金属基材1に形成された部品上に付着された熱障壁に対する損傷を評価する方法にして、前記熱障壁は、アルミニウム下部層2、および前記基材に対して垂直に配向された円柱形構造を備えるセラミック材料の層4を含み、前記下部層2は前記基材1と前記セラミック層4との間に位置し、前記部品は使用中に、酸化気体媒質および前記下部層の酸化による前記損傷の発生源と接触して配置されるように設計されており、前記損傷は前記下部層に存在する酸化金属の厚みによって定義される方法であって、少なくとも以下のサブステップを含む第一較正ステップ:前記基材1に形成され、前記熱障壁によって被覆された、所定数の較正素子10の選択であって、前記素子は、前記使用を表す酸化条件に対する異なる時間にわたる曝露によって損傷を受けている、選択、電磁放射に対する前記較正素子10の、所定時間にわたる曝露、各較正素子10について、前記時間後に表面上で得られた温度の測定、測定された温度上昇を被った損傷に関連づける較正曲線の確立と、以下のサブステップを含む、前記素子の熱障壁に対する損傷を測定するための第二ステップ:前記所定時間にわたる、評価すべき素子の前記放射への曝露、前記時間後に表面上で得られた温度の測定、前記時間後の測定温度の上昇の、較正曲線上のプロット、および前記較正曲線からの損傷の抽出とを含むことを特徴とする、方法。放射が、可視領域の光放射である、請求項1に記載の方法。放射が、少なくとも1つのハロゲンランプ11の照射によって提供される、請求項2に記載の方法。表面温度の測定が、赤外線で動作するカメラ12によって実行される、請求項1から3のいずれか一項に記載の方法。タービンエンジンのタービン翼に適用される、請求項1から4のいずれか一項に記載の方法。本発明の目的は、不良の先行出現に基づかない熱障壁の経年劣化を測定する方法を提供することによって、上述の欠点を克服することである。上記の目的のため、本発明の対象は、金属基材に形成された部品上に付着された熱障壁に対する損傷を評価する方法にして、前記熱障壁は、アルミニウム下部層、および前記基材に対して垂直に配向された円柱型形状のセラミック材料の層を含み、前記下部層は前記基材と前記セラミック層との間に位置し、前記部品は使用中に、酸化気体媒質および前記下部層の酸化による前記損傷の発生源と接触して配置されるように設計されており、前記損傷は前記下部層に存在する酸化金属の厚みによって定義される方法であって、少なくとも以下のサブステップを含む第一較正ステップ:-前記基材に形成され、前記熱障壁によって被覆された、所定数の較正素子の選択であって、前記素子は、前記使用を表す酸化条件に対する異なる時間にわたる曝露によって損傷を受けている、選択、-電磁放射線に対する前記較正素子の、所定時間にわたる曝露、-各較正素子について、所定時間後に表面上で得られた温度の測定、-測定された温度上昇を被った損傷に関連づける較正曲線の確立と、以下のサブステップを含む、前記素子の熱障壁に対する損傷を測定するための第二ステップ:-前記時間にわたる、評価すべき素子の前記放射線への曝露、-前記所定時間後に表面上で得られた温度の測定、-前記所定時間後の測定された温度上昇の、較正曲線上のプロット、および-前記較正曲線からの損傷の抽出とを含むことを特徴とする、方法。所定時間にわたって印加された放射線の作用の下の温度上昇は、評価すべき部品が被った連続的な損傷の過程で形成されたアルミナの層の厚みを表す。損傷の予備知識のあるサンプルで実行される較正によって、部品の熱障壁が被った損傷は、観察された温度上昇を読み取ることのみによって、判断されてもよい。好ましくは、放射は、可視領域の光放射である。この周波数範囲において、セラミック層は透過性であり、加熱手段はアルミナの層に直接作用する。アルミナ層の厚みに応じて、ならびにその絶縁性の結果として、基材の方向への熱の放散は容易に発生するかも知れないし発生しないかも知れず、そのため多少の熱が、評価すべき部品の表面に向けられる。有利なことに、放射は、少なくとも1つのハロゲンランプの照射によって提供される。したがってこれは、可視領域全体にわたって高い放射出力を有するランプに相当する。好ましくは、表面温度の測定は、赤外線で動作するカメラによって実行される。本発明は具体的には、タービンエンジンのタービン翼に対する損傷の測定への、上述の方法の適用に関する。以下の詳細な説明記述、ならびに添付図面を参照して純粋に説明目的で非限定的な例によって提示される本発明の1つ以上の実施形態の過程で、本発明はより良く理解され、本発明のその他の目的、詳細、特徴、および利点がより明確になるだろう。図1を参照すると、タービン翼の表面に付着された熱障壁の構造の断面図が見られる。翼の金属成分、通常はニッケルを含有する超合金は、基材1とセラミック層4との間に挟まれるアルミニウムの層2が付着される、基材1を形成する。アルミニウムの層の機能は、高い熱膨張率を有する基材1と低い熱膨張率を有するセラミック4との間に存在する熱膨張率の差を吸収できるようにするため、アセンブリに特定の弾性を付与することである。セラミック4は円柱構造を有しており、これは円柱の間の亀裂の出現のため、側方変位を可能にする。しかしながら、この結果の1つは、アルミニウムが、タービンエンジンのジェット噴流の中を流れる気体によって担持される酸素と接触することである。アルミニウムの層2はこのように、所定の厚みにわたって、アルミナの層3に変換される。アルミナの層の厚みは高温で費やされた時間の関数であり、これは熱障壁が被った損傷の指標を構成する。本発明は、前記アルミナの層3の厚みを測定するための技術を提供することにある。ここで図2を参照すると、その寿命の間に熱障壁が被る損傷の、本発明による方法を用いる分析に使用されることが可能な、装置構成が見られる。図1に記載されるような、その損傷が測定される熱障壁によって被覆された素子10は、ここでは2つのハロゲンランプ投光器の形態で示される、加熱システム11に対向して配置される。素子10の表面温度を測定する手段12はその向かいに配置され、測定温度の経時的変化を記録する手段図示せずは、これに関連づけられている。実行される実験において、この構成は不可欠なわけではないが、測定手段12は、50Hzの動作周波数および320×240の解像度を有する、非冷却ボロメータのマトリクスを備える熱カメラである。図3は、図2の装置によって測定された、較正時間通常は10秒だけ加熱する間、そしてその後の冷却の間の、素子10の表面温度θの経時的挙動を示す。この挙動は、図中aからeで付番される、5つのサンプルについて示されており、これらは同じ円筒形の駒の形状を有し、使用中の翼の上で評価することが望ましいものと類似の熱障壁で被覆されている。これら5つの駒は、それぞれ5つの曲線で示された0、5、10、50、または100回の標準経年劣化サイクルにそれぞれ相当する、異なる経年劣化処理を受けた。1つの経年劣化サイクルは、温度適用の期間、続いて飛行中のタービンエンジンの部品が被る損傷を表すと考えられる冷却の期間に、相当する。様々な駒10が曝されるサイクル数はこのように、評価中の熱障壁を備えるタービン翼の特定の運転時間数を表す。5つのうちで最も高い曲線aは、最低の経年劣化を有する駒10に対応し、その一方で最低の曲線eは、最大損傷を受けた駒に対応する。5つの曲線は、その経年劣化の減少にしたがって、互いに上下に並んでいる。図4は、受けた経年劣化サイクルの数に応じて、駒10での評価を行うために選択された時間の後、測定手段12によって測定された最大加熱Δθの値を、ノモグラフに示す。観察された最高温度の値と部品が受けたサイクル数との間には、規則的な減少、および結果的に一対一の関連性が、観察された。唯一の温度上昇は、受けたサイクル数と関連づけられ、逆にいうと、サイクル数は温度上昇に関連づけられることが可能である。本発明による、熱障壁に対する損傷を評価する方法の実現は、図2の装置構成を用いて、および上述の駒10を実験モデルとして、以下に記載される。工程は、赤外線カメラ12の電源を入れて、加熱手段11を通電することによって、開始される。駒10の加熱は、たとえばおよそ10秒などの所定持続時間だけ維持され、その後スイッチが切られ、駒はその後、図3に示されるように、自然冷却される。この時間の間ずっと、駒の表面温度が赤外線カメラ12によって測定される。得られた記録を分析することによって、駒10において到達した最高温度の値が正確に測定され、問題の駒10が先に受けた経年劣化サイクルの数の関数として得られた温度の最大増加を示す図図4参照にプロットされる。異なる経年劣化量を有する、評価された5つの駒によって、特許請求される方法は、図4の曲線、言い換えると所定の加熱時間にわたって観察された最大加熱と先に受けた経年劣化との間に存在する関係に、存する。この情報収集は当然ながら、より正確であってその不確実さの限界がより良く知られている、損傷の関数としての最大加熱の曲線を得るために、より多くの駒、およびより多様な駒の経年劣化サイクル数で、実行されてもよい。この曲線を用いると、同じ手段11を用いてその損傷状態が求められる翼に、曲線の確立に使用されたのと同じ加熱時間だけ加熱を適用することによって、到達する最大温度を測定することが可能になる。すると被った損傷は、図4の曲線上に測定値をプロットすることによって、およびここから、横座標上で、受けたサイクル数を推定することによって、非常に単純に得られる。このサイクル数がわかっていると、所定時間だけこれを戻して使用するために、またはその熱障壁を再生するためにこれを修理に出すために、ここから部品の余寿命を推定することは容易である。本発明によって提供される利点は、実際に損傷している翼のみが修理に出された状態での翼のより良好な使用、および使用中の翼の最適な使用にある。結果は、平均故障間隔すなわちMTBFおよび/または平均オーバーホール間隔すなわちTBOの増加となり、この結果、タービンエンジンの所有のオーバーホール費用の非常に実質的な削減を招く。本発明によって実行される方法の原理は、翼の熱障壁に使用されるセラミックが有する、可視光を透過させる特性による、アルミナの厚みの測定に基づいている。ハロゲンランプによって放射された可視光の光子は、アルミナの層3に到達してこれを加熱するように、セラミックの層4を通過する。アルミナは絶縁体なので、受けた熱は、アルミニウムの層2および基材1の内部ではなく、好ましくはセラミック層4の側に放散する傾向がある。したがってこの放散は、熱障壁に存在するアルミナの層の厚みに応じて、すなわち翼が先に受けた経年劣化に応じて、異なって発生する。被った経年劣化が大きいほど、アルミナの層の厚みは大きくなり、熱流はますますセラミック層に向けられる;この結果、部品の表面温度が高くなる。このため熱カメラ12による翼の表面の温度測定は、先に受けた経年劣化の正確な測定値を提供する。この損傷分析方法は、可視光の使用を伴って、ならびにこの波長に対するセラミックの透過特性を用いて、記載されてきた。図4のグラフの形態の適応の後に、別の波長で放射される放射を用いて実行されることも、可能であろう。選択された波長をセラミックが透過させない場合には、温度の放散は、アルミナの影響およびその絶縁性により、異なるやり方で行われるだろう;すると、図4の曲線の形状もまた異なってくる。いずれにせよ、セラミックと基材との間のアルミナの様々な厚みの層は、部品の表面温度の経時的な挙動に変化を生み出すことになる;すると、適切な実験の後に当業者の能力の範囲内の潜在的な適応によって、表面温度の経時的挙動を分析すること、ならびにこれらの挙動によって、熱障壁が被った損傷を判断することが、可能になる。