EP2027461A1 - Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire - Google Patents

Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire

Info

Publication number
EP2027461A1
EP2027461A1 EP07729207A EP07729207A EP2027461A1 EP 2027461 A1 EP2027461 A1 EP 2027461A1 EP 07729207 A EP07729207 A EP 07729207A EP 07729207 A EP07729207 A EP 07729207A EP 2027461 A1 EP2027461 A1 EP 2027461A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
control device
vibratory
microsensors
waves
vibratory waves
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP07729207A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Marie-Anne De Smet
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP2027461A1 publication Critical patent/EP2027461A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
    • G01H11/00—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves by detecting changes in electric or magnetic properties
    • G01H11/06—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves by detecting changes in electric or magnetic properties by electric means
    • G01H11/08—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves by detecting changes in electric or magnetic properties by electric means using piezoelectric devices
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0066—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by exciting or detecting vibration or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/14—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object using acoustic emission techniques
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/22—Details, e.g. general constructional or apparatus details
    • G01N29/223—Supports, positioning or alignment in fixed situation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2291/00—Indexing codes associated with group G01N29/00
    • G01N2291/26—Scanned objects
    • G01N2291/269—Various geometry objects
    • G01N2291/2694—Wings or other aircraft parts

Definitions

  • the present invention relates to a device for non-destructive testing of a structure by vibratory analysis, comprising means for measuring the vibratory waves emitted by the structure to determine abnormal vibrations induced by the presence of defects in the structure.
  • the measuring means are integrated in a flexible support capable of adhering to the surface of the structure to be controlled.
  • the present invention finds applications for the non-destructive testing (NDT) of aircraft structures, but can be used in all industrial sectors where the integrity control of workpieces is important, such as automobile, railway , shipbuilding or nuclear power.
  • NDT non-destructive testing
  • the present invention is thus particularly intended to detect abnormal vibrations induced in aircraft structures when the aircraft is in flight. These vibrations in some cases are indicators of the appearance of defects in the structures, for example the appearance of cracks or cracks in the material constituting the aircraft structure.
  • X-ray or magnetic induction X-ray inspection means which make it possible to detect the failures of a structure but these means are difficult to implement and unsuitable for an aircraft structure without immobilization of the aircraft.
  • the present invention provides a device adapted to such a control that monitors the structural health of a structure throughout its period of use by local measurements of the vibratory behavior of said structure.
  • the problems to be solved for such a device are: to have a non-destructive control means adapted to be easily affixed to the surface of the structures to be controlled whether they are accessible or not while remaining negligible in weight and space and by requiring only a small electrical power for its operation, - to have a control means adapted to be permanently installed on the structures to be controlled during their use to perform predictive maintenance by detecting the appearance of defects rather possible, This makes it possible to schedule interventions and carry out less expensive repairs and to ensure maximum safety of the structures, to have a means of control that allows automatic management of controls and to provide a complete diagnosis of the health of the structures in order to Minimize the operator's work to reduce the cost of maintenance.
  • the present invention has a device for non-destructive testing of a structure that may have a defect.
  • said device comprises means for measuring the vibratory waves emitted by said structure at different points of a surface of said structure, said measuring means being integrated in a flexible support able to adhere to the surface of said structure to control, regulate.
  • Said means for measuring vibratory waves comprise a set of microsensors able to generate a mapping of the vibrations on the surface of the structure.
  • the dimensions and arrangement of the microsensors are determined to be able to detect the vibration variations induced by the presence of the defect having the smallest dimensions whose detection is sought.
  • the detection means are piezoelectric microsensors organized in matrix column lines, said microsensors transforming said vibratory waves emitted by said structure into electrical signals.
  • the device further comprises an interface electronics connecting said detection and measurement means to a recording memory, said interface electronics and said memory being also integrated on said flexible support. in order to advantageously produce a monolithic control device.
  • each microsensor comprises an array of piezoelectric lamellae arranged between two conductive plates, the ends of said lamellae being secured to the plates by means of a conductive adhesive material, one of the two plates being rendered integral to said support flexible, said two plates being connected themselves to said interface electronics.
  • control device comprises a computer system such as a microprocessor system for automatically determining the vibratory waves induced by the defect present in the structure from the vibratory waves measured by the microsensors.
  • a computer system such as a microprocessor system for automatically determining the vibratory waves induced by the defect present in the structure from the vibratory waves measured by the microsensors.
  • said control device comprises transmission means for sending electrical signals stored in the memory to said calculating system. using a wireless, radio or infrared link.
  • the computer system is integrated on the flexible medium and is connected between said interface and the recording memory.
  • the computing system comprises a memory containing at least one mapping of the vibratory reference waves of the structure or structures, computing means converting the electrical signals sent by the control device into vibratory waves, means for differential analysis and spectral analysis of said vibratory waves measured by the microsensors relative to the vibratory reference waves.
  • the differential analysis means comprise means for generating a state signal S, characteristic of the fact that a differential value between the reference vibratory waves and the vibratory waves measured by the microsensors exceeds a value threshold.
  • the spectral analysis means comprise means for generating a state signal S 'characteristic of the fact that the frequency representation of the vibratory waves measured by the microsensors with respect to the frequency representation of the reference vibratory waves has spectral lines corresponding to the vibratory waves induced by the presence of the defect in the structure.
  • the generated state signals S and S ' are either transmitted by the computer system to alarm means or stored in the memory recording of the control device, then transmitted to alarm means using a wireless link, radio or infrared.
  • the alarm means comprise for example a display screen and light and / or sound indicators.
  • the piezoelectric strips are adapted to detect vibratory waves at low frequencies and vibratory waves at high frequencies.
  • control device comprises a self-feeding system in which at least one line or a column of said microsensors is connected to an electrical energy accumulator intended to store the electrical energy generated by said microsensors and to restore said energy. electrical current form for powering the control device.
  • FIG. 1 a schematic representation of a sectional profile view of a control device comprising an array of piezoelectric microsensors according to an embodiment of the invention covering the surface of a structure to be controlled, the control device being itself covered by a layer of paint;
  • FIG. 2 a schematic representation in partial section of a piezoelectric microsensor of FIG. 1 comprising an array of piezoelectric lamellae arranged between two plates, the microsensor being integrated on a flexible support;
  • FIG. 3 a schematic representation of a view from above of the control device illustrating an embodiment of the device;
  • FIG. 4 a schematic representation of an embodiment of the control device of FIG.
  • FIGS. 5A, 5B and 5C a schematic representation of the different steps of a technical example of UV photolithography to obtain a network of lamellae
  • FIG. 6 a schematic representation of a sectional profile view of the integrated lamella network on a flexible support
  • FIG. 7 a schematic view of a network of control devices disposed on the surface of the structures of a ground plane in the position of transmission of signals recorded during the flight of the aircraft;
  • the various structures of the aircraft are excited in vibration by various energy sources.
  • the thruster pressure waves excite vibratory modes structures whose responses are characteristic of said structures.
  • the structure is modified, for example following the appearance of a structural anomaly such as a crack or a disorder in these structures, the vibratory response of the structure is modified.
  • the corresponding vibrations are superimposed on the structural vibrations of the excitation sources.
  • a temporal and spectral analysis of the vibratory waves makes it possible to extract the characteristics of the vibrations and to detect the presence of abnormal modes which are potentially at the appearance of the defects.
  • There are generally two categories of characteristic signals of a vibrating structure There are generally two categories of characteristic signals of a vibrating structure.
  • Low-frequency vibratory waves in the low frequency band 0 to about 25 KHz, which translate macro-displacements of the structure around a fixed position (macroscopic strain), and high frequency waves, in the band from about 20 kHz to some MHz, which translate microscopic displacements within the material constituting the structure (microscopic deformation).
  • An analysis of vibratory waves at low frequencies makes it possible to detect the presence of defects of mechanical origin while the analysis of vibratory waves at high frequencies makes it possible to detect the initiation of defects of small dimensions such as cracks, see related defects corrosion, generally evolving character and follow the evolution of these defects.
  • Figure 1 is shown a non-destructive testing device 1 of a structure 4 according to the invention for detecting and measuring vibration waves induced by the presence of the defect in a structure.
  • the flexible support 2 comprises a flexible support 2 on which are integrated measuring means 3 vibratory waves emitted by said structure at different points on the surface of the structure.
  • the flexible support 2 is for example made of a plastic material thus making it possible to fix the device on the surface of the structure to be checked by marrying the shape of the structure.
  • the flexible support of the control device 1 is made integral with the surface of the structure 4 to be controlled by means of an adhesive material.
  • this device is fixed on a critical area of the structure where cracks are likely to appear.
  • the device can be placed on critical areas considered for example at the level of the attachment zones of the fins, at the junction areas of panels constituting the fuselage, at the level of important fastening elements by example those of engines.
  • this control device 1 is adapted to receive a coating layer 5 which may be for example a paint layer which is superimposed on the control device 1.
  • the measuring means comprise an array of piezoelectric microsensors 3 preferably organized in a matrix of rows and columns. Each microsensor is able to transform the vibratory waves that it receives from the structure on which it is disposed in electrical signals.
  • Figure 2 schematically shows a sectional view of one of the network microsensors. It comprises a set of piezoelectric strips 6. Said set of strips is arranged between two conductive plates 8, 9.
  • each lamella are made integral with the two conductive plates 8, 9 by means of a conductive adhesive material 7, one of the two plates being secured to the flexible support 2 which is intended to cover the surface of an area of the structure to control.
  • FIG. 3 diagrammatically represents a view from above of the control device, according to a particular embodiment of the invention, which has a substantially rectangular shape, here for example illustrative of an array of 56 piezoelectric microsensors 3 organized in a matrix of lines 31 and columns 3c.
  • the device advantageously comprises an interface electronics 10 connecting the network of microsensors 3 to a recording memory 11.
  • the electronics 10 and the memory 11 are preferably integrated on the flexible support 2 so as to advantageously produce a device monolithic control.
  • the electrical signals collected by the plates 8, 9 of each microsensor are transmitted to the interface electronics 10 which preferably comprises means for amplifying said electrical signals.
  • the amplified signals are then routed to the recording memory 11.
  • the interface electronics 10 is disposed at the end of the microsensor lines in the embodiment of the device shown in FIG. 3. In another embodiment the interface electronics may be disposed at the end of the microsensor columns, but other relative devices between the microsensors and the interface electronics are possible within the scope of the invention.
  • Each microsensor 3 gives information on the vibrations of the structure at the location of the microsensor and the distribution of the microsensors makes it possible to obtain a mapping of the vibratory waves on the surface of said structure so that a defect in the structure which induces a Local modification of vibratory waves can be localized according to the microsensors.
  • the pitch between the microsensors is set at a value less than the minimum defect dimensions to be detected so that the discrimination of the position of the defects is possible and so that in the event of localized damage to the defect network.
  • the microsensors located around the damaged area of the network can always make it possible to carry out a monitoring of the zones sufficiently close to the defect likely to appear so that the defect is effective and detected.
  • the mode of transfer of electrical signals from the microsensors 3 to the interface electronics 10 is an interline transfer mode.
  • a storage line 23 Above each line of microsensors is arranged a storage line 23. The signals are temporarily stored in this storage line 23. The content of the storage lines is then transferred to the interface electronics 10 in a parallel mode. Then the electrical signals are evacuated in series to a recording memory 11.
  • each microsensor is addressed directly to send the electrical signals directly to the interface electronics 10.
  • the control device further comprises a calculator system 13 as shown schematically in FIG. 4 for converting the electrical signals characteristic of the vibratory waves measured into digital values and for determining the vibratory waves induced by the presence of the defect in the structure from the vibratory waves measured by microsensors.
  • the computer system is for example a microprocessor system.
  • the device comprises transmission means referenced by the number 12 in FIG. electrical signals recorded in the recording memory 11 to the computer system 13 using a wireless link, radio or infrared.
  • These transmission means comprise for example a transponder integrated on the flexible support which preferably operates at a fixed frequency, said frequency being chosen so that the emission of the electrical signals representative of the vibrations does not interfere with the emission of the others. data by devices other than the control device.
  • the computer system preferably includes an analog / digital converter for converting the analog electrical signals from the recording memory into digital values. These numerical values are then converted into vibratory waves by means of calculation in which is advantageously integrated a theoretical model or Experimental establishing the relationship between the detected vibration and the generated electrical charge.
  • the system comprises analysis means for performing a comparative study in amplitude and in frequency between the vibratory waves measured by the microsensors and reference vibratory waves.
  • the calculating system comprises a memory in which is recorded a database of reference vibratory wave mapping of the structure.
  • the reference cartography constitutes a predefined comparison model with respect to the behavior of the area covered by the control device. This mapping can be predetermined on a reference structure.
  • Reference structure means a structure deemed to have no defect, for example a structure at the exit of its production line and having passed all the qualification steps. It can also be predetermined by modeling.
  • the analysis means make an amplitude comparison between the reference vibratory waves and the vibratory waves measured by the microsensors, if the differential value determined between the reference vibration waves and the vibratory waves measured exceeds a threshold value, a signal d state S is generated by the analysis means.
  • This amplitude comparison is advantageously completed by a spectral analysis.
  • the analysis means first perform a Fourier transform of the vibratory waves measured to obtain a frequency representation of the vibration, by comparing the frequency representation of the vibratory reference waves and the frequency representation of the measured vibratory waves, lines spectral waves corresponding to the vibratory waves induced by the presence of the defect in the structure are then extracted by the analysis means which generates a second state signal S '.
  • the spectral analysis makes it possible to identify the nature of the defects encountered.
  • a vibratory spectrum comprises a set of lines. To easily identify the lines corresponding to the defects and to classify them according to the type of defects encountered preferably a library of Spectral configurations are also stored in the computer system memory.
  • the status signals S and S 'as well as all the information such as the nature of the faults, the size of the faults and the location of the faults are transmitted by the computer system to alarm means 14 which comprise, for example, a display screen.
  • alarm means 14 comprise, for example, a display screen.
  • display 22 to display the information and lights and / or audible indicators 20 to warn the maintenance operator.
  • the transmission of electrical signals stored in the memory 11 to the computer system can be programmed so that it is performed automatically at the end of a flight of the aircraft, for example. This transmission can also be activated manually by the maintenance operator by interrogating the control device during the inspection of the aircraft.
  • the computer system 13 is integrated directly on the flexible support 2 and connected between the interface electronics 10 and the recording memory 11.
  • the computer system 13 directly receives electrical signals from the interface electronics 10 and sends to the recording memory 11 only the state signals S and S 'and the information on the defects.
  • the operator discharges the status signals and the information stored in the memory of the control device to alarm means 14 using a wireless link, radio or infrared.
  • control device In the context of a real-time control of the structures, the control device is for example programmed to be activated when the aircraft is no longer on the ground and then performs measurements at regular intervals, for example every 5 minutes. minutes for a period of time to map over time.
  • the control device allows a mapping of the monitored area as a function of time to establish the evolution of the field of vibratory waves emitted by the room.
  • the slat array is made according to techniques known in the field of microelectronics.
  • the slat array can be obtained for example by the UV photolithography technique.
  • Figures 5.A, 5.B and 5.C show an embodiment of the lamellae by the technique of photolithography.
  • the piezoelectric film 17 is deposited on a hard substrate 16, silicon or glass type, the thickness of the film 17 may be from about ten nanometers to several tens of microns.
  • a photosensitive film, for example resin 19 is deposited on the piezoelectric film and subjected to UV irradiation through a mask 18.
  • FIG. 5.B shows the assembly after having been dipped in a bath of developing solvent and after having The surface of the piezoelectric film 17 then comprises metallized zones deposited on the surface of the piezoelectric film and zones of resins.
  • the resin zones By disappearing in a solvent bath, the resin zones remove the metal which has been deposited on its surface, leaving on the surface of the piezoelectric film 17 desired metallic patterns which constitute a mask for the dry etching step.
  • the deposited metal has a much lower etch rate than that of the piezoelectric film 17 and, by controlling the etch time and the etch rate, a lattice array spaced at regular intervals is achieved by performing the dry etching through the metallic mask.
  • the width of the lamellae can be from a few tens of nanometers to a few micrometers and the pitch between lamellae can be from a few tens of nanometers to a few micrometers.
  • first conductive plate 8 which is fixed on the network of lamellae by means of a conductive adhesive material 7.
  • the hard substrate 16 can be ablatively removed by means of a laser.
  • the lamellae network is then fixed on a second plate 9 by means of the conductive adhesive material 7.
  • the last step consists in fixing the assembly on the flexible support 2 by means of an adhesive.
  • FIG. 6 represents a cross-sectional side view of a network of piezoelectric strips 17 sandwiched between two conductive plates 8, 9 thus obtained.
  • the microsensor thus produced is then arranged at regular intervals to produce a network of microsensors as represented for example in FIG. 3.
  • the material used to make the piezoelectric strips is, for example, a piezoelectric material film 17 of zircotitanate lead type ( PZT).
  • PZT zircotitanate lead type
  • the piezoelectric strips 6 are made from the materials having a high piezoelectric coefficient, and a sufficiently high Curie temperature, which is the temperature above which the material loses its piezoelectricity to operate in a temperature range encountered by the device during its operation.
  • the piezoelectric lamellae are adapted to receive vibratory waves at low frequencies which are induced by macrodéplacement of the structure around a fixed position and also high frequency waves induced by internal microdéplacement of the material.
  • All other electronic components integrated on the flexible support are made from a hard substrate microfrabrication technology such as silicon or glass, transposed here on a plastic substrate.
  • the temperature used during the microfabrication process is likely to destroy the plastic substrate and therefore does not allow to directly produce the components on the flexible substrate.
  • one of the solutions currently proposed is to first make the components on a hard substrate deposited itself on glass.
  • Another layer of protective glass is attached to the components by means of a soluble adhesive, the hard substrate is then removed from the stack by ablation by means of a laser.
  • the components are then applied to a plastic substrate and attached thereto by means of a permanent adhesive and the protective glass is removed.
  • the control device has a thickness less than or equal to 50 microns, and a surface of the order of 10 x 10 cm side.
  • the size of each microsensor is of the order of a hundred microns and the interval between two microsensors is of the order of tens of microns.
  • FIG. 7 is a schematic view comprising a network of several control devices according to the invention arranged on surfaces of the structures of an aircraft 15.
  • the airplane is on the ground and the network of control devices is in a transmission situation.
  • signals recorded during a flight or several flights of the aircraft to a computer system 13 which is connected to alarm means 14 which here comprise for example a computer with a display screen and sound indicators 20.
  • the device comprises a self-feeding system for piezoelectric microsensors, for example at least one line or a column of the microsensors of the device are connected to an electric energy accumulator 21 intended to store the electrical energy generated by the at least one a line or the at least one column of microsensors under the effect of the vibrations of the structure. This accumulator restores the electrical energy in the form of current to power the control device.
  • the invention is presented in the context of the control of aircraft structures, but may be used whenever a structure subject to vibrating excitation sources must be monitored to detect the presence of defect for example in other industrial sectors such as the automotive, railway, shipbuilding and nuclear industries.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials By The Use Of Ultrasonic Waves (AREA)
  • Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

L'objet de l'invention concerne une dispositif (1) de contrôle non destructif d'une structure (4) susceptible de comporter un défaut (5), comprenant des moyens de mesure (3) des ondes vibratoires émis par ladite structure en différents points d'une surface de ladite structure, lesdits moyens de mesure (3) étant intégrés dans un support souple (2) apte à adhérer sur la surface de ladite structure à contrôler. Le domaine d'application de la présente invention concerne tous les secteurs industriels où le contrôle de l'intégrité des structures est important, en particulier dans l'industrie aéronautique.

Description

DISPOSITIF DE CONTROLE NON DESTRUCTIF D'UNE STRUCTURE PAR
ANALYSE VIBRATOIRE
La présente invention concerne un dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire, comprenant des moyens de mesure des ondes vibratoires émises par la structure pour déterminer des vibrations anormales induites par la présence de défaut dans la structure. Les moyens de mesure sont intégrés dans un support souple apte à adhérer sur la surface de la structure à contrôler. La présente invention trouve des applications pour le contrôle non destructif (CND) des structures d'aéronef, mais peut être utilisée dans tous les secteurs industriels où le contrôle de l'intégrité des pièces travaillées est important, tels que l'automobile, le ferroviaire, la construction navale ou le nucléaire.
Dans le cadre de l'exploitation et de la maintenance des aéronefs, il est nécessaire d'utiliser des méthodes de contrôle qui permettent de déterminer si les structures sont endommagées par des criques ou des fissures, sans endommager les pièces constituant la structure. Les techniques utilisées sont regroupées sous la dénomination de contrôle non destructif (CND). Les techniques de CND sont nombreuses et en constante évolution car les secteurs industriels concernés sont demandeurs d'un accroissement des performances de ces techniques de CND. Les secteurs du transport aérien et du génie civil sont toujours à la recherche de techniques CND de plus en plus performantes pour remplir à la fois les impératifs de sécurité et une politique de réduction des coûts.
La présente invention a ainsi notamment pour but de détecter des vibrations anormales induites dans les structures d'aéronef lorsque l'aéronef est en vol. Ces vibrations dans certains cas sont des indicateurs de l'apparition des défauts dans les structures, par exemple l'apparition de fissures ou de criques dans le matériau constituant la structure d'aéronef.
Il existe, par exemple des moyens de contrôle par radiographie aux rayons X ou par induction magnétique, qui permettent de détecter les défaillances d'une structure mais ces moyens sont difficiles à mettre en oeuvre et inadaptés pour une structure d'aéronef sans immobilisation de l'avion.
Il existe également des moyens de contrôle visuels pour contrôler l'apparition de fissures, mais généralement les structures qui sont les plus susceptibles sujets à des défauts se développer sont des structures difficilement accessibles tels que des éléments de fixation ou des structures mobiles complexes. Ces moyens ne permettent de détecter des fissures que lorsque les fissures débouchent sur une surface directement accessible à l'opérateur, aussi les moyens de contrôle visuels ne permettent pas de réaliser une maintenance prédictive performante des structures.
Tous ces moyens de contrôle nécessitent que l'aéronef soit immobilisé au sol pour procéder à une inspection des zones sensibles de l'avion à l'aide d'un appareil de contrôle. Ceci implique un temps de contrôle relativement long et la présence d'un opérateur qualifié, entraînant par conséquent un coût de maintenance relativement élevé.
A la connaissance du concepteur du présent dispositif, il n'existe pas à ce jour de moyens performants permettant de contrôler l'état des structures par exemple des structures aéronautiques tout au long de leurs périodes d'utilisation, en particulier pouvant effectuer un diagnostic global de santé des structures aéronautiques pendant le vol de l'avion.
La présente invention propose un dispositif adapté à un tel contrôle qui permet de surveiller la santé structurale d'une structure tout au long de sa période d'utilisation par des mesures locales du comportement vibratoire de ladite structure. Les problèmes à résoudre pour un tel dispositif sont : de disposer d'un moyen de contrôle non destructif adapté pour être facilement apposé sur la surface des structures à contrôler qu'elles soient accessibles ou non tout en restant de masse et d'encombrement négligeable et en ne nécessitant qu'une faible puissance électrique pour son fonctionnement, - de disposer d'un moyen de contrôle adapté pour être installé en permanence sur les structures à contrôler durant leur utilisation pour effectuer une maintenance prédictive en détectant l'apparition des défauts le plutôt possible, permettant ainsi de programmer des interventions et de réaliser des réparations moins coûteuses et de garantir une sûreté maximale des structures, de disposer d'un moyen de contrôle qui permet une gestion automatique des contrôles et de délivrer un diagnostic complet de la santé des structures afin de réduire au maximum le travail de l'opérateur pour réduire le coût de maintenance.
A cet effet, la présente invention présente un dispositif de contrôle non destructif d'une structure susceptible de comporter un défaut. Selon l'invention, ledit dispositif comprend des moyens de mesure des ondes vibratoires émis par ladite structure en différents points d'une surface de ladite structure, lesdits moyens de mesure étant intégrés dans un support souple apte à adhérer sur la surface de ladite structure à contrôler.
Lesdits moyens de mesure des ondes vibratoires comportent un ensemble de microcapteurs apte à générer une cartographie des vibrations à la surface de la structure.
Avantageusement les dimensions et l'agencement des microcapteurs sont déterminés pour être aptes à détecter les variations de vibrations induites par la présence du défaut ayant les plus petites dimensions dont la détection est recherchée. Selon l'invention, les moyens de détection sont des microcapteurs piézoélectriques organisés en matrice lignes colonnes, lesdits microcapteurs transformant lesdits ondes vibratoires émis par ladite structure en signaux électriques.
Selon une forme de réalisation de l'invention, le dispositif comprend en outre une électronique d'interface reliant lesdits moyens de détection et de mesure à une mémoire d'enregistrement, ladite électronique d'interface et ladite mémoire étant également intégrés sur ledit support souple de manière à réaliser avantageusement un dispositif de contrôle monolithique.
Pour transformer les ondes vibratoires émis par la structure en signaux électriques, chaque microcapteur comporte un réseau de lamelles piézoélectriques disposées entre deux plaques conductrices, les extrémités desdites lamelles étant rendues solidaires aux plaques au moyen d'un matériau adhésif conducteur, une des deux plaque étant rendue solidaire audit support souple, lesdites deux plaques étant reliée elles même à ladite électronique d'interface.
Avantageusement le dispositif de contrôle comprend un système calculateur tel qu'un système à microprocesseur pour déterminer de manière automatique les ondes vibratoires induites par le défaut présent dans la structure à partir des ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs.
Dans un mode de réalisation dans lequel le système calculateur n'étant pas intégré sur le support souple et connecté au dispositif de contrôle, ledit dispositif de contrôle comporte des moyens d'émission pour envoyer des signaux électriques enregistrés dans la mémoire vers ledit système calculateur en utilisant une liaison sans fil, radio ou infrarouge.
Dans un autre mode de réalisation dans lequel le système calculateur est intégré sur le support souple et est connecté entre ladite interface et la mémoire d'enregistrement. Selon une forme de réalisation du système calculateur, il comprend une mémoire contenant au moins une cartographie des ondes vibratoires de référence de la ou des structures, des moyens de calcul convertissant les signaux électriques envoyés par le dispositif de contrôle en ondes vibratoires, des moyens d'analyse différentielle et d'analyse spectrale desdits ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs par rapport aux ondes vibratoires de référence.
Selon un mode de réalisation particulier, les moyens d'analyse différentielle comportent des moyens pour générer un signal d'état S, caractéristique du fait qu'une valeur différentielle entre les ondes vibratoires de référence et les ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs dépasse une valeur seuil. Selon un autre mode réalisation particulier, les moyens d'analyse spectrale comportent des moyens pour générer un signal d'état S' caractéristique du fait que le représentation fréquentielle des ondes vibratoires mesurés par les microcapteurs par rapport à la représentation fréquentielle des ondes vibratoires de référence comporte des raies spectrales correspondant aux ondes vibratoires induites par la présence du défaut dans ladites structure.
Avantageusement, selon les modes de réalisation présentés précédemment, les signaux d'état S et S' générés sont soit transmis par le système calculateur à des moyens d'alarme, soit enregistrés dans la mémoire d'enregistrement du dispositif de contrôle, puis transmis vers des moyens d'alarme en utilisant une liaison sans fil, radio ou infrarouge.
Les moyens d'alarme comportent par exemple un écran d'affichage et des indicateurs lumineux et/ou sonores. Avantageusement les lamelles piézoélectriques sont adaptées pour détecter des ondes vibratoires à basses fréquences et des ondes vibratoires à hautes fréquences.
Avantageusement, le dispositif de contrôle comporte un système d'auto- alimentation dans lequel au moins une ligne ou une colonne desdits microcapteurs est reliée à un accumulateur d'énergie électrique destiné à stocker l'énergie électrique générée par lesdits microcapteurs et à restituer ladite énergie électrique sous forme de courant pour alimenter le dispositif de contrôle.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre en référence aux dessins qui représentent : en figure 1 : une représentation schématique d'une vue de profil en coupe d'un dispositif de contrôle comprenant un réseau de microcapteurs piézoélectriques selon un mode de réalisation l'invention couvrant la surface d'une structure à contrôler, le dispositif de contrôle étant lui-même recouvert par une couche de peinture; en figure 2: une représentation schématique en coupe partielle d'un microcapteur piézoélectrique de la figure 1 comprenant un réseau de lamelles piézoélectriques disposées entre deux plaques, le microcapteur étant intégré sur un support souple; en figure 3 : une représentation schématique d'une vue de dessus du dispositif de contrôle illustrant un mode de réalisation du dispositif; en figure 4 : une représentation schématique d'un mode de réalisation du dispositif de contrôle de la figure 3 en position opérationnelle de transmission de signaux électriques vers un système calculateur disposé à distance, en figure 5A, 5B et 5C : une représentation schématique des différentes étapes d'une exemple technique de photolithographie en U.V pour obtenir un réseau de lamelles; en figure 6 : une représentation schématique d'une vue de profil en coupe du réseau de lamelles intégré sur un support souple ; en figure 7 : une vue schématique d'un réseau de dispositifs de contrôle disposés sur la surface des structures d'un avion au sol en position de transmission de signaux enregistrés au cours du vol de l'avion;
Pendant le fonctionnement normal d'un avion, notamment pendant un vol, les diverses structures de l'avion sont excitées en vibrations par des diverses sources d'énergie. Par exemple, les ondes de pression des propulseurs excitent des modes vibratoires des structures dont les réponses sont caractéristiques desdites structures. Lorsque la structure est modifiée, par exemple suite à l'apparition d'une anomalie structurale telle qu'une fissure ou un désordre dans ces structures, la réponse vibratoire de la structure est modifiée. Les vibrations correspondantes sont superposées aux vibrations structurales des sources d'excitation. Une analyse temporelle et spectrale des ondes vibratoires permet d'extraire les caractéristiques des vibrations et détecter la présence de modes anormaux qui sont potentiellement à l'apparition des défauts. On distingue généralement deux catégories de signaux caractéristiques d'une structure vibrante. Les ondes vibratoires de basse fréquence, dans la bande de basses fréquences 0 à environ 25 KHz, qui traduisent des macrodéplacements de la structure autour d'une position fixe (déformation à l'échelle macroscopique), et les ondes de haute fréquence, dans la bande d'environ 20 kHz à quelque MHz, qui traduisent des déplacements à l'échelle microscopique au sein du matériau constituant la structure (déformation microscopique). Une analyse des ondes vibratoires à basses fréquences permet de détecter la présence des défauts d'origine mécaniques alors que l'analyse des ondes vibratoires à hautes fréquences permet de détecter l'amorçage de défauts de petites dimensions tels que des fissures, voir des défauts liés à la corrosion, au caractère généralement évolutif et suivre l'évolution de ces défauts. En figure 1 est représenté un dispositif de contrôle non destructif 1 d'une structure 4 suivant l'invention pour détecter et mesurer les ondes vibratoires induites par la présence du défaut dans une structure. II comprend un support souple 2 sur lequel sont intégrés des moyens de mesure 3 des ondes vibratoires émis par ladite structure en différents points de la surface de la structure. Le support souple 2 est par exemple réalisé dans un matériau plastique permettant ainsi de fixer le dispositif sur la surface de la structure à contrôler en épousant la forme de la structure.
Le support souple du dispositif de contrôle 1 est rendu solidaire à la surface de la structure 4 à contrôler au moyen d'un matériau adhésif.
De préférence ce dispositif est fixé sur une zone critique de la structure où les fissures sont susceptibles d'apparaître. Sur un avion, le dispositif peut être disposé sur des zones considérées critiques qui se situent par exemple au niveau des zones d'accrochage des ailerons, au niveau des zones de jonction de panneaux constituant le fuselage, au niveau d'éléments de fixation important par exemple ceux des moteurs.
Avantageusement ce dispositif de contrôle 1 est adapté pour recevoir une couche de revêtement 5 qui peut être par exemple une couche de peinture qui vient se superposer au dispositif de contrôle 1.
Les moyens de mesure comportent un réseau de microcapteurs piézoélectriques 3 organisés de préférence en une matrice de lignes et de colonnes. Chaque microcapteur est apte à transformer les ondes vibratoires qu'il reçoit de la structure sur laquelle il est disposé en signaux électriques.
La figure 2 représente schématiquement une vue en coupe de l'un des microcapteurs du réseau. Il comprend un ensemble de lamelles piézoélectriques 6. Ledit ensemble de lamelles est disposé entre deux plaques conductrices 8, 9.
Les extrémités de chaque lamelle sont rendues solidaire aux deux plaques conductrices 8, 9 au moyen d'un matériau adhésif conducteur 7, une des deux plaques étant rendue solidaire au support souple 2 qui est destinée à couvrir la surface d'une zone de la structure à contrôler.
Lorsque la structure à contrôler vibre, les lamelles piézoélectriques vibrent à la même fréquence que le point de la structure où est placé le microcapteur. Les lamelles se chargent électriquement par effet piézoélectrique en se déformant. Les deux plaques conductrices 8, 9 connectées aux extrémités des lamelles permettent de recueillir les signaux électriques générés par les charges électriques sur les lamelles. La figure 3 représente schématiquement une vue de dessus du dispositif de contrôle, selon un mode de réalisation particulier de l'invention, qui a une forme sensiblement rectangulaire comportant ici par exemple à titre illustratif un réseau de 56 microcapteurs piézoélectriques 3 organisés en une matrice de lignes 31 et de colonnes 3c. En outre le dispositif comprend avantageusement une électronique d'interface 10 reliant le réseau de microcapteurs 3 à une mémoire d'enregistrement 11. L'électronique 10 et la mémoire 11 sont de préférence intégrées sur le support souple 2 de manière à réaliser avantageusement un dispositif de contrôle monolithique. Les signaux électriques recueillis par les plaques 8, 9 de chaque microcapteur sont transmis vers l'électronique d'interface 10 qui comporte de préférence des moyens d'amplification desdits signaux électriques. Les signaux amplifiés sont ensuite acheminés vers la mémoire d'enregistrement 11. L'électronique d'interface 10 est disposée à l'extrémité des lignes de microcapteurs dans la forme de réalisation du dispositif présenté sur la figure 3. Dans une autre forme de réalisation, l'électronique d'interface peut être disposée à l'extrémité des colonnes de microcapteurs, mais d'autres dispositif relatives entre les microcapteurs et l'électronique d'interface sont possibles dans le cadre de l'invention. Chaque microcapteur 3 donne une information sur les vibrations de la structure à l'emplacement du microcapteur et la répartition des microcapteurs permet d'obtenir une cartographie des ondes vibratoires à la surface de ladite structure de sorte qu'un défaut de la structure qui induit une modification locale des ondes vibratoires peut être localisé en fonction des microcapteurs. Afin de localiser précisément les défauts, le pas entre microcapteurs est fixé à une valeur inférieure aux dimensions des défauts minimum à détecter de sorte que la discrimination de la position des défauts soit possible et de sorte qu'en cas d'endommagement localisé du réseau de microcapteurs, les microcapteurs situés autour de la zone endommagée du réseau puissent toujours permettre de réaliser une surveillance des zones suffisamment proche du défaut susceptible d'apparaître de telle sorte que le défaut soit effective et détecté.
Dans un mode de réalisation particulier de l'invention, le mode de transfert des signaux électriques issus des microcapteurs 3 vers l'électronique d'interface 10 est un mode de transfert à interlignes. Au dessus de chaque ligne de microcapteurs est disposée une ligne de stockage 23. Les signaux sont temporairement stockés dans cette ligne de stockage 23. Le contenu des lignes de stockage est ensuite transféré vers l'électronique d'interface 10 selon un mode en parallèle. Ensuite les signaux électriques sont évacués en série vers une mémoire d'enregistrement 11.
Dans une variante du mode de transfert des signaux électriques, chaque microcapteur est adressé directement pour envoyer les signaux électriques directement à l'électronique d'interface 10. Afin de traiter de manière automatique les signaux électriques mesurés par les microcapteurs 3, le dispositif de contrôle comprend de plus un système calculateur 13 tel que représenté schématiquement sur la figure 4 pour convertir les signaux électriques caractéristiques des ondes vibratoires mesurées en valeurs numériques et pour déterminer les ondes vibratoires induites par la présence du défaut dans la structure à partir des ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs. Le système calculateur est par exemple un système à microprocesseur.
Dans un mode préféré de réalisation de l'invention représenté sur la figure 4, le système calculateur n'étant pas intégré sur le support souple 2, le dispositif comporte des moyens d'émission référencé par le numéro 12 sur la figure 3 pour envoyer les signaux électriques enregistrés dans la mémoire d'enregistrement 11 vers le système calculateur 13 en utilisant une liaison sans fil, radio ou infrarouge. Ces moyens d'émission comportent par exemple un transpondeur intégré sur le support souple qui fonctionne de préférence à une fréquence fixée, ladite fréquence étant choisie de sorte que l'émission des signaux électriques représentatifs des vibrations n'interfère pas avec l'émission des autres données par des dispositifs autre que le dispositif de contrôle.
Le système calculateur comporte de préférence un convertisseur analogique/numérique pour convertir les signaux électriques analogiques provenant de la mémoire d'enregistrement en valeurs numériques. Ces valeurs numériques sont convertis ensuite en ondes vibratoires grâce à des moyens de calcul dans lequel est avantageusement intégré un modèle théorique ou expérimental établissant la relation entre la vibration détectée et la charge électrique générée.
Pour déterminer les variations de vibrations induites par la présence du défaut dans la structure à partir des ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs, le système comporte des moyens d'analyse pour effectuer une étude comparative en amplitude et en fréquence entre les ondes vibratoires mesurés par les microcapteurs et les ondes vibratoires de référence. Pour cela le système calculateur comporte une mémoire dans laquelle est enregistrée une base de donnée de cartographies des ondes vibratoires de référence de la structure. La cartographie de référence constitue un modèle de comparaison prédéfini par rapport au comportement de la zone couverte par le dispositif de contrôle. Cette cartographie peut être prédéterminée sur une structure de référence. On entend par structure de référence, une structure jugée ne comportant pas de défaut, par exemple une structure à la sortie de sa ligne de fabrication et ayant réussi toutes les étapes de qualification. Elle peut être également prédéterminée par une modélisation. Lorsque les moyens d'analyse effectuent une comparaison en amplitude entre les ondes vibratoires de référence et les ondes vibratoires mesurés par les microcapteurs, si la valeur différentielle déterminée entre les ondes vibratoires de référence et les ondes vibratoires mesurées dépasse une valeur seuil, un signal d'état S est généré par les moyens d'analyse.
Cette comparaison en amplitude est avantageusement complétée par une analyse spectrale. Par exemple les moyens d'analyse effectuent tout d'abord une transformée de Fourier des ondes vibratoires mesurées pour obtenir une représentation fréquentielle de la vibration, en comparant la représentation fréquentielle des ondes vibratoires de référence et la représentation fréquentielle des ondes vibratoires mesurés, des raies spectrales correspondant aux ondes vibratoires induits par la présence du défaut dans la structure sont alors extraites par les moyens d'analyse qui génère un deuxième signal d'état S'. Avantageusement l'analyse spectrale permet d'identifier la nature des défauts rencontrés. Généralement un spectre vibratoire comporte un ensemble de raies. Pour identifier facilement les raies correspondant aux défauts et les classer selon le type de défauts rencontrés de préférence une bibliothèque de configurations spectrales est également enregistrée dans la mémoire du système calculateur.
Les signaux d'état S et S' ainsi que toutes les informations telles que la nature des défauts, la dimension des défauts et la localisation des défauts sont transmis par le système calculateur vers des moyens d'alarme 14 qui comportent par exemple un écran d'affichage 22 pour afficher les informations et des indicateurs lumineux et/ou sonores 20 pour avertir l'opérateur de maintenance.
La transmission des signaux électriques enregistrés dans la mémoire 11 vers le système calculateur peut être programmée de manière à ce qu'elle soit effectuée automatiquement à la fin d'un vol de l'avion par exemple. Cette transmission peut aussi être activée manuellement par l'opérateur de maintenance en interrogeant le dispositif de contrôle lors de l'inspection de l'avion.
Dans un autre mode de réalisation de l'invention, le système calculateur 13 est intégré directement sur le support souple 2 et connecté entre l'électronique d'interface 10 et la mémoire d'enregistrement 11. Dans ce mode de réalisation, le système calculateur 13 reçoit directement des signaux électriques de l'électronique d'interface 10 et envoie vers la mémoire d'enregistrement 11 seulement les signaux d'état S et S' et les informations sur les défauts. Lors d'une inspection, en interrogeant le dispositif, l'opérateur décharge les signaux d'état et les informations enregistrés dans la mémoire du dispositif de contrôle vers des moyens d'alarme 14 en utilisant une liaison sans fil, radio ou infrarouge.
Dans le cadre d'un contrôle en temps réel des structures, le dispositif de contrôle est par exemple programmé pour être activé lorsque l'avion n'est plus au sol et il effectue ensuite des mesures à des intervalles régulier, par exemple toutes les 5 minutes pendant une période déterminée de manière à réaliser une cartographie en fonction du temps. Ainsi le dispositif de contrôle permet une cartographie de la zone surveillée en fonction du temps pour établir l'évolution du champ des ondes vibratoires émis par la pièce.
Le réseau de lamelles est réalisé selon des techniques connues dans le domaine de microélectronique. Le réseau de lamelles peut être obtenu par exemple par la technique de photolithographie UV. Les figures 5.A, 5.B et 5.C présentent un exemple de réalisation des lamelles par la technique de la photolithographie. Le film piézoélectrique 17 est déposé sur un substrat dur 16, type silicium ou verre, l'épaisseur du film 17 pouvant être de quelque dizaine de nanomètres à plusieurs dizaine de microns. Un film photosensible par exemple résine 19 est déposé sur le film piézoélectrique et est soumis à une insolation en UV à travers un masque 18. La figure 5.B présente l'ensemble après avoir été trempé dans un bain de solvant de révélation et après avoir été soumis à une métallisation La surface du film piézoélectrique 17 comporte alors des zones métallisées déposées sur la surface du film piézoélectrique et des zones de résines.
En disparaissant dans un bain de solvant, les zones résines éliminent le métal qui a été déposé sur sa surface, laissant sur la surface du film piézoélectrique 17 des motifs métalliques recherchés qui constituent un masque pour l'étape de gravure sèche. Le métal déposé possède un taux de gravure beaucoup plus faible que celui du film piézoélectriques 17 et, en contrôlant le temps de gravure et la vitesse de gravure, un réseau de lamelles espacées à des intervalles réguliers est réalisé en effectuant la gravure sèche à travers le masque métallique. La largeur des lamelles peut être de quelques dizaines de nanomètre à quelques micromètres et le pas entre lamelles peut être de quelques dizaines de nanomètres à quelques micromètres.
Pour disposer le réseau de lamelles ainsi obtenu entre deux plaques conductrices 8, 9, puis l'intégrer dans un support souple 2 pour réaliser les microcapteurs 3, on dispose d'abord une première plaque conductrice 8 qui vient se fixer sur le réseau de lamelles au moyen d'un matériau adhésif conducteur 7. Ensuite le substrat dur 16 peut être enlevé par ablation au moyen d'un laser. Le réseau de lamelle est ensuite fixé sur une deuxième plaque 9 au moyen du matériau adhésif conducteur 7. La dernière étape consiste à fixer l'ensemble sur le support souple 2 au moyen d'un adhésif.
La figure 6 représente une vue de profil en coupe d'un réseau de lamelles piézoélectriques 17 prises en sandwich entre deux plaques conductrices 8, 9 ainsi obtenu. Le microcapteur ainsi réalisé est ensuite disposé à des intervalles réguliers pour réaliser un réseau de microcapteurs tel que représenté par exemple sur la figure 3. Le matériau utilisé pour réaliser les lamelles piézoélectriques est par exemple un film de matériau piézoélectrique 17 de type zircotitanate de Plomb (PZT). De préférence les lamelles piézoélectriques 6 sont réalisées à partir des matériaux présentant un coefficient piézoélectrique élevé, et une température de Curie suffisamment élevée, qui est la température au dessus de la quelle le matériau perd sa piézoélectricité pour pouvoir fonctionner dans un domaine de températures rencontrées par le dispositif au cours de son fonctionnement. Les lamelles piézoélectriques sont adaptées pour recevoir des ondes vibratoires à basses fréquences qui sont induites par des macrodéplacement de la structure autour d'une position fixe et aussi des ondes à hautes fréquences induits par des microdéplacement internes du matériau.
Tous les autres composants électroniques intégrés sur le support souple sont réalisés à partir d'une technologie de microfrabrication sur substrat dur tel que silicium ou verre, transposée ici sur un substrat plastique. La température utilisée au cours du processus de microfabrication est susceptible de détruire le substrat plastique et ne permet donc pas de réaliser directement les composants sur le substrat souple. Pour remédier à ce problème technique, une des solutions proposées actuellement est de réaliser d'abord les composants sur un substrat dur déposé lui-même sur du verre. Une autre couche de verre servant de protection vient se fixer sur les composants au moyen d'un adhésif soluble, le substrat dur est ensuite retiré de l'empilement par ablation au moyen d'un laser. Les composants sont alors appliqués sur un substrat plastique et fixés à ce dernier au moyen d'un adhésif permanent et le verre de protection est retiré.
Selon une forme particulière de réalisation du dispositif, le dispositif de contrôle présente une épaisseur inférieure ou égale à 50 μm, et d'une surface de l'ordre de 10 x 10 cm de côté. La taille de chaque microcapteur est de l'ordre de centaine de microns et l'intervalle entre deux microcapteurs est de l'ordre de dizaine de microns.
La figure 7 présente une vue schématique comportant un réseau de plusieurs dispositifs de contrôle suivant l'invention disposés sur des surfaces des structures d'un avion 15. L'avion est au sol et le réseau de dispositifs de contrôle est en situation de transmission de signaux enregistrés au cours d'un vol ou plusieurs vols de l'avion vers un système calculateur 13 qui est relié à des moyens d'alarme 14 qui comportent ici par exemple un ordinateur avec un écran d'affichage et des indicateurs sonores 20. Avantageusement le dispositif comporte un système d'auto-alimentation des microcapteurs piézoélectriques, par exemple au moins une ligne ou une colonne des microcapteurs du dispositif sont reliés à un accumulateur d'énergie électrique 21 destiné à stocker l'énergie électrique générée par la au moins une ligne ou la au moins une colonne de microcapteurs sous l'effet des vibrations de la structure. Cet accumulateur restitue l'énergie électrique sous forme de courant pour alimenter le dispositif de contrôle.
L'invention est présentée dans le cadre du contrôle de structures d'aéronefs, mais peut être utilisée chaque fois qu'une structure soumise à des sources d'excitation en vibration doit être surveillée pour détecter la présence de défaut par exemple dans d'autres secteurs industriels tels que l'automobile, le ferroviaire, la construction navale ou le nucléaire.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1- Dispositif (1 ) de contrôle non destructif d'une structure (4) susceptible de comporter un défaut (5), caractérisé en ce que ledit dispositif comprend des moyens de mesure des ondes vibratoires émis par ladite structure en différents points d'une surface de ladite structure, lesdits moyens de mesure étant intégrés dans un support souple (2) apte à adhérer sur la surface de ladite structure à contrôler.
2- dispositif suivant la revendication 1 dans lequel les moyens de mesure (3) des ondes vibratoires comportent un ensemble de microcapteurs (3) apte à générer une cartographie des ondes vibratoires à la surface de la structure (4). 3- dispositif suivant la revendication 2 dans lequel les dimensions et l'agencement des microcapteurs (3) sont déterminés pour être aptes à détecter les variations des ondes vibratoires induites par la présence du défaut (5) ayant les plus petites dimensions dont la détection est recherchée.
4- Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit ensemble de microcapteurs comportent un réseau de microcapteurs piézoélectriques (3) organisés en une matrice de lignes et de colonnes, lesdits microcapteurs transformant lesdites ondes vibratoires en signaux électriques.
5 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'en outre ledit dispositif comprend une électronique d'interface (10) reliant lesdits microcapteurs (3) à une mémoire d'enregistrement (11 ).
6 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 5, caractérisé en ce ladite électronique (10) et ladite mémoire (11 ) sont intégrés dans ledit support souple (2) de manière à réaliser un dispositif de contrôle monolithique.
7 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ladite électronique d'interface (10) est disposée à l'extrémité des lignes de microcapteurs ou à l'extrémité des colonnes de microcapteurs.
8 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque microcapteur comporte un ensemble de lamelles piézoélectriques (6) disposé entre deux plaques conductrices (8, 9) se chargeant électriquement par effet piézoélectrique, les extrémités desdites lamelles étant rendues solidaires auxdites plaques au moyen d'un matériau adhésif conducteur (7), une des deux plaque étant rendue solidaire audit support souple (2), lesdites deux plaques (8, 9) étant connectées à ladite électronique d'interface (10) pour envoyer des signaux électriques générés par les charges électriques sur lesdites lamelles (6) vers ladite interface. 9 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ledit dispositif de contrôle comprend un système calculateur (13) tel qu'un système à microprocesseur pour déterminer de manière automatique lesdites variations des ondes vibratoires induites par la présence du défaut (5) dans la structure à partir des ondes vibratoires mesurés par lesdits microcapteurs (3). 10 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 9, caractérisé en ce que ledit système calculateur (13) n'étant pas intégré dans le support souple (2), ledit dispositif de contrôle comporte des moyens d'émission (12) pour envoyer des signaux électriques représentatifs des ondes vibratoires, enregistrés dans la mémoire (11 ) vers ledit système calculateur (13) en utilisant une liaison filaire, sans fil, radio ou infrarouge.
11 - Dispositif de contrôle selon les revendications 1 à 9, caractérisé en ce que ledit système calculateur (13) est intégré dans ledit support souple (2) et est connecté entre ladite électronique d'interface (10) et ladite mémoire d'enregistrement (11 ). 12 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le système calculateur (13) comporte une mémoire contenant au moins une cartographie des ondes vibratoires de référence de la ou des structures, des moyens de calcul convertissant les signaux électriques générés par les microcapteurs en ondes vibratoires, des moyens d'analyse différentielle et d'analyse spectrale desdites ondes vibratoires par rapport aux ondes vibratoires de référence.
13 - Dispositif de contrôle selon la revendication 12, caractérisé en ce que ladite au moins une cartographie des ondes vibratoires de référence est prédéterminée sur une structure de référence. 14 - Dispositif de contrôle selon la revendication 12, caractérisé en ce que ladite au moins une cartographie des ondes vibratoires de référence est prédéterminée par une modélisation.
15 - Dispositif de contrôle selon les revendications 12 à 14, caractérisé en ce que les moyens d'analyse différentielle comportent des moyens de génération d'un signal d'état S caractéristique du fait qu'une valeur différentielle entre les ondes vibratoires de référence et les ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs dépasse une valeur seuil.
16 - Dispositif de contrôle selon les revendications 12 à 14, caractérisé en ce que les moyens d'analyse spectrale comportent des moyens de génération d'un signal d'état S' caractéristique du fait que la représentation fréquentielle des ondes vibratoires mesurées par les microcapteurs par rapport à la représentation fréquentielle des ondes vibratoires de référence comporte des raies spectrales correspondant aux ondes vibratoires anormales induites par la présence du défaut dans ladites structure.
17 - Dispositif de contrôle selon les revendications 10, 12 à 16, caractérisé en ce que lesdits signaux d'état S et S' sont transmis par ledit système calculateur vers des moyens d'alarme (14).
18 - Dispositif de contrôle selon les revendications 11 à 16, caractérisé en ce que lesdits signaux d'état générés sont enregistrés dans ladite mémoire d'enregistrement (11 ) relié audit système calculateur, puis transmis vers des moyens d'alarme en utilisant une liaison filaire, sans fil, radio ou infrarouge.
19 - Dispositif de contrôle selon la revendication 17 ou 18, caractérisé en ce que lesdits moyens d'alarme (14) comportent des moyens d'affichage (22) et des indicateurs lumineux ou sonores (20).
20 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites lamelles piézoélectriques sont aptes à détecter des ondes vibratoires à basse fréquence, dans une bande de fréquences de 0 à environ 25 KHz. 21 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites lamelles piézoélectriques sont aptes à détecter des ondes vibratoires à haute fréquence, dans une bande de fréquence d'environ 25 kHz à quelques MHz.
22 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites lamelles piézoélectriques (6) sont réalisées à partir des matériaux présentant un coefficient piézoélectrique élevé.
23 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites lamelles du réseau sont espacées à des intervalles réguliers. 24 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'épaisseur dudit dispositif de contrôle est inférieure ou égale à 50 μm.
25 - Dispositif de contrôle selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit dispositif comporte un système d'auto-alimentation dans lequel au moins une ligne ou une colonne desdits microcapteurs est reliée à un accumulateur (21 ) d'énergie électrique destiné à stocker l'énergie électrique générée par ladite au moins une ligne ou colonne de microcapteurs et à restituer ladite énergie électrique sous forme de courant pour alimenter le dispositif de contrôle.
26 - Dispositif de contrôle selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit support souple (2) du dispositif de contrôle (1 ) est rendu solidaire à la surface de la structure (4) à contrôler au moyen d'un matériau adhésif.
EP07729207A 2006-05-24 2007-05-16 Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire Withdrawn EP2027461A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0651903A FR2901610B1 (fr) 2006-05-24 2006-05-24 Dispositif de controle non destructif d'une struture par analyse vibratoire
PCT/EP2007/054759 WO2007135057A1 (fr) 2006-05-24 2007-05-16 Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2027461A1 true EP2027461A1 (fr) 2009-02-25

Family

ID=37622215

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07729207A Withdrawn EP2027461A1 (fr) 2006-05-24 2007-05-16 Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8151643B2 (fr)
EP (1) EP2027461A1 (fr)
JP (1) JP5450058B2 (fr)
CN (1) CN101449157B (fr)
BR (1) BRPI0712212A2 (fr)
CA (1) CA2650832A1 (fr)
FR (1) FR2901610B1 (fr)
RU (1) RU2435161C2 (fr)
WO (1) WO2007135057A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108303278A (zh) * 2018-02-05 2018-07-20 青岛云世纪信息科技有限公司 一种桨式飞行器起飞状态检测方法和装置

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008003498B4 (de) 2008-01-08 2022-09-01 Airbus Defence and Space GmbH Aufprallerfassungselement für ein Luftfahrzeug, damit aufgebaute Aufprallerfassungsvorrichtung sowie Verfahren zur Überwachung von Aufprallvorgängen auf ein Luftfahrzeug
JP5224547B2 (ja) * 2008-02-13 2013-07-03 国立大学法人京都工芸繊維大学 構造物の損傷の診断方法および装置
US8181524B2 (en) * 2008-12-26 2012-05-22 Panasonic Corporation Ultrasonic stress measurement method and device
US8408065B2 (en) * 2009-03-18 2013-04-02 Bp Corporation North America Inc. Dry-coupled permanently installed ultrasonic sensor linear array
GB201018259D0 (en) * 2010-10-29 2010-12-15 Airbus Operations Ltd Ultrasonic inspection tool
WO2012066430A1 (fr) * 2010-11-18 2012-05-24 Koninklijke Philips Electronics N.V. Dispositif médical équipé de transducteurs ultrasoniques logés dans une feuille souple
FR2974900B1 (fr) * 2011-05-02 2013-05-17 Aircelle Sa Ensemble et procede de surveillance pour detecter des defauts structurels pouvant apparaitre dans une nacelle d'aeronef
CN102393445A (zh) * 2011-10-24 2012-03-28 沈阳建筑大学 基于压电陶瓷传感器和导波分析的管道结构损伤监测方法
US20130132035A1 (en) * 2011-11-23 2013-05-23 Ge Aviation Systems Llc Method for diagnosing a health of an apparatus
US20130132033A1 (en) * 2011-11-23 2013-05-23 Ge Aviation Systems Llc System and apparatus for radiation diagnosis
FR2987443B1 (fr) * 2012-02-24 2014-03-07 Snecma Dispositif de detection d'anomalies par analyse acoustique d'une turbomachine d'aeronef
US9511393B2 (en) * 2012-08-17 2016-12-06 The Boeing Company Flexible ultrasound inspection system
US10847708B2 (en) * 2014-07-11 2020-11-24 Microtech Medical Technologies Ltd. Multi-cell transducer
RU2566418C1 (ru) * 2014-07-22 2015-10-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет приборостроения и информатики" Способ магнитной дефектоскопии
CN104931510A (zh) * 2015-06-30 2015-09-23 山东大学 一种铝合金结构的微损伤检测系统及其方法
US10460536B2 (en) 2015-08-04 2019-10-29 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft structural fault-detection and isolation using virtual monitoring of loads
WO2017180007A1 (fr) * 2016-04-14 2017-10-19 Виталий Иванович СУРИН Procédé de détection locale de défauts et dispositif pour la mise en oeuvre de ce procédé (et variantes)
JP6078860B1 (ja) * 2016-04-15 2017-02-15 学校法人神奈川大学 振動検出装置、振動特性計測システムおよび振動特性計測方法
EP3258258B1 (fr) * 2016-06-13 2024-07-31 Airbus Defence and Space GmbH Peau sensorielle
US9965939B2 (en) * 2016-09-01 2018-05-08 Locus Solutions, Llc Systems and methods for monitoring vibrations during transportation of goods
RU2643941C1 (ru) * 2016-10-19 2018-02-06 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Морской государственный университет имени адмирала Г.И. Невельского" Пьезоэлектрический элемент для установки на гибкой базовой структуре
FR3065526B1 (fr) * 2017-04-24 2019-07-19 Flight Level & Orbital Deployment Systeme de detection d'un etat ou d'un dysfonctionnement par analyse vibratoire
CN107804455A (zh) * 2017-10-23 2018-03-16 南京航空航天大学 压电智能复合材料旋翼
CN108169037B (zh) * 2017-12-15 2019-03-29 南京航空航天大学 连续异构型大面积冲击监测网络及冲击区域定位方法
DE102018210500A1 (de) * 2018-06-27 2020-01-02 MTU Aero Engines AG Verfahren und Vorrichtung zum zerstörungsfreien akustischen Untersuchen zumindest eines Bereichs eines Bauteils einer Strömungsmaschine
KR102482508B1 (ko) * 2018-11-06 2022-12-28 제이에프이 스틸 가부시키가이샤 적층 철심의 탄성 매트릭스 결정 방법 및 진동 해석 방법
EP3748327A1 (fr) 2019-06-07 2020-12-09 Ostbayerische Technische Hochschule Regensburg Procédé et système pour évaluer une intégrité structurale d'un aéronef
CN110502972A (zh) * 2019-07-05 2019-11-26 广东工业大学 一种基于深度学习的路面裂缝分割与识别方法
CN113205036A (zh) * 2021-04-28 2021-08-03 同济大学 一种基础设施外部侵害振源感知及定位方法
FR3126780B1 (fr) * 2021-09-08 2023-12-15 Commissariat Energie Atomique Procédé de détection d’un défaut dans une structure d'un dispositif
US12529551B2 (en) 2024-02-29 2026-01-20 Rtx Corporation Autonomous inspection of a surface topology of an airfoil of a gas turbine engine
US12523617B2 (en) 2024-02-29 2026-01-13 Rtx Corporation Autonomous inspection of a surface topology of an airfoil of a gas turbine engine

Family Cites Families (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1403635A (fr) 1963-08-14 1965-06-25 Massiot Philips Sa Dispositif de reproduction visuelle de clichés par télévision
JPS4413461B1 (fr) * 1966-05-18 1969-06-17
US3511086A (en) 1966-11-23 1970-05-12 Boeing Co Nondestructive testing with liquid crystals
US3970074A (en) 1974-08-22 1976-07-20 Spitalul Clinic Filantropia Bucuresti Method of and apparatus for making medical thermographs
US4433637A (en) 1979-06-04 1984-02-28 Vectra International Corporation Microencapsulated cholesteric liquid crystal temperature measuring device for determining the temperature of non-planar or planar surfaces
US4295111A (en) * 1979-11-29 1981-10-13 Nasa Low temperature latching solenoid
FR2598250B1 (fr) 1986-04-30 1988-07-08 Thomson Csf Panneau de prise de vue radiologique, et procede de fabrication
JPH0225717A (ja) * 1988-07-15 1990-01-29 Hitachi Ltd 振動センサ
GB8819487D0 (en) * 1988-08-16 1988-09-21 Pennwalt Piezo Film Ltd Sensing breakage of glass
JP2707127B2 (ja) * 1988-12-28 1998-01-28 株式会社いすゞセラミックス研究所 電磁力バルブ駆動装置
CH677152A5 (fr) * 1989-02-08 1991-04-15 Asea Brown Boveri
US5166573A (en) * 1989-09-26 1992-11-24 Atochem North America, Inc. Ultrasonic contact transducer and array
US5034714A (en) * 1989-11-03 1991-07-23 Westinghouse Electric Corp. Universal relay
US5047719A (en) 1990-05-25 1991-09-10 The Failure Group, Inc. Flexible coil assembly for reflectance-mode nondestructive eddy-current examination
US5293555A (en) * 1991-05-24 1994-03-08 Hughes Aircraft Company System and method for locating material fatigue using multiple sensors
US5184516A (en) * 1991-07-31 1993-02-09 Hughes Aircraft Company Conformal circuit for structural health monitoring and assessment
US5315234A (en) 1992-04-03 1994-05-24 General Electric Company Eddy current device for inspecting a component having a flexible support with a plural sensor array
DE4220544B4 (de) 1992-06-24 2005-10-20 Woelfel Horst Verfahren zum Messen mechanischer Spannungskomponenten an der Oberfläche von dynamisch belasteten Meßobjekten
JPH06113387A (ja) * 1992-09-25 1994-04-22 Railway Technical Res Inst 音源観測用音像可視化装置
JP3288815B2 (ja) * 1993-06-30 2002-06-04 株式会社東芝 ２次元アレイ超音波プローブ
IT1273248B (it) 1994-03-15 1997-07-07 Europiana S R L Apparecchiatura per la misurazione della temperatura dell'epidermide
US5659248A (en) 1994-10-17 1997-08-19 General Electric Company Multilayer eddy current probe array for complete coverage of an inspection surface without mechanical scanning
US5793206A (en) 1995-08-25 1998-08-11 Jentek Sensors, Inc. Meandering winding test circuit
US5911158A (en) * 1996-02-29 1999-06-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Piezoelectric strain sensor array
JP3194078B2 (ja) * 1996-03-29 2001-07-30 日本鋼管株式会社 自発電源による振動検出装置
JP3673035B2 (ja) * 1996-10-25 2005-07-20 株式会社東芝 超音波トランスジューサ
JPH10281859A (ja) * 1997-04-07 1998-10-23 Mitsui Eng & Shipbuild Co Ltd 異常診断方法および装置
US5915277A (en) * 1997-06-23 1999-06-22 General Electric Co. Probe and method for inspecting an object
JPH1164089A (ja) * 1997-08-18 1999-03-05 Toshiba Corp 波動診断装置
GB9808668D0 (en) * 1998-04-24 1998-06-24 Smiths Industries Plc Monitoring
US6077228A (en) 1998-11-04 2000-06-20 Schonberger; Milton Breast temperature scanner
US6370964B1 (en) * 1998-11-23 2002-04-16 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Diagnostic layer and methods for detecting structural integrity of composite and metallic materials
US6399939B1 (en) * 2000-06-13 2002-06-04 North Carolina A&T State University Sensor array system
JP2002027594A (ja) * 2000-07-11 2002-01-25 Hitachi Ltd 超音波探触子およびその製造方法
US6564640B1 (en) * 2000-11-28 2003-05-20 Quality Research, Development & Consulting, Inc. Smart skin structures
DE10136756C2 (de) 2001-07-27 2003-07-31 Siemens Ag Röntgendiagnostikeinrichtung mit einem flexiblen Festkörper-Röntgendetektor
JP2003130853A (ja) * 2001-10-24 2003-05-08 National Institute Of Advanced Industrial & Technology 損傷センシングシート
FR2836994B1 (fr) 2002-03-05 2004-12-17 Airbus France Procede et dispositif de controle de pieces par rayons x
US6739195B2 (en) * 2002-04-09 2004-05-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army System and method for determining the status of an object by insonification
JP2004088056A (ja) * 2002-07-02 2004-03-18 Sumitomo Electric Ind Ltd 圧電振動子とその実装方法、実装デバイス、それを用いた超音波プローブ、およびそれを用いた３次元超音波診断装置
JP4102710B2 (ja) * 2003-06-04 2008-06-18 富士重工業株式会社 中空構造物の構造診断方法及びその装置
JP3812559B2 (ja) 2003-09-18 2006-08-23 Ｔｄｋ株式会社 渦電流プローブ
US7285897B2 (en) * 2003-12-31 2007-10-23 General Electric Company Curved micromachined ultrasonic transducer arrays and related methods of manufacture
JP4443247B2 (ja) * 2004-01-28 2010-03-31 株式会社日立製作所 状態監視システムおよび状態監視方法
FR2874430B1 (fr) * 2004-08-23 2007-03-30 Eads Ccr Groupement D Interet Assemblage a film piezoelectrique integre, pour le controle non destructif de cet assemblage
US7430911B2 (en) * 2004-08-26 2008-10-07 Acellent Technologies, Inc. Method of detecting and analyzing changes in the external loading conditions of a structure
US7719394B2 (en) * 2004-10-06 2010-05-18 Victor Nelson Latching linear solenoid

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2007135057A1 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108303278A (zh) * 2018-02-05 2018-07-20 青岛云世纪信息科技有限公司 一种桨式飞行器起飞状态检测方法和装置
CN108303278B (zh) * 2018-02-05 2020-05-05 青岛云世纪信息科技有限公司 一种桨式飞行器起飞状态检测方法和装置

Also Published As

Publication number Publication date
FR2901610B1 (fr) 2009-01-16
FR2901610A1 (fr) 2007-11-30
US8151643B2 (en) 2012-04-10
BRPI0712212A2 (pt) 2012-03-13
WO2007135057A1 (fr) 2007-11-29
CN101449157A (zh) 2009-06-03
CN101449157B (zh) 2013-07-10
RU2008151161A (ru) 2010-06-27
RU2435161C2 (ru) 2011-11-27
JP5450058B2 (ja) 2014-03-26
US20090301197A1 (en) 2009-12-10
CA2650832A1 (fr) 2007-11-29
JP2009537835A (ja) 2009-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2007135057A1 (fr) Dispositif de contrôle non destructif d'une structure par analyse vibratoire
EP2030010A1 (fr) Dispositif de contrôle non destructif d'une pièce par analyse de distribution du champ magnétique de fuite
EP3555585B1 (fr) Procede et systeme de controle de sante integre d'une structure mecanique par ondes elastiques diffuses
US8355830B2 (en) Aircraft health monitoring and design for condition
WO2020025390A1 (fr) Contrôle de santé de rails
CN106922171B (zh) 用于确定结构状态的方法、系统及具有其的目标单元
CA2605565A1 (fr) Procede et dispositif de surveillance d'une structure d'un avion
EP3590847B1 (fr) Aéronef équipé d'un système d'estimation des paramètres d'un impact
EP1979717B1 (fr) Dispositif et procede de surveillance d'une grandeur environnementale en temps reel
FR3090106A1 (fr) Procédé et dispositif pour détecter un évènement d’impact et véhicule associé
EP2027457A1 (fr) Dispositif de contrôle non destructif d'une pièce par analyse de dissipation de rayonnement
WO2010052393A1 (fr) Procede et installation de detection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement.
WO2012150394A1 (fr) Ensemble et procede de surveillance pour detecter des defauts structurels pouvant apparaitre dans une nacelle d'aeronef en service
EP3929006A1 (fr) Procede et dispositif d'estimation de l'état ou de la pression des pneus d'un aeronef
Mangalgiri et al. Structural health monitoring
FR3087755A1 (fr) Procede et systeme de suivi de defaut d'une structure d'aeronef
FR2901608A1 (fr) Systeme de mesure et de detection de parametres et d'anomalies
Fremmelev et al. Feasibility study on a full‐scale wind turbine blade monitoring campaign: Comparing performance and robustness of features extracted from medium‐frequency active vibrations
Tudose Qualification of PWAS-Based SHM Technology for Space Applications
Do Passive and active sensing technologies for structural health monitoring
Mrad State of development of advanced sensor systems for structural health monitoring applications
FR3078162A1 (fr) Dispositif et procede de detection de defauts d'une structure
Sondhiya et al. A study on fibre optics sensors and its application in structural health monitoring of aerospace systems
WO2018197440A1 (fr) Systeme de detection d'un etat ou d'un dysfonctionnement par analyse vibratoire
Meyendorf et al. vehicles, wind turbines and pipes-prognosis

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20081211

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: AIRBUS OPERATIONS (S.A.S)

17Q First examination report despatched

Effective date: 20100527

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20151105