(57)【要約】【課題】  本発明は航空機振動検出システム及び方法に関する。【解決手段】  航空機振動検出システムは、航空機のピッチング及びヨーイングされる加速度を探測する振動探測装置と、前記振動探測装置の探測した二つの方向での加速度を取得するデータ取得装置と、前記データ取得装置が取得した二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、航空機に振動が発生したか否かを判断する振動確定装置と、を含む。【選択図】      図３
2015024812.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のピッチング及びヨーイングされる加速度を探測する振動探測装置と、
前記振動探測装置の探測した二つの方向での加速度を取得するデータ取得装置と、
前記データ取得装置が取得した二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、航空機に振動が発生したか否かを判断する振動確定装置と、
を含む航空機振動検出システム。
【請求項２】
航空機が振動する周波数と方向情報に応じて、既知の振動源が引き起こした振動と比較して、振動が現れる部材を推定するモード比較装置、
を更に含む請求項１に記載の航空機振動検出システム。
【請求項３】
振動探測装置は、航空機の慣性ナビゲーションコンピューター、慣性ナビゲーションプラットホーム、又は3軸重力加速度センサー付き加速度計、
を含む請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項４】
前記データ取得装置は、航空機DMU、QAR又はFDR、あるいは高周波数でサンプリングする別途のハードウェア装置、
を含む請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項５】
前記データ取得装置が取得した航空機の二つの方向での加速度データに応じて、振動データメッセージを生成するメッセージ生成装置と、
空地データリンクを通じて、前記振動メッセージを地上の前記振動確定装置へ転送する通信装置と、
を更に含む請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項６】
振動記録起動装置、
を更に含む、請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項７】
前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は、航空機の上昇又は巡航段階から振動を探測し始める
請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項８】
上昇が始めると共に又は上昇が始めてから約10秒又は20秒後、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める、又は、航空機が260kontより大きい航速で上昇する時、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める、又は、航空機が巡航安定状態に進入した後又は航空機が巡航安定状態に進入してから約40秒後、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める
請求項7に記載の航空機振動検出システム。
【請求項９】
前記振動確定装置は、前記データ取得装置が取得した一定時間の二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を確定する
請求項1に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１０】
前記振動確定装置は、フーリエ変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動の頻度スペクトル分布を取得する
請求項9に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１１】
前記振動確定装置は、平滑ダミーWigner-ville分布及び/又はウェーブレット変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動エネルギー分布を取得する
請求項9に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１２】
前記振動確定装置は、振動エネルギーが予め設定した閾値を超える時、振動が発生したと確認する
請求項11に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１３】
前記予め設定した閾値は、振動のエネルギー密度が150dbより大きく、且つフーリエ変換後の振幅が0.0003平方メートル/秒/ヘルツより大きい
請求項12に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１４】
前記モード比較装置は、振動位置情報と合わせて振動の源を判断する
請求項2に記載の航空機振動検出システム。
【請求項１５】
航空機のピッチング及びヨーイングされる加速度を探測するステップと、
前記振動探測装置の探測した二つの方向での加速度を取得するステップと、及び
前記データ取得装置が取得した二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、航空機に振動が発生したか否かを判断するステップと、
を含む航空機振動検出方法。
【請求項１６】
航空機が振動される周波数と方向情報に応じて、既知の振動源が引き起こした振動と比較することで、振動が現れる部材を推定するステップと、
を更に含む請求項15に記載の航空機振動検出方法。
【請求項１７】
前記データ取得装置が取得した航空機の二つの方向での加速度データに応じて、振動データメッセージを生成するステップと、
を更に含む請求項15に記載の航空機振動検出方法。
【請求項１８】
空地データリンクを通じて、前記振動メッセージを地上に転送するステップと、
を更に含む請求項17に記載の航空機振動検出方法。
【請求項１９】
航空機の上昇又は巡航段階から振動を探測し始めるステップと、
を更に含む請求項15に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２０】
上昇が始めると共に又は上昇が始めてから約10秒又は20秒後、振動探測を始める、又は、航空機が260kontより大きい航速で上昇する時、振動探測を始める、又は、航空機が巡航安定状態に進入した後又は航空機が巡航安定状態に進入してから約40秒後、振動探測を始める
請求項19に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２１】
フーリエ変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動の頻度スペクトル分布を取得するステップと、
を更に含む請求項15に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２２】
平滑ダミーWigner-ville分布及び/又はウェーブレット変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動エネルギー分布を取得するステップと、
を更に含む請求項15に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２３】
振動エネルギーが予め設定した閾値を超える時、振動が発生したと確認するステップと、
を更に含む請求項22に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２４】
前記予め設定した閾値は、振動のエネルギー密度が150dbより大きく、且つフーリエ変換後の振幅が0.0003平方メートル/秒/ヘルツより大きい
請求項23に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２５】
振動位置情報と合わせて、振動の源を判断するステップと、
を更に含む請求項16に記載の航空機振動検出方法。
【請求項２６】
一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度を含む振動データを取得するステップと、
振動の頻度スペクトルとエネルギー分布情報を得て、振動が実際に発生したか否かを確定するステップと、
を含む航空機振動故障メインテナンス方法。
【請求項２７】
振動の周波数と方向に応じて、振動故障が発生可能な源を得るステップと、
を更に含む請求項26に記載の航空機振動故障メインテナンス方法。
【請求項２８】
振動の周波数と方向及び振動位置情報に応じて、振動故障が発生可能な源を得るステップと、
を更に含む請求項26に記載の航空機振動故障メインテナンス方法。
【請求項２９】
前記得られた可能な振動故障源に応じて、航空機の振動故障に対してメインテナンスを行うステップと、
を更に含む請求項28に記載の航空機振動故障メインテナンス方法。
【請求項３０】
請求項1-14に記載の航空機振動検出システムを構築する、または請求項15-25に記載の航空機振動検出方法を適用するステップと、
航空機での振動発生可能な部材の交換時間を延長するステップと、
を含む航空機メインテナンス方法。
【請求項３１】
振動発生可能な部材は、方向舵のロード端部、方向舵の作動シリンダー、及び昇降舵のロード端部からなるグループの中から選択される一つ又は複数である
請求項30に記載の航空機メインテナンス方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機搭載システム及び方法に関し、特に航空機振動検出システム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
上昇又は巡航段階では、航空機のキャビンドア、ベントラルの下側のカバーパネル、航空機の補助翼とフラップ、ランディングギアのキャビンドア、及び操縦面などの部材で生成されるフリーストロークにより、これらの部材の中の一部が気流に従って、不正常的なスイングを生成されることで、航空機が空気力の作用によって振動が発生する。航空機の振動は、操縦室と尾翼で特に明らかである。このような振動は飛行安全に対して影響を与えないが、乗組員の操縦と乗客の快適さに莫大な影響をもたらす。乗組員は、航空機振動のため注意力を集中して操縦動作とサービスを完成できなく、さらに乗客は航空機の振動で、気持ちがいらだって落ち着かないことになる。
【０００３】
従来技術では、航空機振動を判断するにおいて、主に乗組員の個人感覚による報告を基礎とする。しかし、報告の中での個人感覚は、通常に正確ではないため、実に故障が発生しない、又は振動源を確認できなくて、航空機に対して全面的な点検を行なわなければならない場合がある。このような点検は、作業量が大きく、実施も難しい。このようなことを避けるために、メインテナンス工程部では、一部の部材に対するメインテナンス間隔を短縮させることにより、メインテナンスコストの急激な増加を招く。
【発明の概要】
【０００４】
上述した従来技術に存在する技術課題を解決するために、本発明の一方面によれば、航空機のピッチング及びヨーイングされる加速度を探測する振動探測装置と、前記振動探測装置の探測した二つの方向での加速度を取得するデータ取得装置と、前記データ取得装置が取得した二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、航空機に振動が発生したか否かを判断する振動確定装置と、を含む航空機振動検出システムを提供する。
上述したようなシステムにおいて、航空機が振動される周波数と方向情報に応じて、既知の振動源が引き起こした振動と比較して、振動が現れる部材を推定するモード比較装置、を更に含む。
上述したようなシステムにおいて、振動探測装置は、航空機の慣性ナビゲーションコンピューター、慣性ナビゲーションプラットホーム、又は3軸重力加速度センサー付き加速度計を含む。
上述したようなシステムにおいて、前記データ取得装置は、航空機のDMU、QAR又はFDR、あるいは高周波数でサンプリングする別途のハードウェア装置を含む。
上述したようなシステムにおいて、前記データ取得装置が取得した航空機の二つの方向での加速度データに応じて、振動データメッセージを生成するメッセージ生成装置と、空地データリンクを通じて、前記振動メッセージを地上の前記振動確定装置へ転送する通信装置と、を更に含む。
上述したようなシステムにおいて、振動記録起動装置を更に含む。
上述したようなシステムにおいて、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は、航空機の上昇又は巡航段階から振動を探測し始める。
上述したようなシステムにおいて、上昇が始めると共に又は上昇が始めてから約10秒又は20秒後、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める、又は航空機が260kontより大きい航速で上昇する時、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める、又は、航空機が巡航安定状態に進入した後又は航空機が巡航安定状態に進入してから約40秒後、前記振動探測装置、データ取得装置、又はメッセージ生成装置は振動を探測し始める。
上述したようなシステムにおいて、前記振動確定装置は、前記データ取得装置が取得した一定時間の二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を確定する。
上述したようなシステムにおいて、前記振動確定装置は、フーリエ変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動の頻度スペクトル分布を取得する。
上述したようなシステムにおいて、前記振動確定装置は、平滑ダミーWigner-ville分布及び/又はウェーブレット変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動エネルギー分布を取得する。
上述したようなシステムにおいて、前記振動確定装置は、振動エネルギーが予め設定した閾値を超える時、振動が発生したと確認する。
上述したようなシステムにおいて、前記予め設定した閾値は、振動のエネルギー密度が150dbより大きく、且つフーリエ変換後の振幅が0.0003平方メートル/秒/ヘルツより大きい。
上述したようなシステムにおいて、前記モード比較装置は、振動位置情報と合わせて振動の源を判断する。
本発明の更なる一方面によれば、航空機のピッチング及びヨーイングされる加速度を探測するステップと、前記振動探測装置の探測した二つの方向での加速度を取得するステップと、前記データ取得装置が取得した二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、航空機に振動が発生したか否かを判断するステップと、を含む航空機振動検出方法を提供する。
上述したような方法において、航空機が振動される周波数と方向情報に応じて、既知の振動源が引き起こした振動と比較することで、振動が現れる部材を推定するステップと、を更に含む。
上述したような方法において、前記データ取得装置が取得した航空機の二つの方向での加速度データに応じて、振動データメッセージを生成するステップと、を更に含む。
上述したような方法において、空地データリンクを通じて、前記振動メッセージを地上に転送するステップと、を更に含む。
上述したような方法において、航空機の上昇又は巡航段階から振動を探測し始めるステップを更に含む。
上述したような方法において、上昇が始めると共に又は上昇が始めてから約10秒又は20秒後、振動探測を始める、又は、航空機が260kontより大きい航速で上昇する時、振動探測を始める、又は、航空機が巡航安定状態に進入した後又は航空機が巡航安定状態に進入してから約40秒後、振動探測を始める。
上述したような方法において、フーリエ変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動の頻度スペクトル分布を取得するステップ、を更に含む。
上述したような方法において、平滑ダミーWigner-ville分布及び/又はウェーブレット変換を通じて、前記一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度データを処理し、振動エネルギー分布を取得するステップ、を更に含む。
上述したような方法において、振動エネルギーが予め設定した閾値を超える時、振動が発生したと確認するステップ、を更に含む。
上述したような方法において、前記予め設定した閾値は、振動のエネルギー密度が150dbより大きく、且つフーリエ変換後の振幅が0.0003平方メートル/秒/ヘルツより大きい。
上述したような方法において、振動位置情報と合わせて、振動の源を判断するステップ、を更に含む。
本発明の更なる一方面によれば、一定時間での航空機のピッチングとヨーイング二つの方向での加速度を含む振動データを取得ステップと、振動の頻度スペクトルとエネルギー分布情報を得て、振動が実際に発生したか否かを確定するステップと、を含む航空機振動故障メインテナンス方法を提供する。
上述したような方法において、振動の周波数と方向に応じて、振動故障が発生可能な源を得るステップ、を更に含む。
上述したような方法において、振動の周波数と方向及び振動位置情報に応じて、振動故障が発生可能な源を得るステップ、更に含む。
上述したような方法において、前記得た可能な振動故障ソースに応じて、航空機の振動故障に対してメインテナンスを行うステップ、を更に含む。
本発明の更なる一方面によれば、上述したような航空機振動検出システムを構築する又は上述したような航空機振動検出方法を適用するステップと、航空機での振動発生可能な部材の交換時間を延長するステップと、を含む航空機メインテナンス方法を提供する。
上述したような方法において、振動発生可能な部材は、方向舵のロード端部、方向舵の作動シリンダー、及び昇降舵のロード端部からなるグループの中から選択される一つ又は複数である。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
以下、図面に基づいて、本発明の好ましい実施形態を更に詳しく説明する。
【図１】航空機昇降舵の構造図である。
【図２】航空機方向舵の構造図である。
【図３】本発明の一実施例に係る航空機振動検出システムの構造図である。
【図４】本発明の一実施例に係る航空機振動検出方法のフローチャットである。
【図５】本発明の一実施例に係るピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）での振動データがフーリエ変換を経て得られた頻度スペクトルデータである。
【図６】図5に示された実施例の振動データが平滑ダミーWigner-ville分布処理を経て得られた振幅（即ち、エネルギー）分布図である。
【図７】図6に示された実施例の分布がさらにウェーブレット変換処理を経て得られた、即ち、エネルギー密度分布図である。
【図８】本発明の一実施例に係る航空機振動故障メインテナンス方法である。
【図９】本発明の一実施例に係る航空機メインテナンス方法である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
以下、本発明の目的、技術案及び利点が明らかになるように、本発明の実施例の図面を参照して、本発明の実施例の技術案について、明らかで具体的に説明する。説明する実施例は本発明の一部の実施例であり、すべての実施例ではないことは言うまでもない。本発明の実施例に基づいて、当業者は創造性の労働なしに獲得したその他のすべての実施例は本発明の範囲に属すべきである。
【０００７】
以下の詳細な説明において、本願の一部として本願の特定的な実施例を説明するための図面を参照することができる。図面において、類似な符号は異なる図面でも大体類似なユニットを表す。以下の説明において、当業者が本願の技術案を実施できるように、本願の各特定的な実施例に対して十分に説明する。他の実施例を利用したり、本願の実施例に対して構造的、論理的または電気的に変更を行なったりすることができることはいうまでもない。
【０００８】
航空機で振動を招く原因は多種多様である。背景技術で説明したとおり、航空機のキャビンドア、ベントラルの下側のカバーパネル、航空機の補助翼とフラップ、ランディングギアのキャビンドア、及び操縦面などの部材のフリーストロークは全て航空機の振動を招くことができる。以下、昇降舵と方向舵この二つの振動が最も発生しやすい部材を例として、航空機振動の一部特徴を説明する。
【０００９】
図1は航空機昇降舵の構造図である。図1に示されたように、航空機の尾翼の左右両側にはそれぞれ一つの昇降舵が取付られる。昇降舵の作動シリンダーは、ヒンジを通じて昇降舵操縦面の角度を制御して、航空機の上昇及び下降を実現する。昇降舵について、作動シリンダーとヒンジ両方とも離脱が発生して、フリーストロークが発生可能であり、ひいては作動シリンダーとヒンジとの間の間隔が大き過ぎて、フリーストロークを引き起こす可能である。これらのフリーストロークの出現は、航空機に振動を発生させる可能である。
【００１０】
図2は航空機方向舵の構造図である。図2に示されたように、航空機の尾翼の中央には一つの方向舵が取付られる。方向舵の作動シリンダーは、ヒンジを通じて、方向舵操縦面の角度を制御して航空機の方向転換を実現する。同様に、方向舵の作動シリンダーとヒンジも離脱が発生してフリーストロークが発生可能であり、これによって、航空機の振動を招くことになる。
【００１１】
航空機のキャビンドア、ベントラルの下側のカバーパネル、航空機の補助翼とフラップ、及びランディングギアのキャビンドアは、これらの装置での一部部材の離脱によって、全てフリーストロークが発生する、又は不当な操縦によって、一部部材があるべきである位置に位置されなくて、フリーストロークが発生可能であり、これによって航空機に振動が発生可能である。
【００１２】
本出願の発明者は、研究を通じて、異なる箇所又は異なる部材の振動にはそれぞれの特徴があることを見つかった。例えば、これらは、振動の周波数と方向で大きい差異が存在する。キャビンドア又はカバーパネルでは、周波数が一般的に100Hz以上で非常に高いが、操縦面の振動はその周波数が一般的に20Hz以下であまり高くない。そして、振動の方向にも区別が存在する。例えば、昇降舵の振動方向は上下であり、方向舵の振動方向は左右である。もし、振動は航空機での異なる箇所で発生した状況も合わせると、振動の異なる発生原因が区別でき、故障発生可能な位置を確定できる。このようにすると、航空機振動故障の故障排除時間を大幅に減少し、航空機の耐航時間を向上させ、一部部材の固定メインテナンス期限を延長し、メインテナンスコストを節減させることができる。本発明は、A320シリーズ航空機を例とするが、その他の種類の航空機又は類似なシステムにも本発明を適用できる。
【００１３】
図3は本発明の一実施例に係る航空機振動検出システム構造図である。図3に示されたように、航空機振動検出システム300は、振動探測装置301、データ取得装置302、振動確定装置303、及びモード比較装置304を含む。
【００１４】
振動探測装置301は、航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の加速度を探測する。これらの方向での加速度の変化を通じて、航空機がこれらの方向での振動を反映できる。
【００１５】
データ取得装置302は、振動探測装置301が探測した二つの方向での加速度を取得し、これらの加速度情報を記憶できる。振動確定装置303は、データ取得装置302が取得された二つの方向での加速度に応じて、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を抽出し、抽出した情報に応じて、航空機に振動が発生したか否かを判断する。モード比較装置304は、航空機振動の周波数及び/または位置情報に応じて、既知の振動源が招く振動と比較して、振動を招く部材を推定する。
【００１６】
本発明の一実施例によれば、振動探測装置301の実例は航空機の慣性ナビゲーションコンピューターである。航空機の慣性ナビゲーションコンピューターは、航空機での重要な部材で、レーザージャイロスコープと3軸加速度計とを含む。航空機が飛行する過程で、慣性ナビゲーションコンピューターは、各時刻毎に、航空機のアクティブジャイロスコープに対して定義された基準平面の位置に応じて、航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の加速度を計算して、航空機の姿勢を確定し、航空機の姿勢の情報を航空機の操縦室へ提供する。そのため、航空機の慣性ナビゲーションコンピューターは、本発明の技術案に適用されて、振動の関連情報を探測できる。
【００１７】
本発明の一実施例によれば、振動探測装置301の実例は航空機の慣性ナビゲーションプラットホームである。慣性ナビゲーションプラットホームは、初期航空機に適用された装置で、その機能は既存の慣性ナビゲーションコンピューターと類似で、これも本発明に適用できる。
【００１８】
本発明の一実施例によれば、振動探測装置301の実例は別途のハードウェア装置で、3軸重力加速度センサー付き加速度計を含む。加速度計も航空機の二つの方向での加速度を探測するのに用いられることができ、本発明の技術案にも適用できる。
【００１９】
本発明の一実施例によれば、本発明は航空機のデジタル式飛行データインタフェースと管理ユニットFDIMU（Flight Data interface and Management Unit）を利用する。FDIMUは、航空機搭載センサー又はその他の設備からの航空機状態データを受信する。FDIMUのデータ取得サブシステムは、取得した航空機状態データをデジタル信号に転換してブロードキャストする。クイックアクセスレコーダQAR（Quick Access Recorder）は、ブロードキャストされた航空機状態データを受信して記憶する。ここで、一部データは、航空機に突発事態が発生した後、関連者が調査及び分析をするように、飛行データレコーダFDR（Flight Data Recorder）、即ち、「ブラックボックス」に記憶される。
【００２０】
航空機状態監視システムACMS（Aircraft Condition Monitoring System）もFDIMUのデータ取得サブシステムからブロードキャストされた航空機状態データを受信する。ACMSは、航空機状態データを監視、収集、及び記録し、特定トリガー条件で所定の航空機状態データを出力して、乗組員とメインテナンス職員が航空機状態と性能を日常的に監視するのに用いられるようにする。そのデータ内容と形式については、使用者が変更できるため、メッセージと称する。
【００２１】
ACMSメッセージは、集積されたアプリケーションソフトウェアの制御によって生成される。メッセージは、特定航空機状態パラメーターの閾値又は複数の特定航空機状態パラメーターの組合ロジック、即ち、特定的なメッセージトリガーロジックによってトリガーされる。ACMSの製造会社で設計及びテストしたメッセージトリガーロジックによって生成されたACMSメッセージを、基本メッセージとする。多くの基本メッセージは既に民用航空管理部門で規定した標準になっている。エアーバスA320シリーズ航空機を例とすると、それが使用するACMS基本メッセージは約20個くらいがある。
【００２２】
自体でACMSメッセージトリガーロジックを作成することでカストマイズメッセージを生成できる。カストマイズメッセージは、当業者に、基本メッセージにおけるパラメーターの制限を更に受けなく、直接数万個の航空機状態パラメーターを面するようにできる。このようにすると、航空機の状態を更によく監視できる。
【００２３】
本発明の一実施例によれば、データ取得装置302の実例は航空機のFDIMUのDMU、QAR又はFDRである。
【００２４】
本発明の一実施例によれば、データ取得装置302の実例は、別途のハードウェアの揮発性又は非揮発性データ記憶装置である。FDIMUのDMUのサンプリング周波数が制限を受けられるため、一般的に32Hz（即ち、毎秒32回）未満であるので、一部高周波数振動のデータを取得できない。しかし、高周波数でサンプリングできるデータ取得装置を使用すると、この問題が解決できる。
【００２５】
本発明の一実施例によれば、振動確定装置303の実例は、航空機のメインコントロールコンピューター、アシストコンピューター、FDIMUのACMS、又はその他の航空機搭載コンピューター、又は地上の演算プラットフォームである。
【００２６】
本発明の一実施例によれば、モード比較装置304の実例は、航空機のメインコントロールコンピューター、アシストコンピューター、ACMS又はその他の航空機搭載コンピューター又は地上のコンピューターである。言い換えると、データ取得装置302及びモード比較装置304は、同一の航空機搭載演算プラットフォーム又は異なる演算プラットフォームによって実施できる。
【００２７】
本発明の一実施例によれば、航空機でのメインコントロールコンピューター、アシストコンピューター、FDIMUのACMS又はその他の航空機搭載コンピューター全ては、それぞれのタスクがあるため、余裕の演算リソースがないが、振動の頻度スペクトルとエネルギー情報を得ようとしたら、大量の計算が必要である。そのため、振動確定装置303とモード比較装置304は、地上の演算プラットフォームであることが好ましい。
【００２８】
本発明の一実施例によれば、航空機振動検出システム300は、メッセージ生成装置305と通信装置306を含む。メッセージ生成装置305は、データ取得装置302が取得した航空機の二つの方向での加速度データに応じて、振動データメッセージを生成する。本発明の一実施例によれば、加速度のデータ量が比較的に多いため、メッセージを順調に転送するように確保するため、メッセージ生成装置は、一つより多い振動データメッセージを生成する。通信装置306は、メッセージを振動確定装置303に転送する。
【００２９】
本発明の一実施例によれば、メッセージ生成装置305の実例は、FDIMUのACMS、又はその他の航空機搭載メッセージ生成装置である。本発明の一実施例によれば、通信装置306の実例は、例えば、ACARSシステムの地空データリンクで、防氷バルブ性能メッセージは、地空データリンクを通じて、地上ワークステーションに転送され、ひいては航空会社の地上演算プラットフォーム又はサーバに転送される。
【００３０】
本発明の一実施例によれば、航空機振動検出システム300は、振動記録起動装置307を含む。振動は各時刻毎に発生するのではなく、一定なランドム性を持っている。そのため、航空機の上昇及び巡航のような振動が比較的発生しやすい時間に振動探測を行うほか、乗組員又はキャビン‐アテンダントは、別途の振動記録起動装置307を起動して、振動が発生する時の振動データを取得できる。本発明の一実施例によれば、振動記録起動装置307は、振動探測装置301に接続されて全ての振動探測過程を起動するが、これは振動探測装置301が別途のハードウェアである場合に非常に有用である。本発明の一実施例によれば、振動記録起動装置307は、データ取得装置302に接続されて全ての振動探測過程を起動するが、これはデータ取得装置302が別途のハードウェアである場合に非常に有用である。本発明の一実施例によれば、振動記録起動装置307は、メッセージ生成装置305に接続されて振動データ取得及び振動メッセージ生成過程を起動する。
【００３１】
図4は本発明の一実施例に係る航空機振動検出方法のフローチャットである。一つの適用例として、図4の航空機振動検出方法は、図3に示された実施例の航空機振動検出システムに適用できる。
【００３２】
図4に示されたように、航空機振動検出方法400は、航空機が上昇又は巡航状態にあるか否かを確定するステップ410と、もし航空機が上昇状態又は巡航状態にあると、振動探測装置301、データ取得装置302又はメッセージ生成装置305を起動して、振動探測を始めるするステップ420と、を含む。
【００３３】
本発明の一実施例によれば、上昇が始めると共に又は上昇が始めてから一定時間が経過した後、好ましくは10秒又は20秒後、振動を探測し始める。本発明の一実施例によれば、航空機が260kontより大きい航速で上昇する時、振動を探測し始める。本発明の一実施例によれば、航空機が巡航安定状態に進入した後、振動を探測し始めるとか、又は航空機が巡航安定状態に進入して一定時間が経過した後、好ましくは40秒又はそれ以上の時間が経過した後、振動を探測し始める。
【００３４】
又は、ステップ430において、乗組員又はキャビン‐アテンダントが振動記録起動装置307を利用して、手動で振動探測装置301、データ取得装置302又はメッセージ生成装置305を起動させて、振動を探測し始める。
【００３５】
振動を探測し始めた後、ステップ440において、データ取得装置302は、固定された時間間隔で振動探測装置から航空機の一定時間での振動データを得る。又は、メッセージ生成装置305は、データ取得装置302から、例えば、FDIMUのDMU、QAR又はFDR、又は別途のハードウェアのデータ取得装置302から航空機の一定時間での振動データを得る。
【００３６】
振動データは、航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の二つの方向での加速度を含むが、これに限られない。本発明の一実施例によれば、前後方向の加速度が振動状況に対する影響が大きくないため、得ても良いし、省略してもいい。上述したように、もし振動記録装置がFDIMUのDMU、QAR又はFDRであると、これらの装置のサンプリング周波数は、今の多くの航空機で制限を受けるが、最大は毎秒32回、即ち、32Hzである。もしデータ取得装置302が、振動記録のために専門的に設計されたハードウェア又はソフトウェアであると、サンプリング周波数の制限を受けないことができ、もっと広い周波数範囲で航空機振動を探測できる。
【００３７】
本発明の一実施例によれば、振動モードを確定するために、データ取得装置302は、20-120秒の振動データを取得する。好ましくは20-60秒又は20-40秒の振動データを取得する。
【００３８】
ステップ450において、通信装置306を通じて、例えば、ACARSの空地データリンクを利用して、ピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の加速度に含まれた振動記録データを地上のワークステーションに転送し、ひいては航空会社の演算プラットフォーム又はデータサーバに転送する。
【００３９】
航空機のメインコントロールコンピューター、アシストコンピューター、ACMS又はその他の航空機搭載コンピューターは飛行過程で全てそれぞれのタスクがあるが、振動データを処理しようとすると大量の演算リソースが必要し、且つ振動は一般的に飛行安全に影響を与えないため、振動データを地上のサーバに送信して処理するようになるのは非常に好ましい選択である。勿論、ステップ450は選択的なもので、これらの計算過程は航空機搭載コンピューターで完成してもいい。
【００４０】
本発明の一実施例によれば、メッセージ生成装置305は、一連のメッセージを通じて、記録された一定時間での振動データを地上サーバに転送する。例えば、五つの振動メッセージを通じて、ピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の二つの方向での加速度に含まれた振動データを地上サーバに転送する。
【００４１】
本発明の一実施例によれば、振動メッセージは三つの部分を含む。第１の部分は、予め設定したメッセージパラメーター、例えば、装置番号、航空便番号、大気速度、エンジン回転速度などの情報を含む。第２の部分は、航空機の飛行段階、振動記録の開始時間、完了時間などを含む。第３の部分は、メッセージの主な部分であって、異なるタイミングでの航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の二つの方向での加速度を含む。
【００４２】
図4を再度参照すると、ステップ460において、振動確定装置303は、各方向での振動データを処理して、振動データの頻度スペクトル特徴を得る。本発明の一実施例によれば、データ取得装置は、振動データのエネルギー特徴を更に得る。上述したように、異なる振動源が招く振動は相対的に特別な周波数を有し、振動データの頻度スペクトル特徴を通じて、振動モードを確定できる。振動データのエネルギー特徴を通じて、航空機に実際に振動が発生したか否かを確定でき、振動エネルギーが非常に低い干渉振動は無視でき、誤警報を避けることができる。
【００４３】
本発明の一実施例によれば、フーリエ変換、平滑ダミーWigner-ville分布及びウェーブレット変換を通じて、初期サンプリングされた航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の二つの方向での加速度データを処理して、振動の頻度スペクトルと振動エネルギー分布を取得する。当業者は、上述した分析方法はただ例示的なもので、その他の頻度スペクトル分析、模擬方法及び/又は数値分析方法も振動データの分析に適用でき、これにより振動データの周波数とエネルギー特徴を得ることを理解すべきである。
【００４４】
ステップ470において、振動確定装置303は、航空機に振動が発生したか否かを確定する。本発明の一実施例によれば、振動のエネルギー密度が150dbより大きく（好ましくは200db）、且つフーリエ変換後の振幅が0.0003（好ましくは0.0005）[平方メートル/秒]/ヘルツより大きい場合のみ、振動が発生したと確認できる。異なる種類の航空機は、その大きさと構造の差異によって、振動が発生したと確定する閾値が異なるである可能性がある。ステップ470を通じて、絶対多数の低エネルギー妨害を除去できて、振動が実際に存在すると確定する。
【００４５】
図5は本発明の一実施例によるピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）での振動データがフーリエ変換を経て得られた頻度スペクトルデータである。これはテストの一実施例として、この実施例では、航空機の翼に一つの2Hzの垂直振動源を合わせた。本発明の上述したシステム及び方法を利用して、この振動源の振動データを得る。
【００４６】
図5に示されたように、ピッチング（即ち、上下方向上）での振動データがフーリエ変換を経て得られた頻度スペクトルデータは、2Hz付近の領域で一つのピークが現れる。ヨーイング（即ち、左右方向）での振動データがフーリエ変換を経て得られた頻度スペクトルデータは、如何なるピークも現れない。これにより、航空機に一つの2Hz程度の振動が存在する可能性が高いと判断できる。
【００４７】
図6は図5に示された実施例の振動データが平滑ダミーWigner-ville分布処理を経て得られた振幅（即ち、エネルギー）分布図である。図6に示されたように、2Hz付近の領域には、最高エネルギー密度が存在する。
【００４８】
図7は図6に示された実施例の分布がさらにウェーブレット変換処理を経て得られた、即ち、エネルギー密度分布図である。図7から、2Hz付近に高エネルギー振動が存在すると明確に確認できる。
【００４９】
図5を参照すると、この振動の振幅は、フーリエ変換後、振幅が0.0003[平方メートル/秒]/ヘルツより大きい。また、図8を参照すると、振動のエネルギー密度が150dbより大きい。これにより、航空機に実際に一つの2Hz程度の上下方向に振動する振動源が存在すると確定できる。
【００５０】
図4を再度参照すると、ステップ480において、モード比較装置304で、振動確定装置303が得た振動方向及び周波数特徴と、既知の振動モードを比較して、可能な故障源を確定する。上述したように、既知の振動モードによって、源故障源を初歩的に判断できる。例えば、キャビンドア又はカバーパネルでは振動周波数が一般的に100Hz以上で、非常に高い。しかし、操縦面の振動は、周波数が一般的に20Hz程度で、あまり高くない。振動方向は、例えば、昇降舵の振動方向は上下であるが、方向舵の振動方向は左右である。
【００５１】
本発明の一実施例によれば、振動位置情報と合わせて振動の源を更に正確に判断できる。一般的に、異なる源の振動に対して、乗組員又は乗客の航空機キャビンの異なる位置で感じる感覚が異なることである。この情報は相対的に比較的正確である。そのため、故障源を確定する時、乗組員の報告と合わせることができる。本発明の一実施例によれば、航空機の異なる位置でのセンサーによって、振動の大体な箇所を確定できる。この情報はもっと正確であるため、振動故障源を確定する根拠としても良い。
【００５２】
本発明の一実施例によれば、以下の表を参照して振動故障源を確定する（振動は航空機の構造と関連があるため、以下ではA320シリーズの振動特性を挙げる）。
【表１】
2015024812.tif 000003
【００５３】
図8は本発明の一実施例による航空機振動故障メインテナンス方法である。図8に示されたように、航空機振動故障メインテナンス方法800は、以下のようなステップを含む。ステップ810において、航空機に振動故障が発生する時の振動データを取得し、ここで、振動データは一定時間での航空機のピッチング（即ち、上下方向）及びヨーイング（即ち、左右方向）の二つの方向での加速度を含む。本明細書の上述した実施例で説明したシステム及び方法は、本実施例における振動データを得るのに用いられる。
【００５４】
ステップ820において、振動の頻度スペクトルとエネルギー分布情報を得て、振動が実際に発生したか否かを確定する。本明細書の上述した実施例で説明したシステム及び方法は、本実施例における振動が発生したか否かについての情報を得るのに用いられる。
【００５５】
ステップ830において、振動の周波数と方向によって、振動位置情報を選択して、振動故障が発生可能な源を得る。本明細書の上述した実施例で説明したシステム及び方法は、本実施例における振動故障源情報を得るのに用いられる。
【００５６】
ステップ840において、ステップ830で得た、可能な振動故障源によって、航空機の振動故障に対してメインテナンスを行う。
【００５７】
図9は本発明の一実施例による航空機メインテナンス方法である。図9に示されたように、航空機メインテナンス方法900は、以下のようなステップを含む。ステップ910において、航空機に対して、例えば、本出願の前部分で説明したような航空機振動検出システムを構築する、又は例えば本出願の前部分で説明したような航空機振動検出方法を適用する。ステップ920において、航空機で振動発生可能な部材の交換時間を延長する。例えば、方向舵のロード端部と作動シリンダーに対して、メインテナンス間隔が一つの推薦メインテナンス周期から、四つの周期を離隔するように変更する。一回に四つの昇降舵のロード端部を交換すべきであるが、メインテナンス間隔を二つの周期から四つの周期を離隔するように変更することを推薦する。本発明の技術案を適用すると、材料費用のみで、航空機毎に費用が最低でCNY35,000/年に低減される。
【００５８】
本発明では、航空機が振動する時の各軸の加速度状態、頻度スペクトルとエネルギー分布を正確に還元することで、メインテナンス担当者が振動故障可能源を正確に判断するように手伝うことができ、振動故障の故障排除時間を顕著に低下させ、且つ振動故障が発生し易い部材のメインテナンス周期を延長でき、航空機メインテナンスのコストを低減する。
【００５９】
上記の実施例はただ本発明を説明するためのものであり、本発明はこれに限定されない。当業者は、本発明の範囲を脱逸しない範囲で、いろんな変更と変形を行うこともできる。したがって、すべての等価的な技術案も本発明の開示された範囲に属するべきである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【外国語明細書】
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