KR20190102980A - 회전 장치의 적어도 하나의 가동부에서의 결함 발생 감지 및 모니터링 방법과 관련 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 모터토크의 역학적 전달 체인 전체 혹은 일부를 구성하는 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 발생하는 결함을 감지 및 모니터링하는 것에 관한 것이다. 상기 회전 장치(2)는 항공기(1)에 장착되며, 본 발명이 활용되기 위해서 다음과 같은 요소를 포함한다. 진동 센서(6)은 적어도 한 방향의 가속도를 측정하고, 시간에 따라 진동신호를 생성한다. 진동 센서(6)은 항공기(1)의 고정 케이싱(7)에 결합되며, 회전 장치(2)와 근접한 곳에 배치된다. 측정기구(9)는 가동부(3)의 각위치를 측정하는 것으로, 각 가동부(3)은 회전축을 중심으로 적어도 한 개의 회전 자유도를 갖는다.

Description

회전 장치의 적어도 하나의 가동부에서의 결함 발생 감지 및 모니터링 방법과 관련 시스템{MONITORING METHOD AND FOR DETECTING THE FORMATION OF A DEGRADATION IN AT LEAST ONE MOVING PART OF A ROTATING MECHANISM AND ASSOCIATED SYSTEM}

본 발명은 회전 장치의 적어도 한 개의 가동부에서 발생하는 마모, 균열 혹은 구조적 파열을 기술적 차원에서 모니터링 하는 방법에 관한 것이다. 회전 장치는 항공기에 적용되는 것으로, 항공기는 예를 들어 적어도 모터 한 개와 양력, 추진에 관여하는 메인 로터 한 개, 그리고 적어도 한 개의 메인 동력 전달 박스를 장착한 헬리콥터를 말한다.

이러한 회전 장치는 항공기 엔진 토크를 전송하기 위한 드라이브 트레인(drive train) 전체 혹은 일부를 형성하며, 메인 동력 전달 박스에 배치될 수 있다. 회전 장치는 특히 헬리콥터의 메인 로터를 회전시키기 위한 유성 기어 장치로 구성될 수 있다.

상기 기술과 장치에 의해 모니터링 되는 가동부는, 회전 장치의 인풋 샤프트와 맞물리는 유성 기어와, 아웃풋 샤프트와 맞물리는 유성 기어 캐리어, 그리고 볼 또는 원통형, 원추형, 도넛형 롤 따위의 요소를 포함하는 베어링을 갖춘 위성기어의 전체 혹은 일부 중에서 선택될 수 있다.

각각의 위성 기어는 회전축을 중심으로 회전하는 톱니바퀴가 있고, 이 톱니 바퀴는 한편으로는 유성 톱니바퀴, 다른 한편으로는 고정 링과 맞물린다.

따라서 이 경우, 감지 및 모니터링 기술을 통해 위성기어 및 유성 톱니 바퀴와 고정 링의 톱니바퀴의 톱니가 파손되었는지, 위성기어에 균열이 갔는지, 또는 베어링의 내, 외륜과 회전 요소에 마모가 생겼는지 확인, 감지할 수 있다.

문서 WO　2015/086959, WO　2004/059399, EP 3　106　846, WO 2004/065927, US　7　325 461, US 7　363 172, US 2011 0046929에 개시된 바와 같이, 기계 장치가 작동하면서 발생하는 진동 신호를 측정하고 분석하여 기계의 결함을 확인하고 모니터링하는 것은 널리 알려져 있다.

하지만 잘못된 경보로 인해 회전 장치를 불필요하게 작동 정지하거나 분해하는 경우가 발생할 수 있다.

또한 일반적으로 이러한 방법은 여러 개의 위성기어를 갖춘 유성기어장치를 장착한 회전 장치를 모니터링 하는 데에는 적합하지 않다.

본 발명에 따르면, 상기 언급한 한계점을 보완한 모니터링 방법과 장치가 제공된다. 여기서 제안하는 방법을 통해 결함이 있는 유성기어장치에서 마모가 있거나 비정상적인 구조적 결함, 톱니의 파손, 베어링 표면의 벗겨짐 혹은 균열이 발생한 위성기어가 확인할 수 있다.

따라서 본 발명은 회전 장치에서 적어도 한 개의 가동부에 생긴 결함을 감지하거나 모니터링하는 방법에 관한 것이며, 여기서 회전 장치는 모터토크의 역학적 전달 체인의 전체 혹은 일부를 구성하고 항공기에 장착된 것이다. 방법은 다음과 같다.

제1 측정 단계는 적어도 한 방향으로 흐르는 진동을 측정하는 것으로 시간에 따라 회전 장치 작동 시 진동 신호를 발생시키는 단계이다. 이 단계는 항공기의 고정 케이싱에 결합된 적어도 한 개의 진동 센서를 이용하며, 진동 센서는 경우에 따라 회전 장치에 근접한 곳, 다시 말해서 센서가 진동을 감지할 수 있는 곳에 배치한다.

제2 단계는 가동부의 각위치를 측정하는 것으로 가동부는 회전축을 중심으로 적어도 하나의 회전자유도를 갖는다.

본 발명에 따르면, 이러한 방법은 다음과 같은 점에서 주목할 만 하다.

전처리 단계는 회전축을 중심에 두고 있는 가동부의 소정의 n회전의 사이클에 대하여, 진동 센서를 통해 진동 신호의 동기 분산(synchronous variance)을 측정하는 것으로, 동기 분산은 소정의 시간에 측정된 진동 값과 동일한 시간에 계산된 진동 신호의 평균 값 사이의 편차 제곱의 평균으로 결정된다.

맵핑 단계는 가동부의 각위치에 따른 동기 분산 값과 진동 신호의 사전 설정된 고조파의 범위에 따른 동기 분산 값을 나타내는 두개의 맵(M₁, M₂)을 작성하는 것으로, 이러한 두개의 맵(M₁, M₂)은 서로 다른 시점 t_1, t₂ 에서 연속적으로 획득한 동기 분산값과 대응한다.

분석 단계는 두 맵 M₁, M₂의 동기 분산 값을 비교하는 것으로, 첫 시점 t₁ 에서의 동기 분산값 맵 M₁과 제2 시점 t₂ 에서의 동기 분산 값 맵 M₂를 비교하여 지표 CI를 만든다.

경보 단계는 지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2 가 한계값을 넘었을 경우 알람이 울리는 것으로, 이는 즉 회전 장치의 가동부에 결함이 생겼음을 의미한다.

다시 말해서, 이러한 방법을 통해 회전 장치가 작동시 생성된 가속도가 항공기의 고정 케이싱에 전달되고, 이 데이터로부터 가동부의 이방성(비등방성)을 감지, 모니터링 할 수 있다. 이 때 고정 케이싱은 회정 장치의 고정 부분, 특히 유성기어장치의 톱니가 달린 외측 고정링과 같은 곳의 지지대 역할을 할 수 있다.

또한 진동 신호 분석을 통해 가동부가 회전 시 맞물림의 강성의 변화를 파악할 수 있다. 이처럼 가속도를 측정하는 것은 자신의 회전축을 중심으로 한 각 가동부의 각위치 혹은 회전 장치를 구성하는 가동부 중 하나의 각위치를 측정하는 것과 동시에 진행된다.

예를 들면, 유성기어장치의 위성 기어와 같은 하나의 가동부에서 결함에 의해 발생한 진동 신호는 위성 기어의 톱니와 고정링 혹은 유성톱니바퀴 사이의 맞물림 강성의 변화를 통해 확인할 수 있다.

또한, 가속도의 동기 분산을 측정하기 위한 전처리 단계에는 진동신호를 리샘플링 할 때 유성기어장치의 유성캐리어의 각위치를 동시에 측정하는 하위 단계가 포함되어 있다. 이 하위 리샘플링 단계를 통해 모니터링한 가동부의 각기 다른 가속도가 동기화된다.

전처리 단계는 또한 위성기어캐리어와 같이, 모니터링 한 가동부의 회전 사이클에 대하여 동기화된 평균값을 계산하는 하위 계산 단계를 포함한다. 통상적으로, 이렇게 계산된 평균은 측정된 진동의 총합을 소정의 회전 수 n으로 나눈 값으로 결정된다. 이 때 n은 2보다 크거나 같은 정수이다.

이러한 방식으로 전처리 단계를 통하여 측정 소음의 영향과 동기화되지 않은 고조파를 제거할 수 있다. 위성 기어의 톱니가 고정링에 속하는 톱니에 다시 정면으로 위치하는 데 필요한 위성기어캐리어의 회전수 n에 의해 사이클이 결정된다. 이 경우, 소정의 회전수 n은 위성기어의 각위치의 수와 대응하게 된다.

전처리 단계는 또한 획득한 진동 신호로부터 고속 슬라이딩 푸리에변환을 산출하는 하위 계산 단계를 포함한다. 푸리에변환은 일정한 길이를 가지며, 모니터링 한 가동부의 '화각' α와 대응한다. 이 하위 계산 단계에서는 다수의 가속도맵과, 위성기어캐리어와 같이 모니터링 한 가동부의 회전에 따른 각도 값을 나타내는 가로축, 그리고 푸리에변환의 두 고조파와 슬라이딩 푸리에변환으로 산출된 가속도 값 사이에 소정의 범위를 나타내는 세로축을 제공한다.

다음으로 맵핑 단계는 동기 분산, 즉 모니터링 한 가동부의 가능한 각각 n개의 위치에 대해 산출된 다수의 가속도 맵의 분산을 결정한다. 이와 같은 전처리 단계에서는 회전 장치의 동기 고조파의 영향을 감소, 제거하여 위성기어장치의 위성기어캐리어 n회 회전의 일부에서 관찰 가능한 결함만 나타나게 된다.

전처리 단계는 항공기 내에서 실행될 수 있으며, 동기 분산 데이터를 적어도 한 개의 지상국으로 전달하는 단계를 포함하고 있다. 맵핑과 분석, 경보 단계는 지상국에서 전체 혹은 일부가 수행된다.

이처럼 전처리 단계에서는 항공기 내에 탑재된 온보드 메모리에 저장하기 전에, 비행 중에 수집한 데이터의 크기를 줄일 수 있다.

또한, 각 사이클은 소정의 비행 기간 동안 수행될 수 있는데, 이 때 가동부에서 발생하는 결함 여부를 감지하기 위하여 최소한의 횟수라도 비행시간 당 가속도를 측정이 가능해야 한다. 이러한 방식에서는 항공기 비행 시 매개 변수의 안정성이 요구될 수 있으며, 메인 로터의 일정한 회전 속도나 일정한 구동 모터토크로 실행될 수 있다.

항공기가 지상에 닿으면, 이 메모리에 있는 데이터는 지상국으로 전달되며 지상국에서 데이터를 처리, 분석하여 경우에 따라 유지 보수팀에게 경보를 발생시켜 모니터링 한 가동부의 결함을 제어할 수 있도록 한다.

또한, 이 지상국은 하나 이상의 컴퓨터가 서로 연결되어 있으며 인터넷 네트워크에 연결된 하나 이상의 서버를 포함하고 있다. 이는 지상국을 구성하는 여러 컴퓨터 및 서버 간 커뮤니케이션을 가능하게 한다.

실제로, 맵핑 단계는 각각의 맵(M₁, M₂)에 대하여 동기 분산 값을 표준화하는 하위 단계를 포함하고 있다. 이 하위 표준화 단계에서는 0과 동일한 값을 동기 분산 최소값을 나타내는 픽셀에, 1과 동일한 값은 최대값을 나타내는 픽셀에 할당한다. 또한 0 과 1 사이 값은 최소값과 최대값의 사이 값을 나타내는 픽셀에 할당한다.

이러한 하위 표준화 단계를 통해 진동 센서의 조립 혹은 분해, 헬리콥터의 경우 로터 마스트의 조립 혹은 분해와 같은 유지 보수 작업과 맵핑 단계가 분리될 수 있다.

본 발명이 제대로 적용된 사례를 보자면, 맵핑 단계는 각각의 맵(M₁, M₂)에 대하여 하위 단계인 이산화 단계를 포함할 수 있는데, 이는 0과 동일한 값을, 소정의 임계값 h보다 작은 동기 분산 초기 값을 나타내는 각 픽셀에 할당한다. 또한 1과 동일한 값은, 임계값 h와 크거나 같은 동기 분산 초기값을 나타내는 각 픽셀에 할당한다.

이러한 임계값 h는 테스트나 시뮬레이션에 의해 결정될 수 있으며 예를 들어 0.5로 설정될 수 있다. 또한 이 임계값은 해당 맵에 포함된 에너지 총량과 같은 기준에 따라 다르다. 이 단계는 소정의 임계값 h보다 큰 동기 분산값만으로도 제한된 분석이 가능한 맵핑을 할 수 있다.

맵핑 단계는 맵(M₁, M₂)에 속하는 병렬 픽셀로 구성된 두 가지 형태를 클래스(C1, C2)로 분류하기 위하여 하위단계인 분류단계를 포함할 수 있다. 이때 픽셀은 1과 동일한 값이 할당된다. 이 하위 분류단계는 적어도 두 개의 픽셀 그룹을 식별할 수 있고, 1과 동일한 값이 할당된 병렬 픽셀의 수에 따라 내림차순으로 그룹을 분류한다. 제1 클래스 C1은 제1 그룹 G1과 대응하고 제2 클래스 C2는 제2 그룹 G2와 대응한다. G2는 1과 동일한 값이 할당된 병렬픽셀의 수가, G1에서 1과 동일한 값이 할당된 병렬 픽셀의 수보다 적다.

다시 말해서, 연결 성분 분석방법을 통해 전체 면적을 수량화할 수 있다. 따라서 이러한 이미지 처리 분석 방법은, 대수적 위상수학, 더 구체적으로는 호모토피 이론에 따라, '4-연결공간' 기준에 부합하는 면적을 확인하여, 연결 성분을 구성하고 서로 연결되어 있는 두 픽셀 그룹(G1, G2)를 식별할 수 있게 한다.

이러한 하위 분류 단계에서는 클래스(C1, C2)를 에너지 내림차순으로 각 픽셀 그룹(G1, G2)에 부여한다. 픽셀 그룹(G1, G2)의 면적 당 에너지를 산출하는 것은 그들을 구성하고 있는 픽셀의 수나 맵(M₁, M₂)에 대한 투사에 의해 결정될 수 있다.

예를 들어, 하위 분류 단계는 맵(M₁, M₂) 에게 각각 색상 레벨로 표시된 8개의 클래스(C1~C8)를 할당할 수 있다. 클래스(C1~C8)는 속성이 내림차순으로 할당된 픽셀 그룹(G1~G8)에 각각 대응한다. 즉, C1은 가장 높은 에너지를 표시하는 픽셀 그룹 G1에, C8은 가장 낮은 에너지를 나타내는 픽셀 그룹 G8에 대응한다.

실질적으로, 각각의 맵(M₁, M₂)에 대하여 하위 분류단계는 동일한 그룹 내에서 1과 동일한 값이 할당된 픽셀을 그룹화 할 수 있는데, 이는 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제1 하위그룹을 형성한다. 맵(M₁, M₂)의 원점은 X축에 놓이고 0 라디안보다 큰 가동부의 각위치와 대응한다. 1과 동일한 값이 할당된 픽셀은 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제2 하위 그룹을 구성하며 맵(M₁, M₂)의 2π 라디안 값이 X축에 놓인다. 2π 라디안보다 작은 가동부의 각위치와 대응한다. 제1 하위그룹의 픽셀은 0 라디안과 동일한 가동부의 각위치와 X축에서 대응하고, 제2 하위 그룹 픽셀의 각위치와 동일한 고조파 값은 2π 라디안과 동일한 가동부의 각위치에 대응한다.

다시 말하면, 유성기어장치로 구성된 회전 장치의 경우, 맵(M₁, M₂)각각의 X축은 고정링의 톱니 수와 대응하며, 고정링은 원통형이기 때문에 각 맵은 펼쳐진 실린더로 간주될 수 있다. 0 라디안 가로 좌표 열은 2π 라디안 가로 좌표 열과 가깝다. 따라서, 동일한 종좌표에 근접한 픽셀 그룹(G1, G2)는 동일한 클래스에 할당될 수 있다.

이러한 방식이 제대로 적용된 사례를 보면, 분석 단계는 제1 맵 M₁과 제2 맵 M₂를 포개어 놓은 상태에서 교차 면적 S3을 계산하는 단계를 포함할 수 있는데, 이 때 S3은 M₁의 클래스(C1, C2)와 대응하는 제1 폼(form) F1과, M₂의 클래스(C1, C2)와 대응하는 제2 폼 F2 사이의 교차 면적을 말한다.

말하자면, 교차 면적 S3은, 각 클래스(C1, C2)에 대하여, M₁의 픽셀그룹 G1과 대응하는 제1 폼 F1과 M₂의 픽셀그룹 G1의 제2 폼 F2크기와 위치를 비교하여 산출할 수 있다.

분석 단계는 M₁ 과 M₂ 가 포개진 상태에서 제외 면적S4를 산출할 수 있는 단계를 포함한다. 이 때 S4는 M₁의 클래스(C1, C2)에 상응하는 제1 폼 F1과, M₂의 클래스(C1, C2)에 상응하는 제2 폼 F2 사이의 제외 면적을 말하며, 이는 제1 폼 F1의 제1 면적 S1과 제2 폼 F2의 제2 면적 S2 사이의 합과 같으며 이때 교차 면적 S3은 공제된다.

상기 언급한 바와 같이, 제외 면적 S4 역시 각 클래스(C1, C2)에 대하여, M₁의 픽셀그룹 G1과 대응하는 제1 폼 F1과 M₂의 픽셀그룹 G1의 제2 폼 F2 크기와 위치를 비교하여 산출할 수 있다

실제로 분석 단계는 제3 하위 계산 단계를 포함할 수 있는데, 교차 면적 S3와 제외 면적 S4의 차이를 나타내는 스코어 P를 산출하는 것이다.

스코어 P가 마이너스일 때, 동일한 픽셀 그룹(G1 혹은 G2)의 제1 폼 F1과 제2 폼 F2는 서로 다른 맵(M₁, M₂)에서 거의 혹은 전혀 정체하고 있지 않다는 것을 추론할 수 있다. 이러한 현상은 특히 가동부의 등방성 특징을 나타내는 맵 M₁, M₂ 중 하나에서 생기는 잡음에 의해 발생할 수 있다. 또한 마이너스인 스코어 P는 가동부에 결함이 없다는 신호로 볼 수 있다.

반면, 스코어 P가 플러스인 경우, 동일한 픽셀 그룹(G1 혹은 G2)의 제1 폼F1, 제2 폼 F2는 서로 다른 맵(M₁, M₂₎에서 정체 상태라고 추론할 수 있다. 이러한 방식으로 서로 다른 맵(M₁, M₂)의 잡음에서 고조파 편차의 발생을 식별할 수 있다. 플러스인 스코어 P는 가동부의 결함이 발생하였을 때 나타날 수 있다.

이러한 방식을 제대로 적용한 사례에 따르면, 분석 단계는 제4 하위 계산 단계를 포함할 수 있는데, 각 클래스(C1, C2)에 대하여, 반복에 의한 지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2를 계산하는 것이다. 지표 CI의 제2 현재 값 CI_t2은 M₂ 에 상응하며, 이는 0 값과, M₁에 상응하는 지표 CI의 현재 값 CI_t1 과 스코어 P와 경과시간 dt(시점 t₂ 와t₁ 의 차)를 곱한 결과를 더한 값의 최대값을 말한다. 수식은 다음과 같다.

dt = t₂-t₁.

다시 말해서, 지표 CI의 증가는 맵(M₁, M₂)에서 정체된 제1 폼 F1과 제2 폼 F2의 존재를 뜻하며, 가동부에 고조파 편차가 발생하였고 이방성의 특징이 구현되었음을 뜻한다. 반대의 경우, 지표 CI가 0에 가깝게 정체되어 있는 것은 맵(M₁, M₂)에 잡음이 있다는 것을 말한다.

본 발명은 또한 모터토크의 역학적 전달 체인의 전체 혹은 일부를 구성하는 회전 장치에서, 적어도 하나의 가동부에 발생한 결함을 감지, 모니터링하는 시스템이다. 회전 장치는 항공기에 장착되며 다음과 같은 요소를 포함한다.

적어도 한 개의 진동 센서. 적어도 한 방향으로 흐르는 진동을 측정하며 시간에 따라 회전 장치 작동 시 진동 신호를 발생시킨다. 항공기의 고정 케이싱에 결합되며 회전 장치에 근접한 곳에 배치한다.

적어도 한 개의 가동부의 각위치를 측정하는 기구. 가동부는 회전축을 중심으로 적어도 하나의 회전자유도를 갖는다.

본 발명은 다음과 같은 점에서 주목할 만 하다.

전처리 유닛은 회전축을 중심에 두고 있는 가동부의 소정의 n회전의 사이클에 대하여 진동 센서를 통해 진동 신호의 동기 분산을 측정하는 것으로, 동기 분산은 소정의 시간에 측정된 진동 값과 동일한 시간에 계산된 진동 신호의 평균 값 사이의 편차 제곱의 평균으로부터 산출된다. 상기 평균값은 측정한 가속도의 총합을 소정의 회전 수 n으로 나눈 값이다.

맵핑 유닛은 가동부의 각위치에 따른 동기 분산 값과 진동 신호의 소정의 고조파의 범위에 따른 동기 분산을 나타내는 두 맵(M₁, M₂)를 작성하는 것으로, 두 맵(M₁, M₂)은 서로 다른 시간 t_1, t₂ 에서 연속적으로 획득한 동기 분산과 대응한다.

분석 유닛은 두 맵(M₁, M₂)의 동기 분산 값을 비교하는 것으로, 첫 t₁에서의 동기 분산 맵 M₁과 제2 t₂에서의 동기 분산 맵 M₂ 를 비교하여 지표 CI를 만든다.

경보 유닛은 지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2가 한계값을 넘었을 경우 알람이 울리는 것으로, 이는 회전 장치의 가동부에 결함이 생겼음을 의미한다.

다시 말해서, 진동센서는 압전형 타입일 수 있고, 항공기에 장착된 유성기어장치의 가동부가 회전하며 작동할 때 발생하는 가속도를 감지할 수 있다. 또한 진동 센서는 유성기어장치의 톱니가 달린 고정링을 갖는 고정 케이싱에 결합될 수 있다.

가동부의 각위치를 측정하는 기구는 인코더 타입의 광센서 혹은 자기 센서를 포함할 수 있고, 유성기어장치의 유성기어캐리어에 결합된 포닉 휠과 같이 홈이 파인 디스크를 가질 수 있다.

전처리 유닛은 또한 항공기에서 전체 혹은 부분적으로 배치될 수 있으며 진동 센서와 측정 기구를 통해 얻은 데이터의 양을 제한하여 온보드 메모리에 저장하는 것을 용이하게 한다.

항공기의 미션이 종료되면, 회전축을 중심으로 가동부의 소정의 n 회전의 사이클에 대하여 진동센서로부터 측정된 동기 분산값이 맵핑 유닛으로 전달되고, 적어도 두 개의 맵(M₁, M₂)을 생성한다.

이처럼, 맵핑 유닛, 분석 유닛, 경보 유닛은 항공기의 제조사 혹은 오퍼레이터의 지상국에 배치되어 회전 장치의 가동부에서 발생한 결함을 사용자에게 알릴 수 있다.

맵핑 유닛은 항공기 내에 배치될 수 있다. 이 경우 맵핑 유닛은 항공기 미션 수행 중 동기 분산값에 대하여 적어도 두 개의 맵(M₁, M₂)을 생성할 수 있다.

항공기의 미션이 종료되면, 두 개의 맵(M₁, M₂)을 지상국에 전달하여 분석 유닛으로 보낸다. 이처럼, 분석 유닛과 경보 유닛은 항공기의 제조자 혹은 오퍼레이터의 지상국에 배치된다.

본 발명의 장점은 다음에서 첨부된 도면을 참조하여 사례와 함께 더 자세히 다룰 것이다.
도 1은 회전 장치와 모니터링의 대상인 적어도 한 개의 가동부를 포함하는 항공기의 측면도이다.
도 2는 적어도 한 개의 가동부에서 발생한 결함을 감지, 모니터링하는 시스템을 설명하는 개략도이다.
도 3 및 도 4는 회전 장치의 적어도 한 개의 가동부에서 발생한 결함을 감지, 모니터링하는 절차를 설명하는 흐름도이다.
도 5는 감지 및 모니터링 절차에서 맵핑 단계의 하위 단계를 상세히 설명하는 흐름도이다.
도 6은 감지 및 모니터링 절차에서 분석 단계의 하위 단계를 상세히 설명하는 흐름도이다.
도 7은 회전 장치의 가동부가 작동할 때 측정된 진동 신호의 동기 분산의 비표준화된 값을 t₁ 시점에서 설명하는 맵핑이다.
도 8은 회전 장치의 가동부가 작동할 때 측정된 진동 신호의 동기 분산의 표준화된 값을 t₁ 시점에서 설명하는 맵핑이다.
도 9는 회전 장치의 가동부가 작동할 때 측정된 진동 신호의 동기 분산의 표준화되고 분산된 값을 t₁ 시점에서 설명하는 맵핑이다.
도 10은 회전 장치의 가동부가 작동할 때 측정된 진동 신호의 동기 분산의 표준화되고 분산된 값을 포함하는 다양한 클래스를 t₁ 시점에서 설명하는 맵핑이다.
도 11 및 도 12는 동일한 클래스에서 두 가지 형태의 중첩 예시를 설명하는 도면이다.

복수의 개별 도면들에 나타낸 요소들에는 하나의 동일한 참조번호가 할당된다.

이미 언급한 바와 같이, 본 발명은 회전 장치의 적어도 하나의 가동부에서 발생하는 결함을 감지하고 모니터링하는 방법에 관한 것이다.

도 1과 같이, 헬리콥터를 예시로 든 항공기(1)에 회전 장치(2)가 장착된다. 모터토크 전달 체인의 전체 혹은 일부를 구성하는 회전 장치(2)는 메인동력전달 박스(5)에 배치될 수 있으며, 메인 로터(15)를 빠른 속도로 회전하는 구동축(16)을 가지고 속도를 줄여 회전시킬 수 있다.

이처럼 회전 장치(2)는 메인 동력 전달 박스의 유성기어장치를 포함할 수 있고, 유성기어장치의 위성기어에 의해 형성된 가동부(3)을 적어도 한 개 포함할 수 있다.

언급한 바와 같이, 이러한 유성기어장치는 태양기어, 위성기어캐리어에 의해 각각 운반되는 위성기어, 고정링을 포함한다. 각각의 위성기어캐리어는 회전축 Az을 중심으로 고정링에 대하여 자체적으로 회전한다.

각 위성 기어는 한편으로는 회전축 Bz을 중심으로 스스로 회전하고, 다른 한편으로는 위성 캐리어가 회전할 때 캐리어의 회전축 Az를 중심으로 회전한다.

또한, 진동 센서(6)은 예를 들어 유성기어장치의 고정링의 케이싱과 같이, 항공기(1)의 고정 케이싱(7)에 결합되어 있으며 회전 장치(2)와 근접하게 배치된다.

이 진동센서(6)은 특히 가속도계 중에서 압전기 감지, 압저항 감지, 스트레인 게이지/신장계, 정전식 감응 센서, 인덕티브 센서, 광센서, 진동 빔, 표면파 혹은 음향 방출 타입 중에 선택하여 구성할 수 있다.

진동 센서(6)은 적어도 한 방향에 따라 회전 장치(2)가 작동할 때 발생하는 진동 가속도를 측정할 수 있으며, 고정 케이싱(7)에 의해 시간에 따라 발생하는 진동의 진동 신호를 생성한다.

각위치의 측정기구(9)는 직, 간접적으로 가동부(3)의 각위치를 측정하며 가동부(3)은 회전축 Az 혹은 Bz을 중심으로 적어도 하나의 회전 자유도를 갖는다.

이러한 측정기구(9)는 인코더 타입의 광센서 혹은 자기 센서를 포함할 수 있으며 유성기어장치의 위성 캐리어에 결합된 포닉 휠과 같은 홈이 파인 디스크를 가진다.

도 2에서 보듯이, 본 발명은 또한 가동부(3)에서 발생한 결함을 감지 및 모니터링하는 시스템(8)에 관한 것이다.

이 시스템(8)은 전처리 유닛(10)을 포함하는데, 이는 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서를 포함한다. 이러한 전처리 유닛(10)은 유선 또는 무선으로 진동 센서(6)과 측정기구(9)에 연결된다. 진동센서(6)과 측정기구(9)에 의해 얻어진 데이터는 전처리 유닛(10)으로 전달된다. 전처리 유닛(10)은 회전축 Az 및/또는 Bz를 중심으로 가동부(3)의 소정의 n회 회전의 사이클에 대하여 진동 센서(6)에 의해 측정된 진동 신호의 동기 분산값을 산출할 수 있다.

이 동기 분산값은 가속도의 현재 값과 소정의 회전 수 n에 대한 가속도 값으로부터 적어도 하나의 가동부(3)의 회전에 대해 산출된 가속도 평균값 사이의 편차의 제곱의 평균으로 결정된다.

또한 시스템(8)은 지상국(14)를 포함할 수 있는데, 이는 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서를 포함한다. 지상국(14)은 무선으로 전처리 유닛(10)과 연결된다.

항공기(1) 내에서 데이터의 전처리가 실행되면 동기 분산 값 데이터는 경우에 따라 지상국(14)에 전달되거나 항공기에서 처리된다. 지상국(14) 혹은 항공기는 특히 맵핑 유닛(11)을 포함하며, 이는 적어도 두 개의 맵(M₁, M₂)을 생성한다. 각각의 맵은 한편으로는 가동부(3)의 각위치에 따라, 다른 한편으로는 진동 신호와 대응하는 소정의 고조파 범위에 따라 진동 신호의 동기 분산값의 변화를 나타낸다. 또한 이 두 맵(M₁, M₂)은 각각 별개의 두 사이클 종료시점과 같이, 서로 다른 두 시점 t_1, t₂ 에서 가속도의 동기 분산값을 연속적으로 획득한 것과 대응한다.

이처럼 시스템(8)은 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서를 포함하는 맵핑 유닛(11)을 포함한다. 이러한 맵핑 유닛(11)은 무선으로 전처리 유닛(10)에 연결된다.

맵(M₁, M₂)은 동기 분산 값에 따라 다른 색상 혹은 다른 텍스처의 픽셀에 할당하면서 2차원으로 설명될 수 있다. 또한, 이러한 픽셀은 X축의 가동부(3)의 각위치의 두 유닛과 Y축의 고조파의 두 유닛 사이의 경계를 짓는 면적과 대응한다.

또한, 시스템(8)은 분석 유닛(12)을 포함하는데, 이는 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서를 포함한다. 이러한 분석 유닛(12)은 유선 혹은 무선으로 맵핑 유닛(11)과 연결된다.

또한 맵핑 유닛(11)과 분석 유닛(12)는 하나의 동일한 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서에 의해 구성된다.

이러한 맵(M₁, M₂)은 지상국(12)의 분석 유닛(12)에 전달되거나 비행 중에 처리되어 연속된 두 맵 사이의 가속도의 동기 분산값을 분석한다. 분석 유닛(12)는 제1 시점 t₁에서 측정된 가속도의 동기 분산값의 맵 M₁ 과 제1 시점 t₁ 이후 시점인 제2 시점 t₂ 에서 측정된 가속도의 동기 분산값의 맵 M₂를 비교하여 지표 CI를 생성할 수 있다.

지표 CI가 생성되면, 지상국(14)의 경보 유닛(13)은 지표 CI의 현재 값인 CI_t1과 CI_t2가 소정의 임계값을 넘었을 경우 경보를 울린다. 이는 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 결함이 발생하였음을 의미한다. 이러한 경보 유닛(13)은 사운드 신호를 방출하기 위한 스피커, 광신호 및/또는 시각적 신호를 방출하기 위한 광원 및/또는 이메일 혹은 SMS(영어식 표현 'Short Message Service'의 약자)와 같은 전자 텍스트 메시지를 생성하기 위한 커뮤니케이션 모듈을 포함할 수 있다.

도 3의 설명에 따르면, 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 발생하는 결함을 감지 및 모니터링하는 방법(20)은 진동 센서(6)을 이용하여, 회전 장치(2) 작동시 항공기의 고정 케이싱 가속도를 측정하는 제1 측정 단계(21)를 포함한다. 또한 가동부의 각위치를 측정하는 제2 측정 단계(22)도 포함한다.

이러한 제1 및 제2 측정 단계(21과 22)는 동시에 및 병렬적으로 수행된다.

방법(20)은 전처리 단계(23)을 포함하는데, 이는 회전축을 중심으로 가동부(3)의 소정의 n회 회전의 사이클에 대해 측정된 진동의 동기 분산값을 계산하는 것이다. 또한 적어도 두 맵(M₁, M₂)을 생성하는 맵핑 단계(24), 연속된 두 맵(M₁, M₂)사이의 동기 분산값 변화를 분석하는 분석 단계(25), 그리고 가동부(3)의 결함 발생 시 경보를 울리는 경보단계(26)를 포함한다. 전처리 단계(23), 맵핑 단계(24), 분석 단계(25), 경보단계(26)는 항공기(1) 내에 배치된 적어도 한 대의 컴퓨터, 계산기 혹은 프로세서에 의해 비행 중에 시행될 수 있다.

도 4의 설명에 따르면, 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 발생하는 결함을 감지 및 모니터링 하는 방법(30)은 진동 센서(6)를 이용하여, 회전 장치(2) 작동 시 진동을 측정하는 제1 측정 단계(31)과 가동부(3)의 각위치를 측정하는 제2 측정 단계(32)를 포함한다.

상기 언급한 바와 같이, 방법(30)은 가동부(3) 작동 시 가속도의 동기 분산값을 계산하기 위하여 항공기(1)의 미션 수행 시 비행중에 시행되는 전처리 단계(33)와, 가속도의 동기 분산값 데이터를 지상국(14)으로 전달하기 위한 데이터 전달단계(37)를 포함한다.

또한, 방법 30은 적어도 두 개의 맵(M₁, M₂)을 생성하기 위한 맵핑단계(34), 연속된 두 맵(M₁, M₂) 사이 가속도의 동기 분산값 변화를 분석하는 분석 단계(35), 그리고 가동부(3)에서 결함 발생기 경보를 울리는 경보단계(36)를 포함한다. 이러한 맵핑단계(34), 분석 단계(35), 경보단계(36)는 항공기(1) 제조사 및 오퍼레이터의 지상국(14)에서 시행된다.

맵 M₁은 도 7과 같다. 각각의 맵은 2차원의 다이어그램에서 가속도의 다양한 동기 분산값을 보여준다. 이 다이어그램은 다양한 색상과 텍스처를 나타내는 픽셀 형태로 면적을 표시하는데, X축에는 가동부(3)의 각위치를, Y축에는 진동 신호와 대응하는, 소정의 고조파 범위를 나타낸다. 각 픽셀의 색상과 텍스처는 X축과 Y축에 해당 값의 범위에 상응하는 동기 분산값에 따라 다르다. 또한 눈금은 색상 혹은 텍스처 코드와 각 동기 분산값을 연결한다.

도 5에서와 같이, 방법(40)의 맵핑단계(44)는 각 맵(M₁, M₂)에 대하여 하위 표준화 단계(140)를 포함하는데, 이는 가속도의 동기 분산값을 표준화하는 것이다. 하위 표준화 단계(140)는 0과 동일한 값을 동기 분산값 최소값에, 1과 동일한 값을 동기 분산값 최대값에 부여한다.

맵 M₁의 하위 표준화 단계(140)를 통해 얻은 결과는 도 8과 같이, 여러 픽셀들이 X축과 Y축의 해당 값 범위에 상응하는 동기 분산값에 따라 다양한 색상으로 표시된다.

방법 40의 맵핑 단계(44)는 각 맵(M₁, M₂)에 대하여 하위 이산화 단계(141)를 포함하는데, 이는 0과 동일한 값을 소정의 임계값 h보다 작은 동기 분산 초기 값을 나타내는 각 픽셀에 할당한다. 또한 1과 동일한 값은 임계값 h와 크거나 같은 동기 분산 초기값을 나타내는 각 픽셀에 할당한다. 예를 들어, 임계값 h는 임의로 0.5가 될 수 있다.

맵 M₁의 하위 이산화 단계(141)에서 얻은 결과는 도 9와 같이, 1과 동일한 값이 부여된 픽셀은 흰색으로, 0과 동일한 값이 부여된 픽셀은 검은색 바탕으로 표시된다.

방법 40의 맵핑단계(44)는 하위 분류단계(142)를 포함하는데, 이는 맵 M₁에 속하는 흰색의 병치된 픽셀로 구성된 두 형태의 클래스 C1-C8을 2개의 클래스로 분류하는 것이다. 이러한 픽셀들은 서로 인접하여 연속적으로 배치되고 1과 동일한 값이 부여된다.

또한 도 10과 같이, 하위 분류단계(142)는 1과 동일한 값이 부여된 픽셀의 그룹 8개 G1-G8을 식별하며, 1과 동일한 값이 부여된 병치된 픽셀의 수에 따라 내림차순으로 두 그룹(G1, G2)로 분류한다. 그룹 G1은 클래스 C1에 상응하고 그룹 G2는 클래스 C2에 상응하며, G2는 G1의 1과 동일한 값이 할당된 병치된 픽셀 수보다 적은 수의 픽셀을 갖는다.

하위 분류단계(142)는 동일한 그룹 내에서 1과 동일한 값이 할당된 픽셀을 그룹화 할 수 있는데, 이는 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제1 하위그룹을 G1' 형성한다. 맵 M₁ 의 원점은 X축에 놓이고 0 라디안과 동일한 가동부(3)의 각위치와 대응한다. 1과 동일한 값이 할당된 픽셀은 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제2 하위 그룹 G1"을 구성하며 맵 M₁의 2π 라디안 값이 X축에 놓인다. 2π 라디안과 같은 가동부(3)의 각위치와 대응한다. 제1 하위그룹 G1'의 픽셀은 0 라디안과 동일한 가동부(3)의 각위치와 X축에서 대응하고, 제2 하위 그룹 G1" 픽셀의 각위치와 동일한 고조파 값은 2π 라디안과 동일한 가동부(3)의 각위치에 대응한다.

도 10의 예시와 같이, 맵 M₁ 은 1과 동일한 값이 할당된 픽셀 그룹 8개를 포함할 수 있다.

도 6에서처럼, 방법 40의 분석 단계(45)는 제1 하위 계산 단계(150)를 포함하는데, 이는 두 맵을 중첩한 후 각 클래스 C1-C8에 대하여, 맵 M₁의 클래스 C1에 상응하는 제1 폼 F1과 맵 M₂의 클래스 C1에 상응하는 제2 폼 F2 사이의 교차 면적 S3을 결정한다.

이러한 교차 면적 S3은 시간에 따라 변화하며, 도 11과 도 12와 같이, 한편으로는 맵 M₁과 M₂, 다른 한편으로는 맵 M₃과 M₄ 에서 클래스 C1의 중첩된 부분에 나타난다.

방법 40의 분석 단계(45)는 제2 하위 계산 단계(151)를 포함하는데, 이는 맵 M₁과 M₂가 중첩된 상태에서 각각의 클래스 C1-C8에 대하여, M₁ 의 해당 클래스 C1-C8에 대응하는 제1 폼 F1과 M₂의 해당 클래스 C1-C8에 대응하는 제2 폼 F2 사이에서 제외 면적 S4를 산출할 수 있다. 이러한 제외 면적 S4는 제2 폼 F2의 S2와 제1 폼 F1의 S1 사이의 합에서 교차 면적 S3을 뺀 값과 같다.

방법 40의 분석 단계(45)는 제3 하위 계산 단계(152)를 포함하며, 이는 이전 하위 계산 단계(150, 151)에서 계산된 교차 면적 S3와 제외 면적S4의 차인, 스코어 P를 계산하는 것이다.

도 11의 예시는 스코어 P가 마이너스인 경우이고 도 12의 예시는 스코어 P가 플러스인 경우이다.

방법 40의 분석 단계(45)는 제4 하위 계산 단계(153)을 포함하는데, 이는 각 클래스 C1, C2에 대하여, 지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2을 계산하는 것이다. 맵 M₂에 상응하는 지표 CI의 제2 현재 값 CI_t2은 M₂에 상응하며, 이는 0 값과, M₁에 상응하는 지표 CI의 현재 값 CI_t1 과 스코어 P와 경과시간 dt(제2 시점 t₂ 와 제1 시점 t₁의 차)를 곱한 결과를 더한 값의 최대값을 말한다. 수식은 다음과 같다.

dt = t₂-t₁.

한편, 지표 CI는 진동 신호의 획득 시작에 대응하는 초기 시점인 t₀에서 0과 동일한 값으로 유리하게 선택될 수 있다.

지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2가 임계값을 초과할 경우 알람이 울리게 되며 이는 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 결함이 발생한 것을 의미한다.

또한, 이러한 방법은 가동부(3)의 결함을 감지하는 기능을 보장하기 위하여 최소한의 횟수라도 비행 시간 당 가속도를 측정해야 한다. 또한 항공기 비행 시 매개 변수의 안정성이 요구될 수 있으며, 일정한 메인 로터의 회전 속도나 일정한 메인 로터의 구동 모터토크로 실행될 수 있다.

본 발명은 실현에 있어서 수많은 변동이 생길 수 있다. 여러 가지 실현 방식이 설명되었지만 모든 방법을 확인하는 것은 불가능한 일이다. 물론 본 발명의 틀에서 벗어나지 않는 범위에서 다른 방식으로 대체하는 것은 가능하다.

1: 항공기 2: 회전 장치
3: 가동부 6: 진동 센서
7: 고정 케이싱 9: 측정 기구
10: 전처리 유닛 11: 맵핑 유닛
12: 분석 유닛 13: 경보 유닛

Claims (11)

1. 모터 토크의 역학적 전달 체인을 전체 혹은 일부로 구성하고 있고 항공기(1)에 장착되는 회전 장치(2)의 적어도 하나의 가동부(3)에서 발생하는 결함을 감지 및 모니터링 하는 방법(20, 30, 40)에 있어서,
   항공기(1)의 고정 케이싱(7)과 단단히 결합된 적어도 하나의 진동센서(6)를 이용하여, 적어도 한 방향에 따른 진동을 측정하고, 상기 회전 장치(2)의 작동 진동 신호를 시간의 함수로 생성하는, 적어도 하나의 제1 측정 단계(21, 31);
   회전축을 중심으로 적어도 하나의 회전 자유도를 갖는 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치를 측정하는 적어도 하나의 제2 측정 단계(22, 32)를 포함하고,
   상기 방법(20, 30, 40)은 적어도:
   회전축을 중심으로 상기 적어도 하나의 가동부(3)의 소정의 n회 회전 사이클 로, 진동 센서(6)에 의해 측정된 진동 신호의 동기 분산값을 계산하고, 동기 분산값은 소정의 시점에서 측정된 가속도값과 동일한 소정의 시점에서 계산된 평균값 사이 편차 제곱의 평균값으로부터 결정되는 전처리 단계(23, 33);
   진동 신호의 소정의 고조파 범위 및 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치의 함수로서 동기 분산값을 나타내는 적어도 두 개의 맵 M₁, M₂을 생성하고, 적어도 두 맵 M_1, M₂ 은 각각 서로 구별되는 적어도 두 시점 t_1, t₂ 에서 연속적으로 얻은 동기 분산값에 대응하는 맵핑 단계(24, 34, 44);
   연속된 적어도 두 맵 M₁, M₂ 사이의 동기 분산값을 비교하는 분석 단계(25, 35, 45)로서, 제 1 시점 t₁ 에서의 동기 분산값의 제 1 맵 M₁ 과 제 1 시점 t₁ 에 뒤이은 제 2 시점 t₂ 에서의 동기 분산값의 제 2 맵 M₂의 비교에 기초하여 지표 CI를 생성하는 상기 분석 단계(25, 35, 45); 및
   지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2 이 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 결함에 대응하는 소정의 임계값을 초과하였을 때 알람이 울리는 경보 단계(26, 36)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
2. 제1 항에 있어서,
   전처리 단계(33)는 항공기(1) 탑승시 수행되며, 상기 방법(30)은 동기 분산값을 나타내는 데이터를 적어도 하나의 지상국(14)에 전달할 수 있는 데이터 전달 단계(37)를 포함하고, 또한 맵핑 단계(34), 분석 단계(35), 경보 단계(36)는 지상국(14)과 함께 전체 혹은 부분적으로 지상에서 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
3. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
   상기 맵핑 단계(44)는 각 맵 M₁, M₂ 에 대하여, 동기 분산값의 하위 표준화 단계(140)를 포함하며, 하위 표준화 단계(140)는 0과 동일한 값을 동기 분산값의 최소값을 나타내는 픽셀에 할당하고, 1과 동일한 값은 동기 분산값의 최대값을 나타내는 픽셀에 할당하며, 하위 표준화 단계(140)는 또한 0과 1 사이 값을 상기 동기 분산값의 상기 최소값과 상기 최대값의 사이 값을 나타내는 그 밖의 모든 픽셀들에 할당하는 것을 특징으로 하는 방법.
4. 제3 항에 있어서,
   상기 맵핑 단계(44)는 각각의 맵 M₁, M₂에 대하여, 0과 동일한 값을 소정의 임계값 h보다 작은 동기 분산값을 초기에 나타내는 각 픽셀에 할당하고, 또한 1과 동일한 값은 임계값 h와 크거나 같은 동기 분산값을 초기에 나타내는 각 픽셀에 할당 하는 하위 이산화 단계(141)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
5. 제4 항에 있어서,
   상기 맵핑 단계(44)는 복수 개의 맵 M₁, M₂ 에 속하는 병렬(juxtaposed) 픽셀들로 구성된 두 가지 형태를 적어도 두 개의 클래스 C1, C2로 분류하기 위한 하위 분류 단계(142)로서, 상기 픽셀들에 각각 동일한 1 값이 할당되고, 적어도 두 개의 픽셀 그룹들 G1 및 G2를 식별할 수 있고, 1과 동일한 값이 할당된 병렬 픽셀의 수에 따라 내림차순에 의해 적어도 두 개의 픽셀 그룹들 G1 및 G2를 분류하고, 제1 클래스 C1은 제1 그룹 G1과 대응하고 제2 클래스 C2는 제2 그룹 G2와 일치하며, 제 2 그룹 G2는 1과 동일한 값이 할당된 병렬 픽셀의 수가 상기 제1 그룹 G1의 1과 동일한 값이 할당된 병렬 픽셀의 수보다 적은 하위 분류 단계(142)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
6. 제5 항에 있어서,
   상기 맵 M₁, M₂ 각각에 대하여, 상기 하위 분류 단계(142)는 1과 동일한 값이 할당된 픽셀을 동일한 그룹 내에서 그룹화 할 수 있고, 이는 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제1 하위그룹을 G1' 형성하고, 맵 M₁, M₂ 의 원점은 X축에 놓이고 0 라디안과 동일한 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치에 대응하고, 1과 동일한 값이 할당된 픽셀은 1과 동일한 값이 할당된 적어도 하나의 픽셀을 포함하는 제2 하위 그룹 G1"을 형성하고, 맵 M₁, M₂ 의 2π 라디안 값이 X축에 놓이며 2π 라디안보다 작은 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치에 대응하고, 제1 하위그룹 G1' 의 적어도 하나의 픽셀은 0 라디안과 동일한 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치와 X축(abscissa)에서 대응하고, 제2 하위 그룹 G1"의 적어도 하나의 픽셀의 것과 각위치와 동일한 고조파 값은 2π 라디안과 동일한 가동부(3)의 각위치에서 대응하는 것을 특징으로 하는 방법.
7. 제5 항 또는 제6 항에 있어서,
   상기 분석 단계(45)는, 각각의 클래스 C1, C2에 대하여 제1 M₁ 맵을 제2 맵 M₂에 중첩 함에 있어서, 제1 맵 M₁의 클래스 C1, C2에 상응하는 제1 폼(form) F1과 제2 맵 M₂의 클래스 C1, C2에 상응하는 제2 폼 F2 사이의 교차 면적 S3을 산출하는 제1 하위 계산 단계(150)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
8. 제7 항에 있어서,
   상기 분석 단계(45)는, 각각의 클래스 C1, C2에 대하여 제1 M₁ 맵을 제2 맵 M₂에 중첩 함에 있어서, 제1 맵 M₁ 의 클래스 C1, C2에 상응하는 제1 폼 F1과, 제2 맵 M₂ 의 클래스 C1, C2에 상응하는 제2 폼 F2 사이의 제외 면적 S4로서, 제1 폼 F1의 제1 면적 S1과 제2 폼 F2의 제2 면적 S2의 합에서 교차 면적 S3은 공제되는(subtracted) 상기 제외 면적 S4를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
9. 제8 항에 있어서,
   상기 분석 단계(45)는, 상기 교차 면적 S3와 상기 제외 면적 S4의 차이와 동일한 스코어 P를 계산하는 제 3 하위 계산 단계(152)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
10. 제9 항에 있어서,
    상기 분석 단계(45)는, 각 클래스 C1, C2에 대하여, 지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2을 반복하여 계산하는 것으로서, 제2 맵 M₂ 에 상응하는 지표 CI의 제2 현재 값 CI_t2는, 0 값과, 제1 M₁ 에 상응하는 지표 CI의 제1 현재 값 CI_t1 과 스코어 P와 경과시간 dt(시점 t₂ 와t₁ 의 차)를 곱한 결과를 더한 값의 최대값을 나타내는 아래 수식 즉,
    

    

    
    dt = t₂-t_1,
    으로 표시되는 제 4 하위 계산 단계(153)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
11. 모터 토크의 역학적 전달 체인을 전체 혹은 일부로 구성하고 있고 항공기(1)에 장착되는 회전 장치(2)의 적어도 하나의 가동부(3)에서 발생하는 결함을 감지 및 모니터링 하는 시스템(8)에 있어서,
    항공기(1)의 고정 케이싱(7)과 단단히 결합되고, 적어도 한 방향에 따른 진동을 측정하고, 시간의 함수로 회전 장치(2)의 작동 진동 신호를 생성하는 진동 센서(6);
    회전축을 중심으로 적어도 하나의 회전 자유도를 갖는 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치를 측정하는 측정 기구(9)를 포함하고,
    상기 시스템(8)은 적어도:
    회전축을 중심으로 상기 적어도 하나의 가동부(3)의 소정의 n회 회전 사이클 로, 진동 센서(6)에 의해 측정된 진동 신호의 동기 분산값을 계산하는 전처리 유닛(10)으로서, 동기 분산값은 소정의 시점에서 측정된 가속도값과 동일한 소정의 시점에서 계산된 평균값 사이 편차 제곱의 평균값에 대응하는 상기 전처리 유닛(10);
    진동 신호의 소정의 고조파 범위 및 적어도 하나의 가동부(3)의 각위치의 함수로서 동기 분산값을 나타내는 적어도 두 개의 맵 M₁, M₂을 생성하는 맵핑 유닛(11)으로서, 적어도 두 맵 M_1, M₂ 은 각각 서로 구별되는 적어도 두 시점 t_1, t₂ 에서 연속적으로 얻은 동기 분산값에 대응하는, 상기 맵핑 유닛(11);
    연속된 적어도 두 맵 M₁, M₂ 사이의 동기 분산값을 비교하는 분석 유닛(12)으로서, 제 1 시점 t₁ 에서의 동기 분산값의 제 1 맵 M₁ 과 제 1 시점 t₁ 에 뒤이은 제 2 시점 t₂ 에서의 동기 분산값의 제 2 맵 M₂ 의 비교에 기초하여 지표 CI를 생성하는 상기 분석 유닛(12); 및
    지표 CI의 현재 값 CI_t1, CI_t2 이 회전 장치(2)의 가동부(3)에서 결함에 대응하는 소정의 임계값을 초과하였을 때 알람을 울리는 경보 유닛(13)을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.

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