JP2000146746A - 損傷・破損箇所検出装置 - Google Patents
損傷・破損箇所検出装置Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機等の検査時間が従来よりも短縮され、
機体の疲労情報を取出して分析できると共に、飛行中に
損傷や破損が発生した場合にも、その不良状況を把握で
きる損傷・破損箇所検出装置。 【解決手段】 損傷・破損検出対象物の表層面又は表層
中に格子状に配設されたＸ軸及びＹ軸方向の光ファイバ
センサ８Ｘ1 〜８Ｘm ，８Ｙ1 〜８Ｙn と、上記各光フ
ァイバセンサの透過光量及び反射光を検知する透過光量
・反射光検知手段（１Ｘ〜７Ｘ，１Ｙ〜７Ｙ）と、各光
ファイバセンサの透過光量計測値から求めた外力の大き
さとその印加時間の積の累算値をメモリに記憶すると共
に、この累算値が閾値を越えた場合のＸ軸とＹ軸方向の
光ファイバセンサの交差領域を損傷箇所として算出し、
また反射光の検出されたＸ軸とＹ軸方向の光ファイバセ
ンサの交差領域を破損箇所として算出する統合処理器９
とを備えたもの。
機体の疲労情報を取出して分析できると共に、飛行中に
損傷や破損が発生した場合にも、その不良状況を把握で
きる損傷・破損箇所検出装置。 【解決手段】 損傷・破損検出対象物の表層面又は表層
中に格子状に配設されたＸ軸及びＹ軸方向の光ファイバ
センサ８Ｘ1 〜８Ｘm ，８Ｙ1 〜８Ｙn と、上記各光フ
ァイバセンサの透過光量及び反射光を検知する透過光量
・反射光検知手段（１Ｘ〜７Ｘ，１Ｙ〜７Ｙ）と、各光
ファイバセンサの透過光量計測値から求めた外力の大き
さとその印加時間の積の累算値をメモリに記憶すると共
に、この累算値が閾値を越えた場合のＸ軸とＹ軸方向の
光ファイバセンサの交差領域を損傷箇所として算出し、
また反射光の検出されたＸ軸とＹ軸方向の光ファイバセ
ンサの交差領域を破損箇所として算出する統合処理器９
とを備えたもの。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は光ファイバセンサを
用いた損傷・破損箇所検出装置に関するものである。
用いた損傷・破損箇所検出装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】大気中を高速度で飛行する航空機は、常
時機体に強い風圧を受けて航行している。したがって、
胴体や側方に張り出した主翼や尾翼の表面や構造体に、
飛行時間に比例して歪や亀裂等が生じる確率が高くな
る。
時機体に強い風圧を受けて航行している。したがって、
胴体や側方に張り出した主翼や尾翼の表面や構造体に、
飛行時間に比例して歪や亀裂等が生じる確率が高くな
る。
【０００３】従来、このような航空機の表面や構造体の
凹凸や歪み、亀裂などの損傷や破損は、熟練した整備員
の巨視的または微視的な目視検査や、測定装置を用いた
超音波探傷検査、磁粉探傷検査、渦電流探傷検査、Ｘ線
検査などによって検出していた。
凹凸や歪み、亀裂などの損傷や破損は、熟練した整備員
の巨視的または微視的な目視検査や、測定装置を用いた
超音波探傷検査、磁粉探傷検査、渦電流探傷検査、Ｘ線
検査などによって検出していた。
【０００４】上記いずれの検査の場合も航空機を飛行場
や整備場などの地上において、ある期間飛行を休止し
て、検査装置を取り付けて損傷や破損を検出していた。
や整備場などの地上において、ある期間飛行を休止し
て、検査装置を取り付けて損傷や破損を検出していた。
【０００５】また、金属疲労については、飛行時間と離
着陸回数および荷重（Ｇ）印加の蓄積等により管理して
いた。
着陸回数および荷重（Ｇ）印加の蓄積等により管理して
いた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、以上述
べた従来の航空機の検査方法では、損傷や破損の点検検
査に多大な時間を要し、航空機の運用効率は低いものと
なるという問題があった。
べた従来の航空機の検査方法では、損傷や破損の点検検
査に多大な時間を要し、航空機の運用効率は低いものと
なるという問題があった。
【０００７】また地上の整備段階においては機体の不良
を検出できるが、飛行中は検出することが出来ないとい
う問題もあった。
を検出できるが、飛行中は検出することが出来ないとい
う問題もあった。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明に係る損傷・破損
箇所検出装置は、光ファイバケーブルのコア直径を所定
間隔毎に細くして外力印加による応力に感応するように
した光ファイバセンサを損傷・破損検出対象物の表層面
又は表層中のＸ軸及びＹ軸方向に複数個格子状に配設し
た格子状の光ファイバセンサと、前記格子状の各光ファ
イバセンサのＸ軸及びＹ軸方向の一端よりそれぞれ光を
入射し、その他端での受光光量から各光ファイバセンサ
の透過光量をそれぞれ計測すると共に、前記光の入力端
への反射光をそれぞれ検出する光ファイバセンサの透過
光量・反射光検知手段と、前記損傷・破損検査対象物の
実使用の前に、予め前記格子状の各光ファイバセンサに
印加する外力の大きさとその透過光量との対応関係を較
正した較正データ及び前記外力の大きさとその印加時間
との積の累算値に対して設定された閾値データをそれぞ
れ第１のメモリに記憶しておき、前記損傷・破損検査対
象物の実使用時に、光ファイバセンサの透過光量・反射
光検知手段が計測したＸ軸及びＹ軸方向の各光ファイバ
センサの透過光量を前記第１のメモリ内の較正データと
照合して求めた外力の大きさとその印加時間との積を既
に第２のメモリに記憶している前回までの累算値に加算
して今回の累算値として再び前記第２のメモリにそれぞ
れ記憶すると共に、前記光ファイバセンサのいずれかに
ついての今回の累積値が前記第１のメモリ内の対応する
閾値を越えた場合には、閾値を越えたＸ軸方向とＹ軸方
向の光ファイバセンサの交差領域を損傷箇所として算出
し、また前記光ファイバセンサの透過光量・反射光検知
手段が前記光ファイバセンサのいずれかについての反射
光を検出した場合には、反射光を検出したＸ軸方向とＹ
軸方向の光ファイバセンサの交差領域を破損箇所として
算出する損傷・破損箇所算出手段とを備えたものであ
る。
箇所検出装置は、光ファイバケーブルのコア直径を所定
間隔毎に細くして外力印加による応力に感応するように
した光ファイバセンサを損傷・破損検出対象物の表層面
又は表層中のＸ軸及びＹ軸方向に複数個格子状に配設し
た格子状の光ファイバセンサと、前記格子状の各光ファ
イバセンサのＸ軸及びＹ軸方向の一端よりそれぞれ光を
入射し、その他端での受光光量から各光ファイバセンサ
の透過光量をそれぞれ計測すると共に、前記光の入力端
への反射光をそれぞれ検出する光ファイバセンサの透過
光量・反射光検知手段と、前記損傷・破損検査対象物の
実使用の前に、予め前記格子状の各光ファイバセンサに
印加する外力の大きさとその透過光量との対応関係を較
正した較正データ及び前記外力の大きさとその印加時間
との積の累算値に対して設定された閾値データをそれぞ
れ第１のメモリに記憶しておき、前記損傷・破損検査対
象物の実使用時に、光ファイバセンサの透過光量・反射
光検知手段が計測したＸ軸及びＹ軸方向の各光ファイバ
センサの透過光量を前記第１のメモリ内の較正データと
照合して求めた外力の大きさとその印加時間との積を既
に第２のメモリに記憶している前回までの累算値に加算
して今回の累算値として再び前記第２のメモリにそれぞ
れ記憶すると共に、前記光ファイバセンサのいずれかに
ついての今回の累積値が前記第１のメモリ内の対応する
閾値を越えた場合には、閾値を越えたＸ軸方向とＹ軸方
向の光ファイバセンサの交差領域を損傷箇所として算出
し、また前記光ファイバセンサの透過光量・反射光検知
手段が前記光ファイバセンサのいずれかについての反射
光を検出した場合には、反射光を検出したＸ軸方向とＹ
軸方向の光ファイバセンサの交差領域を破損箇所として
算出する損傷・破損箇所算出手段とを備えたものであ
る。
【０００９】従って本発明の装置により航空機の胴体、
主翼、水平尾翼、垂直尾翼、構造体等の損傷・破損を検
査すると、従来よりも検査時間が大幅に短縮され、航空
機の運用効率が著しく向上する。
主翼、水平尾翼、垂直尾翼、構造体等の損傷・破損を検
査すると、従来よりも検査時間が大幅に短縮され、航空
機の運用効率が著しく向上する。
【００１０】また機体の疲労情報を第２のメモリから読
出して分析することにより将来の事故を未然に防止する
処理が可能となる。
出して分析することにより将来の事故を未然に防止する
処理が可能となる。
【００１１】さらに飛行中においても機体の不良状況を
把握できるので、飛行中に損傷や破損が発生した場合に
おいても、フライトコントロールコンピュータ等により
不良箇所への負担を軽減させ、正常な装置との組み合せ
による緊急制御を行い、飛行の安全を確保することが可
能となる。
把握できるので、飛行中に損傷や破損が発生した場合に
おいても、フライトコントロールコンピュータ等により
不良箇所への負担を軽減させ、正常な装置との組み合せ
による緊急制御を行い、飛行の安全を確保することが可
能となる。
【００１２】
【発明の実施の形態】図７は本発明の応力センサである
光ファイバセンサを示す図であり、図８は図７の応力感
応部の拡大斜視図である。
光ファイバセンサを示す図であり、図８は図７の応力感
応部の拡大斜視図である。
【００１３】本発明の光ファイバセンサは、図７に示し
たように、光ファイバ３１を基本に、これに部分的に長
手方向に張力と熱を加えて双円錐の応力感応部３２があ
る間隔毎に作られている。また図８において、３１は光
ファイバ、３３はコア、３４はクラッド、３５は被覆、
Ｌは入力光量、Ｖは透過光量である。
たように、光ファイバ３１を基本に、これに部分的に長
手方向に張力と熱を加えて双円錐の応力感応部３２があ
る間隔毎に作られている。また図８において、３１は光
ファイバ、３３はコア、３４はクラッド、３５は被覆、
Ｌは入力光量、Ｖは透過光量である。
【００１４】上記のように構成された光ファイバセンサ
の応力感応部３２である双円錐のテーパ部分に外力が加
わると、この外力に対応する曲げ、圧縮、伸張による応
力σが発生し、そこを通過する透過光量Ｖが変化する。
の応力感応部３２である双円錐のテーパ部分に外力が加
わると、この外力に対応する曲げ、圧縮、伸張による応
力σが発生し、そこを通過する透過光量Ｖが変化する。
【００１５】一般に、この種の光ファイバに曲げ、引っ
張り、剪断などの外力が加わると、光ファイバの内部に
応力が生じて“モード変換”現象が発生する。“モード
変換”現象が発生すると、境界層の全反射角が変換す
る。この結果、光ファイバの内部を透過する光が境界層
で乱反射したり外周のクラッドを透過して外部に散逸
し、放射損失と呼ばれる光エネルギの損失を生じる。
張り、剪断などの外力が加わると、光ファイバの内部に
応力が生じて“モード変換”現象が発生する。“モード
変換”現象が発生すると、境界層の全反射角が変換す
る。この結果、光ファイバの内部を透過する光が境界層
で乱反射したり外周のクラッドを透過して外部に散逸
し、放射損失と呼ばれる光エネルギの損失を生じる。
【００１６】また、光ファイバの軸方向から圧力が与え
られた場合には、軸心に数μｍ程度の曲りができて境界
層に凹凸が生じる。そして、同様な“モード変換”現象
に基づいて透過光量が変化し、“マイクロベンデング損
失”と呼ばれる光損失が発生する。
られた場合には、軸心に数μｍ程度の曲りができて境界
層に凹凸が生じる。そして、同様な“モード変換”現象
に基づいて透過光量が変化し、“マイクロベンデング損
失”と呼ばれる光損失が発生する。
【００１７】本発明の光ファイバセンサは、応力集中に
基づく光ファイバ内における光の伝播損失を感度良く測
定するために、所定間隔毎に双円錐テーパ構造の応力感
応部３２を配設するようにしたものである。
基づく光ファイバ内における光の伝播損失を感度良く測
定するために、所定間隔毎に双円錐テーパ構造の応力感
応部３２を配設するようにしたものである。
【００１８】図９は図８の応力感応部３２の応力対透過
光量の特性図である。
光量の特性図である。
【００１９】図９において、応力σが加わらないときの
透過光量Ｖは入力光量Ｌと等しいが、応力σが加わるこ
とにより透過光量Ｖはこの特性図に従って減少する。
透過光量Ｖは入力光量Ｌと等しいが、応力σが加わるこ
とにより透過光量Ｖはこの特性図に従って減少する。
【００２０】従って図９の特性を用いて、透過光量Ｖの
値の変化から光ファイバセンサに加わった外力σの大き
さを測定することができる。
値の変化から光ファイバセンサに加わった外力σの大き
さを測定することができる。
【００２１】また、光ファイバセンサが途中で切断され
ると、入力した光は、切断点において散乱や反射を起こ
し入力側に戻ってくる。
ると、入力した光は、切断点において散乱や反射を起こ
し入力側に戻ってくる。
【００２２】従って、パルス状の光を発光し、切断点で
反射し、入力側で反射光を受光し発光から受光までの時
間を計測することにより、切断点の位置（距離）を測定
することができる。
反射し、入力側で反射光を受光し発光から受光までの時
間を計測することにより、切断点の位置（距離）を測定
することができる。
【００２３】図１０、図１１は本発明の光ファイバセン
サの航空機への装着例を示す図であり、図１２は図１０
の水平尾翼部分の拡大説明図である。
サの航空機への装着例を示す図であり、図１２は図１０
の水平尾翼部分の拡大説明図である。
【００２４】図１０においては、複数の光ファイバセン
サをＸ軸方向及びＹ軸方向に格子状（マトリックス状）
に配設した格子状光ファイバセンサ８を、航空機３７の
胴体や翼等の表層面又は表層中に装着した例を示してい
る。また翼等が複合材で製作される場合には、光ファイ
バセンサ８は埋め込み構造となる。
サをＸ軸方向及びＹ軸方向に格子状（マトリックス状）
に配設した格子状光ファイバセンサ８を、航空機３７の
胴体や翼等の表層面又は表層中に装着した例を示してい
る。また翼等が複合材で製作される場合には、光ファイ
バセンサ８は埋め込み構造となる。
【００２５】図１０において、３９は航空機胴体、４０
は主翼、４１はエンジン、４２は水平尾翼、４３は垂直
尾翼、４４は補助翼、４５はフラップ、４６はスポイ
ラ、４７は昇降舵、４８は方向舵である。
は主翼、４１はエンジン、４２は水平尾翼、４３は垂直
尾翼、４４は補助翼、４５はフラップ、４６はスポイ
ラ、４７は昇降舵、４８は方向舵である。
【００２６】図１１は、胴体内部の構造体である。フレ
ーム４９、縦通材５０に光ファイバセンサ８を装着した
例を示している。
ーム４９、縦通材５０に光ファイバセンサ８を装着した
例を示している。
【００２７】また図１２の８Ｘ，８Ｙはそれぞれ格子状
光ファイバセンサ８のＸ軸成分、Ｙ軸成分である。
光ファイバセンサ８のＸ軸成分、Ｙ軸成分である。
【００２８】図１，２は本発明の損傷・破損箇所検出装
置の構成をＸ軸用とＹ軸用とに分けて示した図であり、
光ファイバセンサ８Ｘ，８Ｙが格子状に配設されるため
Ｘ軸用とＹ軸用とは同等の装置が設けられている。な
お、図の数字の次のＸはＸ軸用を、ＹはＹ軸用を示し、
Ｘ，Ｙに続く数値は同一機器が＃１〜＃ｍのｍ個又は＃
１〜＃ｎのｎ個存在することを示す。
置の構成をＸ軸用とＹ軸用とに分けて示した図であり、
光ファイバセンサ８Ｘ，８Ｙが格子状に配設されるため
Ｘ軸用とＹ軸用とは同等の装置が設けられている。な
お、図の数字の次のＸはＸ軸用を、ＹはＹ軸用を示し、
Ｘ，Ｙに続く数値は同一機器が＃１〜＃ｍのｍ個又は＃
１〜＃ｎのｎ個存在することを示す。
【００２９】図１，２の１Ｘ，１Ｙは、それぞれレーザ
光を発光する光源で、例えばレーザダイオードによって
波長１．３〜１．５μｍ程度の近赤外光を発光する。ま
た光源１Ｘ，１Ｙは、それぞれ制御処理器７Ｘ，７Ｙか
らの光種選択信号に従い連続光とパルス光のいずれか指
定された方のレーザ光を発光する。
光を発光する光源で、例えばレーザダイオードによって
波長１．３〜１．５μｍ程度の近赤外光を発光する。ま
た光源１Ｘ，１Ｙは、それぞれ制御処理器７Ｘ，７Ｙか
らの光種選択信号に従い連続光とパルス光のいずれか指
定された方のレーザ光を発光する。
【００３０】２Ｘ，２Ｙはそれぞれ光アンプ、３Ｘ，３
Ｙはそれぞれ光の分岐器で、３Ｘは入射光をｍ個に分岐
して出射し、３Ｙは入射光をｎ個に分岐して出射する。
Ｙはそれぞれ光の分岐器で、３Ｘは入射光をｍ個に分岐
して出射し、３Ｙは入射光をｎ個に分岐して出射する。
【００３１】４Ｘ1 〜４Ｘm ，４Ｙ1 〜４Ｙn は、それ
ぞれ偏波無依存型の光カプラであり、入射光の入力端
と、出射光の出力端と、光ファイバセンサ８からの反射
光の出力端とを有する。５Ｘ1 〜５Ｘm ，５Ｙ1 〜５Ｙ
n は、それぞれ光ファイバセンサ８から光カプラ４を介
して反射光を受光するｍ個又はｎ個の受光器、６Ｘ1 〜
６Ｘm ，６Ｙ1 〜６Ｙn は光ファイバセンサ８からの透
過光を受光するｍ個又はｎ個の受光素子、例えばフォト
ダイオード等である。
ぞれ偏波無依存型の光カプラであり、入射光の入力端
と、出射光の出力端と、光ファイバセンサ８からの反射
光の出力端とを有する。５Ｘ1 〜５Ｘm ，５Ｙ1 〜５Ｙ
n は、それぞれ光ファイバセンサ８から光カプラ４を介
して反射光を受光するｍ個又はｎ個の受光器、６Ｘ1 〜
６Ｘm ，６Ｙ1 〜６Ｙn は光ファイバセンサ８からの透
過光を受光するｍ個又はｎ個の受光素子、例えばフォト
ダイオード等である。
【００３２】７Ｘ，７Ｙは、それぞれＸ軸用とＹ軸用の
制御処理器で、光源１Ｘ，１Ｙに連続光又はパルス光の
光種選択信号を出力すると共に、ｍ個又はｎ個の受光器
５の検出信号及び受光素子６の計測信号をＸ軸データ又
はＹ軸データとして統合処理器９へ供給する。
制御処理器で、光源１Ｘ，１Ｙに連続光又はパルス光の
光種選択信号を出力すると共に、ｍ個又はｎ個の受光器
５の検出信号及び受光素子６の計測信号をＸ軸データ又
はＹ軸データとして統合処理器９へ供給する。
【００３３】このため制御処理器７は、例えば図３（Ｘ
軸用）に示されるように、コントローラ１１、＃１，＃
２出力バッファ１２，１３、＃１〜＃ｍ比較器１４Ｘ1
〜１４Ｘm 、Ａ／Ｄ変換器１５及びマルチプレクサ１６
により構成される。なお、図３の各機器の動作は、図１
の動作説明と共に説明する。
軸用）に示されるように、コントローラ１１、＃１，＃
２出力バッファ１２，１３、＃１〜＃ｍ比較器１４Ｘ1
〜１４Ｘm 、Ａ／Ｄ変換器１５及びマルチプレクサ１６
により構成される。なお、図３の各機器の動作は、図１
の動作説明と共に説明する。
【００３４】９は統合処理器であり、例えば図４に示さ
れるように、＃１，＃２，＃３入力バッファ２１，２
２，２３、＃１，＃２，＃３メモリ２４，２５，２６、
出力バッファ２７、ＣＰＵ２８及び時計２９により構成
される。なお図４の各機器の動作は、図１の動作説明と
共に説明する。
れるように、＃１，＃２，＃３入力バッファ２１，２
２，２３、＃１，＃２，＃３メモリ２４，２５，２６、
出力バッファ２７、ＣＰＵ２８及び時計２９により構成
される。なお図４の各機器の動作は、図１の動作説明と
共に説明する。
【００３５】１０はフライトコントローラ等であり、統
合処理器９の算出した損傷・破損箇所についての情報に
基づき航空機全体の飛行制御を行う機器である。また図
７で説明したように、３１は光ファイバ、３２は応力感
応部である。
合処理器９の算出した損傷・破損箇所についての情報に
基づき航空機全体の飛行制御を行う機器である。また図
７で説明したように、３１は光ファイバ、３２は応力感
応部である。
【００３６】図３は図１の制御処理器（Ｘ軸用）の構成
例を示す図であり、図４は図１の統合処理器の構成例を
示す図であり、図５は外力の大きさと印加時間の積の累
算値を説明する図である。
例を示す図であり、図４は図１の統合処理器の構成例を
示す図であり、図５は外力の大きさと印加時間の積の累
算値を説明する図である。
【００３７】図３〜図５を参照し、図１のＸ軸用の装置
について説明をするが、図２のＹ軸用の装置も図１と同
様な動作を行う。
について説明をするが、図２のＹ軸用の装置も図１と同
様な動作を行う。
【００３８】最初に、制御処理器７Ｘ内のコントローラ
１１は、光源１Ｘに連続光を発光する光種選択信号を出
力する。光源１Ｘは、この光種選択信号に従い、連続す
るレーザ光を発光して光アンプ２へ出力する。光アンプ
２Ｘは、このレーザ光を増幅して分岐器３Ｘに出力す
る。分岐器３Ｘは光アンプ２Ｘの出力光をｍ個に分岐
し、この分岐光をそれぞれ偏波無依存型の光カプラ４Ｘ
1 〜４Ｘm の各入力端へ供給する。
１１は、光源１Ｘに連続光を発光する光種選択信号を出
力する。光源１Ｘは、この光種選択信号に従い、連続す
るレーザ光を発光して光アンプ２へ出力する。光アンプ
２Ｘは、このレーザ光を増幅して分岐器３Ｘに出力す
る。分岐器３Ｘは光アンプ２Ｘの出力光をｍ個に分岐
し、この分岐光をそれぞれ偏波無依存型の光カプラ４Ｘ
1 〜４Ｘm の各入力端へ供給する。
【００３９】光カプラ４Ｘ1 〜４Ｘm の各出力端からの
出力光は、それぞれＸ軸用の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜
８Ｘm の各入力端に供給され、光ファイバセンサ８Ｘ1
〜８Ｘm の各出力端からの出力光は、光ファイバ３１を
介して受光素子６Ｘ1 〜６Ｘ m にそれぞれ受光される。
出力光は、それぞれＸ軸用の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜
８Ｘm の各入力端に供給され、光ファイバセンサ８Ｘ1
〜８Ｘm の各出力端からの出力光は、光ファイバ３１を
介して受光素子６Ｘ1 〜６Ｘ m にそれぞれ受光される。
【００４０】また光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８Ｘm から
の反射光は、光カプラ４Ｘ1 〜４Ｘ m を介しその各反射
光出力端から出力され、受光器５Ｘ1 〜５Ｘm によりそ
れぞれ受光される。
の反射光は、光カプラ４Ｘ1 〜４Ｘ m を介しその各反射
光出力端から出力され、受光器５Ｘ1 〜５Ｘm によりそ
れぞれ受光される。
【００４１】ここで光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８Ｘm と
８Ｙ1 〜８Ｙn には、図７〜９で説明したように、ある
間隔毎に複数個の双円錐テーパの応力感応部３２（図１
の黒丸、図２の白丸で示された部分）がある。そしてこ
の応力感応部３２は、そこに印加された外力の強さによ
り、曲げ角度が変わり、光ファイバセンサの透過光量を
変化させる。そして図１の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８
Ｘm を通った光は、受光素子６Ｘ1 〜６Ｘm （フォトダ
イオード等）で受光される。
８Ｙ1 〜８Ｙn には、図７〜９で説明したように、ある
間隔毎に複数個の双円錐テーパの応力感応部３２（図１
の黒丸、図２の白丸で示された部分）がある。そしてこ
の応力感応部３２は、そこに印加された外力の強さによ
り、曲げ角度が変わり、光ファイバセンサの透過光量を
変化させる。そして図１の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８
Ｘm を通った光は、受光素子６Ｘ1 〜６Ｘm （フォトダ
イオード等）で受光される。
【００４２】受光素子６Ｘ1 〜６Ｘm の受光出力は、例
えば図３のマルチプレクサ１６に入力され、マルチプレ
クサ１６は、コントローラ１１の制御信号に基づき、所
定周期で受光素子６Ｘ1 ，６Ｘ2 ，─６Ｘm の受光出力
電圧を順次選択してＡ／Ｄ変換器１５へ供給する。
えば図３のマルチプレクサ１６に入力され、マルチプレ
クサ１６は、コントローラ１１の制御信号に基づき、所
定周期で受光素子６Ｘ1 ，６Ｘ2 ，─６Ｘm の受光出力
電圧を順次選択してＡ／Ｄ変換器１５へ供給する。
【００４３】Ａ／Ｄ変換器１５は、マルチプレクサ１６
から供給されるアナログ電圧を所定ビット数のデジタル
データに変換して、この変換データを＃２出力バッファ
１３へ出力する。ここでＡ／Ｄ変換器１５の変換ビット
数を多くすることにより各光ファイバセンサからの透過
光量を高精度で計測することができる。
から供給されるアナログ電圧を所定ビット数のデジタル
データに変換して、この変換データを＃２出力バッファ
１３へ出力する。ここでＡ／Ｄ変換器１５の変換ビット
数を多くすることにより各光ファイバセンサからの透過
光量を高精度で計測することができる。
【００４４】コントローラ１１は、まず光ファイバセン
サが切断又は切断に近い状態であるか否かを判別するた
め、＃２出力バッファ１３内のデータを読込みそのデー
タ値が零レベル（又は背景雑音レベル）の近くまで低下
しているか否かを判別した上で、Ａ／Ｄ変換器１５から
順次入力される＃２出力バッファ１３内のデータに透過
光のチャネル番号（＃１〜から＃ｍまでの何番目のチャ
ネルであるかの番号）と識別符号を付加し、＃１〜＃ｍ
受光素子６Ｘ1 〜６Ｘm からの各透過光量データを時系
列データ（透過光Ｘ軸データ）として統合処理器９へ送
出する。
サが切断又は切断に近い状態であるか否かを判別するた
め、＃２出力バッファ１３内のデータを読込みそのデー
タ値が零レベル（又は背景雑音レベル）の近くまで低下
しているか否かを判別した上で、Ａ／Ｄ変換器１５から
順次入力される＃２出力バッファ１３内のデータに透過
光のチャネル番号（＃１〜から＃ｍまでの何番目のチャ
ネルであるかの番号）と識別符号を付加し、＃１〜＃ｍ
受光素子６Ｘ1 〜６Ｘm からの各透過光量データを時系
列データ（透過光Ｘ軸データ）として統合処理器９へ送
出する。
【００４５】次に、光ファイバセンサを装着した翼の一
部分が切れ落ちた場合は、上記の光ファイバセンサは途
中で切断されることになる。
部分が切れ落ちた場合は、上記の光ファイバセンサは途
中で切断されることになる。
【００４６】今Ｘ軸の系列において、光ファイバセンサ
８Ｘ2 のＰ点で切断されたとすると、光源１Ｘから発光
した光は、光アンプ２Ｘで増幅され、分岐器３Ｘでｍ分
割され、光カプラ４Ｘ2 に入り、光ファイバセンサ８Ｘ
2 のＰ点に到達する。Ｐ点では、光ファイバが切断され
ているので、光ファイバセンサ８Ｘ2 の出力光を受光す
る受光素子６Ｘ2 の出力は零レベル（又は背景雑音レベ
ル）にまで低下する。
８Ｘ2 のＰ点で切断されたとすると、光源１Ｘから発光
した光は、光アンプ２Ｘで増幅され、分岐器３Ｘでｍ分
割され、光カプラ４Ｘ2 に入り、光ファイバセンサ８Ｘ
2 のＰ点に到達する。Ｐ点では、光ファイバが切断され
ているので、光ファイバセンサ８Ｘ2 の出力光を受光す
る受光素子６Ｘ2 の出力は零レベル（又は背景雑音レベ
ル）にまで低下する。
【００４７】コントローラ１１は、マルチプレクサ１
６、Ａ／Ｄ変換器１５及び出力バッファ１３を介して受
光素子６Ｘ2 への透過光量が零レベルまで低下したこと
を判別すると、直ちに光源１Ｘにパルス光を発光させる
光種選択信号を出力する。
６、Ａ／Ｄ変換器１５及び出力バッファ１３を介して受
光素子６Ｘ2 への透過光量が零レベルまで低下したこと
を判別すると、直ちに光源１Ｘにパルス光を発光させる
光種選択信号を出力する。
【００４８】光源１Ｘが所定の繰り返し周期による所定
パルス幅のパルス光を発光すると、光ファイバ８Ｘ2 の
Ｐ点に到達した光は、今来た方向に散乱、反射される。
そして、光カプラ４Ｘ2 を通り、受光器５Ｘ2 で反射光
が受光される。
パルス幅のパルス光を発光すると、光ファイバ８Ｘ2 の
Ｐ点に到達した光は、今来た方向に散乱、反射される。
そして、光カプラ４Ｘ2 を通り、受光器５Ｘ2 で反射光
が受光される。
【００４９】受光器５Ｘ2 の受光出力は、図３の比較器
１４Ｘ2 の入力の一方に供給される。そして各比較器１
４Ｘ1 〜１４Ｘm の入力の他方には共通の閾値が供給さ
れており、この閾値は、一般に受光器５の出力の零レベ
ル（又は背景雑音レベル）よりもやや高い値に設定され
る。そして光ファイバセンサ８に反射光が生じ、受光器
５の受光出力電圧がこの閾値を越えると、比較器１４は
破損したことを示すデータ“１”を出力し、閾値を越え
ない場合には正常であることを示すデータ“０”を出力
する。
１４Ｘ2 の入力の一方に供給される。そして各比較器１
４Ｘ1 〜１４Ｘm の入力の他方には共通の閾値が供給さ
れており、この閾値は、一般に受光器５の出力の零レベ
ル（又は背景雑音レベル）よりもやや高い値に設定され
る。そして光ファイバセンサ８に反射光が生じ、受光器
５の受光出力電圧がこの閾値を越えると、比較器１４は
破損したことを示すデータ“１”を出力し、閾値を越え
ない場合には正常であることを示すデータ“０”を出力
する。
【００５０】各比較器１４Ｘ1 〜１４Ｘm の出力データ
は＃１出力バッファ１２に供給される。従って＃１出力
バッファ１２には、各ビット毎に反射光の有無をデータ
の“１”、又は“０”で示すｍビットのデータが、光源
１Ｘの発光周期に同期して入力・保持される。
は＃１出力バッファ１２に供給される。従って＃１出力
バッファ１２には、各ビット毎に反射光の有無をデータ
の“１”、又は“０”で示すｍビットのデータが、光源
１Ｘの発光周期に同期して入力・保持される。
【００５１】コントローラ１１は、＃１出力バッファ１
２内のデータに反射光データであることを示す識別符号
を付加して、上記ｍビットのデータを直列データ（反射
光Ｘ軸データ）として統合処理器９へ送出する。
２内のデータに反射光データであることを示す識別符号
を付加して、上記ｍビットのデータを直列データ（反射
光Ｘ軸データ）として統合処理器９へ送出する。
【００５２】なお、光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８Ｘm の
いずれかが切断されたときに光源１Ｘにパルス光を発光
させるのは、反射光の検出を容易にするためであり、こ
の場合においても、パルス光の発光に同期してマルチプ
レクサ１６の切換えを行うことによって、まだ切断され
ていない光ファイバセンサ８からの透過光を順次選択
し、Ａ／Ｄ変換器１５を介し計測データを＃２出力バッ
ファ１３に入力・保持することができる。
いずれかが切断されたときに光源１Ｘにパルス光を発光
させるのは、反射光の検出を容易にするためであり、こ
の場合においても、パルス光の発光に同期してマルチプ
レクサ１６の切換えを行うことによって、まだ切断され
ていない光ファイバセンサ８からの透過光を順次選択
し、Ａ／Ｄ変換器１５を介し計測データを＃２出力バッ
ファ１３に入力・保持することができる。
【００５３】そしてコントローラ１１は、＃２出力バッ
ファ１３内のデータに透過光のチャネル番号と識別符号
を付加した上で、＃１出力バッファ１２のデータの送出
に続いて＃２出力バッファ１３のデータを統合処理器９
へ送出する。
ファ１３内のデータに透過光のチャネル番号と識別符号
を付加した上で、＃１出力バッファ１２のデータの送出
に続いて＃２出力バッファ１３のデータを統合処理器９
へ送出する。
【００５４】このようにして制御処理器７Ｘと７Ｙは、
それぞれＸ軸用とＹ軸用の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８
Ｘm と８Ｙ1 〜８Ｙn について、各受光素子が受光する
透過光量データ（または透過光量を正常時の光量と比較
して求める減衰光量データとしてもよい）の計測と各受
光器の受光する反射光の有無の検出を並列的に（同時
に）行い、この計測及び検出結果のデータをそれぞれ統
合処理器９へ送出する。
それぞれＸ軸用とＹ軸用の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８
Ｘm と８Ｙ1 〜８Ｙn について、各受光素子が受光する
透過光量データ（または透過光量を正常時の光量と比較
して求める減衰光量データとしてもよい）の計測と各受
光器の受光する反射光の有無の検出を並列的に（同時
に）行い、この計測及び検出結果のデータをそれぞれ統
合処理器９へ送出する。
【００５５】図４の統合処理器９内の各機器についての
機能を先に説明する。
機能を先に説明する。
【００５６】＃１入力バッファ２１は、他の装置または
キーボード等から入力される設定データ等を一時的に保
持し、この保持データを＃１メモリ２４に記憶させる。
＃１メモリ２４は不揮発性の読出し専用メモリであり、
例えばＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ等で構成される。
キーボード等から入力される設定データ等を一時的に保
持し、この保持データを＃１メモリ２４に記憶させる。
＃１メモリ２４は不揮発性の読出し専用メモリであり、
例えばＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ等で構成される。
【００５７】＃１メモリ２４には、損傷・破損検査対象
物の実使用の前に、予め格子状の各光ファイバセンサに
印加する外力の大きさとその透過光量（または透過光量
を正常値の光量と比較して求めた減衰光量）との対応関
係を較正した較正データ（図９を参照）や、損傷判別を
行うために必要とする外力の大きさとその印加時間の積
の累算値に対して設定される閾値データ等を格納してお
く。
物の実使用の前に、予め格子状の各光ファイバセンサに
印加する外力の大きさとその透過光量（または透過光量
を正常値の光量と比較して求めた減衰光量）との対応関
係を較正した較正データ（図９を参照）や、損傷判別を
行うために必要とする外力の大きさとその印加時間の積
の累算値に対して設定される閾値データ等を格納してお
く。
【００５８】即ち損傷・破損検査対象物を航空機とした
場合に、航空機の種類によって、航空機に加わった外力
の強さ、すなわち荷重Ｇは同じでも航空機の構造の違い
等から光ファイバセンサの透過光量（又は減衰光量）は
それぞれ異なる固有の値を持つことになる。
場合に、航空機の種類によって、航空機に加わった外力
の強さ、すなわち荷重Ｇは同じでも航空機の構造の違い
等から光ファイバセンサの透過光量（又は減衰光量）は
それぞれ異なる固有の値を持つことになる。
【００５９】そこで、航空機の開発時、この航空機が運
行中に受けるであろう荷重状態の中で最も厳しい荷重に
対して十分な強度を有していることを実証するために行
なう静強度試験の際に、機体にかかる荷重（疑似Ｇ）と
透過光量（又は減衰光量）の関係をＸ軸用とＹ軸用の各
光ファイバセンサ毎に較正しておき、これらの較正値を
統合処理器９内の＃１メモリ２４に予め格納しておく。
行中に受けるであろう荷重状態の中で最も厳しい荷重に
対して十分な強度を有していることを実証するために行
なう静強度試験の際に、機体にかかる荷重（疑似Ｇ）と
透過光量（又は減衰光量）の関係をＸ軸用とＹ軸用の各
光ファイバセンサ毎に較正しておき、これらの較正値を
統合処理器９内の＃１メモリ２４に予め格納しておく。
【００６０】＃２、＃３入力バッファ２２，２３は、そ
れぞれ制御処理器７Ｘ，７Ｙから送られてくるＸ軸デー
タ、Ｙ軸データを一時的に保持し、この保持データを＃
２メモリ２５に記憶させる。＃２メモリ２５は不揮発性
の読出し及び書込み可能なメモリであり、例えばＳＲＡ
Ｍにバッテリのバックアップを付加して、電源がオフに
なっても格納データが破壊されないようにしている。
れぞれ制御処理器７Ｘ，７Ｙから送られてくるＸ軸デー
タ、Ｙ軸データを一時的に保持し、この保持データを＃
２メモリ２５に記憶させる。＃２メモリ２５は不揮発性
の読出し及び書込み可能なメモリであり、例えばＳＲＡ
Ｍにバッテリのバックアップを付加して、電源がオフに
なっても格納データが破壊されないようにしている。
【００６１】＃２メモリ２５には、＃２，＃３入力バッ
ファ２２，２３から読込み、ＸＹ平面に変換した透過光
量及び反射光のデータのほかに、例えば航空機のフライ
トを開始してから現在までの検査対象箇所に印加された
外力の大きさとその印加時間の積の累積値データ等が各
光ファイバセンサ毎に記憶されている。
ファ２２，２３から読込み、ＸＹ平面に変換した透過光
量及び反射光のデータのほかに、例えば航空機のフライ
トを開始してから現在までの検査対象箇所に印加された
外力の大きさとその印加時間の積の累積値データ等が各
光ファイバセンサ毎に記憶されている。
【００６２】航空機の胴体、翼や構造体等の損傷や破損
は、構造材料のフライト毎の疲労が蓄積された結果とし
て生じることが知られている。従ってフライト毎の疲労
を印加された外力の大きさとその印加時間の積の累算値
として求め、まず１回目のフライト時における累積値を
＃２メモリ２５に記憶しておき、２回目のフライト時に
は、１回目のときの累算値と２回目のときの累算値との
合計累算値を記憶するようにする。
は、構造材料のフライト毎の疲労が蓄積された結果とし
て生じることが知られている。従ってフライト毎の疲労
を印加された外力の大きさとその印加時間の積の累算値
として求め、まず１回目のフライト時における累積値を
＃２メモリ２５に記憶しておき、２回目のフライト時に
は、１回目のときの累算値と２回目のときの累算値との
合計累算値を記憶するようにする。
【００６３】図５はある１つの光ファイバセンサについ
て、１回のフライトで発生する外力の大きさとその印加
時間の積の累算値を説明するもので、図の外力の大きさ
を示す曲線と横軸（時間軸）の間のハッチングされた面
積がこの累算値に相当する。
て、１回のフライトで発生する外力の大きさとその印加
時間の積の累算値を説明するもので、図の外力の大きさ
を示す曲線と横軸（時間軸）の間のハッチングされた面
積がこの累算値に相当する。
【００６４】従ってこの累算値は、外力の大きさの測定
周期をΔｔとすると、ΣＧ・ｔ＝Ｇ 1 ・Δｔ＋Ｇ2 ・Δ
ｔ＋─＋Ｇn ・Δｔとして求めることができる。
周期をΔｔとすると、ΣＧ・ｔ＝Ｇ 1 ・Δｔ＋Ｇ2 ・Δ
ｔ＋─＋Ｇn ・Δｔとして求めることができる。
【００６５】＃３メモリ２６は、ＣＰＵ２８の制御プロ
グラムを格納するメモリで、例えばＰＲＯＭ、ＥＥＰＲ
ＯＭで構成できる。出力バッファ２７は、統合処理器９
からデータを外部に出力するためのバッファであり、飛
行中にＣＰＵ２８がフライトコントローラ等１０へ損傷
・破損箇所のデータを出力する場合に使用するほか、地
上での保守時に、＃２メモリ２５から外力の大きさとの
その印加時間の積の累算値を出力し、地上の分析装置に
かけて構造材料の疲労の程度を分析する場合にも使用す
る。
グラムを格納するメモリで、例えばＰＲＯＭ、ＥＥＰＲ
ＯＭで構成できる。出力バッファ２７は、統合処理器９
からデータを外部に出力するためのバッファであり、飛
行中にＣＰＵ２８がフライトコントローラ等１０へ損傷
・破損箇所のデータを出力する場合に使用するほか、地
上での保守時に、＃２メモリ２５から外力の大きさとの
その印加時間の積の累算値を出力し、地上の分析装置に
かけて構造材料の疲労の程度を分析する場合にも使用す
る。
【００６６】ＣＰＵ２８は、＃３メモリ２６に格納され
た制御プログラムに基づき、損傷箇所の算出や破損箇所
の算出及び疲労データの出力等のすべての処理を行う。
時計２９は前記外力の印加時間を計る単位時間信号や時
刻信号を出力するものである。
た制御プログラムに基づき、損傷箇所の算出や破損箇所
の算出及び疲労データの出力等のすべての処理を行う。
時計２９は前記外力の印加時間を計る単位時間信号や時
刻信号を出力するものである。
【００６７】統合処理器９内のＣＰＵ２８は、Ｘ軸及び
Ｙ軸の透過光量（又は減衰光量）のデータを＃２，＃３
入力バッファ２２，２３を介して受取ると、まず＃２メ
モリ２５内でＸＹ平面の面情報に変換し、外力を受けた
範囲（領域）を求める。次に外力を受けた光ファイバセ
ンサの透過光量（又は減衰光量）に対応する外力の大き
さＧを＃１メモリ２４内の静強度試験時の較正データか
ら求める。そして時計２９から外力の印加時間ｔ（測定
が周期Δｔで繰返される場合には、測定周期Δｔと等し
い）を求めて、今回の計測時の外力の大きさＧとその印
加時間ｔを乗算した積Ｇ・ｔを求める。
Ｙ軸の透過光量（又は減衰光量）のデータを＃２，＃３
入力バッファ２２，２３を介して受取ると、まず＃２メ
モリ２５内でＸＹ平面の面情報に変換し、外力を受けた
範囲（領域）を求める。次に外力を受けた光ファイバセ
ンサの透過光量（又は減衰光量）に対応する外力の大き
さＧを＃１メモリ２４内の静強度試験時の較正データか
ら求める。そして時計２９から外力の印加時間ｔ（測定
が周期Δｔで繰返される場合には、測定周期Δｔと等し
い）を求めて、今回の計測時の外力の大きさＧとその印
加時間ｔを乗算した積Ｇ・ｔを求める。
【００６８】次にこの今回の計測時の積Ｇ・ｔを＃２メ
モリ２５内に既に記憶している該当光ファイバセンサの
前回の計測時迄の累算値ΣＧ・ｔに加算して、今回の累
算値ΣＧ・ｔを求め、この今回の累算値を再び前記＃２
メモリ２５内の該当光ファイバセンサのデータ格納場所
に記憶すると共に、今回の累算値ΣＧ・ｔが＃１メモリ
２４内に記憶している該当光ファイバセンサの累算値に
対する閾値を越えるか否かを判別し、もし閾値を越えた
場合には、閾値を越えたＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイ
バセンサの交差する領域を損傷箇所として算出する。そ
してＣＰＵ２８は、算出した損傷箇所についての情報を
出力バッファ２７を介してフライトコントローラ等１０
へ送出する。
モリ２５内に既に記憶している該当光ファイバセンサの
前回の計測時迄の累算値ΣＧ・ｔに加算して、今回の累
算値ΣＧ・ｔを求め、この今回の累算値を再び前記＃２
メモリ２５内の該当光ファイバセンサのデータ格納場所
に記憶すると共に、今回の累算値ΣＧ・ｔが＃１メモリ
２４内に記憶している該当光ファイバセンサの累算値に
対する閾値を越えるか否かを判別し、もし閾値を越えた
場合には、閾値を越えたＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイ
バセンサの交差する領域を損傷箇所として算出する。そ
してＣＰＵ２８は、算出した損傷箇所についての情報を
出力バッファ２７を介してフライトコントローラ等１０
へ送出する。
【００６９】統合処理器９内のＣＰＵ２８は、また＃
２，＃３入力バッファ２２，２３を介して、格子状光フ
ァイバセンサのいずれかについて反射光を検出したとす
るデータを受取った場合には、反射光を検出したＸ軸方
向とＹ軸方向の光ファイバセンサの交差する領域を破損
箇所として算出し、この算出した破損箇所についての情
報を出力バッファ２７を介してフライトコントローラ等
１０へ送出する。
２，＃３入力バッファ２２，２３を介して、格子状光フ
ァイバセンサのいずれかについて反射光を検出したとす
るデータを受取った場合には、反射光を検出したＸ軸方
向とＹ軸方向の光ファイバセンサの交差する領域を破損
箇所として算出し、この算出した破損箇所についての情
報を出力バッファ２７を介してフライトコントローラ等
１０へ送出する。
【００７０】さらにＣＰＵ２８は、外部（例えば図示さ
れないキーボード等）から＃２メモリ２５内に蓄積され
ている荷重に関するデータ等の読出しを指示されると、
出力バッファ２７を介して＃２メモリ２５から荷重に関
するデータ等を読出し、外部装置へ転送する。
れないキーボード等）から＃２メモリ２５内に蓄積され
ている荷重に関するデータ等の読出しを指示されると、
出力バッファ２７を介して＃２メモリ２５から荷重に関
するデータ等を読出し、外部装置へ転送する。
【００７１】フライトコントローラ等１０は、飛行機の
全体の飛行制御を司るところである。
全体の飛行制御を司るところである。
【００７２】このフライトコントローラ等１０は、外力
Ｇを受けた損傷範囲の情報や破損範囲の情報を受ける
と、この範囲に負荷がかからない様な飛行条件を算出
し、残った翼のフラップ、スポイラ、補助翼、方向舵、
昇降舵の補正や、左右エンジンの出力調整等の制御を行
い、損傷や破損を受けても、正常に近い飛行を続けるこ
とが出来る。
Ｇを受けた損傷範囲の情報や破損範囲の情報を受ける
と、この範囲に負荷がかからない様な飛行条件を算出
し、残った翼のフラップ、スポイラ、補助翼、方向舵、
昇降舵の補正や、左右エンジンの出力調整等の制御を行
い、損傷や破損を受けても、正常に近い飛行を続けるこ
とが出来る。
【００７３】図６は本発明による損傷・破損箇所の説明
図であり、同図の（ａ）に破線で示された（イ）は損傷
箇所を示し、同図の（ｂ）に実線で示された（ロ）は破
損箇所を示している。
図であり、同図の（ａ）に破線で示された（イ）は損傷
箇所を示し、同図の（ｂ）に実線で示された（ロ）は破
損箇所を示している。
【００７４】また図６の光ファイバセンサ８Ｘ1 〜８Ｘ
5 と８Ｙ1 〜８Ｙ7 の各交点の近傍に示された黒丸と白
丸は、それぞれ応力感応部３２であり、この応力感応部
３２が各交点の近傍に設けられることによって、各交点
付近の透過光量の変化を計測できるようにしている。
5 と８Ｙ1 〜８Ｙ7 の各交点の近傍に示された黒丸と白
丸は、それぞれ応力感応部３２であり、この応力感応部
３２が各交点の近傍に設けられることによって、各交点
付近の透過光量の変化を計測できるようにしている。
【００７５】図６の（ａ）において、Ｘ軸用光ファイバ
センサ８Ｘ1 〜８Ｘ5 とＹ軸用光ファイバセンサ８Ｙ1
〜８Ｙ7 とがマトリックス状に配線されているので、点
線に囲まれた部分（イ）に損傷を受けると、センサの透
過光量は、８Ｘ1 ，８Ｘ5 は正常、８Ｘ2 ，８Ｘ3 ，８
Ｘ4 は減衰、８Ｙ1 ，８Ｙ2 ，８Ｙ6 ，８Ｘ7 は正常、
８Ｙ3 ，８Ｙ4 ，８Ｙ5 は減衰となり、８Ｘ2 〜８Ｘ4
と８Ｙ3 〜８Ｙ5 とで囲まれた部分が外力を受け損傷し
たと判定される。
センサ８Ｘ1 〜８Ｘ5 とＹ軸用光ファイバセンサ８Ｙ1
〜８Ｙ7 とがマトリックス状に配線されているので、点
線に囲まれた部分（イ）に損傷を受けると、センサの透
過光量は、８Ｘ1 ，８Ｘ5 は正常、８Ｘ2 ，８Ｘ3 ，８
Ｘ4 は減衰、８Ｙ1 ，８Ｙ2 ，８Ｙ6 ，８Ｘ7 は正常、
８Ｙ3 ，８Ｙ4 ，８Ｙ5 は減衰となり、８Ｘ2 〜８Ｘ4
と８Ｙ3 〜８Ｙ5 とで囲まれた部分が外力を受け損傷し
たと判定される。
【００７６】次に図６の（ｂ）において、実線で囲まれ
た部分（ロ）が破損すると、光ファイバセンサ８Ｘ1 ，
８Ｘ6 は正常に光が透過、８Ｘ2 ，８Ｘ3 ，８Ｘ4 ，８
Ｘ5は散乱反射、光ファイバセンサ８Ｙ1 ，８Ｙ2 ，８
Ｙ7 は正常透過、８Ｙ3 ，８Ｙ4 ，８Ｙ5 ，８Ｙ6 は散
乱反射となり、８Ｘ2 〜８Ｘ5 と８Ｙ3 〜８Ｙ6 とで囲
まれた部分が破損を受けたと判定される。
た部分（ロ）が破損すると、光ファイバセンサ８Ｘ1 ，
８Ｘ6 は正常に光が透過、８Ｘ2 ，８Ｘ3 ，８Ｘ4 ，８
Ｘ5は散乱反射、光ファイバセンサ８Ｙ1 ，８Ｙ2 ，８
Ｙ7 は正常透過、８Ｙ3 ，８Ｙ4 ，８Ｙ5 ，８Ｙ6 は散
乱反射となり、８Ｘ2 〜８Ｘ5 と８Ｙ3 〜８Ｙ6 とで囲
まれた部分が破損を受けたと判定される。
【００７７】以上のような本発明の装置を航空機の損傷
・破損の検査に適用し、複合材等で作られた航空機の胴
体、主翼、水平尾翼、垂直尾翼や構造体などに、光ファ
イバセンサをマトリックス状に配設しておいて、Ｘ軸の
光ファイバセンサとＹ軸の光ファイバセンサの透過光量
または、散乱反射光の測定から次の点が明らかになる。 （１）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で、どの
位のＧを、どの位の時間受けたかが明らかとなり、ま
た、その受けた疲労の累算値情報を＃２メモリ２５に記
憶することから、その位置における構造や材料に対する
疲労の度合いを把握することができる。 （２）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で損傷を
受けたかが明らかとなる。 （３）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で破損し
たかが明らかとなる。
・破損の検査に適用し、複合材等で作られた航空機の胴
体、主翼、水平尾翼、垂直尾翼や構造体などに、光ファ
イバセンサをマトリックス状に配設しておいて、Ｘ軸の
光ファイバセンサとＹ軸の光ファイバセンサの透過光量
または、散乱反射光の測定から次の点が明らかになる。 （１）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で、どの
位のＧを、どの位の時間受けたかが明らかとなり、ま
た、その受けた疲労の累算値情報を＃２メモリ２５に記
憶することから、その位置における構造や材料に対する
疲労の度合いを把握することができる。 （２）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で損傷を
受けたかが明らかとなる。 （３）どの部分の、どの位置に、どの位の範囲で破損し
たかが明らかとなる。
【００７８】これにより、機体、翼等に対して許容され
る使用時間内まで安全性を確保しつつ使用できるため、
運用効率を向上させることができるとともに、前述の＃
２メモリ２５から疲労データを取出し（または＃２メモ
リ２５を航空機から取出し）、地上設備の分析装置にか
けて、いつ、どの位のＧを受けたかのタイム・ヒストリ
が判り、構造材料の疲労の度合いが明らかとなるため、
損傷や破損の検査に要する時間を大幅に短縮できる。
る使用時間内まで安全性を確保しつつ使用できるため、
運用効率を向上させることができるとともに、前述の＃
２メモリ２５から疲労データを取出し（または＃２メモ
リ２５を航空機から取出し）、地上設備の分析装置にか
けて、いつ、どの位のＧを受けたかのタイム・ヒストリ
が判り、構造材料の疲労の度合いが明らかとなるため、
損傷や破損の検査に要する時間を大幅に短縮できる。
【００７９】また、飛行中においても、機体の不良状況
が明確になるので、飛行中に故障が発生した場合でも、
ＦＣＣにより不良箇所への負担を軽減し、Ｇや損傷・破
損を受けない正常な装置の組み合わせによる緊急的な制
御を行い、正常に近い安全な飛行を続行することが可能
となる。
が明確になるので、飛行中に故障が発生した場合でも、
ＦＣＣにより不良箇所への負担を軽減し、Ｇや損傷・破
損を受けない正常な装置の組み合わせによる緊急的な制
御を行い、正常に近い安全な飛行を続行することが可能
となる。
【００８０】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、光ファイ
バケーブルのコア直径を所定間隔毎に細くして外力印加
による応力に感応するようにした光ファイバセンサを損
傷・破損検出対象物の表層面又は表層中のＸ軸及びＹ軸
方向に複数個格子状に配設した格子状の光ファイバセン
サと、前記格子状の各光ファイバセンサのＸ軸及びＹ軸
方向の一端よりそれぞれ光を入射し、その他端での受光
光量から各光ファイバセンサの透過光量をそれぞれ計測
すると共に、前記光の入力端への反射光をそれぞれ検出
する光ファイバセンサの透過光量・反射光検知手段と、
前記損傷・破損検査対象物の実使用の前に、予め前記格
子状の各光ファイバセンサに印加する外力の大きさとそ
の透過光量との対応関係を較正した較正データ及び前記
外力の大きさとその印加時間との積の累算値に対して設
定された閾値データをそれぞれ第１のメモリに記憶して
おき、前記損傷・破損検査対象物の実使用時に、光ファ
イバセンサの透過光量・反射光検知手段が計測したＸ軸
及びＹ軸方向の各光ファイバセンサの透過光量を前記第
１のメモリ内の較正データと照合して求めた外力の大き
さとその印加時間との積を既に第２のメモリに記憶して
いる前回までの累積値に加算して今回の累算値として再
び前記第２のメモリにそれぞれ記憶すると共に、前記光
ファイバセンサのいずれかについての今回の累積値が前
記第１のメモリ内の対応する閾値を越えた場合には、閾
値を越えたＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサの交
差領域を損傷箇所として算出し、また前記光ファイバセ
ンサの透過光量・反射光検知手段が前記光ファイバセン
サのいずれかについての反射光を検出した場合には、反
射光を検出したＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサ
の交差領域を破損箇所として算出する損傷・破損箇所算
出手段とを備えるようにしたので、本発明の装置により
航空機の胴体、主翼、水平尾翼、垂直尾翼、及び構造体
等の損傷・破損を検査すると、従来よりも検査時間が大
幅に短縮され、航空機の運用効率が著しく向上する。
バケーブルのコア直径を所定間隔毎に細くして外力印加
による応力に感応するようにした光ファイバセンサを損
傷・破損検出対象物の表層面又は表層中のＸ軸及びＹ軸
方向に複数個格子状に配設した格子状の光ファイバセン
サと、前記格子状の各光ファイバセンサのＸ軸及びＹ軸
方向の一端よりそれぞれ光を入射し、その他端での受光
光量から各光ファイバセンサの透過光量をそれぞれ計測
すると共に、前記光の入力端への反射光をそれぞれ検出
する光ファイバセンサの透過光量・反射光検知手段と、
前記損傷・破損検査対象物の実使用の前に、予め前記格
子状の各光ファイバセンサに印加する外力の大きさとそ
の透過光量との対応関係を較正した較正データ及び前記
外力の大きさとその印加時間との積の累算値に対して設
定された閾値データをそれぞれ第１のメモリに記憶して
おき、前記損傷・破損検査対象物の実使用時に、光ファ
イバセンサの透過光量・反射光検知手段が計測したＸ軸
及びＹ軸方向の各光ファイバセンサの透過光量を前記第
１のメモリ内の較正データと照合して求めた外力の大き
さとその印加時間との積を既に第２のメモリに記憶して
いる前回までの累積値に加算して今回の累算値として再
び前記第２のメモリにそれぞれ記憶すると共に、前記光
ファイバセンサのいずれかについての今回の累積値が前
記第１のメモリ内の対応する閾値を越えた場合には、閾
値を越えたＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサの交
差領域を損傷箇所として算出し、また前記光ファイバセ
ンサの透過光量・反射光検知手段が前記光ファイバセン
サのいずれかについての反射光を検出した場合には、反
射光を検出したＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサ
の交差領域を破損箇所として算出する損傷・破損箇所算
出手段とを備えるようにしたので、本発明の装置により
航空機の胴体、主翼、水平尾翼、垂直尾翼、及び構造体
等の損傷・破損を検査すると、従来よりも検査時間が大
幅に短縮され、航空機の運用効率が著しく向上する。
【００８１】また機体の疲労情報を第２のメモリから取
出して分析することにより将来の事故を未然に防止する
処理が可能となる。
出して分析することにより将来の事故を未然に防止する
処理が可能となる。
【００８２】さらに飛行中においても機体の不良状況を
把握できるので、飛行中に損傷や破損が発生した場合に
おいても、フライトコントロールコンピュータ等により
不良箇所への負担を軽減させ、正常な装置との組み合せ
による緊急制御を行い、航行の安全を確保することが可
能となる。
把握できるので、飛行中に損傷や破損が発生した場合に
おいても、フライトコントロールコンピュータ等により
不良箇所への負担を軽減させ、正常な装置との組み合せ
による緊急制御を行い、航行の安全を確保することが可
能となる。
【図１】本発明の損傷・破損箇所検出装置（Ｘ軸用）の
構成を示す図である。
構成を示す図である。
【図２】本発明の損傷・破損箇所検出装置（Ｙ軸用）の
構成を示す図である。
構成を示す図である。
【図３】図１の制御処理器（Ｘ軸用）の構成例を示す図
である。
である。
【図４】図１の統合処理器の構成例を示す図である。
【図５】外力の大きさと印加時間の積の累算値を説明す
る図である。
る図である。
【図６】本発明による損傷・破損箇所の説明図で、図６
（ａ）は損傷箇所を示す図、図６（ｂ）は破損箇所を示
す図である。
（ａ）は損傷箇所を示す図、図６（ｂ）は破損箇所を示
す図である。
【図７】本発明の応力センサである光ファイバセンサを
示す図である。
示す図である。
【図８】図７の応力感応部の拡大斜視図である。
【図９】図８の応力感応部の応力対透過光量の特性図で
ある。
ある。
【図１０】本発明の光ファイバセンサの航空機への装着
例を示す図である。
例を示す図である。
【図１１】本発明の光ファイバセンサの航空機構造体へ
の装着例を示す図で、図１１（ａ）は全体図、図１１
（ｂ）は図１１（ａ）に示すフレームおよび縦通材の詳
細図、図１１（ｃ）は図１１（ｂ）に示すフレームおよ
び縦通材への光ファイバセンサの装着を示す図である。
の装着例を示す図で、図１１（ａ）は全体図、図１１
（ｂ）は図１１（ａ）に示すフレームおよび縦通材の詳
細図、図１１（ｃ）は図１１（ｂ）に示すフレームおよ
び縦通材への光ファイバセンサの装着を示す図である。
【図１２】図１０の水平尾翼部分の拡大説明図である。
１Ｘ，１Ｙ 光源 ２Ｘ，２Ｙ 光アンプ ３Ｘ，３Ｙ 分岐器 ４Ｘ1 〜４Ｘm ，４Ｙ1 〜４Ｙn 光カプラ ５Ｘ1 〜５Ｘm ，５Ｙ1 〜５Ｙn 受光器 ６Ｘ1 〜６Ｘm ，６Ｙ1 〜６Ｙn 受光素子 ７Ｘ，７Ｙ 制御処理器（Ｘ），
（Ｙ） ８Ｘ1 〜８Ｘm ，８Ｙ1 〜８Ｙn 光ファイバセンサ ９ 統合処理器 １０ フライトコントロー
ラ等 １１ コントローラ １２ ＃１出力バッファ １３ ＃２出力バッファ １４Ｘ1 〜１４Ｘm 比較器 １５ Ａ／Ｄ変換器 １６ マルチプレクサ ２１ ＃１入力バッファ ２２ ＃２入力バッファ ２３ ＃３入力バッファ ２４ ＃１メモリ ２５ ＃２メモリ ２６ ＃３メモリ ２７ 出力バッファ ２８ ＣＰＵ ２９ 時計 ３１ 光ファイバ ３２ 応力感応部 ３３ コア ３４ クラッド ３５ 被覆
（Ｙ） ８Ｘ1 〜８Ｘm ，８Ｙ1 〜８Ｙn 光ファイバセンサ ９ 統合処理器 １０ フライトコントロー
ラ等 １１ コントローラ １２ ＃１出力バッファ １３ ＃２出力バッファ １４Ｘ1 〜１４Ｘm 比較器 １５ Ａ／Ｄ変換器 １６ マルチプレクサ ２１ ＃１入力バッファ ２２ ＃２入力バッファ ２３ ＃３入力バッファ ２４ ＃１メモリ ２５ ＃２メモリ ２６ ＃３メモリ ２７ 出力バッファ ２８ ＣＰＵ ２９ 時計 ３１ 光ファイバ ３２ 応力感応部 ３３ コア ３４ クラッド ３５ 被覆
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 久野 哲郎 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱重 工業株式会社名古屋航空宇宙システム製作 所内 Ｆターム(参考） 2G059 AA03 AA05 BB08 BB15 BB20 EE01 EE02 EE20 GG01 GG08 JJ17 JJ30 KK01 KK10 MM01 MM05 MM09 MM10 MM14 MM20 PP01 PP10
Claims (4)
- 【請求項１】 光ファイバケーブルのコア直径を所定間
隔毎に細くして外力印加による応力に感応するようにし
た光ファイバセンサを損傷・破損検出対象物の表層面又
は表層中のＸ軸及びＹ軸方向に複数個格子状に配設した
格子状の光ファイバセンサと、 前記格子状の各光ファイバセンサのＸ軸及びＹ軸方向の
一端よりそれぞれ光を入射し、その他端での受光光量か
ら各光ファイバセンサの透過光量をそれぞれ計測すると
共に、前記光の入力端への反射光をそれぞれ検出する光
ファイバセンサの透過光量・反射光検知手段と、 前記損傷・破損検査対象物の実使用の前に、予め前記格
子状の各光ファイバセンサに印加する外力の大きさとそ
の透過光量との対応関係を較正した較正データ及び前記
外力の大きさとその印加時間との積の累算値に対して設
定された閾値データをそれぞれ第１のメモリに記憶して
おき、前記損傷・破損検査対象物の実使用時に、光ファ
イバセンサの透過光量・反射光検知手段が計測したＸ軸
及びＹ軸方向の各光ファイバセンサの透過光量を前記第
１のメモリ内の較正データと照合して求めた外力の大き
さとその印加時間との積を既に第２のメモリに記憶して
いる前回までの累算値に加算して今回の累算値として再
び前記第２のメモリにそれぞれ記憶すると共に、前記光
ファイバセンサのいずれかについての今回の累積値が前
記第１のメモリ内の対応する閾値を越えた場合には、閾
値を越えたＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサの交
差領域を損傷箇所として算出し、また前記光ファイバセ
ンサの透過光量・反射光検知手段が前記光ファイバセン
サのいずれかについての反射光を検出した場合には、反
射光を検出したＸ軸方向とＹ軸方向の光ファイバセンサ
の交差領域を破損箇所として算出する損傷・破損箇所算
出手段とを備えたことを特徴とする損傷・破損箇所検出
装置。 - 【請求項２】 前記損傷・破損検査対象物を航空機の胴
体、主翼、水平尾翼、垂直尾翼、及び構造体の部分とす
ることを特徴とする請求項１記載の損傷・破損箇所検出
装置。 - 【請求項３】 前記透過光量・反射光検知手段は、前記
格子状の各光ファイバセンサのＸ軸及びＹ軸方向の一端
より入射する光を、連続光又はパルス光のいずれか一方
を選択して入射できる入射光選択手段を含むことを特徴
とする請求項１又は請求項２記載の損傷・破損箇所検出
装置。 - 【請求項４】 前記損傷・破損箇所算出手段における前
記第１のメモリは不揮発性の読出し専用メモリとし、前
記第２のメモリは不揮発性の読出し及び書込み可能なメ
モリとすることを特徴とする請求項１から請求項３のい
ずれかに記載の損傷・破損箇所検出装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32092998A JP2981562B1 (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 損傷・破損箇所検出装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32092998A JP2981562B1 (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 損傷・破損箇所検出装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2981562B1 JP2981562B1 (ja) | 1999-11-22 |
| JP2000146746A true JP2000146746A (ja) | 2000-05-26 |
Family
ID=18126866
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32092998A Expired - Lifetime JP2981562B1 (ja) | 1998-11-11 | 1998-11-11 | 損傷・破損箇所検出装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2981562B1 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007505309A (ja) * | 2003-09-09 | 2007-03-08 | キネテイツク・リミテツド | 構造モニタリング用のセンサおよびセンサアレイ |
| JP2007139698A (ja) * | 2005-11-22 | 2007-06-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 歪センシング用光ファイバ |
| CN100357160C (zh) * | 2002-06-14 | 2007-12-26 | 波音公司 | 利用微型光导纤维技术检查横梁的系统和方法 |
| JP2010524688A (ja) * | 2007-03-23 | 2010-07-22 | アルカン レナリュ | 光学センサーを含む熱間鍛造製品とその製造方法 |
| WO2018055827A1 (ja) * | 2016-09-26 | 2018-03-29 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 損傷検知システム及び損傷検知方法 |
| JP6374609B1 (ja) * | 2016-09-28 | 2018-08-15 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108181089B (zh) * | 2017-12-19 | 2024-01-16 | 江苏镭创高科光电科技有限公司 | 一种光纤折损检测装置及方法 |
| KR102302053B1 (ko) * | 2019-02-19 | 2021-09-15 | 한국과학기술연구원 | 스피로피란 복합체 및 광섬유를 이용한 구조 안전 진단용 시스템 |
| CN112611544B (zh) * | 2020-12-16 | 2022-12-30 | 安徽长荣光纤光缆科技有限公司 | 一种新型光纤断点定位测试设备 |
-
1998
- 1998-11-11 JP JP32092998A patent/JP2981562B1/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN100357160C (zh) * | 2002-06-14 | 2007-12-26 | 波音公司 | 利用微型光导纤维技术检查横梁的系统和方法 |
| JP2007505309A (ja) * | 2003-09-09 | 2007-03-08 | キネテイツク・リミテツド | 構造モニタリング用のセンサおよびセンサアレイ |
| JP2007139698A (ja) * | 2005-11-22 | 2007-06-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 歪センシング用光ファイバ |
| JP2010524688A (ja) * | 2007-03-23 | 2010-07-22 | アルカン レナリュ | 光学センサーを含む熱間鍛造製品とその製造方法 |
| WO2018055827A1 (ja) * | 2016-09-26 | 2018-03-29 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 損傷検知システム及び損傷検知方法 |
| JP6374608B1 (ja) * | 2016-09-26 | 2018-08-15 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 損傷検知システム及び損傷検知方法 |
| US11084601B2 (en) | 2016-09-26 | 2021-08-10 | Subaru Corporation | In-flight damage detection system and damage detection method |
| JP6374609B1 (ja) * | 2016-09-28 | 2018-08-15 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム |
| US10684628B2 (en) | 2016-09-28 | 2020-06-16 | Subaru Corporation | Flight restriction setup system, flight restriction setup method, and flight restriction setup program |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2981562B1 (ja) | 1999-11-22 |
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