特許 7286766 航空機の油圧装置の寿命を監視するためのデバイスおよび方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2023-05-26

(45)【発行日】2023-06-05

(54)【発明の名称】航空機の油圧装置の寿命を監視するためのデバイスおよび方法

(51)【国際特許分類】

   B64D 45/00 20060101AFI20230529BHJP

   B64C 13/40 20060101ALI20230529BHJP

   B64D 33/10 20060101ALI20230529BHJP

   F02C 9/00 20060101ALI20230529BHJP

   G01M 15/14 20060101ALI20230529BHJP

【ＦＩ】

B64D45/00 A

B64C13/40

B64D33/10

F02C9/00 A

G01M15/14

【請求項の数】 15

(21)【出願番号】P 2021523263

(86)(22)【出願日】2019-10-29

(65)【公表番号】

(43)【公表日】2022-01-17

(86)【国際出願番号】 FR2019052566

(87)【国際公開番号】W WO2020089555

(87)【国際公開日】2020-05-07

【審査請求日】2022-10-06

(31)【優先権主張番号】1860113

(32)【優先日】2018-10-31

(33)【優先権主張国・地域又は機関】FR

(73)【特許権者】

【識別番号】516227272

【氏名又は名称】サフラン・エアクラフト・エンジンズ

(74)【代理人】

【識別番号】110001173

【氏名又は名称】弁理士法人川口國際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】エルバ，ルーベン・アブラハム

(72)【発明者】

【氏名】ギユ，ランスロ

(72)【発明者】

【氏名】ファブロ，ニコラ・アンドレア

【審査官】長谷井 雅昭

(56)【参考文献】

【文献】特開平０３－１２９６００（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２０００－２１３３２２（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２００５－３５１１２９（ＪＰ，Ａ）

【文献】特表２０１５－５２９７６５（ＪＰ，Ａ）

【文献】米国特許出願公開第２０１８／００５８２５０（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｄ ４５／００

Ｂ６４Ｃ １３／４０

Ｂ６４Ｄ ３３／１０

Ｆ０２Ｃ ９／００

Ｇ０１Ｍ １５／１４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

飛行中に油圧（Ｐ）の変動を受ける航空機の少なくとも１つの油圧装置（１３０）の寿命を監視するためのデバイス（４００）であって、飛行時間（ｔ）に応じて装置（１３０）の油圧（Ｐ）を表す測定データ（４０３、４０８）を受信するためのインターフェース（４０１）を備え、
デバイス（４００）が、
測定データ（４０３、４０８）に基づいて、圧力（Ｐ）が、ゼロより大きい所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）より大きい圧力上昇（ΔＰ_ＡＵＧ）に続いて、所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）より大きい圧力低下（ΔＰ_ＤＩＭ）を含むという事実によって定義される、損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）を検出するための手段（４０４）を備える処理デバイス（４０２）、
損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）の圧力上昇（ΔＰ_ＡＵＧ）の絶対値と、損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）の圧力低下（ΔＰ_ＤＩＭ）の絶対値とのうちの最大値に等しい圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）を計算するための手段（４１４）、
計算された圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に対応する損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}）を決定するために、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）を、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に応じて損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与える損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）または損傷モデルの規定の減少直線（ＭＯＤ）に投影するための手段（４１５）、
計算された損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}）で割られた、基準負荷の決定された数（ＮＲｅｆ）に等しい損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）を計算するための計算手段（４１６）、
累積（Ｒ_ＮＣＵＭ）可能性率（Ｒ_Ｎ）カウンタ（４０５）を、計算された損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）だけインクリメントするための手段（４１７）、
を備えることを特徴とする、デバイス（４００）。

【請求項2】

デバイスが、時間（ｔ）に応じての航空機の他の装置（１３１）の他の油圧の値に基づいて、装置の油圧（Ｐ）を決定するための推定器（４０７）を備え、時間（ｔ）に応じての航空機の他の装置（１３１）の他の油圧の値が、測定データ（４０８）に含まれ、この他の装置（１３１）に設けられた測定センサ（１３３）によって測定されていることを特徴とする、請求項１に記載のデバイス。

【請求項3】

油圧装置が、ターボ機械（１０）の油圧油を循環させるための油圧回路（１００）の一部を形成する熱交換器（１３０）を備え、油圧回路（１００）が、油圧油を冷却するために、ターボ機械（１０）のナセル（４２）とケーシング（４４）との間に配置された、ターボ機械の二次ガス流（５２）内に配置されていることを特徴とする、請求項１または２に記載のデバイス。

【請求項4】

所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）が、油圧装置の最大公称油圧（Ｐ_ＭＡＸ）の１５％以上であり、最大公称油圧（Ｐ_ＭＡＸ）の３５％以下であることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のデバイス。

【請求項5】

損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）が、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に応じて損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与える減少指数曲線または減少線形曲線を含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のデバイス。

【請求項6】

損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）が、損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与えるための圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）の逆数に依存する、減少曲線部分を含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のデバイス。

【請求項7】

処理デバイス（４０２）が、カウンタ（４０５）の損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）の累積値（Ｒ_ＮＣＵＭ）が事前定義された警報閾値（Ｓ_ＡＬ）以上であるときに、警報メッセージ（ＡＬ）を外部に送信するための警報手段（４１８）を備えることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のデバイス。

【請求項8】

飛行中に油圧（Ｐ）の変動を受ける航空機の少なくとも１つの油圧装置（１３０）の寿命を監視するための方法であって、受信ステップ（Ｅ１）中に、飛行時間（ｔ）に応じての装置（１３０）の油圧（Ｐ）を表す測定データ（４０３、４０８）が、受信インターフェース（４０１）上に受信され、
検出ステップ（Ｅ２）中に、圧力（Ｐ）が、ゼロより大きい所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）より大きい圧力上昇（ΔＰ_ＡＵＧ）に続いて、所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）より大きい圧力低下（ΔＰ_ＤＩＭ）を含むという事実によって定義される、損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）が、測定データ（４０３、４０８）に基づいて、処理デバイス（４０２）によって検出され、
計算ステップ（Ｅ３０）中に、損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）の圧力上昇（ΔＰ_ＡＵＧ）の絶対値と、損傷性の圧力（Ｐ）負荷（ＳＯＬＬ_ＥＮＤ）の圧力低下（ΔＰ_ＤＩＭ）の絶対値とのうちの最大値に等しい圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）が、処理デバイス（４０２）によって計算され、
投影ステップ（Ｅ４０）中に、計算された圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に対応する損傷性の圧力負荷（Ｐ）の許容数（Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}）を決定するために、処理デバイス（４０２）が、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）を、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に応じて損傷性の圧力負荷（Ｐ）の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与える損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）または損傷モデルの規定の減少直線（ＭＯＤ）に投影し、
別の計算ステップ（Ｅ５０）中に、処理デバイス（４０２）が、計算された損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}）で割られた、基準負荷の決定された数（ＮＲｅｆ）に等しい損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）を計算し、
カウントするステップ（Ｅ６０）中に、損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）の累積（Ｒ_ＮＣＵＭ）カウンタ（４０５）が、計算された損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）だけインクリメントされること
を特徴とする、方法。

【請求項9】

経時的に間隔を置いて存在する圧力値（Ｐ１，Ｐ２，Ｐ）間の欠落した圧力値（Ｐ３）の場合、存在するこれらの圧力値（Ｐ１，Ｐ２，Ｐ）の間で線形に変化する置き換え圧力値（Ｐ４）が挿入されることを特徴とする、請求項８に記載の方法。

【請求項10】

測定データ（４０８）が、受信ステップ（Ｅ１）の前に、時間（ｔ）に応じての航空機の別の装置（１３１）の別の油圧の値を含み、時間（ｔ）に応じての航空機の別の装置（１３１）の別の油圧の値は、この別の装置（１３１）に設けられた測定センサ（１３３）によって測定されており、
方法が、受信ステップ（Ｅ１）の後、検出ステップ（Ｅ２）の前に推定ステップ（Ｅ４）を含み、その間、処理デバイス（４０２）の推定器（４０７）が、航空機の他の装置（１３１）の他の油圧の値に基づいて、装置の油圧（Ｐ）を推定することを特徴とする、請求項８または９に記載の方法。

【請求項11】

油圧装置が、ターボ機械（１０）の油圧油を循環させるための油圧回路（１００）の一部を形成する熱交換器（１３０）を備え、油圧回路（１００）が、油圧油を冷却するために、ターボ機械（１０）のナセル（４２）とケーシング（４４）との間に配置された、ターボ機械の二次ガス流（５２）内に配置されていることを特徴とする、請求項８から１０のいずれか一項に記載の方法。

【請求項12】

所定の損傷閾値（Ｓ_ΔＰ）が、油圧装置の最大公称油圧（Ｐ_ＭＡＸ）の１５％以上であり、最大公称油圧（Ｐ_ＭＡＸ）の３５％以下であることを特徴とする、請求項８から１１のいずれか一項に記載の方法。

【請求項13】

損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）が、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）に応じて損傷性の圧力負荷（Ｐ）の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与える減少指数曲線または減少線形曲線を含むことを特徴とする、請求項８から１２のいずれか一項に記載の方法。

【請求項14】

損傷モデルの規定の減少曲線（ＭＯＤ）が、損傷性の圧力（Ｐ）負荷の許容数（Ｎ_ＳＯＬＬ）を与えるための、圧力変動振幅（ＤｅｌｔａＰ_Ｎ）の逆数に依存する減少曲線部分を含むことを特徴とする、請求項８から１２のいずれか一項に記載の方法。

【請求項15】

カウントするステップ（Ｅ６０）に続く警報ステップ（Ｅ８）中に、カウンタ（４０５）の損傷可能性率（Ｒ_Ｎ）の累積値（Ｒ_ＮＣＵＭ）が事前定義された警報閾値（Ｓ_ＡＬ）以上であるときに、処理デバイス（４０２）が、警報メッセージ（ＡＬ）を外部に送信することを特徴とする、請求項８から１４のいずれか一項に記載の方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、飛行中に油圧の変動を受ける航空機の少なくとも１つの油圧装置の寿命を監視するためのデバイスおよび方法に関する。

【背景技術】

【0002】

本発明の適用分野の１つは、航空機、特にターボジェットを装備した航空機の保全である。

【0003】

特に、油圧装置は、航空機ターボジェットにおいて、この装置の追加の冷却源として二次流内に配置された熱交換器とすることができる。このタイプの交換器は、例えば欧州特許出願公開第１９１６３９９号明細書から知られている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【文献】欧州特許出願公開第１９１６３９９号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

本発明は、少なくとも１つの装置の寿命を監視するためのデバイスおよび方法であって、油圧装置の疲労を追跡することができ、この装置の予防保全を実行することができるデバイスおよび方法を得ることを目的とする。実際、装置を十分に早期に交換または修理するために装置の健全状態を監視することからなるこのタイプの予防保全は、飛行中のシャットダウン、地上の航空機の比率、ならびに飛行の遅延および取り消しの比率を低下させることを可能にし、この低下はターボジェットの収益性にとって重要である。

【課題を解決するための手段】

【0006】

この目的のために、本発明の第１の目的は、飛行中に油圧の変動を受ける航空機の少なくとも１つの油圧装置の寿命を監視するためのデバイスであって、飛行時間に応じて装置の油圧を表す測定データを受信するためのインターフェースを備え、
デバイスが、測定データに基づいて、圧力が、ゼロより大きい所定の損傷閾値より大きい圧力上昇に続いて、所定の損傷閾値より大きい圧力低下を含むという事実によって定義される、損傷性の圧力負荷を検出するための手段を備える処理デバイス、
損傷性の圧力負荷の圧力上昇の絶対値と、損傷性の圧力負荷の圧力低下の絶対値とのうちの最大値に等しい、圧力変動振幅を計算するための手段、
計算された圧力変動振幅に対応する損傷性の圧力負荷の許容数を決定するために、圧力変動振幅を、圧力変動振幅に応じて損傷性の圧力負荷の許容数を与える損傷モデルの規定の減少曲線または損傷モデルの規定の減少直線に投影するための手段、
計算された損傷性の圧力負荷の許容数で割られた、基準負荷の決定された数に等しい損傷可能性率を計算するための計算手段、
累積可能性率カウンタを、計算された損傷可能性率だけインクリメントするための手段、
を備えることを特徴とする、デバイスである。

【0007】

エンジンの動作時間にわたる航空機エンジンの油圧装置の疲労による摩耗は、それらが受ける負荷の数だけでなく、各サイクル中の圧力変動の振幅にも直接リンクしている。したがって、本発明は、各飛行について損傷性の負荷の重大度を個別に数値化することを可能にする。

【0008】

本発明は、経年劣化予測器の開発を可能にし、予測保全専用の手段の導入を可能にする。

【0009】

カウンタによって計算された累積損傷率は、動作中の装置の残存寿命を推定することを可能にする。

【0010】

したがって、本発明は、どの航空機団および動作条件が装置に最大の疲労を発生させ、その結果、装置の最も速い経年劣化を発生させるかを知るために、航空機の油圧装置のために就航中に記録された寿命の統計的検証、油圧装置を装備した航空機エンジンの分類を可能にする。本発明によって生成された損傷性の検出された圧力負荷に由来するデータは、機団が動作する状態に関する情報と連結され、油圧装置の経年劣化および残存寿命に関する推定値を供給することを可能にし、したがって予測保全の実施を可能にする。

【0011】

品質問題、不適合の修理もしくは再加工、または非公認の供給元によって保証または供給されていない部品の使用の場合、本発明の就航中の使用によってもたらされる装置の経年劣化率の統計的知識は、基準部品に対する疲労挙動のギャップの強調および装置の寿命に関する異常の検出をさらに容易にする。

【0012】

本発明は、油圧装置で実際に観察された圧力レベルに関する非常に大量のデータの収集および記憶を可能にし、将来のプログラムのための装置の耐性の必要性を正確に特定することを可能にする。

【0013】

本発明の一実施形態によれば、監視デバイスは、時間に応じての航空機の他の装置の他の油圧の値に基づいて、装置の油圧を決定するための推定器を備え、時間に応じての航空機の他の装置の他の油圧の値は、測定データに含まれ、この他の装置に設けられた測定センサによって測定されている。

【0014】

本発明の一実施形態によれば、カウンタの損傷可能性率の累積値が事前定義された警報閾値以上であるときに、処理デバイスが、警報メッセージを外部に送信するための警報手段を備える。

【0015】

本発明の第２の目的は、飛行中に油圧の変動を受ける航空機の少なくとも１つの油圧装置の寿命を監視するための方法であって、受信ステップ中に、飛行時間に応じての装置の油圧を表す測定データが、受信インターフェース上に受信され、
検出ステップ中に、圧力が、ゼロより大きい所定の損傷閾値より大きい圧力上昇に続いて、所定の損傷閾値より大きい圧力低下を含むという事実によって定義される、損傷性の圧力負荷が、測定データに基づいて、処理デバイスによって検出され、
計算ステップ中に、損傷性の圧力負荷の圧力上昇の絶対値と、損傷性の圧力負荷の圧力低下の絶対値とのうちの最大値に等しい圧力変動振幅が、処理デバイスによって計算され、
投影ステップ中に、計算された圧力変動振幅に対応する損傷性の圧力負荷の許容数を決定するために、処理デバイスが、圧力変動振幅を、圧力変動振幅に応じて損傷性の圧力負荷の許容数を与える損傷モデルの規定の減少曲線または損傷モデルの規定の減少直線に投影し、
別の計算ステップ中に、処理デバイスが、計算された損傷性の圧力負荷の許容数で割られた、基準負荷の決定された数に等しい損傷可能性率を計算し、
カウントするステップ中に、損傷可能性率の累積カウンタが、計算された損傷可能性率だけインクリメントされること
を特徴とする、方法である。

【0016】

本発明の一実施形態によれば、経時的に間隔を置いて存在する圧力値間の欠落した圧力値の場合、存在するこれらの圧力値間で線形に変化する置き換え圧力値が挿入される。

【0017】

本発明の一実施形態によれば、測定データが、受信ステップの前に、時間に応じての航空機の別の装置の別の油圧の値を含み、時間に応じての航空機の別の装置の別の油圧の値は、この別の装置に設けられた測定センサによって測定されており、
方法が、受信ステップの後、検出ステップの前に推定ステップを含み、その間、処理デバイスの推定器が、航空機の他の装置の他の油圧の値に基づいて、装置の油圧を推定する。

【0018】

本発明の一実施形態によれば、カウントするステップに続く警報ステップ中に、カウンタの損傷可能性率の累積値が事前定義された警報閾値以上であるときに、処理デバイスが、警報メッセージを外部に送信する。

【0019】

監視デバイスおよび／または監視方法に適用され得る本発明の一実施形態によれば、油圧装置が、ターボ機械の油圧油（ｈｙｄｒａｕｌｉｃ ｆｌｕｉｄ）を循環させるための油圧回路の一部を形成する熱交換器を備え、油圧回路が、油圧油を冷却するために、ターボ機械のナセルとケーシングとの間に配置された、ターボ機械の二次ガス流内に配置されている。

【0020】

監視デバイスおよび／または監視方法に適用され得る本発明の一実施形態によれば、所定の損傷閾値が、油圧装置の最大公称油圧の１５％以上であり、最大公称油圧の３５％以下である。

【0021】

監視デバイスおよび／または監視方法に適用されることができる本発明の一実施形態によれば、圧力変動振幅に応じて損傷性の圧力負荷の許容数を与える損傷モデルの規定の減少曲線は、減少指数曲線または減少線形曲線を含む。

【0022】

監視デバイスおよび／または監視方法に適用されることができる本発明の一実施形態によれば、損傷モデルの規定の減少曲線は、損傷性の圧力負荷の許容数を与えるために、圧力変動振幅の逆数に依存する、減少曲線部分を含む。

【0023】

本発明は、添付の図面を参照して非限定的な例としてのみ与えられる以下の説明を読むことによってよりよく理解されるであろう。

【図面の簡単な説明】

【0024】

【図1】本発明による監視デバイスおよび方法の対象となり得る装置が置かれたターボジェットの一例の長手方向断面図の概略図である。

【図2】本発明による監視デバイスおよび方法の対象となり得る装置を備える、図１のターボジェットの油圧潤滑回路の一例の概略図である。

【図3】図１による本発明による監視デバイスおよび方法の対象となり得る装置の一例の斜視図の概略図である。

【図4】本発明による監視デバイスおよび方法によって検出され得る、損傷性の圧力負荷の一例の概略図である。

【図5】本発明による監視デバイスおよび方法によって使用され得る、縦座標の圧力変動振幅関数として、横座標において、損傷性の圧力負荷サイクル許容数を与える損傷モデルの一例を示す概略図である。

【図6】本発明による監視方法のフローチャートの一例を示す図である。

【図7】本発明による監視デバイスの一例の概略図である。

【図8】本発明による監視デバイスおよび方法のための圧力測定が実行される別の装置の概略図である。

【図9】本発明による監視デバイスおよび方法によって検出され得る、データが欠落している圧力サイクルの一例の概略図である。

【図10】本発明による監視デバイスおよび方法によって検出されることができ、本発明の一実施形態により、欠落データが置き換えられた、圧力サイクルの概略および例を示す図である。

【発明を実施するための形態】

【0025】

図１、図２、および図３において、飛行中に油圧の変動を受け、本発明が適用されることができる航空機の油圧装置は、例えば飛行機などの航空機のターボ機械１０またはガスタービン１０のエンジンアセンブリの飛行中の動作に役立つ油圧油を循環させるための油圧回路１００の一部を形成する、例えば熱交換器１３０を備えることができる。油圧回路１００は、油圧油を冷却するために、例えば、ターボ機械１０の二次ガス流５２のバイパスダクト４０内に配置され、ナセル４２とターボ機械１０の中央エンジン１３の外部部分４４またはケーシング４４との間に配置され、例えば環状形状である。

【0026】

油圧装置１３０のこの例は、図１、図２、および図３を参照してより詳細に以下で最初に説明される。

【0027】

図１において、ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、長手方向軸１１を有する。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２と、中央ガスタービンエンジン１３とを備える。中央ガスタービンアセンブリ１３は、高圧圧縮機１４と、燃焼室１６と、高圧タービン１８とを備える。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、低圧タービン２０を備えることができる。ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から半径方向外側に延在するファンブレード２４のアレイを備える。エンジンアセンブリ１０は、吸気側２８および排気側３０を有する。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、例えば、ファンアセンブリ１２に、高圧圧縮機１４に、および低圧タービン２０に回転および軸方向支持を供給するために使用される複数組の軸受（図示せず）を備える。

【0028】

動作中、空気はファンアセンブリ１２を通って流れ、空気流の第一の部分５０（一次流５０）は高圧圧縮機１４を通って導かれ、そこで空気流は圧縮されて燃焼室１６に送られる。燃焼室１６に由来する高温燃焼生成物（図示せず）は、タービン１８および２０を駆動し、したがってガスタービンエンジンアセンブリ１０の推力を生成するために使用される。ガスタービンエンジンアセンブリはまた、中央ガスタービンエンジン１３の周りのファンアセンブリ１２から排出された空気流の第２の部分５２（二次流５２）を通過させるために使用されるバイパスダクト４０を備える。より正確には、バイパスダクト４０は、ファンシュラウド４２またはナセル４２の内壁２０１と、中央ガスタービンエンジン１３を取り囲むセパレータ４４の外壁２０３との間に延在する。

【0029】

図２は、図１のガスタービンエンジンアセンブリ１０で使用され得る、例えばオイルなどの油圧潤滑流体を供給するための油圧回路１００の一例の簡易化された概略図である。例示的な実施形態では、システム１００は、オイル供給源１２０と、中央ガスタービンエンジン１３の軸受１０４、１０６、１０８内およびそのギヤリング６０内でオイルを循環させ、オイルをより低い温度に冷却する熱交換器１３０を介して高温オイルを戻す１つ以上のポンプ１１０および１１２とを備える。場合によっては、熱交換器１３０は、吸気弁１３２と、出口弁１３４と、手動または電気的に作動され得るバイパス弁１３６とを備える。

【0030】

図１に示す例では、熱交換器１３０は、バイパスダクト４０内に配置された空冷式熱交換器である。熱交換器１３０は、ファンアセンブリ１２とファンストラット１５０との間でファンシュラウド４２の内壁２０１に結合される。図示されていない他の実施形態では、熱交換器１３０は、ファンアセンブリ１２の上流および吸気側２８の下流で内壁２０１に結合され得る。したがって、熱交換器１３０は、ファンシュラウド４２の内側、またはセパレータ４４の外壁２０３のいずれかに、バイパスダクト４０の軸方向長さに沿ってどこにでも配置され得る。図３では、組み立て中に、熱交換器１３０は、熱交換器アセンブリ１３０がバイパスダクト４０の少なくとも一部の周方向および軸方向輪郭形状と実質的に同様の周方向および軸方向輪郭形状を有するように湾曲されており、例えば、図１に示すようなファンシュラウド４２の内面２０１、または図示しない他の実施形態におけるセパレータ４４の外面２０３の周方向および軸方向輪郭形状に一致する。

【0031】

図３に示すように、熱交換器１３０は、実質的に円周の全体（約３２０°）を覆っている。変形形態として、熱交換器は、同じ周長を覆うように端から端まで取り付けられたいくつかのセグメントから形成され得る。

【0032】

図３では、熱交換器１３０は、第１の端部２１０と第２の反対側の端部２１２との間に延在するコレクタ部分２０２を備える。コレクタ部分２０２はまた、コレクタ部分２０２が実質的に矩形の軸方向横断面輪郭形状を有するように、半径方向内面２２０、半径方向外面２２２を備える。コレクタ２０２を形成する部分はまた、図１の場合には内面２２０から内部に向かって半径方向に延在して、二次流５２に向かって曲げられた複数の冷却フィン２３０を備える。もちろん、例えば、熱交換器１３０がセパレータ４４の外面２０３またはファンシュラウド４２の外面に取り付けられる実施形態では、フィン２３０は外面２２２に配置され得る。もちろん、フィン２３０は、外面２２２および内面２２０の両方に配置され得る。

【0033】

コレクタ部分２０２はまた、コレクタ部分２０２内でその端部２１０と２１２との間に延在する、油圧油の少なくとも１つの通路チャネルを備える。油圧油のこの通路チャネルは、端部２１０に配置されバルブ１３２（図２に示す）の下流に結合された少なくとも１つの油圧油入口接続部２４０と、端部２１２に配置されバルブ１３４（図２に示す）の上流に結合された少なくとも１つの油圧油出口接続部２４２とにリンクされ、その結果、バルブ１３２および１３４が、熱交換器１３０のチャネルを通してシステム１００の潤滑油を循環させるように作動され得る。熱交換器１３０内を循環する油圧油は、その熱の一部をチャネルを取り囲むコレクタ部分２０２にもたらし、このコレクタ部分２０２は、フィン２３０によって、バイパスダクト４０内を通過する空気の二次流、またはシュラウド４２の外側を通過する空気に受け取られる熱の一部をもたらす。

【0034】

図４から図１０を参照して以下で最初に説明されるのは、本発明による油圧装置または油圧機器の寿命を監視するためのデバイス４００、あるいは以下に言及されるステップを有する、本発明による油圧装置または油圧機器の寿命を監視するための方法の実施形態である。もちろん、本発明による油圧装置の寿命を監視するためのデバイス４００および本発明による油圧装置の寿命を監視する方法は、飛行中に油圧の変動を受ける航空機の任意の油圧装置に適用されることができ、この装置は、上述され、以下に一般に油圧装置１３０で表される熱交換器１３０とは、場合によっては異なる。

【0035】

図６および図７に示すように、本発明による油圧装置の寿命を監視するためのデバイス４００および本発明による油圧装置の寿命を監視するための方法は、測定データ４０３を処理することが意図され、測定データ４０３は、飛行中に航空機上に取得され、この飛行中の時間ｔに応じて油圧装置１３０の油圧Ｐ（例えば、図１から図３で上述した例では、油圧装置１３０の内部油圧Ｐ）を表し、飛行後に地上でこれらのデータ４０３は処理される。したがって、デバイス４００は、第１の受信ステップＥ１中に測定データ４０３（または入力データ）を受信するための受信インターフェース４０１を備える。デバイス４００は、油圧装置の寿命を監視するための方法を実施するように構成される。

【0036】

デバイス４００は、受信インターフェース４０１に接続された処理デバイス４０２を備える。寿命を監視するためのデバイス４００および方法は、自動的な手段によって実施される。処理デバイス４０２および記載された手段は、以下に記載する処理を実行するためのデータ処理プログラム、ならびに測定データ４０３および実行された処理を記録するための永久メモリを装備したプロセッサまたは計算機またはコンピュータまたはサーバによって実施されることができ、インターフェース４０１は、場合によってはそれらへのアクセスポートである。

【0037】

処理デバイス４０２は、第１の受信ステップＥ１に続く第２の検出ステップＥ２中に、測定データ４０３に基づいて、以下に、損傷性圧力負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤと表される、損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤを検出するための検出器４０４を備える。

【0038】

横軸の時間ｔに応じて圧力Ｐ曲線を縦軸に示す図４に示すように、損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤは、圧力Ｐが所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰより大きい圧力上昇ΔＰ_ＡＵＧを含み、この圧力上昇ΔＰ_ＡＵＧに続いて所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰよりも大きい圧力低下ΔＰ_ＤＩＭが続くという事実によって検出される。所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは、油圧装置１３０の疲労閾値であり、予め定められている。所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは正であり、０ではない。圧力上昇ΔＰ_ＡＵＧ、圧力低下ΔＰ_{ＤＩＭは、}それらの絶対値としてそれぞれ取られる。

【0039】

飛行中の油圧装置１３０の圧力ＰサイクルＣＹＣは、第１の規定の圧力値Ｐ１を有する特定の開始時点Ｔ１で開始し、第２の規定の圧力値Ｐ２によって特定の終了時点Ｔ２で終了する。圧力ＰサイクルＣＹＣは、サイクルを開始する第１の規定の圧力値Ｐ１を取った後、第１の規定の圧力値Ｐ１に続いてサイクルを終了する第２の規定の圧力値Ｐ２を取る前に、損傷性の１つ以上の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤを含まない可能性がある。例えば、図４では、損傷性の２つの圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤが検出される。図４では、上昇ΔＰ_ＡＵＧを低下ΔＰ_ＤＩＭから分離する圧力Ｐの最大値が星印で表されている。

【0040】

処理デバイス４０２は、検出ステップＥ２に続く計算ステップＥ３０中に、検出された損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの圧力上昇ΔＰ_ＡＵＧの絶対値と、この圧力上昇ΔＰ_ＡＵＧに続く損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの圧力低下ΔＰ_ＤＩＭの絶対値とのうちの最大値に等しい圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎを計算するための計算手段４１４を備える。

【0041】

処理デバイス４０２は、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎに応じて、損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_ＳＯＬＬを与える関数ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝ｆ（Ｎ_ＳＯＬＬ）の形態の損傷モデルを含む投影手段４１５を備える。

【0042】

このタイプの損傷モデルＭＯＤの一例が図５に示されており、損傷モデルの規定の減少する直線ＭＯＤを含み、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎに応じて損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_ＳＯＬＬを与える。例えば、損傷モデルの規定の直線ＭＯＤは、以下のアフィン関数の形態である：

【0043】

ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝Ａ・Ｎ_ＳＯＬＬ＋Ｂ、
ここで、Ａは規定の実数の負の非ゼロ値であり、
Ｂは、規定の実数の正の非ゼロ値である。

【0044】

モデルは、図５の例以外であることができ、例えば、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎに応じて損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_ＳＯＬＬを与える損傷モデルの規定の減少曲線ＭＯＤの形態であることができる。

【0045】

別の例では、損傷モデルの規定の減少曲線ＭＯＤは、以下の関数の形態である:

【0046】

ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝Ｃ・ｅｘｐ（－Ｄ×Ｎ_ＳＯＬＬ＋Ｅ）＋Ｆ、
ここで、Ｃは、規定の実数の正の非ゼロ値であり、
Ｄは、規定の実数の正の非ゼロ値であり、
ＥおよびＦは、規定の実数値である。

【0047】

別の例では、損傷モデルの規定の減少曲線ＭＯＤは、損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_ＳＯＬＬを与える、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎの逆数に依存する減少曲線部分を含む。曲線ＭＯＤは、以下の関数の形態とすることができる：

【0048】

ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝Ｇ／Ｎ_ＳＯＬＬ＋Ｈ、
ここで、Ｇは、規定の実数の正の非ゼロ値であり、
Ｈは規定の実数値である。

【0049】

投影手段４１５は、計算ステップＥ３０に続く投影ステップＥ４０中に、ステップＥ３０の間に計算された圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎを、損傷モデルの規定の減少曲線ＭＯＤまたは損傷モデルの規定の減少直線ＭＯＤ上に投影して、計算されたこの圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎに対応する損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}を決定するために提供される。

【0050】

一般に、関数の形式にかかわらず、損傷モデルＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝ｆ（Ｎ_ＳＯＬＬ）は、以下の特定の圧力によって特徴付けられる：

【0051】

・ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘ：圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎであり、ここから装置が第１の負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤから始まる塑性変形をする；ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘで、装置１３０の寿命は完全に消費されると想定される。

【0052】

・ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆ：基準圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎであり；ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆに対して、寿命は、規定され基準負荷数ＮＲｅｆと呼ばれる損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_ＳＯＬＬに等しいと想定される。

【0053】

・ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎ：圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎであり、それらは考察される装置１３０に損傷を与えないと考えられるため、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎは、それより下でもはや考慮されない。これは、損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤを検出することを可能にする所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰである。したがって、ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎ＝Ｓ_ΔＰである。

【0054】

処理デバイス４０２は、別の計算ステップＥ５０中に、計算された損傷性質の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}で割られた、基準負荷の所定の数ＮＲｅｆに等しい損傷可能性率Ｒ_Ｎ、すなわち：
Ｒ_Ｎ＝ＮＲｅｆ／Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}
を計算するための計算手段４１６を備える。

【0055】

したがって、本発明による監視方法およびデバイスは、飛行中に遭遇する負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの重大度を推定することを可能にする。

【0056】

損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤ、圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎ、損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}、および損傷率Ｒ_Ｎは、測定データ４０３および／または４０８が取得された航空機の飛行に関連付けられる。

【0057】

処理デバイス４０２は、カウントするステップＥ６０中に、損傷可能性率Ｒ_Ｎの累積値Ｒ_ＮＣＵＭカウンタ４０５をインクリメントする手段４１７を備える。累積値Ｒ_ＮＣＵＭカウンタ４０５は、データ４０５および／または４０８に対応する飛行に対するステップＥ５０中に計算された損傷可能性率Ｒ_Ｎだけインクリメントされる。したがって、比率Ｒ_Ｎは、飛行中に装置が受ける圧力負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの重大度を数値化することを可能にすることによって飛行を追跡することを可能にする。したがって、カウンタ４０５は、先行する飛行を考慮しながら飛行を追跡することを可能にする。したがって、カウンタ４０５は、この飛行および先行する飛行に対する損傷可能性率Ｒ_Ｎの累積値Ｒ_ＮＣＵＭを供給する。

【0058】

したがって、損傷率の累積カウンタ４０５は、重み付けされた圧力負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤのカウンタであり、飛行中に検出された各圧力負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの圧力基準条件に相当する負荷の数を装置１３０の寿命の間に計算し、累積する。各負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤは、負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤを基準条件に正規化するように、その圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎに対して重み付けされる。

【0059】

これらの基準条件は、装置が、故障前に（亀裂、破断の出現によって明らかにされ得る）、この振幅で耐えることができる損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの数ＮＲｅｆに関連付けられた基準圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆに対応する。選択された基準条件ＤｅｌｔａＰＲｅｆは、装置が故障前に耐えることができる許容負荷の数ＮＲｅｆ＝Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}が既知である圧力に対応する；ＮＲｅｆは、例えば、装置１３０の認定または資格試験中に実証されている。しかしながら、全ての記録された負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤについて同じであるという条件で、別の基準（圧力、負荷の数）を定義することが可能である。したがって、これらの基準圧力条件に対する各負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの重み付けは、負荷の基準数ＮＲｅｆと比較することが可能な累積カウンタ４０５を確立することを可能にする。カウンタ４０５によって計算された損傷可能性率Ｒ_Ｎの累積値Ｒ_ＮＣＵＭは、基準圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆ条件に正規化された損傷可能性を表す。

【0060】

したがって、ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎ＜ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＜ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆの場合、カウンタ４０５は、ステップＥ６０の間にインクリメンテーション手段４１７によって１未満の損傷可能性率Ｒ_Ｎだけインクリメントされ、
ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＝ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆの場合、カウンタは、ステップＥ６０の間にインクリメンテーション手段４１７によって１に等しい損傷可能性率Ｒ_Ｎだけインクリメントされ、
ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆ＜ＤｅｌｔａＰ_Ｎ＜ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘである場合、ステップＥ６０の間に、インクリメンテーション手段４１７によって１より大きい損傷可能性率Ｒ_Ｎだけカウンタがインクリメントされる。

【0061】

一実施形態によれば、ＤｅｌｔａＰ_Ｎ≦ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎである場合、カウンタ４０５は、ステップＥ６０の間にインクリメンテーション手段４１７によってインクリメントされない。

【0062】

一実施形態によれば、ＤｅｌｔａＰ_Ｎ≧ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘである場合、損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}は、図５に示す直線ＭＯＤ_０によって示されるように、０に等しい。この場合、カウンタ４０５は、ステップＥ６０の間にインクリメンテーション手段４１７によって、「無限」損傷可能性率Ｒ_Ｎだけインクリメントされるか（Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}＝０であるために）、または、非常に大きくなるように任意に選択された到達された損傷の規定値Ｒ_ＥＮＤに等しい；装置１３０の寿命は完全に消費されたと見なされる。達成された損傷のこの規定値Ｒ_ＥＮＤは、例えば、事前定義された警報閾値Ｓ_ＡＬ以上の有限値になるように選択される。

【0063】

本発明の一実施形態によれば、処理デバイス４０２は、ステップＥ６０に続く警報ステップＥ８中に、処理デバイス４０２が、図７に示すように、損傷可能性率Ｒ_Ｎの累積値Ｒ_ＮＣＵＭが事前定義された警報閾値Ｓ_ＡＬ以上であるときに、警報メッセージＡＬを外部に送信するための警報手段４１８を備える。したがって、例えば、ＤｅｌｔａＰ_Ｎ≧ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘの場合は、警報手段４１８を通して警報メッセージＡＬの送信をトリガする。

【0064】

したがって、このカウンタ４０５は、基準条件と同等の条件に正規化された、寿命中の装置１３０内の圧力Ｐの異なる過渡的な増減を報告する。これは、損傷性の圧力Ｐ負荷の許容数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}を、基準圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰＲｅｆに関連付けられる、理論的に許容されるサイクル数ＮＲｅｆと比較することを可能にするので、装置１３０の機械的損傷状態を述べることを可能にする正確なカウンタである。

【0065】

このカウンタ４０５によって計算される損傷可能性率ＲＮの累積値Ｒ_ＮＣＵＭは、必ずしも整数ではなく；累積値Ｒ_ＮＣＵＭは、基準圧力変動振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆで負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤのみを達成することによって装置１３０が受ける損傷性の圧力Ｐ負荷ＳＯＬＬ_ＥＮＤの数として解釈されるべきである。

【0066】

本発明の一実施形態によれば、所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは、油圧装置の最大公称油圧Ｐ_ＭＡＸの１５％以上であり、最大公称油圧Ｐ_ＭＡＸの３５％以下である。所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは、特に、Ｐ_ＭＡＸの２０％以上およびＰ_ＭＡＸの３０％以下であることができる。例えば、所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは、Ｐ_ＭＡＸの２５％に実質的に等しいことができる。

【0067】

規定の損傷閾値Ｓ_ΔＰ、モデルＭＯＤ、ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆ、ＮＲｅｆ、ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎ、ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘ、Ｓ_ＡＬ、第１の規定の圧力値Ｐ１および第２の所定の圧力値Ｐ２は、方法およびデバイス４００の構成パラメータの一部であり、処理デバイス４０２のメモリに予め記録される。計算された振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎおよび／または個数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}および／または比率Ｒ_Ｎおよび／または累積値Ｒ_ＮＣＵＭは、処理デバイス４０２のメモリに記録され、実行ごとに更新される。処理デバイス４０２は、出力インターフェース４０６（表示画面または他のものであることができる）を備えて、ステップＥ８またはＥ６０に続く出力ステップＥ７の間に、計算された振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎおよび／もしくは数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}および／もしくは比率Ｒ_Ｎおよび／もしくは累積値Ｒ_ＮＣＵＭ、ならびに／または警報メッセージＡＬ、ならびに場合によっては規定の損傷閾値Ｓ_ΔＰ、モデルＭＯＤ、ＤｅｌｔａＰ_Ｒｅｆ、ＮＲｅｆ、ＤｅｌｔａＰ_Ｍｉｎ、ＤｅｌｔａＰ_Ｍａｘ、Ｓ_ＡＬ、第１の規定の圧力値Ｐ１および第２の規定の圧力値Ｐ２などの他のインディケータを、出力データとして外部に供給することができる。

【0068】

本発明の一実施形態によれば、これらの構成パラメータは、油圧装置１３０の材料およびその構造に応じて事前定義される。これらの構成パラメータは、同じタイプの油圧装置１３０および／または同じタイプの航空機に対して固定され得る。本発明の一実施形態によれば、所定の損傷閾値Ｓ_ΔＰは、装置１３０の寿命の間に可変であり得る。

【0069】

本発明の一実施形態によれば、第１の規定の圧力値Ｐ１および第２の規定の圧力値Ｐ２は実質的に０である。第１の規定の圧力値Ｐ１は、飛行の開始時にターボジェットが停止している、または飛行の開始直後にターボジェットがアイドリングしている場合の油圧装置１３０の圧力値に相当することができ、この場合、第１の規定の圧力値Ｐ１はゼロではない。第２の規定の圧力値Ｐ２は、飛行の終了時にターボジェットが停止している、または飛行の終了直前にターボジェットがアイドリングしている場合の油圧装置１３０の圧力値に相当することができ、この場合、第２の規定の圧力値Ｐ２はゼロではない。

【0070】

図７および図８に示す本発明の一実施形態によれば、油圧装置１３０は、その油圧Ｐを測定するための圧力センサを装備しない可能性がある。この場合、処理デバイス４０２は、受信ステップＥ１の後、検出ステップＥ２の前の推定ステップＥ４中に、時間ｔに応じての航空機の別の装置１３１または他の機器の別の油圧の値４０８に基づいて、装置１３０の油圧Ｐを決定するための推定器４０７を備え、時間ｔに応じての航空機の別の装置１３１または他の機器の別の油圧の値４０８は、測定データ４０３に含まれ、この他の装置に設けられた測定センサ１３３によって測定されている。この他の装置１３１は、例えば、図２の油圧装置１００と同じ油圧回路１００の一部であることができ、センサ１３３は、例えば、ターボ機械１０の中央エンジン１３の内部油圧を測定することを可能にし、このエンジン１３に設けられる。推定器４０７は、他の装置１３１の他の油圧の値４０８に基づいて、装置１３０の油圧Ｐを計算または予測することを可能にする予め記録された油圧モデルまたは予め記録された関数を備えることができる。これは、油圧装置の設計、質量、性能またはコストに影響を及ぼさないという利点を有する。

【0071】

図示されていない本発明の別の実施形態では、油圧装置１３０は、油圧装置１３０の油圧Ｐを直接測定することを可能にする測定センサを装備する。

【0072】

圧力値Ｐ３は、経時的に間隔を置いて存在する圧力値の間で欠落する場合がある。例えば、図９に示すように、圧力サイクルＣＹＣ中に、圧力値Ｐ３は、第１の規定の圧力値Ｐ１に対応する開始時点Ｔ１とＰ１に続く現在の圧力Ｐとの間で（または図示されていない別の場合には、第２の規定の圧力値Ｐ２の前の現在の圧力Ｐと、第２の規定の圧力値Ｐ２に対応する終了時点Ｔ２との間で）、欠落する可能性がある。

【0073】

本発明の一実施形態によれば、処理デバイス４０２の検出器４０４によるデータ検証のステップＥ５中に、直線的に変化する置き換え値Ｐ４が、現在の圧力Ｐ、Ｐ１またはＰ２の圧力値の間に、例えば、図１０に示すように、第１の規定の圧力値Ｐ１に対応する開始時点Ｔ１と現在の圧力Ｐとの間に、例えば単一の直線の形態で挿入される（または前述の他の場合には、処理デバイス４０２は、現在の圧力Ｐと第２の規定の圧力値に対応する終了時点との間に、例えば単一の直線の形態で直線的に変化する置き換え圧力値Ｐ４を挿入する）。

【0074】

本発明の一実施形態によれば、本方法は、図９および図１０を参照して上述したように、受信ステップＥ１とステップＥ２またはＥ４との間に、例えば無効データを検出し、欠落データを検出し、欠落データを置き換えるための方法を適用するためのデータ４０３または４０８検証ステップＥ５を含む。データ４０３、４０８はまた、圧力Ｐ測定値および時間ｔ測定値、エンジンのシリアル番号、ターボジェットの別のカウンタによってカウントされた飛行回数、追跡された油圧装置のシリアル番号、圧力測定値Ｐの履歴を含むことができる。

【0075】

本発明の一実施形態によれば、本方法は、計算された振幅ＤｅｌｔａＰ_Ｎおよび／または数Ｎ_{ＳＯＬＬＮ}および／または比率Ｒ_Ｎおよび／または累積値Ｒ_ＮＣＵＭの信頼度インディケータを計算するステップを含む。この信頼度インディケータは、ステップＥ２中に推定されたデータ４０３および／または４０８の品質によって、および欠落データの数によって重み付けされた数値として計算され得る。

【0076】

もちろん、上記の実施形態、特徴、可能性および例は、一緒に組み合わせることができ、または互いに独立して選択することができる。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】