(57)【特許請求の範囲】
【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、請求項１から請求項３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】
0004071363.tif 000010
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、請求項１から請求項８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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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１１６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。
【表１】
0004071363.tif 000002
【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１５３、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。
【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、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。
【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 meshing 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】
0004071363.tif 000003
【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２８）。
【数３】
0004071363.tif 000004
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）。
【数４】
0004071363.tif 000005
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Ｃlm（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１５０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３１）。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）。
【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）。
【数５】
0004071363.tif 000006
【００１８】
更に、次式によって、制限値Δl が計算される（ブロック４８）。
【数６】
0004071363.tif 000007
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Δl 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ＮＯ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ＹＥＳ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４３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】
0004071363.tif 000008
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。
【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５６）。
【数８】
0004071363.tif 000009
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。
【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５９）。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５０）され、上記の動作が繰り返される。これとは逆（ＹＥＳ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ＴＨ１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２１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１５３に記憶され（ブロック６２）、分散Ｖは第２閾値ＴＨ２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１５３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７２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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【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
【図１】
0004071363.tif 000011
【図２】
0004071363.tif 000012
【図３】
0004071363.tif 000013
【図４】
0004071363.tif 000014
【図５】
0004071363.tif 000015