(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
動作的に接続されたフライトコントロールシステム（８）と共に、飛行中の航空機の部品（１）の欠陥をモニタするモニタリングシステムにおいて、
前記部品（１）に固定されて音響的に結合した少なくとも一つの位相音響アレイ（２２）であって、付勢されて発生した音響エネルギーを前記部品内に伝搬させ、前記部品からの音響エネルギーを受ける少なくとも一つの位相音響アレイ（２２）と、
前記部品の使用中に前記音響アレイの出力をモニタして処理して前記部品中の欠陥の有無を検出し、検出結果を出力するモニタ・プロセッサユニット（６，７）と、
前記モニタ・プロセッサユニット（６，７）に接続され前記モニタ・プロセッサユニット（６，７）からの検出結果を表示するディスプレイ（７）と、
前記モニタ・プロセッサユニット（６，7）は、前記モニタ・プロセッサユニット（６，７）による前記部品中の欠陥の検出に応答して、前記フライトコントロール（８）に対してフライトエンベロープデータを変更することを促す信号を出力し、
前記フライトコントロール（８）は、前記フライトエンベロープデータの変更を促す信号を受信すると、フライトエンベロープのデータ値を、フライト完了の予定時刻までの所用時間に対比して欠陥の伝播が受容できる範囲内に留まらせるものとなるように制限することを特徴とするモニタリングシステム。
【請求項２】
アレイ（２２）は、駆動されると、二つの平面中を音響エネルギーのビームで走査することを特徴とする請求項１に記載のモニタリングシステム。
【請求項３】
アレイ（２２）は、正方形のＰＺＴ材料から正方形素子（２３）のアレイに切断されていることを特徴とする請求項１乃至２のいずれか１項に記載のモニタリングシステム。
【請求項４】
前記モニタ・プロセッサーユニット（６，７）は、変更後のフライトエンベロープデータを前記ディスプレイ（７）に表示することを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載のモニタリングシステム。
【請求項５】
部品（１）の上に分布した複数のアレイ（２，３）を含む請求項１乃至４のいずれか１項に記載のモニタリングシステム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、モニタリングされるべき部品を含む種類のモニタリングシステムに関する。
本発明は、更に特定すると、例えば航空機中の部品のような機械部品の使用中に発生する欠陥をモニタリングするための装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機を構成する部品及び移動する部品に過剰の応力が加わり、それがその部品中に損傷を引き起こすことがある。そのような部品に応力モニターを付設することが知られている。それらは部品中の応力を検出することはできるが、その応力によって発生する欠陥を検出することはできない。周期的な検査を行う際には地上に設けられた装置で部品中の欠陥をモニタリングすることができるが、しかし、これでは、使用中に発生した欠陥を次の検査までの間は検出することができない。航空機の場合、飛行中に発生した欠陥から、予防措置が講じられない場合には致命的な欠陥が生じる可能性がある。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、改良されたモニタリングシステム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、上記の種類のモニタリングシステムにおいて、部品と音響的に結合されている少なくとも一つの同時に動作する音響アレイ及び部品の使用中にアレイの出力をモニタリングするためのモニターを含み、モニターが部品の使用中に現れる欠陥に応答しそれらに従って出力を供給することを特徴とするモニタリングシステムが提供される。
【０００５】
モニターが音響アレイからの出力の変化に応答して出力を供給することが望ましい。アレイが駆動された時に部品中に伝播する音響エネルギーを発生することが望ましく、アレイが駆動された時に二つの平面中を音響エネルギーのビームで走査するようにしてもよい。アレイは正方形素子のアレイに切断された正方形のＰＺＴ材料によって構成してもよいし、アレイは超音波周波数で動作することが望ましい。アレイが部品に接着されていてもよい。また、システムが部品の上に分布した複数のアレイを含んでいてもよい。
【０００６】
【発明の実施の形態】
本発明のよる航空機のモニタリングシステム及びその使用方法を、添付図面を用いて例示により以下に説明する。
【０００７】
先ず図１を参照すると、このシステムは、航空機の構造ビーム又は同様の部品１（断面が図示されている）及び相互に直角の方向を向いてその部品の表面４及び５に接着された２個のセンサー２及び３を含む。センサー２及び３はエポキシ接着剤のような物質によって部品に接着され、センサーが部品のそれぞれの面と音響的に結合される。センサー及びそれらの電線は、例えば保護ケースにより又は適切な配置により、機械的又は化学的な損傷から保護される必要がある。センサー２及び３は、プロセッサユニット６を内部に組み込んだモニター６と電気的に接続され、プロセッサユニット６は、パイロットのディスプレイ７及び航空機中の種々のフライトコントロールシステム８に出力を供給する。プロセッサユニット６は、更に地上の試験装置を接続することができる出力９を有し、また、パイロットが操作する制御装置11に接続された入力10を有する。
【０００８】
次に、更に図２を参照すると、他のセンサー３と同一のセンサー２は平面の前面21を有する長方形のハウジング20を具える。その前面21は、堆積したＰＺＴ材料からなり、１０×１０個の素子23のアレイに切断されている正方形マトリクスアレイ22を担持する。そのマトリクスアレイ22は、二つの直角方向に拡がっており、各素子は約２５ミクロン平方である。この素子については、異なる数及び大きさを用いてもよい。各素子23が駆動された時は、超音波のパルスを発射する。アレイ22は、ハウジング20中で、信号の調整及びバッファ機能を具える駆動ユニット24に接続される。駆動ユニット24は、アレイ22を同期して駆動し、二つの面を走査する超音波ビームを生成させる。アレイ22のパワー出力は、モニタリングされる構造体に疲労又は他の損傷を生じさせないように選択される低いレベルとすることができる。
【０００９】
アレイ22は、部品１中の境界、界面、不完全部分、欠陥又は他の不連続部分から反射した信号を受信する。各センサー２及び３の駆動ユニット24はプロセッサユニット６に接続され、プロセッサユニット６がセンサーからの出力をモニタリングし、部品１の三次元表現を生成する。そのデータは、処理能力に応じて、連続的に又は適当にサンプリングし又は選択してモニタリングされる。プロセッサユニット６がセンサー２及び３の出力中に変化を検出した場合は、プロセッサユニット６は、イメージ処理技術を用いてこの変化の性質を分析し、その影響を決定する。この変化が、クラックのように構造体を弱くすることを示す特性を持つ場合、又は、潜在的であり将来構造体を弱くすることを示す特性を持つ場合は、それに基づいてパイロットのディスプレイ７に出力を供給する。
【００１０】
このシステムは、更に、図３に示すように、例えば腐食によって生じるような漸進的な欠陥に対しても応答することができる。これは、腐食された面からの反射は、腐食されていない面からの反射に比較して、一般的に低レベルか又は位相がずれていることによる。従って、反射された信号の漸進的な低下又は位相の変化が、腐食の発生を表すことになる。
【００１１】
このシステムは、更に、図４に示すように、例えば炭素繊維強化プラスチック又は他の合成材料のような非金属の構造体の欠陥に対しても応答することができる。このような材料中における層剥離は、材料の厚さ方向の反射に変化を生じさせる。
【００１２】
ディスプレイ７は、検出された欠陥の性質が表示できるように与えられると共に、航空機の安全運行のためのフライトエンベロープデータを表示することが望ましい。次に、パイロットがコントロール11を操作して応答することになり、これにより、プロセッサユニット６に信号を送って、フライトコントロールシステム８に対して出力信号を供給させる。これらの出力信号により、システム８は、例えば、フライト完了の予定時刻までの所用時間に対比して、欠陥の伝播が受容できる範囲内に留まらせるものとなるように、航空機のフライトエンベロープを制限する。検出された欠陥の位置により、フライトエンベロープ上の制限が異なることがある。例えば、エンジンの回転及び飛行速度を制限することがあり得る。
【００１３】
前記のシステムでは、航空機の飛行中に欠陥に対してリアルタイムでモニタリングすることが可能であり、そのため、発生しつつあるいかなる欠陥も早期に且つそれらが致命的になる以前に検出できる筈である。
【００１４】
アレイ22の個々の素子23の大きさは小さいので、比較的短い波長の超音波を用いて比較的高い解像度を得ることができ、それは機体で用いられる比較的狭く且つ複雑な区画に極めて適している。一般的に機体には高品質の金属が用いられているので、一般の技術に用いられる荒い粒子を持つ鋳造金属に比較して散乱及び減衰は少ない。信号の減衰及び散乱の影響は、一般的に合成材料又は張り合わせ材料中の方が大きい。しかし、航空機の構造体は比較的薄く、層剥離欠陥は比較的大きい信号を生成することが期待できる。
【００１５】
このシステムは受動モードで動作することができる。受動モードは、センサーそれ自体は信号を発生せず、センサーが、それが付着している構造体によって生成される超音波信号に応答するモードである。プロセッサ６は、そのような信号に対するモニターに切り換えられる。特に、クラックの伝播が、このシステムが応答し得る種類の信号を生成する。
【００１６】
このように、このシステムは、クラック、腐食、割れ目、及び、接着又は積層構造体の剥離等に基づいて発生する種々の欠陥に応答することができる。それは更に、それが付着している構造体の形状の変化、即ち、歪み、曲げ及び過剰運動等に基づいて発生する欠陥に応答することができる。それは更に、交戦の損傷による欠陥を検出することができ、更に、脆性化を検出することができる。
【００１７】
代表的な機体では、特に損傷を受け易いとして知られる構造体、又は、特に安全性に対して重要な構造体に、数十個のセンサーを付着することが望ましい。或いは、センサーを機体又は他のシステム全体にわたって分布させることにより、欠陥及び応力を等化することができる。センサーをヘリコプターのローターのブレードのような動く構造体に付着させ、スリップリング又は無線テレメトリーにより、センサーに信号を供給し且つセンサーから信号を受取ることができる。これらのセンサーによって生成される全てのデータイメージは非常に複雑になる可能性があるが、これが短期間か長期間かにかかわらず、このシステムがデータイメージにおける変化に応答することのみが必要であることから、この点を問題とする必要はない。
【００１８】
このシステムは非破壊的であり、且つ、著しい電磁放射線の問題を起こすこともない。飛行中に用いると共に、飛行前のチェック及びメンテナンスのためにも用いることができる。
【００１９】
良好な音響結合を得るために、センサーをモニタリングされるべき構造体に永久的に接着する必要はない。これは、センサーを必要な箇所にボルト止めし、更に、音響結合基板を用いてセンサーと構造体表面との充分なインターフェースを形成することによって達成される。
【００２０】
本発明は航空機への適用に限定されるものではなく、船舶、ビルディング、市井の工学的構造体、パイプライン、処理プラント及びその他、欠陥をモニタリングすることが必要な他の構造体においても適用されることが明らかである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明のシステムの概要図である。
【図２】  本発明のシステムの走査センサーの透視図である。
【図３】  本発明のシステムを腐食の検出に用いる例を示す図である。
【図４】  本発明のシステムを層剥離の検出に用いる例を示す図である。
【符号の説明】
１  部品
２、３  センサー
４、５  部品の表面
６  プロセッサユニット
７  パイロットのディスプレイ
８  フライトコントロールシステム
９  出力
１０  入力
１１  制御装置
２０  ハウジング
２１  ハウジングの前面
２２  素子のアレイ
２３  素子
２４  駆動ユニット
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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