(57)【要約】  本発明は、以下のステップで、レーザ衝撃ピーニングによって、亀裂の形成を防止し、金属の航空機構造部品における亀裂の伝播を遅らせるための方法を提供する。亀裂を有する航空機構造部品を提供すること、第１の波長及び第１のパルス周波数を有する第１のパルスレーザビームで、亀裂に近接する航空機構造部品の第１の表面領域を照射すること、ここで、第１のレーザビームのエネルギが航空機構造部品によって吸収され、衝撃波が航空機構造部品内で圧縮プレストレッシングを生じる航空機構造部品を通過する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
レーザ衝撃ビームによって、金属航空機構造内の亀裂形成を防止し、亀裂の増進を遅らせるための方法において、以下のステップ、
（ａ）損傷領域（５）を有する航空機構造部品を提供すること、
（ｂ）第１の波長及び第１のパルス周波数の第１のパルスレーザビーム（５０）によって、損傷領域（５）に隣接する航空機構造部品（１）の第１の表面領域（１０）を照射すること、ここで、第１のレーザビーム（５０）からのエネルギが航空機構造部品（１）によって吸収され、航空機構造部品（１）内に圧縮プレストレスを生じさせる圧力波が、航空機構造部品（１）内を通過する、
を備える方法。
【請求項２】
損傷領域（５）が擦過傷（５）であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
第１の表面領域（１０）が損傷領域（５）を完全に取り囲むことを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
方法ステップ（ｂ）の後の方法ステップ（ｃ）において、第１の表面領域（１０）は、第１の波長及び第１のパルス周波数とは異なる第２の波長及び第２のパルス周波数の第２のレーザビーム（６０）によって照射されることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
方法ステップ（ｂ）の後の方法ステップ（ｃ）において、第１の表面領域（１０）に近接する第２の表面領域（２０）が、第１の波長及び第１のパルス周波数とは異なる第２の波長及び第２のパルス周波数の第２のレーザビーム（６０）によって照射されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
第２のパルス周波数は、第１のパルス周波数よりも少なくとも２０％大きい又は小さいことを特徴とする請求項４又は５に記載の方法。
【請求項７】
第２の波長は、第１の波長よりも少なくとも２０％大きい又は小さいことを特徴とする請求項４から６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
第１の表面領域（１０）は、損傷領域（５）から２０ｍｍ未満の距離で延びることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
第２の表面領域（２０）は、第１の表面領域（１０）を完全に取り囲むことを特徴とする請求項４から８のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
第２の表面領域（２０）は、損傷領域（５）から４０ｍｍ未満の距離で延びることを特徴とする請求項４から９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１１】
第１のレーザビーム（５０）の出力は、第１の表面（１０）上の損傷領域（５）からの第１のレーザ（５０）の衝突点（１２）の距離の関数として変化することを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１２】
第１のレーザビーム（５０）の出力は、第１の表面（１０）上の損傷領域（５）からの第１のレーザ（５０）の衝突点（１２）の増加距離で増加させられることを特徴とする請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
方法ステップ（ｂ）の後又は方法ステップ（ｃ）の後の方法ステップ（ｙ）において、損傷領域（５）は、プラスチック材料に基づくコーティングを備えることを特徴とする請求項１から１２のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１４】
方法ステップ（ｂ）の後又は方法ステップ（ｃ）の後の方法ステップ（ｚ）において、第１の表面領域（１０）及び／又は第２の表面領域（２０）が機械加工されることを特徴とする請求項１から１３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１５】
方法ステップ（ｂ）において、第１のレーザビーム（５０）が、照射中に、第１の表面領域（１０）における連続的な経路内で案内され、損傷領域（５）の位置が光学センサ技術によって検出され、レーザビーム（５０）は、損傷領域（５）に対して一定の距離（Ａ）が維持されるように、航空機構造部品（１）にわたって案内されることを特徴とする請求項１から１４のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、金属航空機構造内における亀裂形成を防止するため及び亀裂の増進を遅らせるための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機構造内の亀裂は、通常、静的又は動的な力学的応力による材料の弱体化が原因である。特に、材料疲労は、振動応力に起因する。亀裂は、航空機構造に対する重大な損傷とみなされ、即時の補修手段が求められる。言及された亀裂は、通常の飛行運転の結果である。
【０００３】
加えて、亀裂の形成及び成長は、不完全なメンテナンス作業の間の擦過傷の形式で、航空機構造に対する偶然の損傷の結果として起こり得る。擦過傷は、重ね継ぎにおいて２つの金属シートを連結するリベット結合のメンテナンス中にしばしば起こる。リベット結合は、メンテナンスの目的で開かれ、そして新たなリベット結合が行われる前に、腐食防止手段又は接着ペーストが重ね継ぎにおける金属シートの間に導入される。メンテナンスの後、リベット結合は、再度閉じられ、そしてその際、いくらかの接着ペーストが重ね合わせられている領域から押し出される。後に、突出した余分なペーストは、メンテナンス作業者によって、例えば、ブレードを使用して除去される。その結果、金属シート内の擦過傷は、重ね継ぎの近くでしばしば生じる。
【０００４】
そのような偶然の損傷は、その後の亀裂形成又はその後の亀裂の成長の開始点である。それ故、飛行の望ましい安全性を保証するために、補修手段によってこの種の損傷を修復することが得策である。
【０００５】
従来技術において、亀裂が形成された全領域が切り取られ、その内側に挿入され、又はそこを覆って設けられる新たな材料によって交換されることで、亀裂はメンテナンス中に補修される。擦過傷から生じる亀裂が形成されると予想される擦過傷の場合において、現在、亀裂の補修に関して同じ方式において補修工程が実行されている。現在の補修方法は、不利な点を有する。一方では、ウィングユニット領域の交換は、時間の浪費であり、増大する補修及び運行コストを引き起こす。交換領域はまた、同種の連続する材料強度に関して特徴に弱点となる。結果として、補修された範囲は、新たな亀裂形成に関して減少した強度を提供するだけである。
【０００６】
記述された問題は、特に、アルミニウム合金の場合に起こるが、チタニウム合金内において、より少ない範囲に対しても起こる。
【０００７】
従来技術において、亀裂の形成の疑いのある材料領域を、その使用の前に、レーザ衝撃照射（レーザ衝撃硬化、レーザ衝撃処理又はレーザ衝撃ハンマリング）で処理するということが知られている。レーザ衝撃照射は、ワークピースの表面がレーザ衝撃ビームを使用して処理されるということで、低い圧縮残留応力の領域をつくり出す方法である。レーザ衝撃照射は、通常、衝撃波又はショック波をワークピースの表面に伝える高出力パルスレーザからの放射パルスを使用する。レーザビーム源から要素の表面に衝突するパルスレーザビームは、表面の一部に強い局部的な圧縮力を生じさせる。この表面の薄い層又はコーティング（例えばストリップ又はペイントのコート）の突然の剥離及び蒸発により、プラズマが、レーザビームの衝突点で生じ、その結果として、爆発力が生じる。急激に広がるプラズマの圧力パルスは、対象物を流れる衝撃波を放出する。レーザパルスによって引き起こされるこの圧縮衝撃波は、深い塑性圧縮変形を要素内に生じさせる。これらの塑性変形は、材料内に圧縮残留応力を生じさせる。レーザ衝撃照射は、米国特許第３８５０６９８号明細書、発明の名称「材料特性の変化」、及び米国特許第４４０１４７７号明細書、発明の名称「レーザ衝撃処理」、に記載される。レーザ衝撃照射において、強い局部的な圧縮力が、ワークピースの表面の一部に伝達される。レーザ衝撃照射は、ワークピースの外面上に圧縮応力保護層をつくり出すために使用され、それによって、疲労破砕に対するワークピースの耐性を実質的に増加させる。その利用は、例えば、米国特許第４９３７４２１号明細書、発明の名称「レーザピーニングシステム及び方法」に記載されている。
【０００８】
例えば、レーザ衝撃照射による、亀裂形成に関するリスクを伴う領域の事前の全面的な処理は、コストの大きいものである。擦過傷の形成における損傷は、局所的に、特定の場所において、上述のように生じるだけである。これらの損傷領域を囲む範囲内のみで、亀裂防止の処理が必要となる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
それ故、本発明の目的は、擦過傷の形式で損傷を示す航空機の構造部品における亀裂の形成を減少し、亀裂の成長を遅らせることが可能な方法を提供することである。本方法は、損傷領域が処理され、そして、同時に、損傷を取り囲む領域の最小限の弱体化を生じさせるということを許容する。さらに、本方法によって、その表面は、可能な限り小さく粗面化され得る。加えて、特に経済的な方式において、亀裂の形成及び亀裂の成長は防止され、そして遅延させられる。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、この目的は、レーザ衝撃照射によって金属航空機構造内における亀裂の形成を防止し、かつ、亀裂の成長を遅らせるための方法によって達成され、その方法は、請求項１の特徴を有する。
【００１１】
レーザ衝撃照射によって金属航空機構造内における亀裂の形成を防止し、かつ、亀裂の成長を遅らせるための方法について、損傷領域を有する航空機の構造部品が第１のステップにおいて与えられる。
【００１２】
航空機構造部品は、高エネルギのレーザビームによってその後に照射されることから、好ましくは、レーザビームによる周囲に対する損傷を防止するために、シールドされた領域内に備えられる。一方で、航空機全体をシールドすることは、その大きさにより手間のかかるものであり、他方で、航空機の敏感な部分、例えば、エンジンは、レーザビームから保護されなければならないということから、この目的のために、照射される表面は、好ましくは局部的にシールドされる。このため、航空機は、例えば、格納庫内において、適切な安定したシールディングの下に置かれるか、または、移動方式で使用され得るシールディング装置によってシールドされるかのいずれかであり得る。これらの変形の有利な点は、損傷領域を示す要素が、除去されなくてもよいということであり、その除去は、かなりの努力を意味し、そして、新しい損傷のリスクをもたらす。
【００１３】
次の方法ステップにおいて、航空機構造部品の第１の表面領域は、第１の波長及び第１のパルス周波数の第１のパルスレーザビームによって損傷領域の近くで照射され、航空機構造部品によって吸収される第１のレーザビームからのエネルギ及び圧力波は、前記航空機構造部品内で圧縮プレストレスを生じる航空機構造部品を通過する。
【００１４】
要素の表面に衝突するレーザビーム源からのパルスレーザビームは、表面の一部において、強い局部的な圧縮力を生み出す。この表面の薄い膜又はコーティング（例えばストリップ又はペイントのコート）の突然の剥離又は蒸発により、レーザビームの衝突点でプラズマが生じ、その結果として、爆発力が生じる。急激に広がるプラズマの圧力パルスは、対象物内を流れる衝撃波を放出する。レーザパルスによって起こるこの圧縮衝撃波は、要素内で深い塑性圧縮変形を生じさせる。これらの塑性変形は、材料内に圧縮残留応力を生じさせる。本発明が基礎とする概念は、損傷領域、例えば擦過傷に近接する領域内における航空機構造内の亀裂の形成及び成長が、そのような深く貫通する圧縮応力がアルミニウム合金内に導入されることで、実質的に減少するということである。結果として、関係する要素を交換することなく、損傷領域の周囲に安定した改良を効果的に達成することが可能になる。例えば、本発明による方法で、もし、航空機構造部品の表面が、メンテナンス中に偶然に損傷した場合、擦過傷の領域の周囲のレーザ衝撃照射は、航空機構造部品が、動的な永久荷重を受けるときに、擦過傷が疲労亀裂を引き起こすことを防止する。亀裂の形成及び成長を防止するために、損傷領域を引き起こす外部の表面の効果に対してさらされるということが予想される限界領域が、航空機の製造中でさえも、レーザ衝撃照射による本発明に従って処理可能であり、それによって、これらの領域の疲労強度を増加させる。
【００１５】
特定の構造領域の疲労強度を改良するため及び擦過領域を処理するためのレーザ衝撃ビームを使用する有利な点は、以下の通りである。ウィングユニットの強度に関するメンテナンスの間隔が増加し得る。結果として、オペレーティングコストが減少し得る。メンテナンス中の地上での航空機の固定化時間は、擦過傷の簡単な補修によって減少し得る。飛行安全性及びそれ故の乗客の安全性は、ウィングユニットの改良された特性によって増加し得る。
【００１６】
本発明の有利な実施形態及び改良が従属請求項において与えられる。
【００１７】
本発明による方法の望ましい発展によれば、レーザ衝撃ビームによって処理される第１の表面領域は、損傷領域を完全に取り囲む。これは、全方向において、損傷領域の外に亀裂が成長することを防止する。航空機構造部品の端部における損傷領域の場合において、レーザ衝撃ビームによって処理される表面領域は、特に好ましくは、損傷領域と重要な構造領域との間に延び、それ故、要素の特定の領域に亀裂が広がることを防止するために、特定の方向における亀裂の成長に対する妨害物（ブロッケージ）を構成し得る。
【００１８】
本発明による方法の好ましい発展によれば、第１のレーザ衝撃照射の後に、第１の表面領域が、第１のレーザビームとは異なる波長及び／又は異なるパルス周波数を有する第２のレーザビームによって衝撃照射される。材料特性における望ましい変化が、２つの異なるレーザビームを使用して組み合わせられた処理によって、非常に正確に調整され得る。それ故、レーザの波長及びパルス周波数は、要素の表面の影響と同様に、圧縮残留応力の種類及び材料内におけるそこでの深さを調整するように使用され得る。
【００１９】
本発明による方法の好ましい発展によれば、第１の表面領域に隣接する第２の表面領域が、第２の波長及び第２のパルス周波数の第２のレーザビームによって処理される。この第２の表面領域は、好ましくは、第１の表面領域を取り囲むように設けられる。これに関して、異なる圧縮プレストレスが、第１の表面領域の下の要素材料と比較して第２の表面領域の下の要素の材料内に形成され得る。結果として、第２の表面領域の下の材料内で変化した特性によって、第１の表面領域を通じて形成される亀裂がさらに発展するということを防止することができる。
【００２０】
本発明による方法の好ましい発展によれば、第１のレーザビームの出力は、第１の表面上における第１のレーザの衝突点の損傷領域からの距離の関数として変化する。本発明による方法のこの構成によって、航空機構造要素内の圧縮プレストレスが、スケール化された方式で、損傷領域からの距離の関数として生じ得る。製造される要素は、それ故、好ましくは、損傷領域に向かって増加し、又はそれから離れる方向に増加し得る圧縮プレストレス勾配を有する。レーザ衝撃ビームによって処理される要素材料から処理されていない要素材料への勾配の移動は、その要素の改善された耐強度を許容する。
【００２１】
本発明による方法の好ましい発展によれば、レーザ衝撃照射の後に、損傷領域には、プラスチック材料に基づくコーティングを備える。このコーティングは、損傷領域をシールでき、そしてそれ故、損傷領域の内側に蒸気が貫通することが防止される。結果として、特に、表面のコーティングが損傷領域によって損傷した場合に、耐腐食性が改善され得る。好ましくは、陽極酸化処理工程もまた実行され得る。
【００２２】
本発明による方法の好ましい発展によれば、レーザ衝撃照射の後に、それぞれの表面領域が、機械加工され得る。レーザ処理により、照射された領域における要素の表面のレーザによる粗面化がしばしば生じる。これは、ここで平滑化された表面を得るという有利な点である。この目的のために、レーザ照射された表面領域は、特に好ましくは、磨かれ、好ましくは、研磨され又は輝かされる。
【００２３】
本発明による方法の好ましい発展によれば、レーザ衝撃照射とともに、レーザビームは、照射中に連続的な経路内に案内され、損傷領域の位置が、光学センサ技術によって検出され、損傷領域からの一定の距離が観測されるように、レーザビームが航空機構造部品にわたって案内される。レーザビームのセンサで案内される連続経路の制御は、損傷領域からの正確な距離を調整し得る。レーザビームは、例えば、線状の擦過傷に対してほぼ平行に、自動的に案内され得る。それ故、損傷領域自体の偶然の照射は、望まれない場合に回避され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】図１は、航空機の２つの構造部品のリベット結合の概略断面図である。
【図２】図２は、第１の実施形態による航空機の構造部品のレーザ衝撃照射の概略断面図である。
【図３】図３は、第２の実施形態による航空機の構造部品のレーザ衝撃照射の概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下において、本発明は、添付された図面を参照して、実施形態に基づいて、より詳細に記述されるであろう。
【００２６】
図において、同じ参照符号は、他に示されない限り、同じ又は機能的に同一の要素を示す。
【００２７】
図１は、航空機の２つの構造部品１，２のリベット結合３の概略的な断面図である。第１の航空機構造部品１と第２の航空機構造部品２とは、重ね継ぎにおいて、一方が他方の上に配置されている。それらは、共にリベット結合３によって保持される。第１の航空機構造部品１は、損傷領域５であり、それは、例えば、重ね継ぎから押しつぶされたシーリングペーストが、ブレードを使用して除去されるときに起こり得る。この場合、損傷領域５は、実質的に直線であり、像平面内に延びる。
【００２８】
図２は、第１の実施形態による航空機の構造部品１のレーザ衝撃照射の概略的な断面図である。ここで、航空機構造部品１は、第２の航空機構造部品２及びリベット結合３がない状態で示される。損傷領域５は、像平面内で延びる。第１のレーザビーム５０は、航空機構造部品１上で導かれる。レーザビーム５０は、衝突点１２で航空機構造部品１に衝突する。本方法のこの段階において、衝突点１２は、損傷領域５からの距離Ａの位置にある。図において、距離Ａは、垂直な補助線及び２つの矢印によって示される。
【００２９】
図３は、第２の実施形態による航空機構造部品１のレーザ衝撃照射の概略的な断面図である。損傷領域５に隣接して備えられるのは、レーザ衝撃ビーム処理のための航空機構造部品１の第１の表面領域１０及び第２の表面領域２０である。本方法の例示された段階において、第２のレーザビーム６０は、第２の表面領域２０で、衝突点１２に導かれる。レーザは、第１の表面領域２０にわたる連続的な経路内で移動させられ、レーザ衝撃照射を行う。この望ましい実施形態において、第２の表面領域２０のレーザ衝撃照射は、第１の表面領域１０のレーザ衝撃照射に加えて行われる。第１の表面領域が第１レーザビーム５０によってレーザ衝撃照射を受けた上で、第２レーザビーム６０が第２の表面領域に使用される。この実施形態において、第２レーザビーム６０は、第１レーザビーム５０と比較して異なる特性を有する。それ故、この場合において、第１表面領域１０及び第２表面領域２０の下での材料範囲内の材料特性における異なる変化をつくり出すために、第２レーザビームに使用されるパルス周波数及び光の波長は、第１レーザビームとは異なる。いずれにしても、この表面又はコーティング（例えば、ストリップ又はペイントのコート）の突然の剥離又は蒸発により、プラズマが、レーザビーム６０の衝突点１２で、パルス化されたレーザビーム６０によってつくり出され、その結果として、爆発力が生じる。急激に広がるプラズマからの圧力パルスは、対象物内に流れる衝撃波を放出する。レーザパルスによって生じるこの圧力衝撃波は、要素内で深い塑性圧縮変形を生じさせる。これらの塑性変形は、材料内に疲労亀裂の発達や拡がりに対抗する圧縮残留応力を生じさせる。それ故、本発明による方法は、疲労亀裂の形成に対抗して損傷領域を効果的に安定化できる。
【００３０】
本発明は、ここでは、望ましい実施形態に基づいて記述されたが、これに限定されず、多くの異なる方式において修正可能である。
【符号の説明】
【００３１】
１…航空機構造部品、５…損傷領域、１０…第１の表面領域、１２…衝突点、２０…第２の表面領域、５０…第１のレーザビーム、６０…第２のレーザビーム、Ａ…距離
【図１】
2012510918.tif 000003
【図２】
2012510918.tif 000004
【図３】
2012510918.tif 000005
【手続補正書】
【提出日】平成22年6月21日(2010.6.21)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
レーザ衝撃ビームによって、金属航空機構造内の亀裂形成を防止し、亀裂の増進を遅らせるための方法において、以下のステップ、
（ａ）擦過傷（５）の形式における表面の損傷である損傷領域（５）を有する航空機構造部品を提供すること、
（ｂ）第１の波長及び第１のパルス周波数の第１のパルスレーザビーム（５０）によって、損傷領域（５）に隣接する航空機構造部品（１）の第１の表面領域（１０）を照射すること、ここで、レーザ衝撃照射は擦過傷の周囲の領域で行われ、第１のレーザビーム（５０）からのエネルギが航空機構造部品（１）によって吸収され、航空機構造部品（１）内に圧縮プレストレスを生じさせる圧力波が、航空機構造部品（１）内を通過する、
を備える方法。
【請求項２】
第１の表面領域（１０）が損傷領域（５）を完全に取り囲むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
方法ステップ（ｂ）の後の方法ステップ（ｃ）において、第１の表面領域（１０）は、第１の波長及び第１のパルス周波数とは異なる第２の波長及び第２のパルス周波数の第２のレーザビーム（６０）によって照射されることを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
方法ステップ（ｂ）の後の方法ステップ（ｃ）において、第１の表面領域（１０）に近接する第２の表面領域（２０）が、第１の波長及び第１のパルス周波数とは異なる第２の波長及び第２のパルス周波数の第２のレーザビーム（６０）によって照射されることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
第２のパルス周波数は、第１のパルス周波数よりも少なくとも２０％大きい又は小さいことを特徴とする請求項３又は４に記載の方法。
【請求項６】
第２の波長は、第１の波長よりも少なくとも２０％大きい又は小さいことを特徴とする請求項３から５のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
第１の表面領域（１０）は、損傷領域（５）から２０ｍｍ未満の距離で延びることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
第２の表面領域（２０）は、第１の表面領域（１０）を完全に取り囲むことを特徴とする請求項３から７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
第２の表面領域（２０）は、損傷領域（５）から４０ｍｍ未満の距離で延びることを特徴とする請求項３から８のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
第１のレーザビーム（５０）の出力は、第１の表面（１０）上の損傷領域（５）からの第１のレーザ（５０）の衝突点（１２）の距離の関数として変化することを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１１】
第１のレーザビーム（５０）の出力は、第１の表面（１０）上の損傷領域（５）からの第１のレーザ（５０）の衝突点の増加距離で増加させられることを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
方法ステップ（ｂ）の後又は方法ステップ（ｃ）の後の方法ステップ（ｙ）において、損傷領域（５）は、プラスチック材料に基づくコーティングを備えることを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
方法ステップ（ｂ）の後又は方法ステップ（ｃ）の後の方法ステップ（ｚ）において、第１の表面領域（１０）及び／又は第２の表面領域（２０）が機械加工されることを特徴とする請求項１から１２のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１４】
方法ステップ（ｂ）において、第１のレーザビーム（５０）が、照射中に、第１の表面領域（１０）における連続的な経路内で案内され、損傷領域（５）の位置が光学センサ技術によって検出され、レーザビーム（５０）は、損傷領域（５）に対して一定の距離（Ａ）が維持されるように、航空機構造部品（１）にわたって案内されることを特徴とする請求項１から１３のいずれか１項に記載の方法。
【国際調査報告】
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