(57)【要約】航空機の燃料タンク内の燃料漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって：燃料漏れの疑わしい源がある空の燃料タンクの表面の全シーム上に真空の密着カバーでシールする段階と；カバーと表面との間の空気を取除く段階と；カバーと表面との間の真空を測定する段階と；測定された真空と所定の許容基準真空値とを比較する段階とを含む方法。表面を真空の密着カバーでシールする技術は、“バッギング”として知られている。
2004502162.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって：
空の流体容器の表面の流体漏れの疑わしい源上に真空の密着カバーを周囲にシールして、前記表面のバッグ状領域を形成する段階と；
カバーと表面の前記バッグ状領域との間の空気を取除く段階と；
カバーと表面との間の真空を測定する段階と；
測定された真空と所定の許容基準真空値とを比較する段階と；測定された真空が基準真空を越えているときは；
流体容器の内側へ物理的にアクセスする段階と；
漏れ検出を使用して、内側から疑わしい領域を検査する段階と；
流体の漏れ源の正確な位置を記録する段階とを含む方法。
【請求項２】
請求項１記載の流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって、所定の許容真空が、ジョイントも、またはシームもない流体容器の表面上で、請求項１に記載された段階の中の最初の２つの段階、すなわち、
空の流体容器の表面の流体漏れの疑わしい源上に真空の密着カバーを周囲にシールして、前記表面のバッグ状領域を形成する段階、
カバーと表面の前記バッグ状領域との間の空気を取除く段階とを実行し、基準真空値として実現された最大の一致する真空を記録することによって判断される方法。
【請求項３】
請求項１記載の流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって、カバーと容器表面の前記バッグ状領域との間の真空が、所定の時間期間において測定され、同じ所定の時間において基準真空内の所定の許容降下と比較される方法。
【請求項４】
請求項１ないし３の何れか１項記載の流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって、漏れ検出器を使用して、カバーと表面との間の空気を取除く段階の後で、表面の前記バッグ状にされた領域から空気の漏れを検出し、空気漏れが検出されたときは、表面に対するカバーまたはシールを適切に修復する段階をさらに含む方法。
【請求項５】
請求項１ないし４の何れか１項記載の流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって、使用されている漏れ検出器が超音波の漏れ検出器である方法。
【請求項６】
請求項１ないし５の何れか１項記載の流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって、漏れの潜在的な源が位置決めされ：
源を修復する段階と；
この方法を繰返して、発見した別の源を修復する段階と；
容器を流体で充填し、この容器を流体漏れについてモニタする段階とをさらに含む方法。
【請求項７】
航空機の燃料タンク内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって：
空の燃料タンクの表面の流体漏れの疑わしい源上にバッギングフィルムを貼る段階と；
バッギングフィルムと表面との間の空気を取除く段階と；
バッギングフィルムと表面との間の真空を測定する段階と；
測定された真空と所定の許容基準真空値とを比較する段階と；測定された真空が基準真空を越えたときは；
航空機の燃料タンクの内部へ物理的にアクセスする段階と；
漏れ検出器を使用して、対象領域を内側から検査する段階と；
燃料漏れ源の正確な位置を、後で修復するために記録する段階とを含む方法。
【請求項８】
添付の図面の図１ないし１６を参照して実質的に記載された航空機の燃料タンク内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
発明の属する技術分野
本発明は、容器からの流体漏れの現場を検出する方法、限定はしないが、とくに航空機および他のビークル（移動可能体の総称）の燃料貯蔵構造における燃料漏れの現場を検出する方法に関する。
【０００２】
従来の技術
航空機産業全体において、胴体キャビンのような圧力容器における燃料漏れおよび空気漏れに関する主要な問題がある。これまでは燃料漏れの検出およびマッピングには、航空機の燃料タンクへ物理的に入ってシーラント（封止材）の劣化、航空機構造へのシーラントの不良接着、または構造への損傷を調べることが必要であった。
【０００３】
漏れ検出のいくつかの既知の方法では、流体を充填した容器で漏れの源を判断するが、他の方法では空の流体容器を使用して潜在的な流体漏れの現場（サイト）を判断する。米国特許第３，８０９，８９８号明細書は従来形の方法の１例であり、流体内に極微量の放射性ガスを溶解して、燃料システムに沿って放射性エマナチオン（ｅｍａｎａｔｉｏｎ）のレベルを測定することによって航空機の燃料ラインの漏れを検出する方法を記載している。
【０００４】
米国特許第４，６１５，８２８号明細書では、充填された容器からの燃料漏れを検出する方法の別の例を記載している。上述の方法は、色彩変化の指標器材を採用して、水溶性で非染色性の指標器（ｗａｔｅｒ ｓｏｌｕｂｌｅ ｎｏｎ−ｓｔａｉｎｉｎｇ ｉｎｄｉｃａｔｏｒ）となる染料を試験表面に用意して適用する段階と、炭素水素の漏れを示す色彩の変化を観察する段階と、指標器の染料を試験表面から取除く段階とを含む。米国特許第４，７４５，７９７号および第４，７５６，８５４号明細書では、色彩の変化する指標器を使用する同様の方法を記載している。
【０００５】
米国特許第４，８９７，５５１号では、固有の蛍光スペクトルをもつ流体の存在をモニタする漏れ検出器を記載している。流体の存在は、集光した放射線の閾値レベルを検出することによって感知される。
【０００６】
潜在的な流体漏れの位置を検出する方法を空の流体タンクに適用する１つの例は、日本国特許第ＪＰ０７２８９３０号に記載されている。この第ＪＰ０７２８９３０号に記載されている方法では、検出流体、すなわち蛍光性材料を含む流体を航空機の流体タンク内に高圧で導入することを含む。流体タンクは、シーラントによって外側からシールされる。固着後に、検出流体の漏れは検出流体の蛍光品質を使用して、流体タンク上の源へ逆のぼって追跡される。
【０００７】
第ＷＯ９８／２５１２２Ａ（Ｂｅｌｌ Ａｖｏｎ）号には、地下のオイル貯蔵タンクのような多数の壁で囲まれた流体貯蔵タンク内の漏れの源を検出する方法を記載されている。内側タンクは、通常は可撓性ブラダー（ｆｌｅｘｉｂｌｅ ｂｌａｄｄｅｒｓ）である。Ｂｅｌｌ Ａｖｏｎの特許第ＷＯ９８／２５１２２Ａ号では、内側の可撓性のブラダーと外側の剛性のタンクとの間の空間をポンプで汲み出して、両者間の真空のディケイレート（減少していく速度）を測定して、漏れの指標を与えることを提案している。航空機の流体タンクは、このような可撓性の内側ブラダーで構成されておらず、したがってＢｅｌｌ Ａｖｏｎの漏れ検出方法を採用するのに適していない。さらに加えて、全燃料を収容している航空機構造またはたとえ翼全体であっても、このやり方で真空を適用するのは現実的ではない。
【０００８】
米国特許第ＵＳ ３ ９４９ ５９６ Ａ号（Ｈａｗｋ）には、容器シールまたはパイプジョイントのような漏れ試験用シームの方法が記載されており、この方法では容器または接合された部分の全表面に異なる圧力を加える必要がない。このＨａｗｋの方法では、可撓性の不透過膜をシームされた表面領域上に配置して、漏れ検査をし、外側縁部の周りをシールする。次に予め選択された真空を膜内の開口部を通して適用して、膜と漏れを試験される表面との間の空間を排気する。シーム内に漏れの孔があるときは、シームの圧力差を低減し、真空管路の圧力を増加して、漏れを示す。Ｈａｗｋは、漏れ源の小さな点（ｐｉｎｐｏｉｎｔ）に対しては、より小さい膜を使ってこの方法を繰返すことを提案している。漏れ源の位置を正確に特定する（ｐｉｎｐｏｉｎｔｉｎｇ）このような方法は、長さが数十メートルもある航空機の燃料タンクのシームに適用するときは時間がかかり過ぎてしまう。さらに加えて、Ｈａｗｋの方法では、関係する漏れの大きさを量的に判断しないが、これは所定のレベルより低い漏れを許容できる航空機構造の場合には不可欠である。
【０００９】
業界内では非常に一般的であるように、航空機の翼を燃料貯蔵構造として使用するときは、翼の外側表面上の燃料の漏れは容易に明らかになることが多い。内部検査は明らかな第１の漏れ源を識別するが、第２の燃料漏れがある危険性が高いこと、または漏れの真の源が構造上の他のところにあることがある。これらの第２の燃料漏れまたは遠い源は、第１の漏れが修復されるまで明らかにならないことが多く、航空機は部分的に燃料補給される。このとき、タンクは空にされ、第２の内部の検査を実行しなければならず、したがって全プロセスが時間のかかるものになる。
【００１０】
発明が解決しようとする課題
本発明の目的は、危険性の低い代わりの漏れ源検出方法であって、漏れをその全ての源で検出できるようにして、付加的なより小さい漏れが検出されない危険性を低減して、航空機の動作不能時間を低減し、航空機の動作能力を増し、航空機の動作能力を維持する漏れ源検出方法を提供することである。
【００１１】
本発明の第２の目的は、種々の航空機に応用可能であり、燃料タンク内の燃料漏れ源か、あるいは胴体または胴体キャビンのような圧力容器内の空気漏れ源を検出できる漏れ源検出方法を提供することである。
【００１２】
本発明にしたがって、流体容器内の流体漏れの潜在的な源を位置決めする方法であって：
空の流体容器の表面の流体漏れの疑わしい源上に真空の密着カバーを周囲にシールして、前記表面のバッグ状領域を形成する段階と；
カバーと表面の前記バッグ状領域との間の空気を取除く段階と；
カバーと表面との間の真空を測定する段階と；
測定された真空と所定の許容基準真空値とを比較する段階と；測定された真空が基準真空を越えているときは；
流体容器の内側へ物理的にアクセスする段階と；
漏れ検出を使用して、内側から疑わしい領域を検査する段階と；
流体の漏れ源の正確な位置を記録する段階とを含む方法を提供する。
【００１３】
以下では、流体容器の表面に対して真空の密着カバーをシールする動作を“バッギング（ｂａｇｇｉｎｇ）”と呼び、真空の密着カバーを“バッギングフィルム（袋地フィルム（ｂａｇｇｉｎｇ ｆｉｌｍ））”と呼ぶ。
【００１４】
所定の許容真空値は、ジョイントまたはシームのない流体容器の表面上に対して上述の３つの段階の中の２つの段階を実行し、最大の一致する真空（ｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔ ｖａｃｕｕｍ）すなわち基準真空値として実現される最小の一致する圧力（ｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）を記録することによって判断されることが好ましい。
【００１５】
バッギングフィルムと容器表面の前記バッグ状領域との間の真空は所定の時間期間において測定され、同じ所定の時間において基準真空値の所定の許容降下と比較されることが好ましい。
【００１６】
流体漏れの潜在的な源の正確な位置が判断されると、承認されたプロセスにしたがって、これを修復することができる。上述の方法は、別の漏れがないことが明らかになるまで繰返される。容器を流体で充填して、従来のやり方で流体漏れのしるし（ｓｉｇｎ）についてモニタする。
【００１７】
この方法は、限定はしないが、とくに航空機の燃料タンクにおける潜在的な漏れの現場の検出に適用される。この方法はさらに、航空機または他の圧力容器、例えば胴体における空気漏れの源を位置決めするのに使用することができる。
【００１８】
ここで本発明を例示的に、添付の図面を参照して記載することにする。
【００１９】
発明の実施の形態
図１では、一般的な後退翼（スウエプトバックウイング）１（この場合はポートウイング）が、前縁２、後縁３、翼端４、展開できるように取り付けられた前縁スラット５、後縁フラップ６、および補助翼７を含むことが示されている。翼１は、翼端４から遠く離れた端部８において航空機（図示されていない）の胴体に取付けることを意図されている。
【００２０】
翼１の端部８を露出させた図を参照すると、翼の内部構造は中空であり、多数の支持用の縦げた９が概ねスパンワイズ方向（ｓｐａｎｗｉｓｅ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ）に延在していることが分かるであろう。翼の上方および下方表面は多数の厚板１０によって覆われており、厚板１０もほぼスパンワイズ方向に延びている。これらの厚板１０間のスパンワイズ（翼全長にわたるの意）のジョイント１１は、厚板１０と縦げた９とによって結合された翼内のほぼボックス形の区画中に保持されている燃料に対する潜在的な燃料漏れ領域である。
【００２１】
図２では、２つの厚板１０（すなわち１０’および１０’’）は、スパンのジョイント１１と共に示されている。符号状の点線（ｃｏｄｅｗｉｓｅ ｄａｓｈｅｄ ｌｉｎｅｓ）は翼のリブの位置をほぼ示している（２２個の翼のリブの位置は、）前縁部材１２と後縁部材１３との間に延在しているように示されている）。
【００２２】
図２内の挿入された拡大図は、Ａにおける翼の一部の一般的な断面図を示しており、ジョイントまたはシーム１１が２つの隣接する厚板１０’および１０’’間にあり、これらの厚板が種々の縦げた９をどのように保持しているかを示している。シーラント（図示されていない）はシーム１１の長さに沿って両側に貼られ、このシーラントの不備が燃料漏れの現場となることが多い。
【００２３】
ジョイント１１のシーラントにおける典型的な内部の第２の離れた漏れの源（リークソース）１５は、図２に黒い正方形（ｂｌａｃｋ ｓｑｕａｒｅ）で示した。通常、このような内側の漏れ源は、内側の漏れ源１５から翼の外側表面上に第１の漏れのしるし１４を生成し、図２には黒い線で描いた円（ｂｌａｃｋ ｃｉｒｃｌｅ）で示した。
【００２４】
このような第１および第２の漏れの源を検出するために、一定の漏れ源検出装置を、翼表面に隣接させて、とくに翼のシーム（継ぎ目）またはジョイント（接合部）１１に隣接させて使用しなければならない。この装置は図３に概ね示した。この装置は真空のバッグまたはバッギングフィルム１６をもち、真空バッグ１６内の少なくとも２つの真空バルブ１７は真空バルブのホース継ぎ手１８および真空バルブベース１９を含んでいる。この装置はさらにナイロンのブリーザ（空気を補給するもの）２０を含み、ナイロンのブリーザ２０は使用の際に翼シーム１１に被さり−真空バルブベース１９を支持するエアウイーブパッド（ａｉｒｗｅａｖｅ ｐａｄ）２１をもっている。シーリングテープ２２は真空バッグ１６の周囲に延在していて、使用の際に翼表面に取付けられる。
【００２５】
図４は、２つの翼の厚板１０’と１０’’との間のスパンのジョイント１１上に装着され、漏れ源検出の準備の整ったアッセンブルされた装置の平面図を示している。
【００２６】
漏れ源検出装置はアッセンブルされ、次に一連の写真のような図５ないし１６を参照して記載した段階１ないし６によって示す手続きにしたがって、漏れ源検出に使用される。
【００２７】
１．０  予備的な真空。
【００２８】
１．１  図５に示したように、低毒素（トキシン）のグリース除去剤８で試験される翼表面の一部、すなわちシーム１１の何れかの側部の８インチをきれいにする。この部分にダスト、グリース、燃料、および粘着テープ２２（次の段階参照）をこの表面に接着するのを妨げるものがないことを確実にすることが重要である。
【００２９】
１．２  次に図６、７、および８に示したように、６インチの真空バッグのシーラントテープ（“タッキイテープ（ｔａｃｋｙ ｔａｐｅ）”）を試験されるシームの何れかの側部にシームに平行して貼って、ボルトヘッドがタッキイテープの範囲内に含まれることを確実にする。シーム１１が別のシームまたはジョイントと交わるとき、タッキイテープ２２は輪郭の変化にしたがうことを確実にするようにとくに注意しなければならない。この目的のための１つの適切なシーラントテープはＡＩＲＶＡＣ２２ ＡＴ２００Ｙである。試験されるシーム１１の長さの先端部および終端部において２つの平行するストリップを横切ってテープで留めることによって、タッキイテーププロセスを完了する。
【００３０】
バッキング（背後にあてた）紙を動かしてはならない。
【００３１】
１．３  図９に示したように、ナイロンのブリーザ材料２０をシーム１１の長さに整合するように切断して、タッキイテープの境界間にその幅が収まることを確実にする。タッキイテープの境界内のブランケットをマスキングテープ（図示されていない）で固定する。
【００３２】
適切なナイロンのブリーザ材料は、Ａｉｒｔｅｃｈ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｇｒｏｕｐ， Ｃｏｒｐｏｒａｔｅ ＨＱ（５７００ Ｓｋｙｌａｂ Ｒｏａｄ， Ｈｕｎｔｉｎｇｔｏｎ Ｂｅａｃｈ， Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ， ９２６４７）から販売されている“Ｕｌｔｒａｗｅａｖｅ”（ＲＴＭ）１３３２である。
【００３３】
１．４  真空パッド（２１）としてナイロンのブリーザ材料を３インチの方形片に切断する（図１０参照）。これらのパッドを、真空バルブ１７が位置決めされるところに（すなわち、はす向かいの角部に最少２つを）置く。パッド２１をエアブリード材料２０の表面にテープで留める。シームの長さに依存して、３または４の真空バルブ１７を使用して、例えば２５フィート長のシームに対しては最少３つのバルブを使用することが必要である。
【００３４】
１．５  真空バルブ１７のベースをパッド２１にテープで留めて、テープが真空バルブ１７の上部表面上で進入しないことを確実にする（すなわち、縁の周りに置く）。
【００３５】
１．６  バッギングフィルム１６を切断して、タッキイテープ２２に被せて、タックが必要な場合のために、たくさんの余分を与える。（全周で最低：１０インチの重なりをタックに与える）。１つの適切なバッギングフィルム材料は、コード“ＷＬ７４００”のもとで販売されている。
【００３６】
１．７  一方の端部においてタッキイテープ２２からバッキング紙２２の除去を開始する。バッギングフィルム１６を露出したテープ２２を貼って、しっかりと押さえる。
【００３７】
１．８  上部端部において開始して、バッギングフィルム１６をぴんと張って維持し、図１１に示したように、バッギングテープを側部から次第に取除き、同時にフィルム１６をタッキイテープ２２で固定する。真空バッグ１６内の真空バルブベース１９（図１２参照）を横切って定位で切断し、図１３に示したように真空バルブのホース継ぎ手の上部１８をスクリュー留めする。
【００３８】
１．９  バッギングフィルム１６の他方の端部をタッキイテープ２２で固定する。
【００３９】
２．０  真空を適用する。
【００４０】
２．１  図１４に示したように、真空パイプ１８を真空バルブのホース継ぎ手の上部１８に取付けて、継ぎ手スリック（ｃｏｎｎｅｃｔｏｒ ｓｌｉｃｋ）上のカラーが適所にくることを確実にする。若干の真空を適用して、バッギングフィルム１６をその長さに沿って均等に引張り、真空バルブ１７の周りにキンク（ｋｉｎｋ）またはタックがなくなることを確実にする。
【００４１】
２．２  全真空を適用し、引き続きバッギングフィルム１６をキンクについて検査して、図１５に示したように真空計１７’を真空バルブ１７のはす向かいに取付ける。真空計上で漏れが聞こえるか、または迅速な滴下があるときは、図１６に示したように、点まき機（ｄｉｂｂｅｒ）３０でテープおよびタック上を押さえる。点まき機３０は簡単なＰＴＥＦブロックであってもよい。
【００４２】
２．３  超音波漏れ検出器（図示されていない）のワンダリングマイクロフォン（ｗａｎｄｅｒｉｎｇ ｍｉｃｒｏｐｈｏｎｅ）（図示されていない）を使用して、バッグ状領域および各バルブ１７における完全な漏れの検査を行なう。漏れがないことが明らかになるまで処理２．２を繰返す。超音波漏れ検出器は、空気を漏出することによって生成される超音波のサウンドを可聴周波数へ変換し、サウンドの振幅をＬＥＤメータ上で視覚的に表示する。サウンドの振幅は、超音波の漏れ検出器のマイクロフォンが空気漏れ部へ移動するときに増加する。この段階は不可欠ではないが、空気漏れの有益な簡単な予備検査であり、特定のシームに対して次の段階を実行することが必要であるか否かを判断することができる。
【００４３】
適切な超音波の漏れ検出器は、Ｔｙｇａｖａｃ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ Ｌｔｄ．（Ｋｉｎｇｓｗａｙ Ｗｅｓｔ Ｂｕｓｉｎｅｓｓ Ｐａｒｋ， Ｍｏｓｓ Ｂｒｉｄｇｅ Ｒｏａｄ， Ｒｏｃｈｄａｌｅ， Ｌａｎｃａｓｈｉｒｅ， ＯＬ１６ ５ＬＸ）から販売されており、同社はタッキイテープおよびバッギングフィルム材料も供給している。
【００４４】
２．４  真空計上に表示された真空を記録し、試験片から設定された真空基準示度（読取り値）と比較する（段階３．２参照）。通常は、専用の真空ポンプ２８を使用して、最大真空から２８インチ水銀（７１１ｍｍＨｇ）が得られる。
【００４５】
２．４．１  示度をとる。
【００４６】
２．４．２  真空供給の接続を外す。
【００４７】
２．４．３  １分間の真空損失を測る（例えば、真空の許容降下は１分間に５インチ水銀（１２７ｍｍＨｇ）である）。
【００４８】
３．０  試験片。
【００４９】
３．１  使用可能な真空の量は、圧縮空気を供給するタイプ、場所、および追加のユーザに依存する。通常は、普通の航空機製造工場またはハンガでは約２０インチの水銀の真空を得ることができる。
【００５０】
３．２  使用可能な“基準”真空を識別するために、セクション１．０および２．０で詳しく記載したプロセスを、ジョイントおよびシーム１１がない翼１の一部に対して実行し、このタスクに対する“基準”として実現される最大の一致する真空を記録する。
【００５１】
４．０  漏れ調査。
【００５２】
許容降下を越えると、内部燃料タンクへ物理的にアクセスする。バッグ状の外側表面に対して真空を適用し続け、超音波の漏れ検出器を使用して、シームジョイントに沿って検査して、漏れの源を判断する。漏れが検出されると、次に示すところに位置決めおよびマーク付けを行う。
【００５３】
１．元の位置。
【００５４】
２．図式記録または“漏れマップ”上。
【００５５】
このシームまたはジョイント内で付加的な漏れがないことが明らかであることを確実にするために調査を続ける。検出された付加的な漏れを記録する。漏れを適切な管轄当局（ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）に報告する。
【００５６】
５．０  最終漏れ検査。
【００５７】
現在承認されているプロセスにしたがって漏れを修復する。段階２および段階４を繰返して、別の漏れがないことを確実にする。
【００５８】
６．０  航空機に給油する。
【００５９】
現在承認されているプロセスにしたがって修復されて、再びシールされたタンクへ給油／燃料移送を行う。燃料漏れのしるしに対して、漏れマップを参照するように、修復の現場をモニタする。
【００６０】
ここで漏れ検出技術の精通者に本発明の多くの変更および変形を提案することになる。例えば、バッギング段階を実行する前に、航空機の翼表面のシーム内の潜在的な漏れの現場は、燃料タンクを燃料で充填することによって識別することができる。シームからの燃料の漏れは、翼表面上の第１の漏れ源の位置において証拠のマークを残す。次にこれらの位置は本発明の方法によって詳しく調査される。
【００６１】
潜在的な漏れの現場を検出する方法は、航空燃料以外の流体を収容する、航空機の翼の燃料貯蔵タンク以外の種々の容器に応用できることが分かるであろう。さらに我々は、航空機の圧力を加えられた容器、例えば胴体および胴体キャビンの空気の漏れを試験する異なる方法を使用することにも成功した。
【図面の簡単な説明】
【図１】潜在的な燃料漏れの現場を示す典型的な航空機の燃料を貯蔵する翼の斜視図。
【図２】図１の航空機燃料を貯蔵する翼の一部の断面図と、縦げたと翼の厚板との間の一般的なジョイントの挿入的に示した拡大断面図。
【図３】漏れ検出装置を装着した、図１および図２の航空機の翼の一部の部分正面図。
【図４】図３に示した漏れ検出装置の一部を形成しているシームブランケットまたは真空バッグの平面図。
【図５】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図６】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図７】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図８】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図９】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１０】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１１】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１２】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１３】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１４】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１５】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１６】燃料漏れ源を検出する準備において、航空機の翼上にシーリングバッグを適用する方法の１例における段階を示す写真のような図。
【図１】
2004502162.tif 000003
【図２】
2004502162.tif 000004
【図３】
2004502162.tif 000005
【図４】
2004502162.tif 000006
【図５】
2004502162.tif 000007
【図６】
2004502162.tif 000008
【図７】
2004502162.tif 000009
【図８】
2004502162.tif 000010
【図９】
2004502162.tif 000011
【図１０】
2004502162.tif 000012
【図１１】
2004502162.tif 000013
【図１２】
2004502162.tif 000014
【図１３】
2004502162.tif 000015
【図１４】
2004502162.tif 000016
【図１５】
2004502162.tif 000017
【図１６】
2004502162.tif 000018
【国際公開パンフレット】
2004502162.tif 000019
2004502162.tif 000020
2004502162.tif 000021
2004502162.tif 000022
2004502162.tif 000023
2004502162.tif 000024
2004502162.tif 000025
2004502162.tif 000026
2004502162.tif 000027
2004502162.tif 000028
2004502162.tif 000029
2004502162.tif 000030
2004502162.tif 000031
2004502162.tif 000032
2004502162.tif 000033
2004502162.tif 000034
2004502162.tif 000035
2004502162.tif 000036
2004502162.tif 000037
2004502162.tif 000038
2004502162.tif 000039
2004502162.tif 000040
2004502162.tif 000041
2004502162.tif 000042
【国際調査報告】
2004502162.tif 000043
2004502162.tif 000044
2004502162.tif 000045