УЗЕЛ И СПОСОБ КОНТРОЛЯ ДЛЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ВОЗМОЖНЫХ СТРУКТУРНЫХ ДЕФЕКТОВ В ГОНДОЛЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ХОДЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ

1. Узел (11) контроля для обнаружения структурных дефектов (10.3), появляющихся в гондоле (1) летательного аппарата при ее эксплуатации, отличающийся тем, что содержит:
по меньшей мере одну слоистую структуру (10) из композитного материала с по меньшей мере двумя отличными друг от друга слоями (10.1, 10.2), причем указанная структура (10) выполнена таким образом, что она образует по меньшей мере одну часть гондолы (1) летательного аппарата;
несколько датчиков (14), размещенных таким образом, что они генерируют сигналы, характеризующие по меньшей мере амплитуду и/или частоту вибраций, создаваемых в указанной структуре (10), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации, причем каждый датчик (14) выполнен с возможностью излучать указанные сигналы посредством электромагнитных волн, например, посредством радиочастоты, при этом каждый датчик (14) образован микроэлектромеханической системой МЭМС (MEMS), включающей в себя средства для преобразования механической энергии, такой как энергия удара или вибраций, в электрическую энергию; и
по меньшей мере одно вычислительное устройство (15), выполненное с возможностью:
- вычислять разности между текущей передаточной функцией, получаемой на основе указанных сигналов, и заданной номинальной передаточной функцией;
- выполнять сравнение каждой из указанных разностей с соответствующим порогом обнаружения (HD); и
- оценивать или вычислять на основе указанного сравнения размер и/или положение указанного структурного дефекта (10.3) в структуре (10).
2. Узел (11) контроля по п.1, в котором порог обнаружения (HD) определяется модулем текущей передаточной функции, измеренной на резонансной частоте.
3. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором порог обнаружения определяется количеством и/или значением(ями) резонансной(ых) частоты (частот) текущей передаточной функции по отношению к номинальной передаточной функции.
4. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый соответствующий порог обнаружения задается абсолютным образом, предпочтительно на основе номинальной передаточной функции.
5. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый соответствующий порог обнаружения задается относительным образом, причем вычислительное устройство сравнивает текущую передаточную функцию, получаемую на основе сигналов датчика, с по меньшей мере одной текущей передаточной функцией, получаемой на основе сигналов по меньшей мере одного другого датчика.
6. Узел (11) контроля по п.1 или 2, содержащий несколько вычислительных устройств, причем каждое вычислительное устройство встроено в соответствующий датчик.
7. Узел (11) контроля по п.1 или 2, содержащий вычислительное устройство (15), размещенное удаленно от датчиков (14) и выполненное с возможностью приема указанных сигналов от каждого датчика.
8. Узел (11) контроля по п.1 или 2, дополнительно содержащий передающие средства, каждое из которых выполнено с возможностью приема указанных сигналов от соответствующего датчика и их передачи в соответствующее вычислительное устройство, причем передающие средства образованы средствами идентификации с использованием радиочастотных сигналов, находящимися на борту самолета.
9. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) излучает указанные сигналы с интенсивностью, превышающей ослабление, обусловленное указанной структурой (10).
10. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) является датчиком пассивного типа и выполнен из кремния, причем каждый датчик (14) предпочтительно содержит механические счетные средства.
11. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) внедрен или встроен в структуру (10).
12. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором датчики (14) распределены по нескольким точкам в структуре (10), так что обеспечена возможность контроля большей части структуры (10).
13. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором несколько датчиков (14) размещены так, чтобы измерять вибрации, создаваемые между двумя различными слоями (10.1, 10.2), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации.
14. Способ контроля для обнаружения структурных дефектов (10.3), появляющихся в гондоле (1) летательного аппарата при ее эксплуатации, причем по меньшей мере одна часть гондолы (1) летательного аппарата образована, слоистой структурой (10) из композитного материала с по меньшей мере двумя отличными друг от друга слоями (10.1, 10.2), отличающийся тем, что он включает в себя следующие этапы:
- приводят в действие несколько датчиков (14), размещенных таким образом, что они генерируют сигналы, характеризующие, по меньшей мере, амплитуду и/или частоту вибраций, создаваемых в структуре (10), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации;
- излучают с помощью каждого датчика (14) указанные сигналы посредством электромагнитных волн, например, посредством радиочастоты, при этом каждый датчик (14) образован микроэлектромеханической системой МЭМС (MEMS), включающей в себя средства для преобразования механической энергии, такой как энергия удара или вибраций, в электрическую энергию; и
- вычисляют с помощью по меньшей мере одного вычислительного устройства (15) разности между текущей передаточной функцией, получаемой на основе указанных сигналов, и заданной номинальной передаточной функцией;
- выполняют, с использованием вычислительного устройства или каждого вычислительного устройства (15), сравнение каждой из указанных разностей с соответствующим порогом обнаружения (HD); и
- вычисляют или оценивают на основе указанного сравнения размер и/или положение указанного структурного дефекта (10.3) в указанной структуре (10).
15. Способ контроля по п.14, дополнительно включающий в себя этап, на котором предварительно задают на уровне каждого датчика (14) номинальную передаточную функцию в исходном состоянии указанной структуры (10) перед началом эксплуатации гондолы (1) летательного аппарата.