(57)【要約】      （修正有）【課題】運航を支援するための、損傷評価を可能にする。【解決手段】複合材料で作られた補修済航空機構成要素の構造完全性をモニタするための方法であって、方法は、（ａ）補修複合材料の多数のプライを、２つのプライの間に配列されたセンサ（を備えた構成要素上に、補修場所を覆うように配置することと、（ｂ）内部にセンサが埋設されている補修複合材料が補修場所に接着されるように、補修複合材料のプライを硬化することと、（ｃ）航空機の飛行の前に、第１センサデータをセンサから取得することと、（ｄ）飛行中又は飛行後に、センサから第２センサデータを取得することと、（ｅ）第１センサデータと第２センサデータとを比較することと、（ｆ）構造変化を示す、第１センサデータと第２センサデータとの相違を特定することと、（ｇ）特定された相違が、規定の閾値を超過する構造変化を示すか否かを判断することを含む。【選択図】なし【特許請求の範囲】
【請求項１】
システムであって、
複合材料で作られ、補修場所を有する元構造物（３４）と、
複合材料で作られた補修継ぎ当て片（３２）とを備え、前記補修継ぎ当て片（３２）は、前記元構造物（３４）の前記補修場所に接着され、
前記補修継ぎ当て片（３２）に埋設されたセンサ（１０）を備える、システム。
【請求項２】
更に、前記補修継ぎ当て片（３２）に埋設され、前記センサ（１０）に電気的に接続された、不揮発性メモリ（２）を備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
更に、前記補修継ぎ当て片（３２）に埋設され、前記センサ（１０）に電気的に接続された、インターフェース（４）ユニットを備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
前記インターフェース（４）ユニットはトランシーバ（８）を備える、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
更に、前記元構造物（３４）によって支持され、前記センサ（１０）に電力を提供するよう接続された電源（６）を備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項６】
複合材料で作られた積層構造物に対してなされた補修の構造完全性をモニタするための方法であって、
（ａ）補修継ぎ当て片（３２）の複合材料の層の間にセンサ（１０）を配置することを含み、前記センサ（１０）は、前記複合材料が硬化された後に、周囲の複合材料の最新の構造上の特徴を表すデータを出力することが可能であり、
（ｂ）前記補修継ぎ当て片（３２）が複合材料で作られた元構造物（３４）の補修場所に接触している間に、前記複合材料を硬化して、埋設されたセンサ（１０）を有する補修済元構造物を生成することと、
（ｃ）前記硬化ステップの後に、前記補修済元構造物の構造上の特徴を表す、前記埋設されたセンサからのベースラインデータを取得し、記録することと、
（ｄ）前記ベースラインデータが取得され、記録された後に、前記補修済元構造物を負荷に曝露することと、
（ｅ）ステップ（ｄ）に後続する、またはステップ（ｄ）の最中のある時点で、前記埋設されたセンサからの負荷後データを取得し、記録することであって、前記負荷後データは、前記補修済元構造物の構造上の特徴を表すことと、
（ｆ）前記補修済元構造物における構造変化を示す、それぞれの前記ベースラインデータと前記負荷後データとの間の相違を特定する様態で、前記ベースラインデータ及び前記負荷後データを処理することと、
（ｇ）前記特定された相違が、規定の閾値を超過する、前記補修済元構造物の構造完全性の変化を示すか否かを判断することを含み、
ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、コンピュータシステムによって実行される、方法。
【請求項７】
ステップ（ｆ）は、前記ベースラインセンサデータに基づいてベースラインシグネチャーを創出すること、前記負荷後センサデータに基づいて負荷後シグネチャーを創出すること、及び、前記ベースラインシグネチャーと前記負荷後シグネチャーを比較することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
更に、
ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までの結果に基づいて、最新の補修運航状況を査定することと、
前記最新の補修運航状況を考慮する、更新された整備スケジュールを規定することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項９】
複数の補修の各々について、ステップ（ａ）からステップ（ｇ）までが実行され、それぞれのセンサからの前記出力は、それぞれの補修についてのそれぞれの負荷後データ、及び、それぞれのセンサについてのそれぞれのセンサ特定データを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１０】
前記補修済元構造物は航空機の一部であり、前記航空機の飛行の最中に負荷に曝露される、請求項６に記載の方法。
【請求項１１】
更に、前記負荷後データを、前記センサから前記航空機に搭載されたコンピュータシステムへと通信することを含み、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、前記航空機が空中にある間に実行される、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
更に、ステップ（ｇ）における、前記特定された相違は、規定の閾値を超過する、前記補修済航空機構成要素の構造完全性の変化を示すという判断に応答して、警報信号を発することを含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
更に、ステップ（ｄ）からステップ（ｆ）までに先立って、前記飛行の最中又は後に取得された前記センサデータを処理して、ステップ（ｃ）で前記センサデータが取得される時点における、又はその頃の、局所的条件の相違による効果を補償することを含む、請求項１０に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この開示は概して、複合構造物への損傷を検出し、評価するためのシステム及び方法に関する。この工程及び方法は、避雷システムを使用する複合構造物に対応しているが、それだけに限定される訳ではない。
【背景技術】
【０００２】
現在の航空機は、複合材料の比率が高くなるように設計され、建造されている。いくつかの航空機においては、５０％を上回る構造成分が複合材料で製造されている。複合材料は強靭かつ軽量の材料である。ガラス繊維、カーボン繊維、アラミド繊維又はホウ素繊維といった優勢な種類の複合材料は、樹脂などのカップリング剤と組み合わされて、原材にはない優れた或いは非凡な構造特性を備えた製品を創出する。複合材料は、アルミニウムと比較して、より軽量であり、より良好な機械特性及び疲労特性を有する。しかし、それらはまた、導電性が低く、電磁遮蔽の点で劣る。導電性の低減は、電流発散の減少を引き起こし、それは結果として、落雷などの電磁効果の発生時に、損傷をもたらすことがある。
【０００３】
具体的には、航空機への落雷時に、航空機の外板上の導電路により、電気が外板に沿って伝わり、航空機のどこか別の場所で抜け出ることが可能になる。適正な導電路がないと、アーク放電及びホットスポットが発生する可能性があり、場合によっては外板に影響を及ぼす。また、複合材料の電磁遮蔽能力が低いことで、航空機内部の配線及びシステムに対する雷の脅威が増す。
【０００４】
航空機の複合材外板を落雷損傷に抗して保護するために使用される現行の仕組みの１つは、導電性外板避雷システムを含むことである。かかるシステムは、航空機の複合材外板の内側又は外側のいずれかに存在しうる。航空機上に導電路を提供するために使用されるシステムの一種は、金属線織込構造（ｉｎｔｅｒｗｏｖｅｎ  ｗｉｒｅ  ｆａｂｒｉｃ、ＩＷＷＦ）である。この種のシステムでは、りん青銅線のような金属線が、風にさらされる表面の直近である、複合材料の最上層に埋設される。他の種類のシステムは、銅薄箔の使用を含むことがある。胴体部における金属線織込構造システムでは、金属線は一般的に、約０．００３から約０．００４インチまでの厚さ範囲を有する。これらの種類の金属線は、互いに間隔を空けて配置される。一般的な間隔は、９０度の網目形状においておよそ０．０１０インチである。
【０００５】
ＩＷＷＦを含む複合材料に対する落雷のような高強度の放電は、結果として、複合材料の内部のＩＷＷＦの不適合特性をもたらし、それによって、複合材料の一部分が不適合になりうる。不適合な複合材料の特定の部分は、目視によって識別可能でないことがある。不適合ＩＷＷＦは、ＩＷＷＦが損失している領域を除去し、除去された領域を適合ＩＷＷＦによって置換することを含む、航空機向けの、電磁的事象（ＥＭＥ）からの保護を提供するために、置換される必要がある。
【０００６】
加えて、試験により、特定の避雷構造物には、基材のマイクロクラックが起こり、最終的にクラックが発生する傾向があることが示されている。マイクロクラックは、温度、湿度、及び圧力の極端な変動の繰り返しによって形成される傾向がある。マイクロクラックは、熱膨張計数の相違による、並びに、複合材システム内の構成要素間の非最適界面接着性による内部応力を含む、いくつかの要因によって発生する。
【０００７】
繊維補強型複合材外板パネルは、損なわれたパネルの一部を除去するために、局在的な補修を要することがある。局在的な補修は、パネルの損なわれた部分を除去すること、補修されるべき領域を準備すること、一般的には、傾斜的又は段階的な様態で周囲の複合材部分及び縁部を砂研磨すること、接着された補修部分への落雷によるエネルギーの、周囲の外板パネルへの伝達を担保するために、複合材料と金属線織込構造との十分な重複を用いる、複合材継ぎ当て片を、作製し、接着し、かつ硬化すること、を含む。
【０００８】
現在、複合材料で作られた補修済構造物を検査するために、種々の方法が使用されている。例えば、米国特許出願番号７，８９８，２４６は、金属線織込構造を備える補修済複合構造物の非破壊検査のための方法を開示している。既存の工程は、構造物の補修を検証するために使用されるが、金属線織込構造の導電性は検証しない。具体的には、それらは、金属線織込構造の損傷の整備又は補修の必要性を検出することも、ＥＭＥ／ＨＩＲＦ関連問題の考えられるリスクを抽出又は評価することもしない。
【０００９】
この出願は、２０１３年１２月２６日に出願された米国仮特許出願番号６１／９２０，８０８の利益を主張するものである。
【００１０】
複合構造物の健全性を検査し、かつ／又はモニタするためのシステム及び方法に関する最新技術についてのいかなる改良も、特に、かかる改良が原複合構造物と補修済複合構造物の両方に適用されることが可能である場合には、有益なものになりうる。
【発明の概要】
【００１１】
本書に開示されている主題は、予測情報を提供し、評価重要度を位置付け、特定し、かつ、複合構造物の整備及び補修を検証するよう設計された、システム、工程、及びソフトウェアアルゴリズムを対象とする。本書に開示されているシステムは、整備及び補修の担当者に所定情報を提供し、例えば、製造工程の不純物、補修の失敗、又は過度の牽引、切断、燃焼、剥離等がなされた複合材料といった、構造上の損傷又は埋設されたシステムの損傷の場合に、運航を支援するための、損傷評価を可能にする。
【００１２】
本書で開示されているいくつかの工程は、飛行機のライフサイクル全体を通じて金属線織込構造を含む複合構造物を健全に維持し、ＥＭＥ／ＨＩＲＦ（高強度関連分野、Ｈｉｇｈ−ＩｎｔｅｎｓｉｔｙＲａｄｉａｔｅｄＦｉｅｌｄ）関連問題をもたらすことが考えられうるレベルの損傷の発生を検出するための、統合された測定と試験の技術を提供する。具体的には、本書で開示されているシステムは、導電性の妨害可能性、及び／又は、補修による、既存の複合構造物と新たに導入された複合構造物における剥離を特定して、ＥＭＥ／ＨＩＲＦ関連のシステム損傷から内部システムを保護することが可能である。システムによって取得された情報は、衝撃波又は落雷による衝撃のような、動的衝撃の重要度の評価に使用されうる。
【００１３】
本書で開示されている例示的な実施形態により、補修済の領域に関する複合構造物の構造完全性をモニタするための、システム及び方法が提供される。複合構造物が補修される時、落雷の懸念による電気的な検討事項もあるが、それは、継ぎ当て片の準備中に金属線織込構造の重複を担保することで叶えられる。下記に開示される例示的な実施形態は、埋設されたセンサ、無線周波数識別（ＲＦＩＤ）、及びデータ抽出を用いる。具体的には、本書で開示されているシステムのうちいくつかは、複合材補修領域に含まれる落雷緩和装置のライフサイクルモニタリングを可能にする。
【００１４】
本書で開示されている複合材補修システムは、複合材補修継ぎ当て片のプライ間に埋設されたセンサ（センサの種類は圧力センサ、張力センサ（例えば引っ張りゲージ）、導電性センサ、光ファイバーセンサ、音響センサ、及び容量センサを含みうる）を備える。航空機上の各補修継ぎ当て片には、一又は複数のセンサが設けられうる。いくつかの事例では、複数の離散センサが、補修継ぎ当て片の選択された位置に配設される。他の事例では、センサは特に、補修継ぎ当て片の形状に適合する形状を有するよう設計されうる。
【００１５】
複合材補修が硬化された後に、補修場所に埋設された一又は複数のセンサの出力がモニタされる。次いで、センサ出力信号は処理されて、補修場所への構造上の損傷の存在可能性を示す、取得されたデータセットを特定する。いくつかの実施形態により、補修が完了した後、かつ、補修済元構造物（例えば航空機）が運航に復帰する前に、センサによって出力された測定値が、ベースラインとみなされる。
【００１６】
補修済元構造物が運航に復帰した後、補修場所の完全性は、補修継ぎ当て片に埋設された一又は複数のセンサによって出力されたデータを取得し、処理することによって、継続的に、又は定期的にモニタされうる。ライフサイクルモニタリングの期間中、各センサの出力は、それぞれのベースライン値と比較される。運航中の環境的条件は一要因（例えば温度）であるが、センサ出力は、ベースライン値の決定時には存在しなかった環境的要因に起因しうる効果を除去する様態で、処理されなければならない。モニタされたセンサ出力のベースラインセンサ出力からの偏差が、所定の閾値（かかる閾値は各補修状況によって異なる）に達する時は、継ぎ当て片は補修され、又は置換されることになる。モニタシステムは、モニタされたセンサ出力がベースラインセンサ出力から規定の閾値を超えて偏向している状況の検出に応答して、可視的又は可聴的な警報又は警告のコックピット内での生成、或いは、メモリへのデータの保存を引き起こす、警報信号又は警告信号を発する能力を有する。
【００１７】
本書で開示されている主題の一態様は、複合材料で作られた積層構造物の、構造完全性をモニタするための方法である。方法は、（ａ）完全には硬化されていない複合材料のプライ間にセンサを配置することを含み、センサは、複合材料が硬化された後に、周囲の複合材料の最新の構造上の特徴を表すデータを出力することが可能であり、（ｂ）センサが適所にある間に複合材料のプライを硬化して、埋設されたセンサを有する複合材料を生成することと、（ｄ）硬化ステップの後に、周囲の複合材料の構造上の特徴を表す、埋設されたセンサからのベースラインデータを取得し、記録することと、（ｄ）ベースラインデータが取得され、記録された後に、積層構造物を負荷に曝露することと、（ｅ）ステップ（ｄ）に後続する、またはステップ（ｄ）の最中のある時点で、埋設されたセンサからの負荷後データを取得し、記録することを含み、負荷後データは、周囲の複合材料の構造上の特徴を表し、（ｆ）周囲の複合材料における構造変化を示す、それぞれのベースラインデータと負荷後データとの間の相違を特定する様態で、ベースラインデータ及び負荷後データを処理することと、（ｇ）特定された相違が、規定の閾値を超過する、周囲の複合材料の構造変化を示すか否かを判断することを含む。ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、コンピュータシステムによって実行される。いくつかの実施形態では、ステップ（ｆ）は、ベースラインセンサデータに基づいてベースラインシグネチャーを創出すること、負荷後センサデータに基づいて負荷後シグネチャーを創出すること、及び、ベースラインシグネチャーと負荷後シグネチャーとを比較することを含む。
【００１８】
上述の方法は更に、ステップ（ｇ）における、特定された相違は、規定の閾値を超過する、周囲の複合材料の構造変化を示すという判断に応答して、警報信号を発すること、及び／又は、負荷後データを処理して、ステップ（ｃ）及び（ｅ）が実行された時点における、又はその頃の、局所的条件の相違による効果を補償することを含みうる。
【００１９】
積層構造物が、補修場所、及び補修場所に接着された補修継ぎ当て片を有する、元構造物を含む事例において、方法は更に、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までの結果に基づいて、補修の最新の補修運航状況を査定することと、最新の補修運航状況を考慮する、更新された整備スケジュールを規定することを含みうる。
【００２０】
上述の方法の更なる態様により、複数の補修の各々について、ステップ（ａ）からステップ（ｇ）までが実行され、それぞれのセンサからの出力は、それぞれの補修についてのそれぞれの負荷後データ、及び、それぞれのセンサについてのそれぞれのセンサ特定データを含む。積層構造物が航空機の一部である時、その積層構造物は、航空機の飛行中に、ステップ（ｄ）において、負荷に曝露されることになる。後者の場合、方法は更に、負荷後データを、センサから航空機に搭載されたコンピュータシステムへと通信することを含むことがあり、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、航空機が空中にある間に実行され、かつ／又は、航空機が着陸した後に、負荷後データを、センサから地上のコンピュータシステムへと通信することを含むことがあり、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、地上で実行される。
【００２１】
本書で開示されている主題の別の態様は、システムであって、複合材料で作られ、補修場所を有する元構造物と、複合材料で作られた補修継ぎ当て片とを備え、補修継ぎ当て片は、元構造物の補修場所に接着されており、補修継ぎ当て片に埋設されたセンサを備える。システムは更に、不揮発性メモリと、補修継ぎ当て片に埋設され、センサに電気的に接続されたインターフェースユニットとを備えうる。システムは更に、インターフェースユニットの内部にトランシーバを備えることがある。システムは更に、元構造物によって支持され、センサに電力を提供するよう接続された電源を備えうる。
【００２２】
更なる態様は、複合材料で作られた積層構造物の、構造完全性をモニタするための方法であり、（ａ）補修継ぎ当て片の複合材料の層の間にセンサを配置することを含み、センサは、複合材料が硬化された後に、周囲の複合材料の最新の構造上の特徴を表すデータを出力することが可能であり、（ｂ）補修継ぎ当て片が複合材料で作られた元構造物の補修場所に接触している間に、複合材料を硬化して、埋設されたセンサを有する補修済元構造物を生成することと、（ｃ）硬化ステップの後に、補修済元構造物の構造上の特徴を表す、埋設されたセンサからのベースラインデータを取得し、記録することと、（ｄ）ベースラインデータが取得され、記録された後に、補修済元構造物を負荷に曝露することと、（ｅ）ステップ（ｄ）に後続する、またはステップ（ｄ）の最中のある時点で、埋設されたセンサからの負荷後データを取得し、記録することを含み、負荷後データは、周囲の複合材料の構造上の特徴を表し、（ｆ）周囲の複合材料における構造変化を示す、それぞれのベースラインデータと負荷後データとの間の相違を特定する様態で、ベースラインデータ及び負荷後データを処理することと、（ｇ）特定された相違が、規定の閾値を超過する、周囲の複合材料の構造変化を示すか否かを判断することを含む。ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、コンピュータシステムによって実行される。
【００２３】
方法では、ステップ（ｆ）は、ベースラインセンサデータに基づいてベースラインシグネチャーを創出すること、負荷後センサデータに基づいて負荷後シグネチャーを創出すること、及び、ベースラインシグネチャーと負荷後シグネチャーとを比較することを含みうる。方法は更に、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までの結果に基づいて、最新の補修運航状況を査定することと、最新の補修運航状況を考慮する、更新された整備スケジュールを規定することを含みうる。有利には、方法は、複数の補修の各々について、ステップ（ａ）からステップ（ｇ）までを実行することを含むことがあり、それぞれのセンサからの出力は、それぞれの補修についてのそれぞれの負荷後データ、及び、それぞれのセンサについてのそれぞれのセンサ特定データを含む。有利には、積層構造物は航空機の一部であり、航空機の飛行中に、負荷に曝露される。好ましくは、方法は更に、負荷後データをセンサから航空機に搭載されたコンピュータシステムへと通信することを含み、ステップ（ｅ）からステップ（ｇ）までは、航空機が空中にある間に実行される。
【００２４】
更に別の態様は、航空機の補修済構成要素の構造完全性をモニタするための方法であって、（ａ）補修複合材料の多数のプライを、２つのプライの間に配列されたセンサを備えた構成要素上に、補修場所を覆うように配置することと、（ｂ）内部にセンサが埋設されている補修複合材料が補修場所に接着されるように、補修複合材料のプライを硬化することと、（ｃ）航空機の飛行前、及び、飛行中又は飛行後に、センサからセンサデータを取得することと、（ｄ）飛行前に取得されたセンサデータに基づいて、第１シグネチャーを創出することと、（ｅ）飛行中又は飛行後に取得されたセンサデータに基づいて、第２シグネチャーを創出することと、（ｆ）第１シグネチャーと第２シグネチャーとを比較することと、（ｇ）補修済航空機構成要素における構造変化を示す、第１シグネチャーと第２シグネチャーとの間の相違を特定することと、（ｇ）特定された相違が、規定の閾値を超過する、補修済航空機構成要素の構造変化を示すか否かを判断することを含む。ステップ（ｄ）からステップ（ｈ）までは、コンピュータシステムによって実行される。
【００２５】
有利には、方法は更に、ステップ（ｆ）における、特定された相違は、規定の閾値を超過する、補修済航空機構成要素の構造変化を示すという判断に応答して、警報信号を発することを含む。有利には、方法は更に、ステップ（ｄ）からステップ（ｆ）までに先立って、飛行中又は飛行後に取得されたセンサデータを処理して、ステップ（ｃ）でセンサデータが取得される時点における、又はその頃の、局所的条件の相違による効果を補償することを含む。
【００２６】
別の態様では、方法であって、継ぎ当て片を複合構造物の一部分に適用することを含み、継ぎ当て片は複合材料のプライと、その間にある少なくとも１つのセンサとを含み、継ぎ当て片及び継ぎ当て片の近位の複合構造物の一部分の、構造上の特徴を表す、センサからのベースラインデータを取得することと、データをセンサから定期的に取得することと、定期的に取得されたデータとベースラインデータとを解析して、継ぎ当て片及びその近位の複合構造物の完全性を判断することを含む、方法が提供される。
【００２７】
埋設されたセンサを使用して、複合材部品の構造完全性をモニタするシステムの他の態様の詳細が、下記に開示され、主張されている。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】金属線織込構造を含む航空機外板の断面を示す図解である。
【図２Ａ】航空機への落雷による複合材料への損傷の、それぞれの種類を示す図解である。
【図２Ｂ】航空機への落雷による複合材料への損傷の、それぞれの種類を示す図解である。
【図２Ｃ】航空機への落雷による複合材料への損傷の、それぞれの種類を示す図解である。  図２Ａから図２Ｃの図解は、繊維の向きがプライ毎に異なる繊維補強型構造のプライの積層を備える、複合材料の断面図を表している。損傷の種類は、以下のように図示されている。図２Ａ−低エネルギー衝撃による損傷、図２Ｂ−中エネルギー衝撃による損傷、図２Ｃ−高エネルギー衝撃による損傷。
【図３】最も外側のプライはＩＷＷＦであり、複合材料の多数の（この単純化された実施例では４つの）プライから成る継ぎ当て片を使用して補修された、複合元構造物上の損傷場所の分解図を表す図解である。
【図４】無線実施形態による、複合材補修の構造健全性をモニタするためのシステムの、いくつかの構成要素を表すブロック図である。センサは、補修継ぎ当て片に埋設され、補修場所に適用されうる。
【図５】一実施形態による、複合元構造物の補修場所に載置された、複数の理想的なセンサを示す図解である。センサが埋設されることになる補修継ぎ当て片は、図５には図示されていない。
【図６】は、図５に図示されたシステムでの使用に適するセンサチップの、いくつかの構成要素を表すブロック図である。
【図７】複合構造物上の補修場所の初期構造完全性に関する情報を取得するための工程のステップを特定するフロー図である。
【図８】複合構造物上の補修場所の構造完全性をモニタするための工程のステップを特定するフロー図である。
【図９】複合材料のプライ間に挟まれた圧力センサを通じて電流の流れを測定するためのシステムの、構成要素の分解図を表す図解である。
【図１０】別の実施形態による、複合元構造物の補修場所に載置された、ループ型圧力センサを示す図解である。センサが埋設されることになる補修継ぎ当て片は、図１０には図示されていない。
【図１１】補修継ぎ当て片が適用された後の、図１０の補修場所を示す図解である。図１１の網掛線の楕円は、補修継ぎ当て片に埋設され、従って視界から隠されている、ループ型圧力センサの位置を示す。
【図１２】航空機の製造及び保守の方法のフロー図である。
【図１３】航空機のシステムを示すブロック図である。  以下で図面を参照するが、異なる図面の類似の要素には同一の参照番号が付されている。
【発明を実施するための形態】
【００２９】
航空機上の補修済複合材料の構造健全性をモニタするためのシステム及び方法の、様々な実施形態がこれから説明される。しかし当然のことながら、本書に開示されている主題は、補修済複合材料への適用に限定される訳ではなく、原複合材料にも適用されることが可能であり、つまり、複合構造物の作製中に、センサ（センサの種類は圧力センサ、張力センサ（例えば引っ張りゲージ）、導電性センサ、光ファイバーセンサ、音響センサ、及び容量センサを含みうる）は、複合材料のプライ間の、構造健全性をモニタすることが望ましい重要位置に、埋設されうる。更に、本書で開示されている内容は、航空機の複合材料へのそれらの適用に限定される訳ではない。その代わりに、本書の内容は、構造完全性仕様に準拠するよう意図される複合材料で作られた任意の構造物に適用される。
【００３０】
図１は、金属線織込構造の金属線を含む航空機外板の断面を示す図解である。この実施例では、図示されている構造物は、基材２２、金属線織込構造（ＩＷＷＦ）層２４、サーフェサー層２６、及び、塗装層２８を含む。基材２２の上側の層は、金属線織込構造構成要素を形成する。実行形態に応じて、金属線織込構造構成要素は、ＩＷＷＦ層２４とサーフェサー層２６、及び塗装層２８のみを含むことがある。代替的には、金属線織込構造構成要素は、この実施例に示されている層に加えて、又はそれらの代わりに、他の層を含むことがある。
【００３１】
例示を目的として、基材２２は、胴体部の外板としての役割を果たす複合構造物であるものとする。かかる複合構造物は、繊維補強型プラスチックで作られた積層を備えうる。図１でわかるように、金属線織込構造層２４は、落雷のような電磁効果のための導電路を提供する、金属線３０を包含する。サーフェサー層２６は、塗装層２８の適用のための、被覆又は表面を提供する。サーフェサー層２６及び塗装層２８は、誘電構成要素を形成する。誘電構成要素は、サーフェサー層２６と塗装層２８に加えて、シーラント、非伝導性下塗り剤、又はそれらの材料の他の何らかの組合せなどの、他の材料又は層を含みうる。金属線３０の上側の誘電体層の厚みは、その厚みが落雷による電気エネルギーの消失に影響を及ぼすことから、重要である。誘電体の厚みが増すほど、落雷に遭遇した時により大きな損傷が発生する可能性がある。この種の損傷は、安全面の問題よりも一層好ましからざる問題である。
【００３２】
落雷によって引き起こされた複合材料への損傷は、いくつかの既知の方法のうちの任意の１つを使用して、補修されることが可能である。これらの既知の補修技術の多くは、損傷場所の浄化を伴い、それに続いて、複合材料で作られた補修継ぎ当て片が設置される。例えば、米国特許出願公開番号２０１２／００８０１３５は、その中で、以下のステップを含む補修技術を開示している。（１）塗装及び下塗り剤を、細かい研磨剤を使用して不具合領域から除去し、（２）不具合の周囲の領域を、不具合材料を一掃するに十分な深さまで削ぎ落として（すなわち砂研磨して）、補修プライのための表面を準備し、（３）複合材補修プライのサイズ、形状、及び向きを決定し、プライテンプレートを作り、プライを装着し（最大の補修プライは、削ぎ落とし個所の周囲を少なくとも０．２５インチ超えて重複すべきである）、（４）接着プライを補修領域に適用し、（５）接着剤を圧密し、（６）補修プライの積層を、圧密された接着剤層の上に配置して、プライを、繊維方向及び位置公差に関して正確に（すなわち設計仕様に従って）位置付け、かつ方向付け、（７）１ａｔｍの圧力の下でプライを圧密し、（８）補修場所を、補修プライの積層に圧力を印加することなく、３０分の滞留時間、２２０°Ｆの浸漬温度に曝露し、（９）更に３０分間浸漬温度を維持しつつ、補修プライの積層に真空圧力を印加し、（１０）３５以下のプライを有する継ぎ当て片に関しては、補修場所を、浸漬温度から最終硬化温度である３５０°Ｆまで加熱しつつ、補修プライの積層への真空圧力を維持し、次いで、その温度と圧力を１５０分から１８０分間保って、完全硬化を実現し、（１１）補修場所が冷えることを可能にし、かつ、（１２）必要に応じて表面処理を実行する。
【００３３】
上述の方法は、穴が形成されておらず、かつ、損傷場所に残存している材料が補修継ぎ当て片を支持するためのマンドレルとして使用可能である場合に、損傷した複合材料の補修に適する。複合材料が完全に除去されて損傷された場所に穴が形成されている場合には、元構造物の反対側への追加ツーリングの配置を伴う、異なる補修方法が使用されることになる。
【００３４】
ＩＷＷＦ層２４が組み込まれた複合材料（図１参照）を補修する時には、補修継ぎ当て片も、ＩＷＷＦ層を含むことになる。好ましくは、補修継ぎ当て片は、補修継ぎ当て片のＩＷＷＦ層の金属線が元構造物のＩＷＷＦ層の金属線と重複するように、構成される。金属線織込構造を包含する複合材パネル上に接着された補修が、継ぎ当て片材料と元構造物との間に十分な重複を有しているか否かを判断するために、非破壊検査技術が使用されうる。重複幅は、接着された補修区域上への落雷から、母材へのエネルギーの伝達を、十分可能にするものであるべきである。重複幅は、損傷を受けていない母材の上に延在する、継ぎ当て片材料の縁の幅である。（通常約１インチである）その幅は、好ましくは、継ぎ当て片領域の周囲全体で、比較的一定である。
【００３５】
航空機が補修され、運航に復帰した後に、好ましくは、補修の構造完全性は、少なくとも定期的にモニタされる。飛行機への落雷は、運航乗員が気付かぬうちに発生しうる。飛行機が落雷を受け、その落雷がパイロットにとって明白である時には、パイロットが、目的地までの飛行を継続するか、又は、検査と可能な補修のために代替空港へと方向転換するかを判断しなくてはならない。技師は、雷の仕組み、及び、飛行機が落雷を受けやすいことを理解していることにより、落雷損傷を発見し、特定しうる。パイロットが飛行機への落雷の発生を知らなかった可能性があることから、技師は、落雷がフライトログで報告されないことがあると、認識していなくてはならない。落雷の基本的な理解を有することは、技師が効果的な整備を実行する中で、役立つだろう。ゆえに、落雷によって引き起こされる複合構成要素への損傷について、少なくとも定期的に、好ましくは継続的に、航空機をモニタする、又は確認することが望ましい。
【００３６】
図２Ａから図２Ｃは、航空機への落雷による、複合材料への損傷のそれぞれの種類を示す図解である。これらの図解は、繊維の向き（例えば、０°、±４５°、±９０°）がプライ毎に異なる繊維補強型ポリマーのプライの積層を備える、複合材料の断面図を表している。図２Ａは、マトリックス亀裂の形態の、低エネルギー衝撃による損傷を図示する。図２Ｂは、局所的な繊維／マトリックス破砕及び剥離という形態の、中エネルギー衝撃による損傷を図示する。図２Ｃは、貫通小規模損傷ゾーン、剥離、及び遊離繊維端という形態の、高エネルギー衝撃による損傷を図示する。
【００３７】
図３は、複合材料（例えばエポキシ樹脂に埋設されたカーボン繊維又はホウ素繊維）の３つの補修プライ３６ａから３６ｃ、及び、ＩＷＷＦ３８である最も外側のプライから成る継ぎ当て片を使用して補修された、複合元構造物３４上の損傷場所３２の分解図を表す図解である。既知の工程では、複合材補修プライ３６ａから３６ｃは、複合材補修プライ３６ａから３６ｃのサイズ、形状及び向きを決定し、プライテンプレートを作り、プライテンプレート上に複合材料を置き、次いで複合材料を硬化することによって、作製されたものである。たった３つのプライを有する補修継ぎ当て片は、単に、多数のプライを備える補修継ぎ当て片の概念を例示する目的で示されている。複合材補修継ぎ当て片のプライの数は、３よりもずっと多いことがあり、例えば、一般的な補修継ぎ当て片は１０から７０までのプライを備えうる。
【００３８】
本書で想定されている補修済複合材部品の構造健全性をモニタするためのシステムにより、一又は複数のセンサが、補修継ぎ当て片のプライ間に埋設される。センサは、以下の特徴を有するべきである。（１）センサは、補修に統合される時に、複合補修材料に対応している（すなわち、剥離、荷重伝達、化学的損傷、又は電気的不適合がない）べきであり、（２）センサは、補修工程に対応している（すなわち、設置された補修継ぎ当て片の最終硬化中に印加される圧力及び温度に耐えることが可能である）べきであり、（３）センサは、航空機の動作環境の範囲内で予想されるパラメータ（例えば、圧力、応力、張力、導電性、又は「接着良好性」）を測定するに十分な感度を有するべきである。加えてセンサは、ローカルデータ保存、及び、無線及び／又は有線のデータ取得を支持するよう設計される。
【００３９】
現在の航空機の多くには、中央整備コンピュータ機能（ＣＭＣＦ）が設けられている。ＣＭＣＦは、航空機に搭載されている、あらゆる主要な航空電子工学システム、電気システム、及び機械システムを包括する。ＣＭＣＦは、整備機能及び搭載システム（例えば、メンバシステムにより開始される試験）によって生成された整備情報を、収集し、保存し、表示する。ＣＭＣＦはオペレータインターフェースディスプレイ及び入力装置（例えば多目的制御ディスプレイユニット（ＭＣＤＵ））を有する。
【００４０】
従来技術は、航空会社の整備工に、多機能制御ディスプレイユニット（ＭＣＤＵ）のエミュレーションを介してリアルタイムのＣＭＣＦデータ画面を表示する、電子式整備端末ディスプレイを提供する。通常の整備端末は、カーソル制御装置、キーボード、内部ハードドライブ、フロッピーディスクドライブ、ＣＤ−ＲＯＭドライブ、輝度とコントラストの制御のためのインターフェース、及び、画像出力プリンタバスを備える、ラップトップＰＣである。かかる整備端末を使用して、権限を有する担当者は、航空機の健全性状況を監視する、整備アプリケーションにアクセスすることができる。
【００４１】
図４は、無線実施形態による、複合材補修の構造健全性をモニタするためのシステムの、いくつかの構成要素を特定している。センサ１０は、複合材補修継ぎ当て片に埋設される。センサは、パラメータの値を電気出力信号に変換する種類のものであり、測定されたパラメータは、その値が、補修場所が受けた補修後の損傷の程度、又は、補修の良好性或いは状態に応じて変わることから、選択される。
【００４２】
図４で図示される実施形態では、埋設されたセンサ１０は、補修場所に、又はその近辺に設置された電源６から電力を受領する。センサ１０の出力の適切な信号調整（図４には図示せず）の後、調整されたセンサ出力信号は、アンテナ１２を有するトランシーバ８によって、アンテナ１６を有するスタンドアローンの携帯型機器１４か、アンテナ２０を有する航空電子工学システム１８のいずれかに、無線で送信される。電源６からの電力の受信も行うトランシーバ８は、補修場所に、又はその近辺に設置されうる。
【００４３】
スタンドアローンの携帯型（すなわちポータブルの）装置１４（例えばラップトップ又はタブレット）は、通常整備端末に含まれる機能、並びに、本書で開示されている損傷検出重要度評価（ＤＤＳＡ）機能を含みうる。最新のセンサデータは、補修済航空機が地上にある時に、携帯型機器１４を使用して、整備技師によって記録される。最新のセンサデータは、早期検出報告状況を提供するために、ベースラインセンサデータと比較されることになる。携帯型機器１４は、補修済航空機によって飛行後の時点で取得された最新のセンサデータを、航空機のその飛行の前の時点で取得されたベースラインセンサデータと比較し、次いで、センサデータのそれぞれのセットの間の相違が、規定の閾値を上回る構造変化がその間に発生したことを示すか否かを判断するようプログラムされた、プロセッサを備えうる。代替的には、携帯型機器１４は、取得された最新のセンサデータをＣＭＣＦに、又は、同様の様態で処理を行うためのＤＤＳＡ機能を備えた、機上にない他の整備コンピュータシステムに、ダウンロードすることが可能である。携帯型機器１４は更に、プロセッサがセンサデータは規定の閾値を上回る構造変化を示すと判断する時に、視覚的警報を表示するためのディスプレイ画面を備えうる。
【００４４】
航空電子工学システム１８は、本書で開示されている損傷検出重要度評価機能を含む機上のＣＭＣＦの構成要素でありうる。具体的には、航空電子工学システム１８は、航空機が空中にある間に複合材補修の構造完全性を経時的にモニタし、各補修場所の中の、剥離及び／又は補修完全性の早期検出を提供する、ソフトウェアモジュールを含むことがある。より具体的には、航空電子工学システム１８は、補修済航空機によって飛行後の時点で取得された最新のセンサデータを、航空機のその飛行の前の時点で取得されたベースラインセンサデータと比較し、次いで、センサデータのそれぞれのセットの間の相違が、規定の閾値を上回る構造変化がその間に発生したことを示すか否かを判断するようプログラムされた、プロセッサを備えうる。代替的には、航空電子工学システム１８は、取得された最新のセンサデータを、同様の様態で処理を行うための機上のＣＭＣＦに、ダウンロードすることが可能である。航空電子工学システム１８は更に、ＤＤＳＡ機能がセンサデータは規定の閾値を上回る構造変化を示すと判断する時に、感覚的警報又は整備メッセージを表示するための、操縦室ディスプレイ画面を備えうる。加えて、又は代替的に、航空電子工学システムは、プロセッサがセンサデータは規定の閾値を上回る構造変化を示すと判断する時に、可聴警報を発する通告装置を備えうる。
【００４５】
センサは、損傷及び補修の種類の解析に基づいて、また、センサの種類、補修のサイズ及び緊急度に依拠して、補修の重要位置に統合されることが可能である。センサは、測定の履歴及び状況を管理するために、ローカル不揮発性メモリ（ＮＶＭ）と、有線（例えばＥｔｈｅｒｎｅｔ、ＵＳＢ、ＣＡＮＢｕｓ）で又は無線（例えばＲＦＩＤ、エネルギーハーべスティング、ＷｉＦｉ）で繋がれうる。離散センサ、並びにループや碁盤目の形態のセンサ、及び、離散センサの配列は全て、合理的なセンサ構成である。センサは、補修に、例えば場合によっては、補修の適合し、較正された部分に、空隙を残すことなく、又は、剥がれを引き起こすことなく、統合される材料で作られなくてはならない。センサの種類は、圧力センサ、張力センサ（例えば引っ張りゲージ）、導電性センサ、光ファイバーセンサ、音響センサ、及び容量センサを含みうる。いくつかのセンサは電流モードで作動することがあるが、他は、電圧か、或いは音響、又は光学（埋設された光ファイバーは、補修に大いに対応し、かつ、予想される圧力／張力／「接着良好性」に対して高い感度を有しうる）センサでありうる。センサの種類の各々は、それ自体の、信号調整の種類、電力及びデータ取得要件を有する。
【００４６】
センサは、補修に統合される（すなわち埋設される）時に、複合補修材料に対応し、（例えば、剥離がなく、荷重伝達が可能で、電気的に適合し、化学的損傷がない）、かつ、補修工程に対応する（すなわち、複合補修材料の硬化中に圧力及び温度の問題がない）一方で、飛行機の動作環境の範囲内で予想される圧力／応力／「接着良好性」を測定するに十分な感度を有する必要がある。
【００４７】
加えて、信号調整、電源及びデータ取得の機能は、別々の場所でホスティングされうる。例えば、信号調整、電力供給及びデータ取得の機能のための電気回路構成は、スタンドアローン損傷検出重要度評価システムの一部として、又は、可能性としては、（遠隔データ集信装置のような）標準航空機インターフェースモジュールの一部として組み込まれた、別のインターフェースモジュール内で、補修に取り付けられうる。低出力のスタンドアローンアプリケーションは、無線ＲＦＩＤ型インターフェースを介しての電力及びデータの取得に依拠すること、又は、低周波無線出力を備えたエネルギーハーべスティングを用いることが可能である。継続的にモニタされる実行形態は、エネルギーハーベスティング、又は、車両インフラからの電力を介して動力を得る可能性があり、かつ、有線か無線でありうる。
【００４８】
図５は、一実施形態による、複数のセンサチップ７８ａ、７８ｂ及び７８ｃのそれぞれの位置を示す理想的な図であり、各センサは、複合材元構造物３４の補修場所３２上に載置された、一対の交差する内部の斜めの線を有する、それぞれの四角形で表されている。閉輪郭は、区域の面積が減少するにつれ深さが増す、テラス状のそれぞれの区域の形状を表す。テラス状のそれぞれの区域に形状が適合している、複合材料のそれぞれのプライが適所に置かれ、次いで、接着されて補修継ぎ当て片を形成することになる。センサチップ７８ａから７８ｃが埋設されることになる補修継ぎ当て片は、図５には図示されていない。各センサチップの最適な位置及び深さは、応力解析技術を使用して決定されうる。好ましくは、いくつかのセンサチップは、補修が最も脆い、例えば、補修継ぎ当て片が元構造物に重複する周囲区域に沿った、領域内に位置付けられる。一般的に、いくつかのセンサ、及び、補修の中のそれらの位置は、補修の種類とサイズ、及び、応力解析に依拠することになる。センサチップは、ＨＩＲＦ損傷効果を回避するための妥当な接地及び保護と共に、複合材料内に埋設されることになる。
【００４９】
いくつかの実施形態により、埋設されたセンサチップの各々は、耐高温材料が充填されたシリコン及びセレンのような材料から作られた半導体チップ（例えば３から５ｍｍ角）でありうる。図６は、図５に図示されたシステムでの使用に適するセンサチップの、センサチップのいくつかの構成要素を表すブロック図である。各センサチップは、センサ１０、ローカルデータ保存のためにセンサ１０に電気的に接続された不揮発性メモリ２、及び、無線の又は有線のデータ取得のためにセンサ１０に電気的に接続されたインターフェースユニット４を備える。インターフェースユニット４は、センサ１０によるデータ出力を受信し、それを、無線で、又は配線を介して、コンピュータシステムに送信する。センサ１０の各々は、複合補修材料及び工程に対応する材料（カーボン、ナノチューブ、ガラス、ポリマー繊維、シリコン、金属箔など）から作製され、又は、微小電気機械システムとして構築されうる。
【００５０】
（コンピュータシステム上で実行されるソフトウェアアプリケーションである）損傷検出重要度評価機能が、図７と図８を参照してこれから説明される。
【００５１】
図７は、複合材料で作られた航空機構成要素上の、補修場所の初期構造完全性に関する、すなわち航空機が運航に戻される前の、情報を取得するための工程のステップを特定するフロー図である。補修が完遂され、検証された（ステップ５０）後に、埋設されたセンサは読み取られる（ステップ５２）。無線通信の場合、補修完了部内に埋設されたセンサによって出力されたデータは、前述のように、スタンドアローンのポータブル機器か、機上の航空電子工学（例えばＣＭＣＦ）システムのいずれかに送信される。有線通信の場合、センサ出力は、配線によってポータブル機器１４及び／又は航空電子工学システム１８に接続されている出力端末に伝わる。取得されたセンサデータは、次いで解析される（ステップ５４）。補修を特徴付けるために、解析及び予測が使用される（ステップ５６）。本書において使用されているように、「特徴付け」とは、補修の「補修／接着良好性」の測定単位である固有のシグネチャーを創出する行為である。このシグネチャーは、補修の経時的な変化を査定するための根拠である。補修が特徴付けされた後に、最新の補修運航状況が査定される（ステップ５８）。「補修／接着良好性」情報、及び、飛行機の運航に対するその影響に基づいて、最新の補修運航状況の査定が実行される。最新の補修運航状況の範囲は、「運航できる状況にある」から「数サイクル以内の整備が必要」や、「整備が実行されるまで運航なし」にわたる可能性がある。補修、すなわち「補修／接着良好性」の状況を踏まえて、特定の補修の、必要な整備のスケジュールが規定される（ステップ６０）。全ての結果が、補修不揮発性メモリ及び航空機整備記録に保存される（ステップ６２）。その後、航空機のオペレータは、規定の運航状況及び必要な整備スケジュールを順守する（ステップ６４）。
【００５２】
航空機オペレータは、好ましくは、運用航空機の寿命の間、補修の構造状況を繰り返しモニタし、必要な整備スケジュールを順守する。これは、損傷検出重要度評価ソフトウェアの再使用を伴う。後に予定されている損傷重要度評価機能の使用は、補修の初期特徴付け、並びに、後続の補修測定データ（及び、他のモデルベース情報と実証的補修情報）を用いて、更新されたシグネチャーを創出する。この情報により、損傷検出重要度評価は、補修が依然として構造的に健全であるか否か、整備スケジュールが変更される必要があるか否かを、及び、場合によっては、補修には運航前の早急な整備が必要であるということを、判断しうる。
【００５３】
図８は、補修済複合構造物が組み込まれている航空機が運航に復帰し、補修済複合構造物を負荷に曝露した後に、補修場所の構造完全性をモニタするための工程のステップを特定するフロー図である。航空機の飛行中、又は航空機が着陸した後に、埋設されたセンサは読み取られる（ステップ８０）。取得されたセンサデータは、次いで解析される（ステップ８２）。補修の更新された特徴付けを提供するために、解析及び予測が使用される（ステップ８４）。次いで、最新の補修運航状況が査定される（段階ステップ８６）。補修、すなわち「補修／接着良好性」の状況を踏まえて、特定の補修の必要な整備の更新されたスケジュールが規定される（ステップ８８）。全ての結果が、補修不揮発性メモリ及び航空機整備記録に保存される（ステップ９０）。その後、航空機のオペレータは、規定の運航状況及び更新された整備スケジュールを順守する（ステップ９２）。
【００５４】
前述のように、センサは多数の異なる構成を有しうる。例えば、各補修継ぎ当て片には、センサが封入されたプライが組み込まれうる。一実施形態により、圧力は、抵抗／導電性がセンサに印加される圧力に応じて変化する、抵抗器／導体でありうる。
【００５５】
図９は、複合材料で作られたプライ４０と４２との間に挟まれたセンサ４６で圧力を測定するための、システムの構成要素の分解図を表している。例えば、センサ４６の電気抵抗は、測定装置４８（例えばオーム計）を使用して測定されうる。
【００５６】
図１０は、別の実施形態による、複合元構造物３４の補修場所３２に載置された、ループ型センサ７０を表している。センサが埋設されることになる補修継ぎ当て片は、図１０には図示されていない。一対の出力端末が、データ取得のためにループ型センサ７０に接続される。図１１は、補修継ぎ当て片３６が適用された後の、図１０の補修場所を示す。図１１の網掛線の楕円は、補修継ぎ当て片３６に埋設され、従って視界から隠されている、ループ型センサ７０の位置を示す。複合材補修が硬化され、砂研磨された後に、補修に埋設されたループ型センサ７０は、電源と電気的に連結されることになる。
【００５７】
センサ７０は、動力を得て、ベースラインの「補修の良好性又は状態」を感知する。次いで、運航に復帰後、補修完全性は定期的にモニタ／測定され、査定される。センサ環境補償は、誤査定を防止するために測定を統一するよう、開発され、使用されており、それは、ＤＤＳＡのための解析の一部である。「補修の良好性又は状態」の著しい変化は、定期モニタ活動中に特定され、更新されたシグネチャー、運航状況、及び整備スケジュールの変更が報告される。
【００５８】
図１０と図１１に示されている複合材補修システムは、複合材補修継ぎ当て片３６のプライ間に埋設されている、ループ型センサ７０を備える。このループ型センサ７０は、電気的に導電性の構造を備え、かかる構造に印加される圧力に応じて導電性は変化する。例えば、ループ型センサ７０は、複合補修材料及び工程に対応する材料（カーボン、ナノチューブ、ガラス、ポリマー繊維、シリコン、金属箔など）から作製され、又は、微小電気機械システムとして構築されうる。補修継ぎ当て片の複合材料に亀裂が入る、又はそれが剥離する場合（図２Ａから図２Ｃを参照）、この損傷は、ベースライン圧力センサ測定値に比較して、埋設されたセンサによって感知される圧力を、変化させることになる新たな測定値とベースライン圧力測定値との間の環境的相違（温度、高度気圧偏差、客室加圧など）を修正するためのセンサ補償要因は、試験中に記録され、ＤＤＳＡの使用中に適用される。これは、環境変化による測定ミスを排除するのに役立つことがある。航空機上の各補修継ぎ当て片には、補修継ぎ当て片の形状に適合するよう特に設計されている、それぞれのセンサが設けられうる。
【００５９】
上記で開示されているモニタリングシステム及び工程は、図１３に図示した種類の航空機２０２の組立及び整備のための、図１２に示す航空機の製造及び保守方法２００において、用いることができる。生産前の段階では、例示的な方法２００は、航空機２０２の仕様及び設計２０４と、材料調達２０６を含むことがある。生産段階では、航空機２０２の構成要素及びサブアセンブリの製造２０８と、システム統合２１０が行われる。その後、航空機２２２は認可及び納品２１２を経て運航２１４に供される。顧客により運航される期間に、航空機２０２は、定例的な整備及び保守２１６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受けることが予定される。より具体的には、定例的な整備及び保守２１６は、本書の内容に従って、損傷した複合材を補修すること、及び、補修済構成要素の構造完全性をモニタすることを含むが、それらだけに限定される訳ではない。
【００６０】
方法２００の工程の各々は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実行又は実施されうる。本明細書においては、システムインテグレータは、限定しないが任意の数の航空機製造者及び主要システム下請業者を含み、第三者は、限定しないが任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
【００６１】
図１３に示すように、例示的な方法２００によって生産された航空機２０２は、複数のシステム２２０及び内装２２２を有する機体２２８を含みうる。高次のシステム２２０の例には、推進システム２２４、電気システム２２６、油圧システム２２８、及び環境システム２３０のうち、一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれることもある。
【００６２】
本書で開示されている、複合材料の構造完全性をモニタするための装置及び工程は、航空機２０２の定例的な整備及び保守２１６の中で利用されうる。
【００６３】
様々な実施形態が説明されたが、当業者は、意図される範囲から逸脱することなく、様々な変更が可能であること、及び、その要素を同等物に置換することが可能であることを理解されよう。加えて、本書の文脈を、そのことに関しの範囲から逸脱することなく、特定の状況に適合させるために、多くの改変が行われうる。従って、特許請求の範囲を特定の実施形態に限定しないことが、意図されている。
【００６４】
特許請求の範囲で使用されるように、「コンピュータシステム」という用語は、少なくとも１つのコンピュータ又はプロセッサを有するシステムを広範囲に包括すると解釈されるべきであり、それは、ネットワーク或いはバスを通じて通信する、複数のコンピュータ又はプロセッサを有することがある。前文に使用されているように、「コンピュータ」及び「プロセッサ」という用語は両方とも、処理ユニット（中央処理装置など）、及び、処理ユニットによって読取可能なプログラムを保存するための何らかの形態のメモリ（すなわちコンピュータ可読媒体）を有する装置を表す。
【００６５】
以下に記載される方法請求項は、そこで列挙されるステップがアルファベット順、又は、ステップが列挙される順に実行されることが必要であると解釈されるべきではない。またそれらは、２つ以上のステップの任意の部分が同時に又は逆順で実行されることを排除すると、解釈されるべきでもない。
【符号の説明】
【００６６】
２  不揮発性メモリ（ＮＶＭ）
４  インターフェース
６  電源
８  トランシーバ
１０  センサ
１２  アンテナ
１４  携帯型機器
１６  アンテナ
１８  航空電子工学システム
２０  アンテナ
２２  基材
２４  金属線織込構造（ＩＷＷＦ）層
２６  サーフェサー層
２８  塗装層
３０  金属線
３２  損傷場所
３４  複合材元構造物
３６  補修継ぎ当て片
３８  ＩＷＷＦ
４０  プライ
４２  プライ
４６  センサ
４８  測定装置
７０  ループ型センサ
７８  センサチップ
２００  方法
２０２  航空機
２０４  仕様及び設計
２０６  材料調達
２０８  構成要素及びサブアセンブリの製造
２１０  システム統合
２１２  認可及び納品
２１４  運航
２１６  整備及び保守
２１８  機体
【図１】
2015123963.tif 000002
【図２Ａ】
2015123963.tif 000003
【図２Ｂ】
2015123963.tif 000004
【図２Ｃ】
2015123963.tif 000005
【図３】
2015123963.tif 000006
【図４】
2015123963.tif 000007
【図５】
2015123963.tif 000008
【図６】
2015123963.tif 000009
【図７】
2015123963.tif 000010
【図８】
2015123963.tif 000011
【図９】
2015123963.tif 000012
【図１０】
2015123963.tif 000013
【図１１】
2015123963.tif 000014
【図１２】
2015123963.tif 000015
【図１３】
2015123963.tif 000016
【外国語明細書】
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