(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
加速度センサを備えた乗り物、特にヘリコプタの動力伝達装置を監視する方法であって、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）前記信号の周波数領域に於いてフーリエ変換を計算し、一連のサンプルを得る段階と、
ｃ）前記一連のサンプルから一つのサンプルを取り出す段階と、
ｄ）前記取り出したサンプルの実振幅値を計算する段階と、
ｅ）前記実振幅値と基準振幅値との間の相対偏差を計算する段階と、
ｆ）前記相対偏差を少なくとも第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方法。
【請求項２】
前記サンプル取り出し段階は、前記一連のサンプルから第２のサンプルを取り出す段階を含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記相対偏差の計算段階は、次式によるＲＣ２の計算を含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
ＲＣ２＝（Ｃ２−Ｃ２ref)／Ｃ２ref
ここで、Ｃ２は前記実振幅値、Ｃ２ref は前記基準振幅値を示す。
【請求項４】
上記ａ）からｆ）までの段階を何回か繰り返す段階を特徴とする方法であって、前記基準振幅値は第１回の繰り返しで計算された実振幅値と等しいことを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記変換計算の段階は、前記信号のサンプリング及び濾過段階に次いで実施されることを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載の方法。
【請求項６】
前記サンプリング及び濾過段階は、
−  前記加速器センサに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）を取り出す段階と、
−  次式によって平均時系列Ｔｌｍ( ｉ）を計算する段階とを含むことを特徴とする請求項５に記載の方法。
【数１】
0004080602.tif 000006
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の値を示す。
【請求項７】
前記平均時系列の計算段階は、有意な信号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６に記載の方法。
【請求項８】
前記平均時系列の計算段階に次いで、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６又は７に記載の方法。
【請求項９】
前記少なくとも第１の所定閾値（ＴＨ１、ＴＨ２）は、第１閾値と、前記第１閾値より大きな第２閾値とを含み、
前記相対偏差を比較する段階は、前記相対偏差を前記第２閾値と比較する段階を含むことを特徴とする請求項１から８のいずれかに記載の方法。
【請求項１０】
前記相対偏差を比較する段階は、二つの連続繰り返しに於いて、前記第１閾値を越えた際には、前記第１閾値が越えられたという情報を記憶する段階と、前記第２閾値を越えた際には、警報信号を発生する段階とを含むことを特徴とする請求項９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【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り物、特にヘリコプタの動力伝達装置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、ヘリコプタの動力伝達装置の構成部材は、その如何なる欠陥、又は初期不全状態を直ちに検出して、飛行中の事故を防ぐよう、常に監視しなければならない。
【０００３】
この目的のため、動力伝達装置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、動力伝達装置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、現在使用している方法は、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。
【０００４】
【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、信頼性の高い事前検出を確保する監視方法を提供            することにある。
【０００５】
【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り物、特にヘリコプタの動力伝達装置を監視する方法が提供される。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）前記信号の周波数領域に於いてフーリエ変換を計算し、一連のサンプルを得る段階と、
ｃ）前記一連のサンプルから一つのサンプルを取り出す段階と、
ｄ）前記取り出したサンプルの実振幅値を計算する段階と、
ｅ）前記実振幅値と基準振幅値との間の相対偏差を計算する段階と、
ｆ）前記相対偏差を少なくとも第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している。
【０００６】
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制限を受けるものではない。
【０００７】
図１及び図２は、本発明に適切なヘリコプタ１００の構成部材の概略を示す図である。特に、このヘリコプタ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１１６によって、入力歯車１０８に接続される。
【０００８】
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１００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、中間変速装置１３９、尾部変速装置１４０を含んでいる。
【０００９】
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。
【表１】
0004080602.tif 000002
【００１０】
また、ヘリコプタ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に接続するデータ処理装置１５０を含み、このデータ処理装置はデータメモリ１５２、事象メモリ１５３、及び演算処理装置１５４に接続している。
【００１１】
以下に述べる監視方法は、飛行中に発生し、急速に進行する問題を検出するのに必要な手段を構じる。即ち、加速度センサ１〜７及び１２〜１５から供給される信号に基づいて、外部及び内部シャフトに発生する問題を効果的に検出するのに使用される。
【００１２】
この監視方法は、当該センサによって監視されているレデューサに接続した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１２〜１５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、それぞれの場合によって考えられる加速度センサ１〜７又は１２〜１５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。
【００１３】
更に明確には、図３に図示のように、この監視方法は、変数Ｆ（図５を参照して後述する）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。
【００１４】
次いで、信号ｓ（ｔ）及び信号ｓ１（ｔ）を取得したら、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（ブロック２１）。この係数ＫＴ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、信号ｓ（ｔ）のＮＪポイント（ＮＪは２の「べき」である）を被監視シャフトの各回転に対して正確に供給する周波数である。
【００１５】
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（ブロック２２）、多数のサンプルによって定義される濾過済信号Ｔｌｍ( ｉ）を得るため、信号ｓ（ｔ）をインタフェース装置１５１を介してサンプリング処理及び濾過処理を施す。信号ｓ（ｔ）は信号ｓ１（ｔ）を用いてサンプリング及び濾過処理を行うのが好ましい。これに関する一連の処理段階は図４を用いて後で詳述する。
【００１６】
次に、信号Ｔｌｍ( ｉ）のフーリエ変換Ｆ（ｋ）を計算する（ブロック２３）。この場合、演算処理装置１５４を用いるのが好ましい。この変換によって、実数部Ｒ２と虚数部Ｉ２を含むフーリエ変換後の信号の第２スペクトル成分が得られ（ブロック２４）、振動の振幅（エネルギー）Ｃ２が次の式（１）から計算される（ブロック２５）。
Ｃ２＝√（Ｒ２2 + Ｉ２2 )
【００１７】
上記処理段階（ブロック２１〜２５）が最初に実施された場合（ブロック２８のＹＥＳ）には、式（１）によって計算した値Ｃ２を、データメモリ１５２に記憶し、基準値Ｃ２ref を定義する（ブロック２９）。以後、この基準値は同一飛行中、繰り返し使用される。それ故、基準値は各飛行開始時に一度だけ計算され、飛行毎に変えてもよい。ブロック２９の処理終了後はブロック２１に戻る。
【００１８】
これとは反対に、上記初期段階が既に少なくとも一度実施されている場合（ブロック２８のＮＯ）には、相対偏差パラメータＲＣ２が次式によって計算される。
ＲＣ２＝（Ｃ２−Ｃ２ref)／Ｃ２ref
ここで、Ｃ２ref は上記に定義した基準値である。
【００１９】
中央処理装置１５０は、このＲＣ２を二つの閾値ＴＨ１、ＴＨ２（ＴＨ１＜ＴＨ２）と比較し、必要であれば、図５を参照して後で詳述する手続きに従って警報信号を発生し（ブロック３１）、ブロック３１は、信号ｓ（ｔ）の次の部分の監視を継続するためブロック２１に戻る。
【００２０】
ブロック２２のサンプリング及び濾過処理は、以下、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。
【００２１】
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、及び各第１番目の回転に関する同期振動の時系列を表すＮＪポイント、又はサンプルＴｌ(ｉ）を得るため、信号ｓ（ｔ）を周波数ＦＳでサンプリングする（ブロック４２）。次に、カウンタｌの値が所定値Ｋ１より小さいか、又は等しいかを決定する（ブロック４３）。そして、もしカウンタｌの値がＫ１より小さいか、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パフォーマンス、即ちブロック４３のＹＥＳ）には、次式を用いて第１回転時に取ったサンプルの和Δｄを計算して、信号の可用性を決定する（ブロック４７）。
【数２】
0004080602.tif 000003
【００２２】
更に、次式によって、制限値Δｌが計算される（ブロック４８）。
Δｌ  = Ｋ２ｘＦＳＶｘＮＪ
ここで、ＦＳＶはボトム−スケール値、Ｋ２は１以下の所定常数である。次いで、計算値Δｄが制限値Δｌより小さいか、否かのチェックが行われる（ブロック４９）。このチェック結果が「否」（ブロック４９のＮＯ）の場合は、信号が存在していると考え、カウンタｌの値を上げて（ブロック５０）、次の回転に関するＮＪポイントを得るため、ブロック５０からブロック４２に立ち返る。これとは反対に、チェック結果が「是」（ブロック４９のＹＥＳ）の場合は、信号は存在しないと考え、警報信号を発生し（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）。このチェック結果が「是」（ブロック５２のＹＥＳ）の場合、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（ブロック５２のＮＯ）の場合には、手続きは中断される。
【００２３】
上記とは反対に、カウンタｌの値がＫ１より大きい（被監視シャフトの回転に対応するＫ１より多い繰り返しパフォーマンス、即ちブロック４３のＮＯ）場合には、ブロック４３からブロック５５に進んで、ブロック２２で計算した濾過済信号を定義する平均連続同期時系列Ｔｌｍ( ｉ）を次式に従って計算する。
【数３】
0004080602.tif 000004
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。
【００２４】
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決定される。この収束値Δは、各サンプルの実際の平均値と、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。即ち、
【数４】
0004080602.tif 000005
ここで、Ｔｌｍ( ｉ）はｌ番目の繰り返しのｉ番目のサンプル、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（ブロック５６）。
【００２５】
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より大きくはないか、否かをチェックする（ブロック５７）。このチェック結果が「是」であれば、収束過程を中断し、ブロック５７から図３に図示のメインプログラムのブロック２３に戻る。反対に、平均化過程が、既に所定の最大回数Ｌ回行われたか、否かをチェックする（ブロック５９）。その結果、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（即ち否）、カウンタのカウントを増加（ブロック５０）し、上記の動作を繰り返す。これとは逆（即ち是）の場合には、ブロック５１〜５２について述べたように、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。
【００２６】
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、図５を参照して以下に述べるように好都合に行われる。
【００２７】
先ず初めに、ＲＣ２を第１閾値ＴＨ１と比較する（ブロック６０）。もし、ＲＣ２＜ＴＨ１ならば、ブロック６０は図３のブロック２１に進み、次のサンプルグループに関して監視を継続する。反対に、ＲＣ２が閾値ＴＨ１を越えるようであれば（ブロック６０のＮＯ）、この事象は事象メモリ１５３に記憶され（ブロック６２）、ＲＣ２は第２閾値ＴＨ２と比較される。もし、ＲＣ２＜ＴＨ２であれば（ブロック６４のＹＥＳ）、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に於いて初期化済）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）、図３のブロック２１に戻って、サンプルの次のグループを引き続き監視する。逆の場合（ブロック６４のＮＯ）は、事象は事象メモリ１５３に記憶され（ブロック６８）、そして変数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）、第２所定値、例えば１に設定され（ブロック７２）、そしてブロック７２は図３のブロック２１に戻り、サンプルの次のグループを継続して監視する。逆に、変数Ｆが第２所定値にあって、既に閾値ＴＨ２を越えている場合（ブロック７０のＮＯ）、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）、次いで図３のブロック２１に戻り、次のサンプルの監視を継続する。
【００２８】
上記方法の利点は次の通りである。特に、この方法によれば、動力伝達用シャフトに激しいストレスを与え、早晩そのシャフトの故障原因となるような激しい振動を引き起こす系の非平衡状態を察知することができる。更に、この方法によれば、ランダムなノイズ、及び近傍にあるその他の可動部材が発生するノイズから有効な監視要素を区別することができるから、飛行中に発生し、急速に進行する問題を確かに察知することができる。
【００２９】
この明細書に於いて、添付図を参照して説明してきた方法については、本発明の範囲内で幾つかの改変を行い得ることは明らかである。特に、信号の濾過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。
【図面の簡単な説明】
【図１】ヘリコプタの動力伝達装置の概略を示すヘリコプタの平面図である。
【図２】ヘリコプタ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。
【図３】本発明による方法の各段階を示す流れ図である。
【図４】本発明による方法の各段階を示す流れ図である。
【図５】本発明による方法の各段階を示す流れ図である。
【符号の説明】
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
１００…ヘリコプタ
【図１】
0004080602.tif 000007
【図２】
0004080602.tif 000008
【図３】
0004080602.tif 000009
【図４】
0004080602.tif 000010
【図５】
0004080602.tif 000011