代替えセンサがない場合、又は代替えセンサによ
っても収束性が得られない場合（ブロック５２のＮＯ出
力）は、手続きが中断される。
【００１９】逆に、カウンタｌがＫ１より大きい場合
（被監視シャフトの回転に対応するＫ１より多い繰り返
し動作、即ちブロック４３のＮＯ出力）は、ブロック４
３からブロック５５に進んで、ブロック２２で計算した
濾波済信号を定義する平均隣接同期時系列Ｔlm（ｉ）を
次式に従って計算する。
（被監視シャフトの回転に対応するＫ１より多い繰り返
し動作、即ちブロック４３のＮＯ出力）は、ブロック４
３からブロック５５に進んで、ブロック２２で計算した
濾波済信号を定義する平均隣接同期時系列Ｔlm（ｉ）を
次式に従って計算する。
【数７】 即ち、考えられるｌ回転に関する各サンプルＴl （ｉ）
の平均値が計算される。
の平均値が計算される。
【００２０】次いで、平均化過程の収束性は、収束値Δ
を計算することによって判定される。この収束値Δは、
次式にしたがって、各サンプルの現在の平均値と、その
前の回転（距離４）に関して計算した平均値との差の絶
対値を、全サンプルに関して加算して総和を求め、この
総和を、考えられる前の回転（距離４）に関する平均サ
ンプルの総和で割ることによって得られる（ブロック５
６）。
を計算することによって判定される。この収束値Δは、
次式にしたがって、各サンプルの現在の平均値と、その
前の回転（距離４）に関して計算した平均値との差の絶
対値を、全サンプルに関して加算して総和を求め、この
総和を、考えられる前の回転（距離４）に関する平均サ
ンプルの総和で割ることによって得られる（ブロック５
６）。
【数８】 ここで、Ｔlm（ｉ）はｌ番目の繰り返しのｉ番目のサン
プルを示し、Ｔlm-4（ｉ）はｌ−４番目の繰り返しのｉ
番目のサンプルを表す。
プルを示し、Ｔlm-4（ｉ）はｌ−４番目の繰り返しのｉ
番目のサンプルを表す。
【００２１】次に、上記計算によって得られた収束値Δ
が、所定の最小許容収束値ΔC より小さい又は等しいか
を判定するためにチェックする（ブロック５７）。肯定
応答の場合は、収束過程が中断され、ブロック５７から
メインプログラム（図３のブロック２３）に戻る。逆の
場合は、平均化過程が、既に所定の最大回数Ｌ回行われ
たかを判定するためのチェックがなされる（ブロック５
９）。繰り返し（回転）カウンタｌのカウントがＬより
少なければ（ＮＯ出力）、カウンタが増加（ブロック５
０）され、上記の動作が繰り返される。これとは逆（Ｙ
ＥＳ出力）の場合には、ブロック５１〜５２に関して述
べたように、警報信号を発生し、可能であれば代替えセ
ンサによる手続きの繰り返しが行われる。
が、所定の最小許容収束値ΔC より小さい又は等しいか
を判定するためにチェックする（ブロック５７）。肯定
応答の場合は、収束過程が中断され、ブロック５７から
メインプログラム（図３のブロック２３）に戻る。逆の
場合は、平均化過程が、既に所定の最大回数Ｌ回行われ
たかを判定するためのチェックがなされる（ブロック５
９）。繰り返し（回転）カウンタｌのカウントがＬより
少なければ（ＮＯ出力）、カウンタが増加（ブロック５
０）され、上記の動作が繰り返される。これとは逆（Ｙ
ＥＳ出力）の場合には、ブロック５１〜５２に関して述
べたように、警報信号を発生し、可能であれば代替えセ
ンサによる手続きの繰り返しが行われる。
【００２２】図３のブロック３１に於ける閾値比較及び
警報発生段階は、好都合には、図５を参照して以下に述
べるように行われる。先ず初めに、分散Ｖを第１閾値Ｔ
Ｈ１と比較する（ブロック６０）。もし、Ｖ＜ＴＨ１な
らば（ＹＥＳ出力）、ブロック６０は図３のブロック２
１に進み、サンプルの次のグループに関して監視を継続
する。逆に、分散Ｖが閾値ＴＨ１を越えるようであれば
（ブロック６０のＮＯ出力）、この事象は事象メモリ１
５３に記憶され（ブロック６２）、分散Ｖは第２閾値Ｔ
Ｈ２と比較される（ブロック６４）。もし、Ｖ＜ＴＨ２
であれば（ブロック６４のＹＥＳ出力）、変数Ｆ（閾値
ＴＨ２を既に越えたか否かを記憶するために、図３のブ
ロック２０に於いて初期化される）は第１所定値、図の
例では０に設定（又は確認）され（ブロック６６）、ブ
ロック６６から図３のブロック２１に戻って、サンプル
の次のグループに関して引き続き監視する。逆の場合
（ブロック６４のＮＯ出力）は、事象は事象メモリ１５
３に記憶され（ブロック６８）、変数Ｆの値が決定され
る（ブロック７０）。特に、変数Ｆが第１所定値であれ
ば（ブロック７０のＹＥＳ出力）、変数Ｆが第２所定
値、例えば１に設定され（ブロック７２）、ブロック７
２から図３のブロック２１に戻り、サンプルの次のグル
ープに関して引き続き監視する。逆に、変数Ｆが第２所
定値にある、即ち既に閾値ＴＨ２を越えている場合（ブ
ロック７０のＮＯ出力）、パイロット警報信号が発生さ
れ（ブロック７４）、変数Ｆは再度、第１所定値に設定
され（ブロック７６）、次いでブロック７６から図３の
ブロック２１に戻り、次のサンプルに関する監視を継続
する。
警報発生段階は、好都合には、図５を参照して以下に述
べるように行われる。先ず初めに、分散Ｖを第１閾値Ｔ
Ｈ１と比較する（ブロック６０）。もし、Ｖ＜ＴＨ１な
らば（ＹＥＳ出力）、ブロック６０は図３のブロック２
１に進み、サンプルの次のグループに関して監視を継続
する。逆に、分散Ｖが閾値ＴＨ１を越えるようであれば
（ブロック６０のＮＯ出力）、この事象は事象メモリ１
５３に記憶され（ブロック６２）、分散Ｖは第２閾値Ｔ
Ｈ２と比較される（ブロック６４）。もし、Ｖ＜ＴＨ２
であれば（ブロック６４のＹＥＳ出力）、変数Ｆ（閾値
ＴＨ２を既に越えたか否かを記憶するために、図３のブ
ロック２０に於いて初期化される）は第１所定値、図の
例では０に設定（又は確認）され（ブロック６６）、ブ
ロック６６から図３のブロック２１に戻って、サンプル
の次のグループに関して引き続き監視する。逆の場合
（ブロック６４のＮＯ出力）は、事象は事象メモリ１５
３に記憶され（ブロック６８）、変数Ｆの値が決定され
る（ブロック７０）。特に、変数Ｆが第１所定値であれ
ば（ブロック７０のＹＥＳ出力）、変数Ｆが第２所定
値、例えば１に設定され（ブロック７２）、ブロック７
２から図３のブロック２１に戻り、サンプルの次のグル
ープに関して引き続き監視する。逆に、変数Ｆが第２所
定値にある、即ち既に閾値ＴＨ２を越えている場合（ブ
ロック７０のＮＯ出力）、パイロット警報信号が発生さ
れ（ブロック７４）、変数Ｆは再度、第１所定値に設定
され（ブロック７６）、次いでブロック７６から図３の
ブロック２１に戻り、次のサンプルに関する監視を継続
する。
【００２３】以上述べてきた方法の利点は次の通りであ
る。特に、装備した種々のセンサを同時制御することに
よって、ヘリコプターの異なる構造部分を瞬間、瞬間に
監視することが可能となり、動力伝達装置の回転部分の
摩耗に起因する機械的問題を初期の段階で検出すること
ができるようにする。また、上記方法は、構造レベル
で、急激な事故のもととなる、厳しいストレスを受ける
ヘリコプター部品に発生するクラックを検出することも
できるようにする。
る。特に、装備した種々のセンサを同時制御することに
よって、ヘリコプターの異なる構造部分を瞬間、瞬間に
監視することが可能となり、動力伝達装置の回転部分の
摩耗に起因する機械的問題を初期の段階で検出すること
ができるようにする。また、上記方法は、構造レベル
で、急激な事故のもととなる、厳しいストレスを受ける
ヘリコプター部品に発生するクラックを検出することも
できるようにする。
【００２４】最後に、信号処理レベルで、本発明はセン
サ信号の変調段階で起こる如何なる問題をも検出するこ
とができるようにする。しかしながら、本願において、
添付図を参照して説明してきた方法に対して、本発明の
範囲から逸脱することなく変更がなされ得ることは明ら
かである。特に、信号の濾波及び平均化の手続き、及び
警報発生の手続きは、上記説明のものと違った手続きを
取ることが可能である。
サ信号の変調段階で起こる如何なる問題をも検出するこ
とができるようにする。しかしながら、本願において、
添付図を参照して説明してきた方法に対して、本発明の
範囲から逸脱することなく変更がなされ得ることは明ら
かである。特に、信号の濾波及び平均化の手続き、及び
警報発生の手続きは、上記説明のものと違った手続きを
取ることが可能である。
【図１】ヘリコプターの動力伝達装置の概略を示すヘリ
コプターの平面図である。
コプターの平面図である。
【図２】ヘリコプターの動力伝達装置及び種々の動力伝
達部材のセンサを示す簡略図である。
達部材のセンサを示す簡略図である。
【図３】本発明による方法の各段階を示す流れ図であ
る。
る。
【図４】本発明による方法の各段階を示す流れ図であ
る。
る。
【図５】本発明による方法の各段階を示す流れ図であ
る。
る。
１…加速度センサ ２…加速度センサ ３…加速度センサ ４…加速度センサ ５…加速度センサ ６…加速度センサ ７…加速度センサ ８…加速度センサ ９…加速度センサ １０…加速度センサ １１…加速度センサ １２…加速度センサ １３…加速度センサ １４…加速度センサ １５…加速度センサ
Claims (9)
- 【請求項１】 ａ）加速度センサから信号（ｓ（ｔ））
を取り出す段階と、 ｂ）前記信号のヒルベルト変換（Ｈ［Ｔ’lm（ｉ）］）
を計算する段階と、 ｃ）実数部として前記信号、及び虚数部として前記信号
の前記ヒルベルト変換を有する複素信号（Ｃlm（ｉ））
を定義する段階と、 ｄ）前記複素信号の位相と基準位相との差を計算して、
位相信号（ＦＣ（ｉ））を得る段階と、 ｅ）前記位相信号の変動性を計算して変動性信号（Ｖ）
を得る段階と、 ｆ）前記変動性信号（Ｖ）を少なくとも第１の所定閾値
（ＴＨ１、ＴＨ２）と比較する段階とを含むことを特徴
とする、加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプター
の伝動組立体を監視する方法。 - 【請求項２】 前記変動性信号は前記位相信号の分散で
あることを特徴とする、請求項１に記載の加速度センサ
を備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視す
る方法。 - 【請求項３】 前記段階ａ）からｆ）を何回かの繰り返
しの間反復することを特徴とする、請求項１又は２に記
載の加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝
動組立体を監視する方法。 - 【請求項４】 前記ヒルベルト変換を計算する前記段階
は、前記信号のサンプリング及び濾波処理の段階の後で
実施することを特徴とする、上記請求項の何れか一項に
記載の加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプターの
伝動組立体を監視する方法。 - 【請求項５】 前記サンプリング及び濾波処理の段階
は、 前記加速器センサと関連を持つシャフトの各回転に関す
る幾つかの同期サンプルＴl （ｉ）を取得する段階と、 次式によって、平均時系列Ｔlm（ｉ）を計算する段階と
からなることを特徴とする、請求項４に記載の加速度セ
ンサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監
視する方法。 【数１】 ここで、Ｔl （ｉ）は前記同期サンプル、ｌは前記シャ
フトの回転数をカウントするカウンタである。 - 【請求項６】 前記サンプリング及び濾波処理の段階
は、所定の周波数に中心を置く帯域通過フィルタによっ
て、前記平均時系列（Ｔlm（ｉ））を濾波し、濾波済平
均信号（Ｔ’lm（ｉ））を得る段階を更に含むことを特
徴とする、請求項５に記載の加速度センサを備えた乗
物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法。 - 【請求項７】 前記平均時系列を計算する段階は、有意
な信号値の存在を判定する段階に次いで実施されること
を特徴とする、請求項５又は６に記載の加速度センサを
備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する
方法。 - 【請求項８】 前記平均時系列を計算する段階に次い
で、前記平均時系列の収束性を判定する段階が実施され
ることを特徴とする、請求項５から請求項７の何れか一
項に記載の加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプタ
ーの伝動組立体を監視する方法。 - 【請求項９】 前記変動性信号を比較する段階は、前記
変動性信号を第２閾値と比較する段階をさらに含むこと
を特徴とする、上記請求項の何れか一項に記載の加速度
センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を
監視する方法。
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|---|---|---|---|
| IT97TO000592A IT1293410B1 (it) | 1997-07-04 | 1997-07-04 | Metodo di sorveglianza di un gruppo di trasmissione in un veicolo dotato di sensori accelerometrici, in particolare in un elicottero. |
| IT97A000592 | 1997-07-04 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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| JP19026998A Expired - Fee Related JP4071363B2 (ja) | 1997-07-04 | 1998-07-06 | 加速度センサを備えた乗物、特にヘリコプターの伝動組立体を監視する方法 |
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| EP (1) | EP0889316B1 (ja) |
| JP (1) | JP4071363B2 (ja) |
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| US7925392B2 (en) | 2002-04-23 | 2011-04-12 | Lord Corporation | Aircraft vehicular propulsion system monitoring device and method |
| US6954685B2 (en) | 2002-04-23 | 2005-10-11 | Lord Corporation | Aircraft vehicular propulsion system monitoring device and method |
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| DE102005028488A1 (de) * | 2005-03-01 | 2006-09-07 | Siemens Ag | Engineeringsystem |
| US8602166B2 (en) * | 2006-01-05 | 2013-12-10 | Sikorsky Aircraft Corporation | Secondary lubrication system with injectable additive |
| JP4112594B2 (ja) * | 2006-07-27 | 2008-07-02 | ファナック株式会社 | 減速機異常診断方法及び減速機異常診断装置 |
| ATE533929T1 (de) * | 2007-01-19 | 2011-12-15 | Sikorsky Aircraft Corp | Schmiersystem mit verlängertem lol-betrieb (lol - loss of lubricant) |
| GB2488130B (en) * | 2011-02-16 | 2017-05-17 | Cnr Services Int Ltd | Helicopter shaft alignment |
| DE102015210695B3 (de) * | 2015-06-11 | 2016-09-29 | Schaeffler Technologies AG & Co. KG | Vorrichtung und Verfahren zur Überwachung eines schwingungserregten Bauteils |
| US10510907B2 (en) * | 2016-02-24 | 2019-12-17 | Sunpower Corporation | Solar panel |
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| CN108152033B (zh) * | 2017-12-14 | 2019-07-23 | 东华大学 | 一种稀疏分离模型的齿轮箱复合微弱故障诊断方法 |
| FR3083861B1 (fr) * | 2018-07-12 | 2020-10-16 | Airbus Helicopters | Procede d'analyse d'un signal vibratoire issu d'une rotation d'au moins une piece mobile appartenant a un mecanisme tournant |
| CN110887660B (zh) * | 2019-11-12 | 2021-02-26 | 重庆长安新能源汽车科技有限公司 | 减速器啮合侧隙撞击异响的主撞击点检测方法 |
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| CN111216884B (zh) * | 2020-02-12 | 2022-11-15 | 西安爱生技术集团公司 | 一种用于箱式发射无人机发动机与螺旋桨啮合的自动控制装置 |
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|---|---|---|---|---|
| US3699806A (en) * | 1967-07-14 | 1972-10-24 | Bjorn Weichbrodt | Early detection of damage to machine elements in rolling engagement |
| US4654836A (en) * | 1982-10-18 | 1987-03-31 | Texas Instruments Incorporated | Seismic vibrator source having improved phase detector |
| GB2234411A (en) * | 1989-07-03 | 1991-01-30 | Marconi Instruments Ltd | Integrated circuit for digital demodulation |
| US5210704A (en) * | 1990-10-02 | 1993-05-11 | Technology International Incorporated | System for prognosis and diagnostics of failure and wearout monitoring and for prediction of life expectancy of helicopter gearboxes and other rotating equipment |
| US5501105A (en) * | 1991-10-02 | 1996-03-26 | Monitoring Technology Corp. | Digital signal processing of encoder signals to detect resonances in rotating machines |
| US5365787A (en) * | 1991-10-02 | 1994-11-22 | Monitoring Technology Corp. | Noninvasive method and apparatus for determining resonance information for rotating machinery components and for anticipating component failure from changes therein |
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-
1997
- 1997-07-04 IT IT97TO000592A patent/IT1293410B1/it active IP Right Grant
-
1998
- 1998-07-03 DE DE69811434T patent/DE69811434T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-07-03 EP EP98112408A patent/EP0889316B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-07-06 JP JP19026998A patent/JP4071363B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1998-07-06 US US09/110,305 patent/US6016993A/en not_active Expired - Lifetime
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