"翼外面19及び翼の内部の中空空間18を決定する外皮13を含む構造体を有する風力タービン翼10の無破壊試験のためのNDT法200であって:上記NDT法200は、前記翼の中空空間18を充填する流体の少なくとも1つの物理的特性を修正することによって、前記翼構造体に負荷を与える、第1のステップ201と;検査される前記外面19の領域を観察する第2のステップであって、前記観察としては、検査される前記領域に関して測定された物理的パラメータ値の実測マップを確立するための、少なくとも1つの物理パラメータの測定センサを用いた、前記翼外面19の点における、前記第1のステップの負荷に敏感な少なくとも1つの前記物理的パラメータの非接触測定の実行が挙げられる、第2のステップ202と;第2のステップの間に測定された値と、著しい欠陥のない翼に関して予想される基準値とを比較することによって異常を検出する、第3のステップ203と、から構成されることを特徴とするNDT法200。前記少なくとも1つの修正された物理的特性は、前記中空空間18への流体温度となり、前記流体の前記温度は、前記第1のステップ201の間の前記翼の外側の温度と異なる値をとり、前記第2のステップ202の間に測定された前記物理的パラメータは、前記翼外面19の温度となる、請求項1に記載のNDT法。前記翼外面19の前記温度は、赤外線サーモグラフィによって、非接触様式で測定される、請求項2に記載のNDT法。前記少なくとも1つの修正された物理的特性は、前記中空空間18への流体圧力となり、前記流体の前記圧力は、前記第1のステップ201の間の前記翼の外側の圧力と異なる値をとり、前記第2のステップ202の間に測定された前記物理的パラメータは、前記翼外面19の幾何学的形状を特徴付ける前記翼外面の幾何学的寸法となる、請求項1に記載のNDT法。前記外面19の前記幾何学的寸法は、レーザ遠隔測定法、数値的な写真測量法、レーザ干渉法又はシェアログラフィ法によって測定される、請求項4に記載のNDT法。前記第3のステップ203で実行される前記異常の検出は、前記測定されたパラメータ値の対照マップを確立するために、それぞれの点で測定された値と、考慮された点に近い点で測定された値とを比較するステップ、並びに前記対照マップを前記翼10の内部構造と関連づけるステップを含む、請求項1~5のいずれか1項に記載のNDT法。前記第3のステップ203で実行される前記異常の検出は、前記実測マップを、参照マップと比較するステップを含み、前記参照マップは、欠陥がないと考えられる1つ又は複数の前記翼に関する、前記方法の前記第1及び第2のステップ201、202による測定によって確立される、前記実測パラメータの参照マップであるか、前記翼のデジタル模型への前記方法のデジタルシミュレーションによって確立される、参照マップであるか、前記測定又は前記デジタルシミュレーションによって確立される前記参照マップの全て又は一部を混合して得られるハイブリッドマップである、請求項1~5のいずれか1項に記載のNDT法。その特性が異常データベースに保存されている既知の異常を利用して観察される各異常の前記測定の間リアルタイムにまたは異なる時間に、前記第3のステップ203で識別される前記異常を比較することによって、欠陥を特性決定する、第4のステップ204を備える、請求項1~7のいずれか1項に記載のNDT法。請求項1~8のいずれか1項に記載のプロセスによる風力タービン翼10の構造的な全一性の検査を意図した、無破壊試験のためのNDTシステムであって、前記ブレードは翼外面19と翼の中空空間18とを決定する外皮13を備える、NDTシステムにおいて:-前記翼内部の前記中空空間18を充填する流体の物理的条件を修正するための空気熱デバイス40;-前記翼外面19の少なくとも1つの物理的パラメータ用の1つ以上の非接触センサ50を実装する測定デバイス;-前記翼外面19の前記少なくとも1つのパラメータの測定値マップを確立し、前記測定値マップの異常を識別するように構成された測定処理デバイスを備えることを特徴とする、NDTシステム。前記空気熱デバイス40は、前記翼の中空空間18内の前記流体温度を、前記翼の外側の温度と異なる値に修正することを目的とする加熱又は冷却デバイスである、請求項9に記載のNDTシステム。前記翼10の前記中空空間18の前記流体温度を修正することを目的とする前記加熱デバイスの加熱手段は、前記翼内部の前記中空空間内に固定され、前記加熱手段は、1つ以上の伝熱抵抗及び/又は前記中空空間18への前記流体の循環を維持する手段を含む、請求項10に記載のNDTシステム。非接触センサ50を備える前記加熱デバイスの加熱手段は、前記翼の外面19の温度を測定する温度カメラを実装する、請求項10又は11に記載のNDTシステム。前記空気熱デバイス40は、圧力を発生させて前記翼の中空空間18への流体の圧力を修正するための、及び、前記検査作業の間、前記圧力を、前記翼の外側の圧力とあらかじめ設定された差だけ異なる、制御された値に維持するための、デバイスである、請求項10に記載のNDTシステム。前記非接触測定デバイス50は、レーザ遠隔測定法、数値的な写真測量法、レーザ干渉法又はシェアログラフィ法によって、前記翼の外面19の形状寸法を測定する、1つ又は複数のデバイスを実装する、請求項13に記載のNDTシステム。前記非接触測定デバイス50は、測定の間、検査される前記翼から離れて、地面又は地上の車両又は水上艦に固定される、請求項12又は14に記載のNDTシステム。前記非接触測定デバイス50は、前記翼の近くで前記翼10に沿って移動可能な空中プラットホーム50に固定される、請求項12又は14に記載のNDTシステム。前記空中プラットホーム50は、回転エーロフォイル53aを有する無人機又は超小型無人機によって、浮遊して維持され、検査される前記翼10に対して所定の位置に制御される、請求項16に記載のNDTシステム。前記空中プラットホーム50は、空気より軽い係留気球53bによって、浮遊して維持され、検査される前記翼10に対して所定の位置に制御される、請求項16に記載のNDTシステム。前記非接触測定デバイス50は、前記翼10に沿って移動可能でかつ前記翼上に位置するロボットに固定される、請求項12又は14に記載のNDTシステム。本発明は、風力タービン翼の試験を単純化し、そして、できるだけ早く翼の損傷を検出するために、風力タービンを長期間固定化しないで、より短い間隔で品質検査の実行を可能にすることによって、メンテナンスの質を改善する。このために、風力タービン翼の無破壊試験のための本発明のNDT法では、この翼の構造体が、翼外面と、翼内部に配置されてよい構造的又は非構造的要素を考慮に入れた翼内部の中空空間とを少なくとも部分的に決定する、外皮を含み、このNDT法は、以下のステップ:翼内部の空間が大気中に維持されている場合には特に空気である、翼内部の中空空間を充填する流体の、少なくとも1つの物理的特性を修正することによって、翼構造体に負荷をかける、第1のステップ;検査される翼外面の領域を観察する第2のステップであって、この観察としては、検査領域に関して測定された物理的パラメータ値の実測マップを確立するための、外面から離れて維持された1つ以上のセンサを用いた、翼外面の点における、第1のステップの負荷に敏感な少なくとも1つの物理的パラメータの非接触測定の実行が挙げられる、第2のステップ;著しい欠陥のない翼に関して予想される基準値、即ち使用可能な翼の値と、第2のステップの間に測定された値を比較することによって異常を検出する第3のステップを含む。NDT法の第1実施態様では、主に修正される物理的特性は、翼内部の中空空間への流体温度となる。この流体温度は、第1のステップの間の翼の外側の温度とは異なる、より高い又はより低い値をとり、第2のステップの間に測定される物理的パラメータは、翼外面の温度となる。温度変化は、従来の加熱又は冷却手段によって流体を加熱又は冷却することによって、及び、翼の中空空間内に流体の循環を提供することによって、獲得される。この実装形態では、測定の間に翼外面から離れて保持される測定センサを使用して、任意の物理的接触なしに、赤外線サーモグラフィ測定によって、速くそして正確な測定が有利に実行される。NDT法の別の実施態様では、主に修正される物理的特性は、翼内部の中空空間への流体圧力となる。この流体圧力は、第1のステップの間の翼外側の圧力とは異なった、より低い圧力又はより高い圧力をとり、第2のステップの間に測定される物理的パラメータは、外面の幾何学的形状を特徴づける翼外面の幾何学的寸法、又は、圧力変化の影響による外面の変形と対応した寸法変化となる。この方法の適用によれば、周囲空気と、少なくとも検査の間、接続されない、翼の中空空間にしっかりと接続されたポンプによって、差圧の生成が実行される。この実装形態では、翼外面の変形による幾何学的寸法は、任意の接触なしに、レーザ遠隔測定法、数値的な写真測量法、レーザ干渉法又はシェアログラフィ法によって、有利に測定される。ある実装形態では、第3のステップで実行される異常の検出は、測定されたパラメータ値の対照マップを確立するために、それぞれの点で測定された値と、考慮された点に近い点で測定されたと値を比較するステップ、並びに上記対照マップを翼の内部構造と関連づけるステップを含む。これにより、検査を受けた翼で測定された値以外の比較参照を使用する必要なしに異常を検出することが可能となる。別の実装形態では、実測マップを、測定されたパラメータ値の参照マップと比較する。この参照マップは、有利には、恐らく制御NDTを受けかつ最初の使用前に検査されるものである1つの翼、又は、欠陥がないと考えられる複数の翼に関する、本方法の第1のステップ及び第2のステップによる測定により確立される参照マップであり、同じ型のすべての翼を代表する平均参照マップの実施を可能にする。また、この参照マップは、デジタル模型への本方法のデジタルシミュレーションによって確立される理論的な参照マップであり、製造問題に関連した任意の人工物を含まない又は測定される翼上に欠陥が検出されない参照マップの実施を可能にし、また本方法に従った重要性の表示を有する欠陥をシミュレートさせる。また、この参照マップは、測定値及びシミュレーション値を混合することによって確立される参照マップである。参照マップと比較して観察可能な異常の解釈を容易にするために、NDT法は、特性が異常データベースに保存されている既知の異常を利用して観察される各異常の測定の間リアルタイムに又は異なる時間に、第3のステップで識別される異常の特性を比較することによって、欠陥を特性決定する第4のステップを有利に含む。また、本発明は、翼外面と翼内部の中空空間とを決定する外皮を備える風力タービン翼の構造的な全一性の検査を意図した本発明のNDT法の実施態様に適合した、無破壊試験のためのNDTシステムに関する。このシステムは、以下のデバイス:-翼内部の中空空間を充填する流体の物理的条件を修正するための空気熱デバイス;-翼外面の少なくとも1つの物理的パラメータ用の1つ以上の非接触センサを実装する測定デバイス;-翼外面の少なくとも1つのパラメータの測定値マップを確立し、測定値マップの異常を識別するように構成された測定処理デバイスを備える。本方法の第1の実装形態に対応するNDTシステムによると、空気熱デバイスは、正値又は負値まで、翼外部の温度と異なる値に温度を変更するため、翼内部の中空空間内の流体温度を修正する、例えば電熱抵抗を備えた加熱デバイス、又は、例えば冷凍圧縮グループなどの冷却デバイスであり、非接触測定デバイスは、翼外面温度を測定する温度カメラ又は翼外面の温度を表す値を非接触で測定できる他の任意のセンサを実装する。ある実施例では、検査を実行するNDTシステムの設置を簡略化する、前もって装備された翼を有することが可能で、翼の中空空間の流体温度を修正することを目的とする加熱デバイスの加熱手段は、翼内部の中空空間内に固定され、この加熱手段は、1つ以上の電熱抵抗及び/又は中空空間への流体の循環を維持する手段を備える。別の実施例によれば、空気熱デバイスは、翼の中空空間への例えば空気などの流体の圧力を修正し、及び、検査作業の間、この圧力を、翼の外側の圧力と予め設定された正又は負の差だけ異なる、制御された値に維持する、例えばガスポンプなどの、圧力発生デバイスである。NDTシステムの必要性により、第1の実施例の非接触測定デバイスは、数値的な写真測量による検査の間に翼外面の形状寸法を測定する1つ以上のデバイスを実装し、別の実施例では、遠隔測定による検査の間に翼外面の形状寸法を測定する走査型遠隔計測器を実装する。レーザ干渉計又はシェアログラフィデバイスといったセンサの他の遠距離走査可能な測定デバイスもまた、翼内の流体圧力変化の影響による翼外面の変形を測定するために使用可能である。NDTシステムに実装されるこれらのデバイスは、産業的に利用可能で、比較的安価なデバイスであるという利点を示し、検査作業を実行すべきときにNDTシステムの設置を容易にするため、それぞれの風力タービンに空気熱デバイスを永久に設置する可能性を考慮することを可能にする。翼の走査実施を可能にする遠距離走査可能なセンサを有する測定デバイス及びセンササポートの選択は、要求される測定の速さ及び精度を、そして風力タービンの移植に応じて非常に異なる場合のある環境条件をも有利に考慮する。風力タービンの接近可能条件、及び、検査の速さ又は別の条件が望まれるかに応じて、非接触測定デバイスは、測定の間、風力タービンから、一般的には風力タービンの高さぐらい離れて、地面若しくは地上の車両若しくは水上艦に固定され、又は、一般に翼側面の空力翼弦の長さぐらいの縮小距離で測定するために、翼の近くで翼に沿って移動可能な空中プラットホームに固定され、又は、翼表面の近くで、翼に沿って移動しかつ翼上に位置するロボットによって支えられることも可能である。空中プラットホームは、例えば、翼と相関的な位置に制御された、回転エーロフォイルを有する無人機又は超小型無人機によって、浮遊して維持され、又は、空気より軽い係留気球によって、浮遊して維持され、検査される翼に対して所定の位置に制御される。本発明の他の特徴及び利点は、以下の図面を参照にして、本発明の実施形態の非限定的な例である以下の説明を読むと、より十分に理解されるであろう。図1に示されるような、風力タービン100の翼10の、NDTとして知られている無破壊試験のための本方法は、翼の遠隔観察を用いた、即ち測定センサのいかなる接触もない、伝達測定技術の実施に基づく。本明細書において、用語非接触測定とは、検査される翼表面に物理的接触をして測定を実行するために実装されたセンサ単数又は複数を使用せずに、測定が実行されることを意味するが、しかしながら、センサ単数又は複数のためのサポートシステムは、センサ単数又は複数を表面から遠ざけるために、翼と関係することができる。図2a及び図2bに例示されるように、風力タービン翼10は広範囲の空力的揚力形状であり、翼前縁113及び翼後縁114の間の背面外皮111及び腹面外皮112の形状寸法とそれぞれ一致し、翼外面19を決定する一連の空力的な区画11によって、空力的揚力形状の外面19が幾何学的に提供される。翼10は、支持をしているタワー20のより高い位置に配置され、発電機、歯車箱、翼ピッチ制御等のここでは詳述されない、風力タービンの機能的な要素を集めた技術的なナセル30と連係する回転軸に固定される。一般にほとんどの大型風力タービン翼のように、翼10は、質量の最大限の削減及び製造する物質の節約という理由で、中空である。空力的な機能及び動作中に発生した空気力の伝達を提供するため、翼10は、より簡略又はより複雑な箱型構造の形で製作されるが、一般に、図2aに例示されるように、翼長に沿って翼の細長い部材12を形成する長手方向のボックスを備える。このような細長い部材12は、例えば、実質的に長方形の断面、即ち、底面122a、122bと結合した少なくとも2つの腹板、前部腹板121a及び後部腹板121bを含み、翼の翼長に沿った位置に応じて変化する空力的な輪郭を翼に提供している外皮13に覆われる。外皮13は、翼の腹面112及び背面111の外皮を再構成するために、いくつかの要素から製造可能であり、そして、面は一方から他方へ及び一方から細長い部材12へと、例えば、追加的な固定及び/又は焼付などの公知の方法によって、組み立てられるが、翼後縁114より翼前縁113の面で再構成するために、外皮を、いくつかの要素から製造可能である。翼10のこの実施態様によると、上記翼は、完全な複数のボックス構造を伴う外皮13内側の翼の中空空間18を有し、図2aに例示された場合には、翼前縁113と細長い部材12の前部腹板121aの間に翼前縁ボックス14、細長い部材12の後部腹板121bと翼後縁114の間に翼後縁ボックス15、並びに、細長い部材の前部121a及び後部121b腹板の間に部材ボックス16を有する。細長い部材12は、図2bに例示されるような、唯一の腹板121を備えることも可能であることに注意しなければならない。この場合、翼のねじれ剛性は、部材ボックスがないために、翼前縁14及び/又は翼後縁15ボックスによって保証される。また、図示されていない解決策だが、逆に、2つ以上の腹板を備え、複数の部材ボックスの境界を定める部材を備えることが可能である。外面19によって決定される空間に配置される翼の構造的な要素は、本場合に従い、ここでは、用語内部構造で、部分的又は全体的にまとめられる。図5の概観の形で示された、本発明のNDT法200によると、翼10は、翼の中空空間18を充填する流体の少なくとも1つの物理的特性を変化させることによって、その構造体に負荷がかかる。そして、それぞれの点での物理的パラメータの参照値と比較して、翼構造体の欠陥と一致する可能性のある測定パラメータ値に基づいた異常を検出するために、内部負荷に影響される少なくとも1つの物理的パラメータを、上記外面の様々な点で測定することによって、この内部負荷の影響が翼外面19で観察される。方法200の第1の実装形態では、まず、外圧の空気の、又は、本場合によると、中空空間18を充填するために使用される及び中空空間18に占める本第1方式で冷却剤として使用される他の任意の流体の、流体温度の変化による構造体への負荷が実行される。構造体上のこの温度変化の影響は、サーモグラフィ手段によって上記翼の外側から観察され、内部の温度変化の結果、及び、内側と翼外側の温度変化による温度勾配が、エネルギーが熱の形で伝達する外皮12,13の外面19での熱的効果により、観察される。第1のステップ201では、翼内側の流体温度が、翼外側の空気の温度と比較して修正される。内部の流体のこの温度変化は、翼内側と翼外側の間の構造体内で熱の流れを誘発し、この熱の流れは、流れが横断する構造体のそれぞれの点での局所特性に基づく。熱の流れの影響は、内部構造の不規則性に関連した温度差が生じる翼10外面で、翼外側から観察可能である。翼内側の温度は、予想した熱の流れを誘発するために、外気温度より高い値又は低い値としてもたらすことが可能であることに注意しなければならない。そして、この影響は、内部の流体温度が増加するか減少するかに応じて、外部の周囲温度と関連して考慮される翼表面の部位に従って、多少熱い部位又は多少冷たい点によって、翼の外面19で変換される。第2のステップ202では、翼外面の温度マップを確立するために、翼外面19が観察される。実際には、表面のそれぞれの測定された点が測定された温度と関連した、検査される翼外面の領域の様々な点で測定された温度のマップが確立される。第3のステップ203では、第2のステップ202の間に確立した、測定された温度のマップが、熱異常、即ち、翼表面で予想される温度差と一致しない翼表面の温度差を識別するために、分析される。この第3のステップ203の一実施形態では、熱異常の識別としては、内部の構造体要素の存在によって予想される影響と一致しない、より詳細には、観察された領域が、翼内側のこのような構造体要素の既知の存在と一致する場合に、内部構造の存在によって予想される熱コントラストと一致しない、温度マップでの熱コントラストの識別ステップが挙げられる。熱異常は、測定された温度と予想された温度の間の差異の徴候によって、及び/又は、熱異常の大きさ、即ち、測定された温度と予想された温度の間の差の絶対値に関する対照によって、及び/又は、熱異常を有する領域の範囲によって、特に、識別される。この第3のステップ203を実施するための方法では、熱異常が、測定の結果である温度マップの対照の分析によって、検出される。即ち、内部の構造体要素の特性と一致しない翼表面の温度勾配を識別するために、温度が測定される翼表面のそれぞれの点が、近い点で測定された温度と比較される。この第3のステップ203を実施するための別の方法では、測定の間の外気温度の影響を無効化するために、測定された温度のマップが、熱コントラストのマップ、即ち、基準温度と関連したマップに最終的に変換され、そして、類似した構造の動作中の翼で前もってステップ210で獲得した参照マップを算出する。そしてこの参照マップは温度又は熱コントラスト参照マップと比較され、これら2つのマップ間の任意の測定点での温度又は熱コントラストの大きさの差と一致した熱異常マップが抽出される。ここで、望ましくは、内部構造の結果として、そして、構造体の軽微な欠陥の影響が直接容易に観察できない複雑な参照マップをもたらす翼製造過程の結果として、翼が、多くの通常の構造体の不測の事態を含むことに注意すべきである。参照マップは、例えば、まず、工場で、1つ又は好ましくはいくつかの使用可能な検査された翼に実行される試験によって、必要に応じて、使用中の検査を受けた翼への試験211によって、任意の適合したNDT法によって、例えば、測定により確立される参照マップを確立するために超音波によって、ステップ210で得られる。参照マップを実施するための別の方法は、翼構造体の詳細なデジタル模型を実行することにあり、理論的な方法で確立された1つ以上の参照マップをデジタルシミュレーションで決定することである。第4のステップ204では、熱異常に対応する欠陥のタイプ及び重要性を識別するために、熱異常のマップが分析される。欠陥のタイプ及び重要性は、観察される熱異常の範囲、異常な部位の範囲に応じて、特に基礎をなす内部構造の重要性、及び、熱異常の大きさに応じて、実際には示される。非限定的な例ではあるが、予想されるコントラストと比較して増加した熱コントラストに相当する、翼内の流体と翼外側間の温度差と比べ同じ徴候の、そして、狭く及び伸ばされた領域によって境界が定められる熱異常は、高確率で壁の亀裂と対応し、並びに、翼内側の流体と翼外側間の温度差と比べ逆の徴候の変化を示した熱コントラストを有する散在性の及び広い熱異常は、高確率で、翼外皮13の局部離層領域又は内部の構造体要素の剥離と対応する。有利には、観察される可能性のある異常な特性を示すデータベース220が、より速く、欠陥を特性決定することを可能にする。このようなデータベース220は、風力タービンの安全性分析の間に最も危険だと考えられる欠陥を少なくとも特性決定するために、デジタル翼模型へのデジタル欠陥シミュレーションによって、有利に、実施される。好ましくは、このデータベース220は、実行された観察によって強化され、15年を超えることがあり得る風力タービンの耐用期間のあいだ、本発明の方法によって検出され、そして、翼メンテナンスのフレームワークの範囲内で特性決定された欠陥が、この観察によって強調される。一度欠陥が検出され、特性決定されると、従来は、欠陥及びその進展の強化されたモニタリング、部位の修理又は修理のための翼取り外しといった、適合したメンテナンス動作205が、実行される。本方法の利点は、早くて正確な欠陥の検出を実行し、その結果、モニタリング及びメンテナンスのコストの低下、そして、風力タービン不稼働の危険性の減少を可能にすることである。本方法の別の実装形態では、翼構造体への負荷201は、翼中空空間18を占める流体と翼の外側の空気の間の正又は負の差圧の付与によって、実行される。この実装形態では、差圧は、翼構造体の強度と適合する値に制限され、対象の幾何学的形状を測定することを目的とする方法によって外面19で観察可能な、翼の構造の変形を引き起こす。翼外面19の幾何学的形状の非接触測定をするために、例えば、レーザ遠隔測定又は数値的な写真測量又はレーザ干渉又はシェアログラフィによる測定法が実施される。説明された第1の実装形態と同様に、差圧を受けた翼10の幾何学的な異常、即ち、内部構造を考慮して予想された幾何学的な変形と一致しない外面19の変形を識別するために、外面19のマップ、この方式では差圧の影響による表面の幾何学的な変形のマップ、がステップ202で得られ、ステップ203で分析される。幾何学的な異常の識別は、翼表面の変形の位置及び/又は形状及び/又は幅による、翼表面に近い領域と比較して内部構造の要素と一致しない変形の識別から、第3のステップ203の実施形態へと結びつく。別の実施形態では、差圧を受けている間の翼10の外面19の検査中の形状寸法と、使用可能と考えられ、同様に差圧を受けている類似した翼の外面の形状寸法の間の引き算の実行によって、異常マップが獲得される。参照マップと一致する外面19の後者の形状寸法は、差圧によって獲得される幾何学的形状の場合には、2つの試験の間に適用された圧力の差異の影響から最終的に修正される。従って、異常マップは、上記領域の位置及びに上記変形の幅に関する情報によって、予想されない変形の翼の領域を示す。異常の決定の参照として使用される、差圧を受けている使用可能な翼の形状は、デジタルシミュレーション、又は、前もって検査され、使用可能と考えられる翼への物理試験によってステップ210で獲得が可能で、必要に応じて、使用中に検査を受けた翼への物理試験によって、ステップ211で獲得が可能である。次に、異常は、既知の異常の特性を提供する欠陥データベースとステップ220で比較される。このやり方は、シミュレーション又は実験により確立されている。本発明は、また、本発明のNDT法に従って、風力タービン翼の無破壊試験をするためのNDTシステムに関する。NDT法の第1の説明された方式の実施のために、NDTシステムは、図3に例示されるような、翼10内の流体温度を修正する第1の空気熱デバイス40を備える。空気熱デバイス40は、有利には空気である流体温度を修正し、本実施例では、外部の空気と異なる温度で、翼10の外側の空気より熱い又は冷たい、内部の空気43を発生する発生デバイス41を備える。温度差は、一方では、翼外面19で検出可能な温度変化を導き、翼10の構造体内に熱勾配を引き起こすのに十分であり、他方では、翼で実施される材料及び組立工程と適合した温度値に制限される。翼の内側に送られる加熱した流体を実施する実現例では、流体温度が、例えば、摂氏70°Cと摂氏120度の間となる。この温度は、実施される可能性がある温度変化を検出するための従来の手段及び風力タービン翼の現在の技術を考慮に入れ、これら2つの基準に従って、許容可能である。検出可能な欠陥の最小程度は、実施される手段による測定可能な温度差の最小値に理論的に左右されるが、風力タービン環境への実施が経済的にあまりにも不利となる、複雑及び高価な測定手段の使用を避けるために、翼表面で検出可能な約0.01°Cの温度差を考慮することが有利である。この量の温度差の検出に適合した温度カメラは、構成された光学部品によって、10メートル離れたところで、センチメートルより小さい分解能を提供することができる。好ましい実装形態では、空気発生デバイス41は、技術的なナセル30に設置される。デバイスは、確実に嵌合され、上記発生デバイスを扱う特別な論理計算を必要とせずに検査作業できるように、考慮された風力タービン専用である。空気熱デバイス40は、また、空気発生デバイス41によって生成された空気のための分配器42を含む。このような分配器42は、主として、翼底部17で空気発生デバイス41の熱い又は冷たい空気を翼10の内部へと導く屈曲性の又は硬質の1つ以上の注入配管にあり、そのため、熱い又は冷たい空気は、上記翼底部の軸方向の開口部により翼中空空間18に注入される。この場合、風力タービン翼の一般的な構造体の利点が利用され、翼底部17が、ナセル30に固定された面に位置する端部に対応して、利用可能である。本発明の場合には、空気43が、翼の中空空間の全体等の予め定められた循環路をたどるために、翼10の中空空間18に注入されるか、又は、所望の空間を、空気発生デバイス41から来る熱い又は冷たい空気43の連続流が、横断する。このような結果を保証するため、有利には、翼の内部構造10が利用され、必要に応じて、翼底部17で注入される空気43が、ボックス14、15、16の少なくとも1つにより、翼の翼長に沿って翼底部へ向かうものとは反対に、翼長に沿って翼端部の付近まで翼全体を横断し、そして、残りのボックスによって、端部から翼底部に向かって逆の経路を進むように、適用される。図2aに例示された断面の翼の例では、空気が、例えば、部材ボックス16に注入され、翼の外皮によって形成された翼前縁ボックス14及び翼後縁ボックス15を通って逆の経路を進む。細長い部材の腹板121a、121bは、空気が注入されるボックスから、空気が逆の経路を進むボックスに向かって、空気を循環させる開口部を備える。これらの開口部は、残りのボックスの様々な点で注入された空気を分散し、そして、速くて均一な中空空間18内での流体の温度設定を確実にするため、翼端部の近くに配置され、そして、翼長に沿って分布させることができる。空気循環を確実にするため、注入された空気43は、また、翼底部17で翼から離れる44。翼を離れた空気44は、注入配管の周りを循環しながら外部へ放出させることができるが、有利には、より優れた加熱又は冷却効果を保証するために、空気を閉鎖ループ内に保持し、そして、翼を離れた空気44を、翼内で再循環させるために、空気発生デバイス41へと送り返す。この場合、離れた空気を、ナセル30に放出して、空気発生デバイス41が利用することができ、又は、図示されていない解決策だが、1つ以上の専用の流出配管によって、翼底部17から空気発生デバイス41へと戻すことができる。注入及び流出配管の取り付けは特別な問題を示さないが、運転中の風力タービン翼の回転を考慮に入れて、複雑なロータリジョイントを避けるために、配管が取り外し可能であることが好ましい。有益な方法では、風力タービン100の翼10は、次々に検査され、取り外し可能な配管は、検査を実行するために、空気発生デバイス41をそれぞれの翼に連続して接続することを可能にする。代替の実現例では、翼内で空気を加熱するために、1つ以上の電気抵抗等の、加熱手段が、永久に又は検査の間、翼の内側に設置され、空気は、それ自体も翼内に永久に設置される又はされない、1つ以上の通風機又はタービンによって、有利には、強制的に翼内で循環させられる。本方法の第1の説明された方式の実施態様としては、システムは、また、翼外面の温度を測定するための第2のデバイス50を含む。測定デバイス50は、翼の表面のそれぞれで、少なくとも検査を受けなければならない翼の領域で、翼10の温度マップを実施する。好ましい実施形態では、第2のデバイスは、温度カメラ等の非接触センサ51を実装するサーモグラフィシステムである。温度カメラ自体は、赤外センサを実装した従来の形式の温度カメラで、欠陥検出のために要求される精度に応じて、分解能より温度検出に関する性能が選択される。センサ51は、支持体によって支えられ、この支持体が、カメラのレンズの視野が検査される翼外面すべてに渡ることを可能とする。このような支持体は、例えば、地上の支持体、即ち、地面又は地上の車両又は水上艦であり、海上環境に設立された風力タービンの場合には、測定の間、翼外面の様々な領域を測定するセンサ51を支える関節式の支持体などである。支持体の動きは、必要に応じて安定化され、手動又は自動とすることが可能で、有利には、遠距離走査可能な測定デバイスが、それぞれの測定を、測定された翼表面の領域と関連づけることを目的とした位置確認手段を備える。このような位置確認手段は、実際には、センサによって測定される翼表面の領域52に対応した支持体の位置及び方向を示す1つ以上の位置エンコーダを含むことが可能で、センサによって実施されるそれぞれの画像を、対応する翼10表面の部分と関連づけることができる。このような位置確認手段は、また、例えば、翼外面19上の翼長に沿った目盛尺といった、風力タービン翼が有する識別手段を備え、目盛尺は、センサ51による測定と同時に読み取られ又は記録される。別の実装形態では、支持体は、図4aに例示されるような、回転エーロフォイルを有する無人機又は超小型無人機53a、又は、図4bに例示されるような、空気より軽い気体によって膨脹した係留気球53bなどの、飛行デバイスによって浮遊して維持された空中プラットホームであり、このプラットホームは、センサ51を支え、翼表面からの選択された距離で翼10に沿って移動する。これらの実現例では、空中プラットホーム53a、53bの操縦は、地面からオペレータによって又は自動操縦によって、実行可能である。この実装形態では、有利には、空間の空中プラットホームの位置エンコーダが、例えば、レーザ遠隔測定によって、そして必要に応じて上記空中プラットホームのセンサ51の方向に対して、及び/又は、翼外面19の可視ターゲットなどの評点の検出によって、空中プラットホームを操縦することを、そして、対応する翼の表面部分52にセンサによって実施されたそれぞれの画像を関連づけることを可能にする。空中プラットホーム53a、53bの使用は、安価なセンサで、画像が遠隔で取得される場合より高い分解能及び精度の詳細な測定を実現することを可能にする。例示されていない支持体の別の実装形態では、翼自体に関係させることにより、上記翼の検査を受ける翼長全体に沿って移動できるように、ロボットが翼10上で移動可能に組み立てられる。ロボットは、少なくとも1つの非接触センサを、有利には、翼長に沿った唯一のコースで又は翼長に沿った往復走行で広い翼表面の測定を実行するために、例えば、腹面及び/又は背面並び翼前縁の領域といった、翼外面のいろいろな部分で測定をする複数のセンサを支える。1つ以上のセンサのための支持体の実装形態によれば、上記センサは、測定が行われなければならない翼表面10から離れた場所に嵌合される。例えば、カメラタイプのセンサの場合には、狭い視野を有するレンズを使用して地面から又は空中プラットホームから又は、必然的に広い視野を有するレンズを使用し近い距離で、ロボットから、遠隔で観察が実行されるかに応じて、多少長い焦点距離有するレンズをカメラが装備することになる。本方法の第2の説明された方式の実施態様としては、実質的に一定の予め設定された所望の値に圧力の差又は異なる圧力を維持することによって、内部空間の、例えば空気といった流体に外部の空気圧より高い又は低い圧力をもたらすために、第1空気熱デバイス40は、翼10の内部中空空間18に分配機42によってしっかりと結合された圧力発生デバイスである。この場合、翼の様々なボックス14、15、16は、圧力が翼の内側で均一となることを可能にするために、細長い部材の腹板121a、121bの開口部を介して互いに通じる。測定の間、翼の内部と外部の間で維持されなければならない差圧は、翼構造体と、そして、翼外面の変形を測定することを目的とする手段の感度と、相関関係にある。実際には、公知の翼に対して、10ミリバールから100ミリバールの差圧が、差圧を経験する翼に損傷を与える任意の危険性なしに、測定可能な変形を生成するのに一般に十分である。この実施形態では、第2の測定デバイス50が、観察した表面領域52の形状を複製する非接触センサ51によって、翼外面の幾何学的測定をする。このようなセンサ51としては、例えば、約0.01mmの測定精度を獲得することを可能にするレーザ走査型遠隔計測器、又は数値的な写真測量デバイス、又はレーザ干渉計、又はシェアログラフィデバイスが挙げられ、詳細な精度を獲得することを可能にするデバイスは、説明された第1実施形態のように、要求される精度及び使用されるセンサの性能に応じて、地面に設置され、空中プラットホーム53a、53bに固着され、又は翼に沿って移動することを目的とするロボットに支えられることが可能である。更にまた、NDTシステムは、測定処理デバイスを含む。こうした測定処理デバイスは、リアルタイムに又は異なる時間に、実行された測定を受信し、参照マップ、並びに、検査の責任があるオペレータに結果を示す異常データベース及び表示手段を保存するために、算出ユニット、メモリ及び数値データ保存手段を有した計算機を有利に含む。翼表面で測定されたパラメータを表す測定値マップを構築し、獲得されたマップを表示し、好ましくは、例えば、翼のそれぞれの考慮された点の異常の大きさを示す色分けにより翼のグラフィック表現上に異常を視覚化することによって画面に表示された及び/又は印刷された異常マップを構築及び表示するように、算出ユニットはプログラムされる。"