CN109562843B - 损伤检测系统和损伤检测方法 - Google Patents

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Abstract

实施方式的损伤检测系统包括物理量检测单元、飞行条件变更部和损伤检测部。物理量检测单元在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量。飞行条件变更部在所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量时，将所述航空器的飞行条件变更为特定的飞行条件。损伤检测部基于所述物理量检测单元从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤。

Description

损伤检测系统和损伤检测方法
技术领域
本发明的实施方式涉及损伤检测系统和损伤检测方法。
背景技术
当航空器的机体出现损伤时，迅速检测损伤非常重要。因此，人们提出了用于检测航空器的机体产生的损伤的各种技术(例如专利文献1和专利文献2)。作为具体示例，提出了在航空器的结构体中配置传感器，利用传感器检测超声波，以此来检测损伤的技术。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：(日本)特开2011-194974号公报
专利文献2：(日本)特表2008-536756号公报
发明概述
发明所要解决的课题
现有的损伤检测技术适合于在地面上检查航空器，但在飞行中则难以高精度地检测损伤。这是因为，在航空器飞行中，除了损伤以外，机体的运动和振动等损伤以外的原因也会导致构成航空器的结构体产生变形。
因此，本发明的目的在于能够在飞行中高精度地检测航空器的损伤。
解决课题的手段
本发明实施方式的损伤检测系统包括物理量检测单元、飞行条件变更部和损伤检测部。物理量检测单元在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量。飞行条件变更部在所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量时，将所述航空器的飞行条件变更为特定的飞行条件。损伤检测部基于所述物理量检测单元从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤。
另外，本发明实施方式的损伤检测方法包括以下步骤：在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；当检测到所述结构体的物理量时，将所述航空器的飞行条件变更为特定的飞行条件；以及基于从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤。
附图说明
图1是本发明第一实施方式的损伤检测系统的构成图。
图2是表示利用图1所示的损伤检测系统，在被动损伤检测模式下判定飞行中的航空器的结构体是否产生了损伤的流程的一例的流程图。
图3是表示利用图1所示的损伤检测系统，在主动损伤检测模式下判定飞行中的航空器的结构体是否产生了损伤的流程的一例的流程图。
图4是表示利用图2或图3所示的流程检测到损伤时的航空器的飞行任务更新流程的一例的时序图。
图5是本发明第二实施方式的损伤检测系统的构成图。
图6是本发明第三实施方式的损伤检测系统的构成图。
实施方式
下面结合附图，对本发明实施方式的损伤检测系统和损伤检测方法进行说明。
(第一实施方式)
(构成和功能)
图1是本发明第一实施方式的损伤检测系统的构成图。
损伤检测系统1是判定构成飞行中的航空器的结构体2是否产生了损伤的系统。损伤检测系统1包括物理量检测单元3、飞行条件变更部4、损伤检测部5和存储装置6。
物理量检测单元3是在航空器飞行中检测构成航空器的结构体2的物理量的装置。成为物理量检测单元3所检测的对象的物理量是作为在结构体2产生损伤时发生变化的所需物理量。作为在结构体2产生损伤时发生变化的典型且容易检测的物理量，可举出：结构体2的变形量、振动和加速度。因此，物理量检测单元3也可以设置成检测结构体2的变形量、振动和加速度中的至少一个。
另外，振动是微小的变形量的时间变化，因此也可以作为微小的变形量的时间变化来检测振动。也就是说，通过以适当的时间分辨率检测变形量的时间变化，也可以检测振动。
下面主要以物理量检测单元3检测结构体2的变形量的情况为例进行说明，而检测加速度等变形量以外的物理量的情况亦同。
飞行条件变更部4具有在物理量检测单元3检测到结构体2的物理量时，将包括航空器的载荷倍数、空速和角速度中的至少一个的航空器的飞行条件变更为特定的飞行条件的功能。损伤检测部5具有基于物理量检测单元3从在变更后的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的物理量，判定结构体2是否产生了损伤的功能。另外，作为航空器的翼等结构体2产生损伤的主要原因，可举出鸟和冰雹的碰撞。
将与航空器的至少一个特定的飞行条件相对应且与结构体2不存在损伤的状态相对应的变形量等物理量，与对应的特定的飞行条件相关联地存储在存储装置6中。即，在存储装置6中，相关联地保存有航空器的飞行条件，以及在各飞行条件下飞行的航空器的未产生损伤的状态下的结构体2产生的物理量。实用地，多个飞行条件与物理量相关联地保存在存储装置6中。因此，存储装置6能够发挥表示飞行条件与结构体2的变形量等物理量的关系的数据库的功能。
当物理量检测单元3检测结构体2的变形量时，物理量检测单元3如图1所示，可以由超声波振荡器3A、振动传感器3B、变形量检测部3C和超声波控制部3D构成。另外，当检测结构体2的振动时，如上所述，也可以将振动作为高频变形量变化来检测，因此可以通过图1所例示的构成来检测。此外，如果检测结构体2的加速度，则可以使用检测结构体2的加速度的加速度传感器来代替振动传感器3B来构成物理量检测单元3。
超声波振荡器3A是向结构体2振荡超声波，使超声波在结构体2中传递的促动器等元件。振动传感器3B是用于接收在结构体2中传播的超声波的传感器。振动传感器3B除了作为音响传感器的超声波振子以外，还可以由将超声波振动等振动作为高频变形量变化来检测的光纤布拉格光栅(FBG：Fiber Bragg Grating)传感器和相移FBG(PS-FBG：Phase-shifted FBG)传感器等光纤传感器构成。当用光纤传感器构成振动传感器3B时，则具有光源和光滤波器等必要的光学元件。
变形量检测部3C具有基于振动传感器3B接收的超声波的波形从基准波形的变化，来检测结构体2的变形量的功能。即，可以预先获取在未产生变形的状态下的结构体2中传播的超声波的波形作为基准波形。进而，可以通过试验等预先获取在产生变形的结构体2中传播的超声波的波形从基准波形的变化量与变形量的关系。如此一来，通过观测在结构体2中传播的超声波的波形，可以检测结构体2产生的变形量。
另外，作为求出波形变化量的对象，可以使用超声波波形的振幅、时间方向的积分值(面积)、最大值、平均值等指标。此外，为了降低与来自振动传感器3B的输出信号重叠的噪声，可以实施求平均值和滤波处理等必要的信号处理。当求平均值时，会重复进行多次超声波振荡和检测。
可利用变形量检测部3C检测变形量的结构体2的区域是可以传播超声波，且振动传感器3B能够以足够的强度接收传播的超声波的区域。因此，如图1所例示，可以通过以适当的间隔配置多个超声波振荡器3A和多个振动传感器3B，来覆盖结构体2的宽范围区域。
另外，通过航空器内置的传感器来诊断结构的健全性的系统，被称为结构健康监测(SHM，Structural Health Monitoring)系统。
超声波控制部3D是驱动控制超声波振荡器3A的装置。在超声波控制部3D，可以设置改变从超声波振荡器3A振荡的超声波的振幅和频率中的至少一个的功能。如果能改变从超声波振荡器3A振荡的超声波的振幅和频率，则可以在适合于结构体2的损伤检测的条件下振荡超声波。例如，如果增大超声波的振幅或频率，则会容易地通过振动传感器3B检测超声波。
当使用光纤传感器等能够检测静态变形的变形传感器来构成配置于结构体2的振动传感器3B时，可以检测结构体2产生的损伤所导致的变形。这种情况下，在变形量检测部3C中，可以根据来自光纤传感器等变形传感器的输出信号，来检测结构体2的变形量。因此，也可以关闭超声波振荡器3A的动作，使用也可用作变形传感器的振动传感器3B来检测变形量。
在变形量检测部3C中，如果检测到结构体2的变形量，则可以根据变形量来判定结构体2是否产生了损伤。但是，在航空器飞行中，结构体2的振动或结构体2的形变会导致变形。因此，需要严格甄别结构体2产生的变形是损伤导致的变形，还是结构体2的振动和形变导致的变形。换言之，结构体2的振动和形变导致的变形，在用于检测损伤的变形检测中，会像噪声那样产生飞行干扰的作用。因此，为了在航空器飞行时检测结构体2的损伤，需要在存在飞行干扰导致的变形中检测损伤导致的变形。
但是，当结构体2产生的损伤小时，损伤导致的变形量与结构体2的振动和形变等飞行干扰导致的变形量相比，会变得相对较小。这种情况下，损伤产生前后的变形量的变化较小，难以检测损伤。即，有可能发生损伤检测遗漏和损伤的误检。如果损伤被误检，则会受到高度和速度等降低等不必要的飞行限制。相反，如果对小损伤置之不理，不进行飞行限制而继续飞行，则损伤有可能会扩大，进而威胁安全。
因此，损伤检测系统1中具有飞行条件变更部4，当物理量检测单元3检测到结构体2的变形时，飞行条件变更部4将航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件。飞行条件变更部4构成为从物理量检测单元3的变形量检测部3C获取结构体2的变形量的检测结果，如果变形量的大小不足以检测损伤，则可以通过控制航空器的飞行控制系统7，来使航空器的飞行条件自动变更为适合损伤检测的特定的飞行条件。
另一方面，损伤检测部5构成为从物理量检测单元3的变形量检测部3C获取结构体2的变形量的检测结果，如果变形量的大小足以检测损伤，则除了根据结构体2的变形量检测损伤以外，还可以根据物理量检测单元3从在适合损伤检测的变更后的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测出的变形量，来判定结构体2是否产生了损伤。
作为适合损伤检测的飞行条件，除了尽量减小结构体2的振动和形变等飞行干扰的稳定的飞行条件以外，还可举出有意使机体不稳定的飞行条件。作为有意使机体不稳定的飞行条件的示例，可举出：结构体2产生的损伤扩大的飞行条件，以及结构体2产生的损伤所导致的变形量增加的飞行条件。
如果航空器的飞行条件变更为使结构体2产生的损伤扩大的飞行条件，则损伤会扩大。即，即使在损伤小的情况下，如果使航空器在没有危险的范围内在有意摇动机体的飞行条件下飞行，也会使损伤扩大。因此，伴随损伤的变形量也增大到能够检测损伤的程度，损伤检测部5能够根据物理量检测单元3检测到的结构体2的变形量以良好的精度进行损伤检测。即，可以根据扩大的损伤所导致的变形量的检测结果，来判定结构体2是否产生了损伤。
另外，即使在将航空器的飞行条件变更为结构体2产生的损伤所导致的变形量增加的飞行条件的情况下，也可以将损伤所导致的变形量增加到能够检测损伤的程度。即，即使在损伤所导致的变形量的变化小到变形量检测部3C难以检测到的程度，也可以通过在没有危险的范围内进行有意在机体上负载负荷的飞行，来增大损伤所导致的变形量的变化。因此，损伤检测部5可以根据增加的变形量的检测结果，来判定结构体2是否产生了损伤。
另一方面，如果将航空器的飞行条件变更为以因航空器飞行而产生的结构体2的变形量降低的方式所确定的特定的飞行条件，则可以将损伤所导致的变形量相对于飞行干扰所导致的变形量而相对增大。也就是说，当因飞行干扰而难以检测损伤所导致的变形量时，可以通过进行稳定飞行来抑制飞行干扰的影响，从而检测损伤所导致的变形量的变化。
或者，也可以将航空器的飞行条件变更为因航空器飞行而产生的结构体2的变形量已知的特定的飞行条件。这种情况下，可以检测损伤所导致的变形量，作为从航空器飞行所导致的结构体2的变形量进行变动的变动量。因此，不需要设为航空器飞行所导致的结构体2的变形量降低的飞行条件。
这些适合损伤检测的特定的飞行条件可以通过预先试验和模拟等来确定，并事先保存在存储装置6中。而且，飞行条件变更部4可以构成为选择并读取保存在存储装置6中的一个特定的飞行条件，将航空器当前的飞行条件变更为选择的一个特定的飞行条件。
在通过将航空器的飞行条件变更为有意使机体不稳定的飞行条件来进行损伤检测的情况，和反将航空器的飞行条件变更为以因航空器飞行而产生的结构体2的变形量降低的方式所确定的特定的飞行条件的情况下，可以事先将作为变更对象的飞行条件保存在存储装置6中。而且，在可能是损伤原因导致的结构体2的变形被物理量检测单元3检测到的情况下，可以将航空器的飞行条件变更为存储装置6中存储的特定的飞行条件。
存储装置6中也可以存储多个航空器的飞行条件。这种情况下，当可能是损伤导致的结构体2的变形被物理量检测单元3检测到时，将飞行条件变更为存储装置6中保存的适合损伤检测的初始飞行条件；当即使在变更后的飞行条件下使航空器飞行，损伤检测部5也依然无法判定结构体2是否产生了损伤时，则可以将航空器的飞行条件变更为其他的特定飞行条件。
另外，当即使航空器的飞行条件相同，从超声波振荡器3A振荡的超声波的振幅和频率中的至少一个不同时，有时可以通过物理量检测单元3检测到大小足以检测损伤的变形。因此，如果将飞行条件变更为存储装置6中保存的适合检测损伤的特定的飞行条件，也依然无法判定结构体2是否产生了损伤，则可以通过超声波控制部3D的控制，来在航空器在变更后的特定的飞行条件下飞行中改变从超声波振荡器3A振荡的超声波的振幅和频率中的至少一个。
而且，损伤检测部5可以基于根据改变振幅和频率中的至少一个且从超声波振荡器3A振荡而在结构体2中传播的多个超声波的各波形分别从基准波形的变化而检测的多个变形量，来判定结构体2是否产生了损伤。
另外，也可以将航空器的飞行条件、超声波的振幅和超声波的频率作为参数，依次改变参数，直到检测出大小足以检测损伤的变形量。这种情况下，改变的参数的顺序为任意顺序。即，也可以设置为：在即使改变航空器的飞行条件，结构体2的变形量也不会增大到可以检测损伤的程度的情况下，改变超声波的振幅和频率等超声波振荡条件；或者，与此相反，在即使改变超声波振荡条件，结构体2的变形量也不会增大到可以检测损伤的程度的情况下，改变航空器的飞行条件。
另一方面，在通过将航空器的飞行条件变更为因航空器飞行而产生的结构体2的变形量已知的特定的飞行条件来检测损伤的情况下，将至少一个特定的飞行条件和当航空器在特定的飞行条件下飞行时结构体2产生的变形量的组合保存在存储装置6中。在这种情况下，可以将多个飞行条件和与多个飞行条件所对应的多个结构体2的变形量的关联表或函数保存在存储装置6中。
当将特定的飞行条件与结构体2的变形量彼此相关联地保存在存储装置6中时，损伤检测部5可以基于物理量检测单元3从在变更后的特定的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量，以及与变更后的特定的飞行条件相关联地存储在存储装置6中且与结构体2不存在损伤的状态相对应的变形量，来判定结构体2是否产生了损伤。
具体而言，通过物理量检测单元3从在特定的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量的实测值中减去与结构体2不存在损伤的状态相对应的变形量，可以取消飞行干扰所导致的结构体2的变形量。其结果，可以检测损伤所导致的结构体2的变形量。换言之，在损伤检测部5中，可以将与结构体2不存在损伤的状态相对应的变形量作为校正数据，进行从物理量检测单元3根据在特定的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量的实测值中去掉飞行干扰所导致的结构体2的变形量的校正。而且，根据校正后的结构体2的变形量，可以通过损伤检测部5来以高精度判定结构体2是否产生了损伤。
另外，即使航空器的飞行条件相同，如果结构体2的温度和振动大小有较大的区别，则根据结构体2的温度和振动大小，结构体2的变形量也会变成无法忽视的程度。尤其是，如果结构体2的温度发生变化，则结构体2的刚性也会变化，因此飞行干扰所导致的结构体2的变形量会发生变化。因此，可以按照温度等其他参数分别来存储结构体2的变形量，而无需按照每个飞行条件存储一个结构体2的变形量。也就是说，可以将结构体2的变形量，与适合损伤检测的飞行条件和结构体2的温度和振动等单独或多个参数的组合相关联地保存在存储装置6中。
典型的航空器具有用于检测结构体2的温度和振动的传感器组8。作为构成传感器组8的代表性的传感器，可举出：温度传感器8A、加速度传感器8B和应变计8C。使用温度传感器8A，则能够测定结构体2的温度。而使用加速度传感器8B，则能够检测振动，作为结构体2的加速度的时间变化。另外，使用应变计8C，则能够检测结构体2的静态变形量和低频的变形量变化。
因此，损伤检测部5能够基于从安装于航空器的结构体2的温度传感器8A获取的结构体2温度、从安装于航空器的结构体2的加速度传感器8B获取的结构体2的加速度、以及从安装于航空器的结构体2的应变计8C获取的结构体2的变形量中的至少一个，来判定结构体2是否产生了损伤。
作为具体示例，从存储装置6中获取与作为适合损伤检测的特定飞行条件和结构体2的温度和加速度变化而获得的振动等参数的组合相关联的结构体2的变形量，将获取的变形量从物理量检测单元3根据在特定的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量的实测值中减去，由此可以求出损伤所导致的结构体2产生的变形的大小。然后，可以根据损伤所导致的结构体2产生的变形的大小，来高精度地判定结构体2是否产生了损伤。
另外，当物理量检测单元3检测结构体2的加速度时，通过从物理量检测单元3检测到的结构体2的加速度的实测值中减去加速度传感器8B检测到的结构体2的加速度的实测值，可以求出损伤所导致的结构体2产生的加速度。因此，可以根据损伤所导致的结构体2产生的加速度，来高精度地判定结构体2是否产生了损伤。
或者，作为其他示例，通过从物理量检测单元3检测到的结构体2的变形量的实测值中减去从应变计8C获取的结构体2的变形量的实测值，也可以求出损伤所导致的结构体2产生的变形大小。
损伤检测部5除了检测有无损伤外，还可以检测损伤的尺寸、损伤的产生区域和损伤的产生位置等。这些检测方法为任意的。例如，损伤的有无可以根据如上所述损伤所导致的变形是否以一定的变形量被检出来判定。具体而言，当超过经验性确定的阈值的变形量的变形或经验性确定的阈值以上的变形量的变形被判定为损伤所导致的变形时，可以判定结构体2产生了损伤。
另外，如果通过预先试验来求出损伤的尺寸和结构体2的变形量的关系，则可以通过测定损伤所导致的变形量的大小，来推定损伤的尺寸。进而，如果在结构体2中配置多个振动传感器3B，确定检测出损伤所导致的变形的振动传感器3B，则能够确定损伤的产生区域。另外，如果分析多个振动传感器3B检测出的变形量的分布，则能够推定损伤的位置。或者，通过一边切换振荡超声波的超声波振荡器3A一边进行详细的损伤检测，也可以确定损伤的位置和损伤的产生区域。
当检测到损伤的有无、尺寸、产生区域或产生位置等时，可以将其记录为损伤检测结果。另外，根据损伤检测结果，也可以限制航空器的高度和速度等飞行条件，如果航空器为无人机，则也可以改变无人机的飞行任务。这种情况下，可以通过从损伤检测部5向飞行控制系统7等必要的系统输出控制信号，来自动进行飞行条件的限制和飞行任务的变更。
另外，作为无人机的飞行任务，可举出：用于观测、拍摄或播撒农药等的飞行路径、目标地点、目标等。此外，即使是有人机，也可以根据损伤检测结果来改变目的地等飞行任务。
如上所述构成损伤检测系统1的构成要素中，进行电信号处理的构成要素可以由电路构成。另外，进行数字信息处理的构成要素可以由使计算机读取程序的电子电路构成。当光纤传感器用作振动传感器3B时，会从振动传感器3B输出光信号。因此，除了用于处理光信号的光学元件以外，还可以具有光电转换电路，以构成物理量检测单元3。另外，当利用光电转换电路从光信号转换成电信号，再将电信号转换为数字信号进行信号处理时，也可以将A/D(analog-to-digital，模拟-数字)转换器用作构成要素。
除了上述以外，损伤检测系统1还可以根据需要具有输入装置10和显示装置11，作为用于设置损伤检测条件的用户界面和用于输出损伤检测结果的用户界面。
例如，如果航空器为有人机，则在航空器飞行中，操作者可以通过操作输入装置10，来设置损伤检测时间、损伤检测间隔、是否从超声波振荡器3A振荡超声波来用于损伤检测、超声波的振荡时间等损伤检测条件。另一方面，即使航空器为无人机，航空器的用户也可以在航空器飞行前通过操作输入装置10，来设置如上所述的损伤检测条件。
另外，如果航空器为有人机，则可以让显示装置11显示损伤检测结果。另一方面，即使航空器为无人机，也可以让显示装置11显示损伤检测结果，以便航空器的用户在航空器飞行之后能够确认损伤检测结果。
(动作和作用)
下面针对利用损伤检测系统1对航空器结构体进行损伤检测的方法进行说明。
首先，针对利用光纤传感器等变形传感器来构成物理量检测单元3的振动传感器3B，关闭超声波振荡器3A的动作对结构体2进行损伤检测时的流程进行说明。在后文中，将以下模式称作被动损伤检测模式：不从超声波振荡器3A振荡超声波，利用变形传感器测定结构体2产生的变形量，损伤检测部5根据测定的变形量来检测有无损伤。
另一方面，将以下模式称作主动损伤检测模式：开启超声波振荡器3A的动作，振荡超声波，利用振动传感器3B检测在结构体2中传播的超声波的振动，由此计算出结构体2的变形量，损伤检测部5根据计算出的结构体2的变形量来检测有无损伤。
关于被动损伤检测模式和主动损伤检测模式，如果航空器为无人机，则航空器的用户可以任选其一；如果航空器为有人机，则航空器的操作者和维修员等可以任选其一。或者，也可以将被动损伤检测模式和主动损伤检测模式二者并用。作为具体示例，当在被动损伤检测模式下判定为疑似产生了损伤时，也可以在主动损伤检测模式下进行损伤检测。
另外，在后文中，将航空器在适合损伤检测的特定飞行条件下飞行的模式，称作损伤检测飞行模式。
图2是表示利用图1所示的损伤检测系统1，在被动损伤检测模式下判定飞行中的航空器的结构体2是否产生了损伤的流程的一例的流程图。
首先，在航空器飞行前，通过操作输入装置10，指定单独的被动损伤检测模式，或者，当在被动损伤检测模式下检测到疑似损伤时切换到主动损伤检测模式进行损伤检测的损伤检测模式。或者，如果航空器为有人机，则在飞行后操作者可以通过操作输入装置10，来指定单独的被动损伤检测模式，或者，当在被动损伤检测模式下检测到疑似损伤时在主动损伤检测模式下进行损伤检测的损伤检测模式。
当航空器在飞行时，在步骤S1中，在航空器飞行中，利用物理量检测单元3中作为振动传感器3B而具备的变形传感器来检测构成航空器的结构体2的变形。在航空器飞行中，机体的运动会导致结构体2产生形变。因此，至少通过变形传感器来检测包括机体运动所导致的结构体2的形变的变形。变形传感器检测的变形的检测信号输出到变形量检测部3C。变形量检测部3C获取结构体2的变形量。获取的结构体2的变形量由变形量检测部3C通知到损伤检测部5。
接着，在步骤S2中，损伤检测部5根据能够以足够精度检测损伤的变形量，来判定结构体2是否产生了变形。作为具体示例，损伤检测部5判定在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量是否以第一阈值以上或超过第一阈值的变化量随时间变化。第一阈值是当结构体2有可能产生应该检测的损伤时作为最小的结构体2的变形量而经验性确定的阈值。
另外，应该检测的损伤的程度有时会因航空器的飞行任务而不同。作为具体示例，如果是无人的非防御机，则要求重视安全性，连微小的损伤也要检测。而如果是防御机，应该检测中弹等导致的大损伤，而冰雹等的碰撞所导致的小损伤则可以忽略。
因此，可以根据航空器的飞行任务来经验性地确定应该检测的损伤所对应的阈值。换言之，为了保证航空器的飞行任务所要求的损伤检测精度，确定对于结构体2的变形量的阈值是合适的。具体而言，当忽略小损伤时，对于结构体2的变形量而将作为基准的阈值设置得大些；而当小损伤也应该检测时，则对于结构体2的变形量而将作为基准的阈值设置得小些即可。
当在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量未以第一阈值以上或超过第一阈值的变化量随时间变化时，则可以判定结构体2未产生应该检测的损伤。这种情况下，结构体2的变形量继而由物理量检测单元3来监测。
当在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量以第一阈值以上或超过第一阈值的变化量随时间变化时，则结构体2有可能产生了损伤。因此，损伤检测部5判定在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量是否以第二阈值以上或超过第二阈值的变化量随时间变化。第二阈值是当可以判定结构体2产生了应该检测程度的损伤时作为最小的结构体2的变形量而经验性确定的阈值。
因此，当在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量以第二阈值以上或超过第二阈值的变化量随时间变化时，则可以判定结构体2产生了损伤。这种情况下，在步骤S2的判定中，结果为“是”，即可以判定结构体2以能够以足够精度检测应该检测的程度的损伤的变形量而产生了变形。
另一方面，当在变形量检测部3C中获取的结构体2的变形量以第一阈值以上或超过第一阈值的变化量随时间变化，但未以第二阈值以上或超过第二阈值的变化量随时间变化时，则会成为结构体2有可能产生了损伤，但无法判定损伤是否产生的状态。这种情况下，在步骤S2的判定中，结果为“否”，即判定结构体2未以能够以足够精度检测损伤的变形量而产生了变形。
在步骤S2的判定中，当判定为“否”时，从损伤检测部5向飞行条件变更部4通知将当前航空器的飞行条件变更为适合损伤检测的特定飞行条件的指示。即，从损伤检测部5向飞行条件变更部4通知在损伤检测飞行模式下的飞行。
如此一来，在步骤S3中，飞行条件变更部4将航空器的飞行条件变更为适合损伤检测的特定的飞行条件。具体而言，飞行条件变更部4从存储装置6读取适合损伤检测的一个飞行条件。之后，飞行条件变更部4控制飞行控制系统7，以使航空器在读取的飞行条件下飞行。由此，航空器转移到损伤检测飞行模式下的飞行。即，航空器在适合预先损伤检测的载荷倍数、空速和角速度等飞行条件下飞行。
接着，在步骤S4中，通过物理量检测单元3，从在变更后的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测变形量。检测到的结构体2的变形量由物理量检测单元3通知到损伤检测部5。
例如，如果航空器在以损伤或损伤所导致的结构体2的变形量扩大的方式所确定的飞行条件下飞行，则损伤所导致的结构体2的变形量会扩大。因此，由物理量检测单元3检测的结构体2的变形量会比飞行条件变更前有所增大。
或者，如果航空器在以航空器飞行所导致的结构体2的变形量减少的方式所确定的飞行条件下飞行，则损伤所导致的结构体2的变形量相对于航空器飞行所导致的结构体2的变形量会相对增大。因此，如果结构体2中排列有多个变形传感器，则有时可以确定变形量相对于其他部分而相对较大的部位，作为变形量的二维分布的特殊点。
另外，如果航空器在航空器飞行所导致的结构体2的变形量已知的飞行条件下飞行，则航空器飞行所导致的结构体2的变形量会成为与飞行条件相关联地存储在存储装置6中的已知变形量。因此，物理量检测单元3会检测到损伤所导致的变形量和与飞行条件对应的已知变形量重叠而成的变形量。
当航空器在航空器飞行所导致的结构体2的变形量已知的飞行条件下飞行时，在步骤S5中，根据已知变形量进行飞行干扰的校正，由此将航空器飞行所导致的结构体2的变形量从物理量检测单元3检测的变形量中去掉。具体而言，从物理量检测单元3检测的变形量中，减去与飞行条件相关联地存储在存储装置6中的已知变形量。也就是说，从结构体2的变形量的实测值中，减去结构体2未产生损伤的状态下的理想的变形量。由此，可以求出损伤所导致的结构体2的变形量。
另外，无论是不是航空器在航空器飞行所导致的结构体2的变形量已知的飞行条件下飞行的情况，均可利用航空器所具有的各种传感器测定飞行载荷倍数、空速、角速度等飞行条件。而且，可以根据表示通过预先试验等求出的各飞行条件和结构体2的变形量的关系的数据库，以及各种传感器对飞行条件的测定结果，来求出航空器飞行所导致的结构体2的变形量。在这种情况下，也可以通过从物理量检测单元3检测的变形量中减去航空器飞行所导致的结构体2的变形量，来求出损伤所导致的结构体2的变形量。因此，也可以不根据飞行条件的控制值，而是根据飞行条件的测定值，来求出航空器飞行所导致的结构体2的变形量。另外，表示各飞行条件和结构体2的变形量的关系的数据库，可以事先保存在存储装置6中。
另外，结构体2的刚性具有温度依赖性，因此结构体2的变形量也会因结构体2的温度而变化。因此，可以按照各个温度预先获取损伤不存在时的飞行条件所对应的变形量，将其事先保存在存储装置6中。这种情况下，损伤检测部5从安装于结构体2的温度传感器8A获取结构体2的温度，根据结构体2的温度，能够以更高的精度求出损伤不存在时的结构体2的变形量。因此，通过从物理量检测单元3检测的变形量中减去损伤不存在时的结构体2的各个温度的变形量，能够以更高的精度求出损伤所导致的结构体2的变形量。
另外，结构体2的变形量根据航空器飞行所引起的空气动力振动而变化。因此，也可以从安装于航空器的结构体2的加速度传感器8B获取航空器飞行所导致的结构体2的振动大小等作为加速度的时间变化，从物理量检测单元3检测的变形量中减去航空器飞行所导致的结构体2的振动量所对应的结构体2的变形量。在这种情况下，也可以求出损伤所导致的结构体2的变形量。
如此，可以将保存在存储装置6中的飞行条件所对应的已知的结构体2的变形量、从温度传感器8A获取的结构体2的温度所对应的变形量、从加速度传感器8B获取的结构体2的加速度所对应的结构体2的变形量等作为校正数据，对物理量检测单元3检测的变形量进行干扰校正。即，可以进行消除航空器飞行所导致的结构体2的变形量的校正。
另外，在航空器在确定为航空器飞行所导致的结构体2的变形量减少的飞行条件下飞行的情况，和航空器在确定为损伤或损伤所导致的结构体2的变形量扩大的飞行条件下飞行的情况下，也可以省略变形量的干扰校正。
当损伤检测部5完成所需的干扰校正后，会获取损伤所导致的结构体2的变形量。或者，当省略干扰校正时，会获取损伤所导致的结构体2的变形量的成分被强调的变形量。
如此一来，在步骤S6中，损伤检测部5根据能够以足够的精度检测损伤的变形量，来再次判定结构体2是否产生了变形。在这种情况下，与步骤S2中的判定相同，也可以执行进行用于判定结构体2是否有可能产生了损伤的与粗略阈值相比较的阈值处理，以及进行用于判定结构体2是否产生了损伤的与严谨阈值相比较的阈值处理。
如果进行了干扰校正，则损伤所导致的结构体2的变形量会成为阈值处理的对象。另一方面，如果未进行干扰校正，则损伤所导致的结构体2的变形量的成分被强调的变形量会成为阈值处理的对象。
在步骤S6的判定中，当存在损伤的可能性但依然判定为无法检测损伤时，则反复进行从步骤S3的飞行条件的变更、变更后的飞行条件所对应的结构体2的变形量的检测、必要的干扰校正和能否检测损伤的判定，直到在步骤S7中损伤检测部5判定为已经变更到所有的特定飞行条件。即，根据能否以足够精度进行损伤检测的判定结果，执行依次变更飞行条件的反馈控制，直到判定为能够以足够精度进行损伤检测。
而且，当在步骤S7中损伤检测部5判定为已经变更到所有的特定飞行条件时，由于未以足够精度进行损伤检测，因此损伤检测部5在步骤S8中判定为未以足够精度检测到损伤。
另一方面，在步骤S2或步骤S6的判定中，当判定为可以损伤检测时，损伤检测部5在步骤S9中判定为结构体2有损伤。之后，在步骤S10中，损伤检测部5可以通过向飞行控制系统7等必要的系统输出控制信号，来自动进行飞行条件的限制和飞行任务的变更。
如上所述，当物理量检测单元3在结构体2检测到有可能因损伤产生的变形，但无法准确判定损伤是否导致了变形时，可以改变航空器的飞行条件，根据从在变更后的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量，来判定结构体2是否产生了损伤。尤其是，当将航空器的飞行条件变更为结构体2的变形量已知的飞行条件时，可以基于根据在变更后的特定的飞行条件下飞行的航空器的结构体2检测到的变形量，以及与变更后的特定的飞行条件相关联地存储在存储装置6中的结构体2的变形量即与结构体2不存在损伤的状态相对应的变形量，来判定结构体2是否产生了损伤。
下面针对在主动损伤检测模式下进行损伤检测的情况进行说明。例如，当在被动损伤检测模式下判定为疑似产生了损伤时，可以在主动损伤检测模式下执行损伤检测。当然，也可以与被动损伤检测模式下的损伤检测结果无关地在主动损伤检测模式下执行损伤检测。
图3是表示利用图1所示的损伤检测系统1，在主动损伤检测模式下判定飞行中的航空器的结构体2是否产生了损伤的流程的一例的流程图。另外，在图3所示的流程图中，对与图2所示的流程图的步骤相同的步骤赋予相同符号，省略详细说明。
当在主动损伤检测模式下进行损伤检测时，为了进行步骤S1和步骤S4的结构体2的变形量的检测，从超声波振荡器3A向结构体2的检查区域振荡超声波。因此，需要生成振荡超声波的触发点。
超声波的振荡时间可以任意确定。例如，如果航空器为有人机，则可以设置成操作者可通过按动按钮来振荡超声波。即，可以设置成可通过操作输入装置10来手动振荡超声波。
或者，关于步骤S1的结构体2的变形量的检测，则是不振荡超声波而被动地进行，当在步骤S3中飞行条件变更时，也可以将飞行条件的变更作为触发点，在步骤S4中振荡超声波。
另外，当振荡超声波来检测结构体2的变形量时，通过改变超声波的振荡条件，可以改变结构体2的变形量。因此，除了飞行条件的变更以外，超声波的振荡条件也可以变更，直到判定为能够以足够精度检测损伤。也就是说，可以进行改变超声波的振荡条件，直到判定为能够以足够精度检测损伤的反馈控制。
具体而言，如图3所示，当在飞行条件变更后无法以足够精度检测损伤，但判定为有可能产生了损伤时，则在步骤S20中改变超声波的振荡条件。作为成为变更对象的超声波的振荡条件，可举出振幅和频率。例如，如果增加超声波的振幅，则会关系到损伤检测灵敏度的提高。另外，如果增加超声波的频率，则能够在损伤检测中提高距离分辨率。从能量效率的观点来看，将超声波的振幅和频率的初始值设为能量小的振幅和频率，当无法检测损伤时逐渐增加振幅和频率的超声波的励振控制是合适的。
如果变更超声波的振荡条件，则在步骤S21中，再次通过损伤检测部5判定能否检测到可以检测损伤程度的变形量。具体而言，在变更后的振荡条件下从超声波振荡器3A振荡的超声波在结构体2中传播，被振动传感器3B接收，表示从振动传感器3B接收的超声波波形的超声波检测信号被输出到变形量检测部3C。
变形量检测部3C将结构体2不存在变形时的超声波的基准波形和振动传感器3B接收的超声波的波形进行对比。然后，根据振动传感器3B接收的超声波的波形从结构体2不存在变形时的超声波的基准波形偏离的量，来计算结构体2的变形量。之后，将计算出的结构体2的变形量与用于判定有无损伤的阈值进行对比，当判定为阈值以上或超过阈值时，则可以判定为结构体2以能够检测损伤的变形量而产生了变形。
另一方面，当未判定为变更后的超声波的振荡条件所对应的结构体2的变形量为用于判定有无损伤的阈值以上或超过阈值时，则可以判定为结构体2未以能够检测损伤的变形量而产生了变形。因此，步骤S21的判定为“否”。
当判定为结构体2未以能够检测损伤的变形量而产生变形时，则在步骤S22中，一边依次改变超声波的振荡条件，一边反复检测变形量和判定能否进行损伤检测，直到向预设的可选择的所有超声波振荡条件的变更完毕。另外，当即使变更超声波的振荡条件也依然无法以足够精度进行损伤检测时，则改变航空器的飞行条件。
如此，不限于航空器的飞行条件，也可以将能否以足够精度进行损伤检测的判定结果反馈给超声波的振荡条件。
下面，针对也包括具有损伤检测系统1的航空器本身的控制的整体信息处理和控制的流程进行说明。
图4是表示利用图2或图3所示的流程检测到损伤时的航空器的飞行任务更新流程的一例的时序图。
当航空器飞行时，损伤检测系统1的物理量检测单元3开始检测结构体2的变形。然后，如步骤S30所示，监测结构体2的变形量的经时变化。例如，可以在被动损伤检测模式下不振荡超声波，而是利用变形传感器始终监测结构体2的变形量；也可以在主动损伤检测模式下以预先指定的时间间隔断断续续地振荡超声波，定期获取结构体2的变形量。
如果不通过损伤检测系统1从航空器的结构体2检测损伤，则如步骤S31所示，通过航空器的飞行控制系统7的控制，在以未产生损伤的前提预先确定的飞行限制下，航空器沿着预先确定的飞行路径飞行。另外，如步骤S32所示，航空器按照在未产生损伤的前提下预先确定的飞行任务飞行。
如步骤S33所示，在航空器飞行中，如果结构体2因中弹、雷击或鸟类碰撞等事故而受损，则会发生冲击所导致的振动波，如步骤S34所示，结构体2的变形量会发生变化。如此一来，在步骤S35中，损伤检测部5至少可以检测损伤的可能性。具体而言，以比针对用于损伤检测的结构体2的变形量的阈值小的阈值进行阈值处理，虽然无法确切检测损伤，但可以检测损伤产生的可能性。
在损伤检测部5，当检测到疑似损伤时，则在步骤S36中，航空器的飞行模式从普通的飞行模式变更为损伤检测飞行模式。即，飞行条件变更部4从存储装置6读取适合损伤检测的特定飞行条件，并通知给飞行控制系统7。如此一来，飞行控制系统7进行将航空器的飞行条件变更为从飞行条件变更部4通知的特定的飞行条件的控制。由此，可以让航空器在损伤检测飞行模式下飞行。
在损伤检测飞行模式下的飞行中，如步骤S37所示，在被动损伤检测模式或主动损伤检测模式下检测结构体2的变形量。检测到的结构体2的变形量发送给损伤检测部5。如此一来，在步骤S38中，损伤检测部5根据在损伤检测飞行模式下的飞行中检测到的结构体2的变形量，来检测有无损伤。
当在步骤S38中无法以足够精度检测有无损伤时，则在步骤S36中将航空器的飞行模式更新为在其他飞行条件下飞行的损伤检测飞行模式。即，飞行条件变更部4从存储装置6读取适合损伤检测的其他特定飞行条件，并通知给飞行控制系统7。如此一来，飞行控制系统7进行将航空器的飞行条件变更为从飞行条件变更部4通知的其他特定的飞行条件的控制。由此，可以让航空器在更新后的损伤检测飞行模式下飞行。
重复进行步骤S36的这种损伤检测飞行模式的更新，直到能够在步骤S38中通过损伤检测部5以足够精度检测有无损伤。当在步骤S38中损伤检测部5检测到结构体2的损伤时，则损伤检测部5根据需要检测结构体2产生的损伤的尺寸、位置、区域等，通知给飞行控制系统7。
如此一来，在步骤S39中，飞行控制系统7根据结构体2产生的损伤的尺寸、位置、区域等损伤的检测信息，来更新航空器的飞行限制和飞行路径。即，应用强度因损伤而劣化的结构体2能够承载负荷的飞行限制和飞行路径。另一方面，在步骤S40中，航空器的飞行任务也会配合更新后的飞行限制和飞行路径而更新。另外，当飞行任务更新后，根据需要，飞行限制和飞行路径会根据更新后的飞行任务而再次更新。
(效果)
如上所述的损伤检测系统1和损伤检测方法，为了检测航空器的结构体2产生的损伤而让航空器在适宜的飞行状态下飞行，由此可以提高航空器飞行中的损伤检测精度。
因此，通过损伤检测系统1和损伤检测方法，即使在航空器飞行中，也能利用现有的传感器以高精度对结构体2进行损伤检测。尤其是在航空器为无人机的情况下，可以提高安全性。
(第二实施方式)
图5是本发明第二实施方式的损伤检测系统的构成图。
图5所示的第二实施方式中的损伤检测系统1A，其飞行条件变更部4A的功能与第一实施方式中的损伤检测系统1不同。关于第二实施方式中的损伤检测系统1A的其他构成及作用，由于其与第一实施方式中的损伤检测系统1在实质上没有不同，因此相同构成或对应的构成附加相同符号并省略说明。
第二实施方式中的损伤检测系统1A的飞行条件变更部4A构成为，通过对航空器的操作者通知向适合检测结构体2会产生的损伤的特定飞行条件的变更，来使操作者手动变更航空器的飞行条件。向特定飞行条件的变更的通知可以通过显示消息、语音、光或声音等任意方法来进行。
因此，飞行条件变更部4A与向特定飞行条件的变更的通知方法所对应的显示装置、喇叭或灯等输出装置20相连接。而且，飞行条件变更部4A构成为，能够通过向输出装置20输出必要的信息，来向航空器的操作者指示飞行条件的变更。另外，也可以通过显示消息，来在通知向特定飞行条件的变更时，在显示装置11中显示消息。
在这种第二实施方式的损伤检测系统1A中，也可以得到与第一实施方式的损伤检测系统1相同的效果。尤其是第二实施方式中的损伤检测系统1A，将有人航空器作为对象，不依靠复杂的飞行条件的自动控制而能够判定结构体2是否产生了损伤。
(第三实施方式)
图6是本发明第三实施方式的损伤检测系统的构成图。
图6所示的第三实施方式中的损伤检测系统1B，其物理量检测单元3的构成与第一实施方式中的损伤检测系统1不同。关于第三实施方式中的损伤检测系统1B的其他构成及作用，由于其与第一实施方式中的损伤检测系统1在实质上没有不同，因此相同构成或对应的构成附加相同符号并省略说明。
第三实施方式中的损伤检测系统1B的物理量检测单元3使用检测结构体2产生的变形的变形传感器3E，和根据来自变形传感器3E的检测信号来检测结构体2的变形量的变形量检测部3C构成。与第一实施方式相同，如果以适当的间隔在结构体2配置多个变形传感器3E，则能够扩大损伤检测范围。各个变形传感器3E可以使用光纤传感器等。
也就是说，第一实施方式中的损伤检测系统1构成为，可以通过超声波振荡器3A的动作的切换来在被动损伤检测模式下检测损伤，以及在主动损伤检测模式下检测损伤；而第三实施方式中的损伤检测系统1B则只能在被动损伤检测模式下检测损伤。
具有这种构成的第三实施方式中的损伤检测系统1B，能够不振荡超声波而检测结构体2产生的变形的量。因此，能够简化物理量检测单元3的构成和控制。当然，在第三实施方式中，也可以像第二实施方式那样，由航空器的操作者手动地将航空器的飞行条件变更为适合损伤检测的特定的飞行条件。
另外，在第三实施方式中，也可以使用加速度传感器等其他物理量传感器代替变形传感器3E，来在被动损伤检测模式下检测损伤。
(其他实施方式)
以上记载了特定的实施方式，但记载的实施方式仅仅是一例，并不用于限定发明的范围。本文记载的新方法及装置，可以通过其他各种方式来实现。另外，本文记载的方法及装置的方式中，在不脱离发明要旨的范围内，可以进行各种省略、替换及变更。附属的权利要求书及其等同物，均包含各种方式及变形例，作为发明的范围及要旨所包含的要素。

Claims (22)

1.一种损伤检测系统，包括：
物理量检测单元，其在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
飞行条件变更部，当所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，所述飞行条件变更部将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；
损伤检测部，其基于所述物理量检测单元从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤；以及
存储装置，其将作为所述航空器的至少一个特定的飞行条件所对应的所述结构体的物理量的所述结构体不存在损伤的状态所对应的物理量，与对应的特定的飞行条件相关联地存储，
其中，当所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，所述飞行条件变更部将所述航空器的飞行条件变更为所述存储装置中存储的适合于损伤检测的特定的飞行条件，并且，
所述损伤检测部构成为，基于所述物理量检测单元从在变更后的所述特定的飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，以及与变更后的所述特定的飞行条件相关联地存储在所述存储装置中且与所述结构体不存在损伤的状态相对应的所述物理量，来判定所述结构体是否产生了损伤。
2.一种损伤检测系统，包括：
物理量检测单元，其在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
飞行条件变更部，当所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，所述飞行条件变更部将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；以及
损伤检测部，其基于所述物理量检测单元从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤，
所述物理量检测单元包括：
超声波振荡器，其向所述结构体传播超声波；
超声波传感器，其接收在所述结构体中传播的所述超声波；
变形量检测部，其基于所述超声波传感器接收的所述超声波的波形从基准波形的变化，来检测所述结构体的变形量；以及
超声波控制部，当所述航空器在变更后的所述特定的飞行条件下飞行时，所述超声波控制部改变从所述超声波振荡器振荡的所述超声波的振幅和频率中的至少一个，
其中，所述损伤检测部构成为，基于根据改变振幅和频率中的至少一个且从所述超声波振荡器振荡而在所述结构体中传播的多个超声波的各波形分别从基准波形的变化而检测到的多个变形量，来判定所述结构体是否产生了损伤。
3.一种损伤检测系统，包括：
物理量检测单元，其在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
飞行条件变更部，当所述物理量检测单元检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，所述飞行条件变更部将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；以及
损伤检测部，其基于所述物理量检测单元从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤，
所述飞行条件变更部构成为，当所述损伤检测部无法判定所述结构体是否产生了损伤时，将所述航空器的飞行条件变更为其他特定的飞行条件。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件变更部构成为，通过对所述航空器的操作者通知向所述特定的飞行条件的变更，来使所述操作者手动变更所述航空器的飞行条件。
5.根据权利要求1～3中任一项所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件变更部构成为，通过控制所述航空器的飞行控制系统，使所述航空器的飞行条件自动变更为所述特定的飞行条件。
6.根据权利要求1或3所述的损伤检测系统，其中，所述物理量检测单元包括：
超声波振荡器，其向所述结构体传播超声波；
超声波传感器，其接收在所述结构体中传播的所述超声波；以及
变形量检测部，其基于所述超声波传感器接收的所述超声波的波形从基准波形的变化，来检测所述结构体的变形量。
7.根据权利要求1或3所述的损伤检测系统，其中，所述物理量检测单元包括：
变形传感器，其检测所述结构体中产生的变形；以及
变形量检测部，其基于来自所述变形传感器的检测信号，来检测所述结构体的变形量。
8.根据权利要求1～3中任一项所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件至少包括以下之一：所述航空器的载荷倍数、空速和角速度。
9.根据权利要求4所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件至少包括以下之一：所述航空器的载荷倍数、空速和角速度。
10.根据权利要求5所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件至少包括以下之一：所述航空器的载荷倍数、空速和角速度。
11.根据权利要求6所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件至少包括以下之一：所述航空器的载荷倍数、空速和角速度。
12.根据权利要求7所述的损伤检测系统，其中，所述飞行条件至少包括以下之一：所述航空器的载荷倍数、空速和角速度。
13.根据权利要求1～3和9～12中任一项所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
14.根据权利要求4所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
15.根据权利要求5所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
16.根据权利要求6所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
17.根据权利要求7所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
18.根据权利要求8所述的损伤检测系统，其中，所述损伤检测部构成为，至少基于以下之一，判定所述结构体是否产生了损伤：从安装于所述航空器的温度传感器获取的温度、从安装于所述航空器的加速度传感器获取的加速度、以及从安装于所述航空器的应变计获取的变形量。
19.一种损伤检测方法，包括以下步骤：
在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
当检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；以及
基于从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤，
其中，
预先将作为所述航空器的至少一个特定的飞行条件所对应的所述结构体的物理量的所述结构体不存在损伤的状态所对应的物理量，与对应的特定的飞行条件相关联地存储，
当在所述航空器飞行中检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，将所述航空器的飞行条件变更为存储的适合于损伤检测的特定的飞行条件，并且，基于从在变更后的所述特定的飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，以及作为与变更后的所述特定的飞行条件相关联地存储的所述结构体的物理量的与所述结构体不存在损伤的状态相对应的所述物理量，来判定所述结构体是否产生了损伤。
20.根据权利要求19所述的损伤检测方法，其中，将所述航空器的飞行条件变更为以因所述航空器飞行而产生的所述结构体的变形量降低的方式所确定的特定的飞行条件。
21.一种损伤检测方法，包括以下步骤：
在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
当检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；以及
基于从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤，
其中，将所述航空器的飞行条件变更为使所述结构体产生的损伤扩大的飞行条件，基于因扩大的损伤而产生的变形量的检测结果，判定所述结构体是否产生了损伤。
22.一种损伤检测方法，包括以下步骤：
在航空器飞行中检测构成所述航空器的结构体的物理量；
当检测到所述结构体的物理量而该物理量的大小不足以检测损伤时，将所述航空器的飞行条件变更为适合于损伤检测的特定的飞行条件；以及
基于从在变更后的所述飞行条件下飞行的所述航空器的所述结构体检测到的物理量，判定所述结构体是否产生了损伤，
其中，将所述航空器的飞行条件变更为因所述结构体产生的损伤而产生的变形量增加的飞行条件，基于增加的变形量的检测结果，判定所述结构体是否产生了损伤。
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