JP2003500640A - 圧力、音及び振動を測定するための装置、並びに構造部分表面における流れ解析のための方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 圧力、音及び振動を測定するための、特に飛行物体もしくは飛行機における流れ解析のための装置は、構造部分表面（１１ａ，１２ａ）に作用する力を測定するために構造部分構造（２）に連結されている、圧力波又は音波を記録するためのセンサ装置（３）を備えている。その際センサ装置（３）は、完全に、構造部分構造（２）の内部又は構造部分表面（１１ａ）の背面に配設されている。特にセンサ装置は、構造部分表面（１１ａ）の下に存在する圧電式のホイルを有する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 本発明は、圧力、音及び／又は振動を測定するのための、特に飛行物体におけ
る流れ解析のための装置、並びに、構造部分表面における流れ解析のための、特
に航空機に適用するための方法に関する。

【０００２】 構造部分表面における流れの特性化は、技術の種々の領域において増々意義を
有する。特に飛行機の翼面において、翼面の領域における流れ特性の正確な知識
によって、翼面形状の最適化を、それぞれの使用条件に関して行なうことができ
る。これにより、飛行特性が改善され、燃料需要の低減が可能となる。

【０００３】 これ以外に技術の別の領域においても、空気力学を改善するために、流れメカ
ニズムの測定方法が必要である。例えば自動車技術においては、燃料消費が、例
えば吸入系列の領域における構造部材形状の最適化によって低減される。

【０００４】 飛行機の翼面における流れ特性を検出するためには、従来、例えば実験室又は
風洞において測定値を検出するために、ピエゾ圧力ホイル及び薄膜圧力センサが
翼表面に取り付けられた。論文「Ｓｈｏｃｋ ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｂｙ ｍｅ
ａｎｓ ｏｆ ｐｉｅｚｏｆｏｉｌｓ」Ｗ．Ｎｉｔｓｃｈｅ他著、飛行科学及び
宇宙探究のための雑誌１５巻（１９９１年）２２３〜２２６ページ参照、Ｓｐｒ
ｉｎｇｅｒ−Ｖｅｒｌａｇにおいては、流体の圧縮衝撃を検出する測定方法が記
載されている。その際、薄い圧電式のホイルから成形されているセンサ配列は、
調査すべき物体の上に取り付けられる。ピエゾセンサは、圧力、剪断応力及び温
度の不安定な変動を検出し、従って、圧縮衝撃の位置にわたる情報を許す。ピエ
ゾホイルは翼面の上に取り付けられ、流れを誘導された局所的な圧力変動が測定
される。これより、特有のＲＭＳ値が、圧縮衝撃の位置もしくは衝撃位置を検出
するために、翼面プロフィルにわたって設定される。しかしながらこの様式の公
知の装置は、センサが高い負荷に、例えば汚染又は凍結による負荷に晒されてお
り、これが、測定結果の侵害に、加えてセンサの破壊に通じてしまうという欠点
を有する。更にセンサは、流れる媒体との相互作用によって元の流れを変化させ
、従って測定結果を不純にする。加えて、費用のかかる生産作業及び整備作業が
必要であるということになる。従って構造部分表面の上に貼り付けられたセンサ
は、例えば汚染及び鳥による打撃等のような種々の様式の損傷に対して脆弱であ
り、生産及び整備の際の多大な費用を必要とする。

【０００５】 従って本発明の課題は、強靭かつ安価であり、実際の使用に対して適当もしく
は大量生産に有用であり、そして長い寿命における正確な測定結果を提供する、
圧力、音及び／又は振動を測定するための装置を提供することである。更に、特
に航空機に適用するために適当であり、実際の使用において、構造部分構造にお
ける流れ特性を設定可能とする、構造部分表面における流れ解析のための方法が
提供されるべきである。

【０００６】 この課題は、請求項１による、圧力、音及び／又は振動を測定するための装置
によって、また、請求項１１による、構造部分表面における流れ解析のための方
法によって解決される。本発明の別の有利な特徴、様相及び詳細は、従属請求項
、説明及び図面から明らかである。

【０００７】 圧力、音及び／又は振動を測定するための本発明による装置は、構造部分表面
に作用する力を測定するために構造部分構造に連結されている、圧力波又は音波
を記録するためのセンサ装置を有し、その際センサ装置は、完全に構造部分構造
の内部に、もしくは構造部分表面の背面に配設されている。これにより装置は、
例えば飛行機の翼面において使用する際のような極度の負荷の下にも損傷しない
ように保護されており、寿命が高められている。

【０００８】 装置が、更に人工知能の方法による信号評価をするための評価ユニットを有す
ることが有利である。これにより、大変な正確さを有する流れ特性を、構造部分
構造の表面の下方で検出された測定値から設定することが可能である。センサ装
置が、構造部分構造の外殻の下方もしくは背面に配設されている多数の圧力セン
サを有することが優れる。センサ装置は、例えば、強固に構造部分構造の外壁部
の内側と結合されている、圧電式のホイルとすることができる。特に構造部分構
造は、飛行物体の翼面とすることができ、その際センサ装置は、例えば翼面領域
内の翼殻の下方に配設されている。

【０００９】 センサ装置のデータ導線及び／又は供給導線は、完全に構造部分構造の内部に
配設されているか、もしくは統合されている。この方法では、導線が、本来の流
れに何ら影響を及ぼすことができず、このため、より正確な測定結果が得られる
。更に、測定値検出の信頼性が高められる。何故なら導線が損傷しないように保
護されているからである。

【００１０】 ２５０ｋＨｚよりも小さいか又は等しい周波数が、構造部分表面における流れ
特性化のために利用されるように、装置が設定されていることが有利である。こ
れは、特に、乱流開始、圧縮衝撃の位置、打撃及び／又は局所的な表面摩擦を検
出するために役立つ。従って表面材料を経ても、高い正確さを有する局所的な流
れ特性を検出することができ、その際、横方向の外乱は、構造材料において指数
関数的に低下する個体伝播音によって抑制される。

【００１１】 特に金属又は合成物質が、例えばアルミニウム、鋼材又はカーボンファイバが
、表面材料として使用される。その際材料の厚みは、特に最大５ｍｍである。こ
の場合は、処理するために適した信号を得るために、特別な電子式の増幅器が何
ら必要でない。

【００１２】 装置が、構造部分構造の構成要素として構成されているセンサモジュールであ
ることが有利である。流れる媒体に晒された表面の修正を行なわないモジュール
式に組み込むことによって、安価な生産が達成され、整備可能性が改善される。

【００１３】 装置が、調温可能な、もしくは加熱又は冷却可能な空間セグメント内に配設さ
れており、この空間セグメントが、例えば絶縁可能とすることができるのが有利
である。これにより、例えば１０ｋｍの飛行高度において−５０°Ｃの非常に低
い外気温においても、損害のない、確実な、そして耐久性のある測定値検出を達
成することができる。測定モジュール自身並びに機械的なインターフェイス、例
えば接着剤は、この方法で、温度変動のために生じる材料疲労による損傷が生じ
ないように保護されている。

【００１４】 構造部分表面における流れ解析のための本発明による方法は、特に航空機への
適用に適する。その際、構造部分構造の内側に位置する表面において、圧力、音
及び／又は振動の測定が行なわれ、得られた信号から、人工知能により、乱流開
始、圧縮衝撃、打撃、局所的な表面摩擦のパラメータの少なくとも１つのパラメ
ータが設定される。人工知能による特別な評価方法によって、推定上のノイズを
含めた測定データ列の全情報が、流れ特性を設定するために考慮される。これに
より、系統的な外乱を除去するための予備処理段階が必要となることのない高い
精度が得られる。

【００１５】 本発明による方法が、更に、信号予備処理、特徴抽出及び／又は分類方法のた
めのフィルタ方法を有することが優れる。

【００１６】 本発明を、以下に、例として図面により説明する。

【００１７】 図１ａは、本発明の優れた実施形として、翼構造２へと統合されているセンサ
モジュール１を示す。センサモジュール１は、外殻もしくは翼殻１１から成り、
その表面１１ａは、翼もしくは翼構造２の外表面の一部分を形成する。表面１１
ａは、的確に、これ隣接する、翼構造２の隣接する領域の表面１２ａでもって終
了する。飛行運転において、もしくは翼面の送風が行なわれる際には、全構造部
分表面１１ａ，１２ａは、流れに晒されており、また、これにより結果として生
じる力に晒されている。

【００１８】 翼殻１１の下方には、本来のセンサ装置としてＰＶＤＦホイルセンサ３が配設
されており、強固に翼殻１１と結合されている。ホイルセンサ３は、ポリマーフ
ィルムから製造されており、圧電式の効果を備える。この様式のホイルセンサは
、公知であり、また例えば米国特許第４ ８６８ ４４７号に記載されており、
この特許にここでは明文をもって引用されている。ＰＶＤＦセンサは、膨張運動
もしくは圧力波又は音波を測定し、これらは、流れに基づいて翼構造２に作用し
、翼殻１１を経て伝播する。センサモジュール１の外層、即ち、ＰＶＤＦホイル
センサ３の上方の領域における翼殻１１は、増幅器ボード４を担持する。増幅器
ボード４の下方には、プラグ５が取り付けられており、このプラグからデータ及
び翼構造２の内部の供給導線６が、電子ユニットもしくは評価ユニットへと案内
される。

【００１９】 図１ｂは、拡大された図１ａの部分図を示す。この部分図は、図１ａにおいて
はＡで記されている。ＰＶＤＦホイルセンサ３が、接着剤層７によって、翼殻１
１と強固に結合されていることが認められる。ホイルセンサ３は、センサ３ａ，
３ｂ，３ｃの配設を備え、これらのセンサは、平面的に、翼殻１１の下に、即ち
翼殻の背面に配分されている。ホイルセンサ３の直下には、電子式の構造要素４
ａ，４ｂ，４ｃを有する増幅器ボード４が存在し、これらの構造要素は、その直
下に位置するプラグ５と電気的に結合されている。翼殻、ホイルセンサ、増幅器
ボード及びプラグの垂直方向の構造によって、特に短い導線のための経路が生じ
、従って僅かな脆弱さしか生じない。

【００２０】 プラグ５の上には、全センサモジュール１が、電気的に、別のユニットもしく
は評価ユニットと結合されており、従って容易に交換可能である。センサモジュ
ール１は、翼構造２の統合された構成要素であり、その際、構造部分構造もしく
は翼構造２の外表面１１ａ，１２ａの上には、センサ要素もしくは導線が何ら存
在しない。

【００２１】 センサモジュール１の領域内の翼殻１１は、２〜３ｍｍの厚みを有し、一方、
翼構造２は、ここで図示された実施形にあっては、約５ｍｍの厚みを備える。し
かしながら適用する場合に応じて、別のサイズも可能である。

【００２２】 図１ｃは飛行機の翼面を経る横断面図を示し、この翼面は、領域Ｂにおいて、
上で図１ａに関して説明したような本発明によるセンサモジュール１を備える。

【００２３】 図２は、構造部分表面における流れ試験の際に検出されたピエゾホイル信号を
示す。その際、２ｍｍの厚みを有するカーボンファイバから成るホイル担持体は
、圧電式のホイルを備えられ、前面（上側の測定列）もしくは背面（下側の測定
列）から送風が行なわれた。測定列の左と右は、異なる時間スケールによって区
別される。測定信号は、ホイル担持体の一定の位置で時間にわたって検出された
。前面の送風、即ち、ホイルが取り付けられている面の送風においては、背面の
送風、即ちホイルを何ら担持しない面の送風におけるよりも、本質的に大きな振
幅変動が存在する。

【００２４】 図３は、ホイル担持体としての異なる材料に対する、ｂａｒ当たりの流れ圧力
に依存する信号比ＲＳ／ＶＳが提供されているグラフを示す。個々のカーブは、
以下のように、種々の材料に分類されており、即ち、Ａ：アルミニウム、厚み０
．５ｍｍ；Ｂ：アルミニウム、厚み０．８ｍｍ；Ｃ：鋼材、厚み０．５ｍｍ；Ｄ
：カーボンファイバ、厚み２．０ｍｍである。

【００２５】 図４は、送風角度の変化によって層流から乱流へと移行する際のピエゾホイル
信号を示す。これらの測定列は試験において検出された。その際、圧力は５ｂａ
ｒであり、送風角度は、測定列に対して、上から下へと順番に、１５°，３０°
、４５°，６０°，７５°及び９０°であった。層流から乱流への移行の際、明
らかに異なる振動形成が生じることを認めることができる。一方１５°と４５°
との間の送風角度にあっては、測定列が平滑に経過するが、即ち、比較的僅かな
低周波数の成分で経過するが、６０°の送風角度の場合は、またこれを超える場
合は、明らかに低周波数の圧力変動の成分を認めることができる。

【００２６】 図５は、流れ特性を設定するためにセンサ装置３０を備えている飛行機の翼面
２０を経る断面を透視図法による図において示す。センサ装置３０は、翼殻の下
方に存在し、それらの位置を明らかにするための写像５において明らかにされて
いるセンサの連絡網から成る。ここに示された担持翼は、その表面で最適な流れ
条件を得るために、その形状を変更可能である。翼面は、その背後の端部部分に
おいて、可変のキャンバ２１もしくは可変性の延長フラップを備える。これに、
翼面の中心に向かう方向に隣接して、局所的なプロフィル肥大部２２もしくは同
様に調節可能であるスポイラ隆起部が存在する。プロフィル肥大部２２を、翼面
の中心領域４０が制限する。流れ特性を設定するため、圧力測定は、翼面の種々
の領域において行なわれる。これらの領域は、図５においては、ハッチングをさ
れた面Ａ，Ｂ，Ｃ，Ｄによって概略的に記されている。翼面（測定面Ａ）の中心
領域４０における圧力波もしくは音波を測定することによって、推移設定が可能
となる。これにより、翼面プロフィルにおけるいずれの位置で乱流開始が行なわ
れるかが認識可能である。プロフィル肥大部２２の領域における測定領域Ｂは、
衝撃位置及び打撃、即ち衝撃振動の設定を可能にする。可変のキャンバ２１の領
域において存在する測定領域Ｃは、打撃、即ち剥離の局所化を可能にし、また、
翼面の後方の終縁部における測定領域Ｄは、後縁部圧力を介する情報を可能にす
る。

【００２７】 写像６は、ピエゾホイル原理試験のためのセンサ−アクチュエータ−モジュー
ルを示す。ホイル３は、１５０×３０ｍｍの全面積を有し、１６個のセンサ領域
３１を装備されている。ピエゾホイル３の下方には、センサ領域３１に付属する
電荷増幅器３２０が存在する。プラグ５００は、電気的な供給もしくは測定信号
の伝達をするために使用される。ピエゾアクチュエータ６００は、ピエゾホイル
３に連結されている。

【００２８】 本発明において提案するような、構造部分の表面の下にピエゾホイルを取り付
けることによって、測定装置は、汚染、雨、雪、氷及び温度の影響を受けないよ
うに保護される。損傷、それどころかホイルの剥離も回避され、複雑な配線もし
くは電気的な増幅器のない簡単なアッセンブリが必要となる。この装置によって
、流れの特性化の際に、乱流開始もしくは推移、圧縮衝撃、打撃及び局所的な表
面摩擦が検出される。これらの測定課題は、構造部分構造の内部での、もしくは
構造部分表面の背面への、本発明によるセンサ装置の配設によって実施可能であ
る。このため、２５０ｋＨｚまでの周波数が利用される。これらは、表面材料を
経る局所的な流れ特性の検出を可能にする。横方向の外乱は、指数関数的に低下
する個体伝播音によって抑制される。言い換えれば、超音波領域における高い周
波数では、波動伝播の替わりに写像を形成する拡散が行なわれる。高い走査周波
数によって適当な信号処理装置と組み合わせて、低周波数の構造の固有振動の完
全な除去が達成される。加えて、本発明によるセンサ領域によって、経過時間測
定が、流れの非線形の圧力変調及び密度変調によっても、例えば衝撃波前線の移
動のような、固体伝播音を介して実施可能となる。

【００２９】 本発明を実現する際は、アルミニウム、鋼材又はカーボンファイバ結合材料の
ような、実施に即した表面材料が実験室試験で使用される。約５ｍｍの材料の厚
みまでは、別の処理に適した信号を得るために、特別な電子式の増幅器は何ら必
要でない。例えば金属又は合成物質のような、適当な強度を有する全ての物質が
使用可能であることが明らかである。

【００３０】 固体伝播音を生じさせるための能動的かつ受動的な種々の方法が利用できるこ
とが有利であり、この固体伝播音は、一方では、圧力変動が生じた際に、表面に
関する垂直力によって生じさせられ、他方では、表面摩擦を介して剪断力によっ
て励起される。

【００３１】 本発明によれば、流れに晒される構造部分表面が、センサ装置もしくはセンサ
ホイルによって覆われていないので、例えば活動的な局所的な表面変形部、ミニ
フラップ及びミニスリット等による能動的な影響のような、別の有利な可能性が
生じる。また受動的な影響も、同様に比等方性の効果が孔及び溝等によって達成
することができるように、例えば定義された粗さによって等方性を達成すること
ができる。従って競合する効果は、信号技術で分離可能であり、即ち例えば方向
に依存した流れ特性が分離可能である。

【００３２】 材料の選択及びその組込みによって、例えば外乱に対するノイズ絶縁措置によ
って、生じる固体伝播音信号に影響を与えることができ、これらの外乱は、例え
ばエンジン及び駆動装置等によって引き起こされる。

【００３３】 本発明は、特に優れた実施形におけるセンサモジュールもしくはセンサ−電子
機器−モジュールとして、ボードの上に空間的な分離が行なわれることなく表面
材料を経て実現されている。別にの変形例にあっては、測定モジュール及び機械
的なインターフェイス、即ち合成物質は、絶縁可能な、即ち加熱可能及び冷却可
能な空間セグメントにおいて移設することによって調温可能である。これにより
、極度の温度状況もしくは温度変動による損傷が回避される。

【００３４】 更に、表面係合部のない組込み技術が可能である。従って、装置の完全な予備
製造及びテスト可能性が組み込む前に可能である。整備費用は、明らかに低減さ
れる。

【００３５】 以下に、補足的に信号処置方法に関して説明する。この信号処理方法は、信号
予備処理、特徴抽出及び分類方法のためのフィルタ方法を有する。人工知能の方
法を適用することによって、著しく改善された評価結果が得られる。この付加に
あっては、流れの物理学の詳細な知識は何ら介在しない。ＲＭＳ値の公知の評価
は、高い限界周波数の際に十分でない。むしろ、系統的な外乱、先ず第一に低周
波数の信号成分を除去するための予備処理段階が、変動する効果の検出確率を増
大させるために必要である。

【００３６】 本発明によって、調整されたシステムのために、効果に対する早期警告の可能
性が生じ、その際これらの効果は活動的に回避することができる。これは、例え
ば打撃監視のために必要である。巨視的な泡を介した層流の剥離が、打撃の原因
となるので、巨視的な流れの揺動から、剥離に通じる巨視的な揺動の前に生じる
高周波数の信号成分を介して、早期警告を検出することができる。打撃が局所化
されて生じるので、本発明あっては、特徴が、空間的かつ時間的な信号の相関関
係から抽出される。人工知能の付加に対応して、個々の場合のそれぞれの要求に
よる必要なアルゴリズムが生じ、その際、それぞれの特別な適用のための学習ラ
ンダムサンプリングは、最適なパラメータセットへと通じる。最も簡単な場合は
、これらのパラメータが、超過されなければならない限界値であり、従って効果
は、検出されたものとみなされる。

【００３７】 本発明は、個々の効果の予報の可能性を有する系統的な解析を可能にし、これ
は、特に、評価方法へと人工知能を組み込むことによって達成される。

【００３８】 本発明は、今までは主として航空機への適用に基づいて説明された。しかしな
がらまた他の使用の可能性も、即ち例えば自動車技術における使用の可能性も存
在し、その際、類似した流れメカニズムによる測定方法が必要である。その際一
方では、車両の空気力学が重要な使用領域であり、他方では、エンジン技術が重
要な使用領域である。

【００３９】 図７ａ，７ｂ及び７ｃは、本発明による装置によって記録された種々の信号列
を示す。その際、それぞれ、ミリ秒あたりの時間ｔに対するボルトあたりの圧力
信号が提供されている。

【００４０】 図７ａは、１２８個の測定点を有するグラフを示し、その際、上側の曲線は、
９０°の送風角度を再現し、乱流を示し、一方、下側の曲線は、１５°の送風角
度の際に記録され、層流を示す。

【００４１】 図７ｂは、２５６個の測定点を有する乱流に対する別のグラフを示し、図７ｃ
は、５１２個の測定点を有する更に別のグラフを示す。

【００４２】 図７ｃにおいて示されており、その前半が乱流対する図７ｂのグラフに示され
ている混沌とした信号列は、分類のために必要な特徴を含む。図７ａにおいて示
されたグラフには、最初の２５６個の測定点に対し、対応する層流との比較が含
まれている。その際、以下の差別化された特徴が決定的であることを認めること
ができる。 ａ）比較的大きな振幅の差 ｂ）比較的大きな中央の変動 ｃ）幅広の局所的なピーク及び周期的でない二重ピークの発生

【００４３】 その際最後の特徴（特徴ｃ）は、減衰及びノイズに対するその不変性のために
、特に識別するために適している。特徴抽出は、予め学習させられた１つ又は複
数のテストマスターとの相関関係によって実施される。

【図面の簡単な説明】

【図１ａ】 翼構造として形成されており、本発明の優れた実施形を具現するセンサモジュ
ールを示す。

【図１ｂ】 拡大された図１ａのセンサモジュールの部分図を示す。

【図１ｃ】 翼面内のセンサモジュールの位置を示す。

【図２】 送風が、一方ではホイル担持体の前面から、また他方ではホイル担持体の背面
から行なわれた際の、ピエゾホイルによって記録された測定値信号を示す。

【図３】 ｂａｒ当たりの流れ圧力に対する信号比ＲＳ／ＶＳを提供することにより、鋼
材、アルミニウム及びカーボンファイバを経るＰＦ信号減衰をグラフで示す。

【図４】 送風角度の変化によって層流から乱流へと移行する際のピエゾホイル信号を示
す。

【図５】 センサ装置を有する翼面の透視図法による部分図を示す。

【図６】 センサ−アクチュエータ−モジュールを、上面図及び縦断面図に示す。

【符号の説明】

１ センサモジュール ２ 翼構造 ３ ＰＶＤＦホイルセンサ ４ 増幅器ボード ５ プラグ ６ 供給導線 ７ 接着剤層 １１ 翼殻 １１ａ 表面 １２ａ 表面 ２０ 翼面 ２１ キャンバ ２２ 肥大部 ３０ センサ装置 ３１ センサ領域 ３２０ 電荷増幅器 ５００ プラグ ６００ ピエゾアクチュエータ

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 構造部分表面（１１ａ，１２ａ）に作用する力を測定するた
   めに、構造部分構造（２；２０）に連結されている、圧力波又は音波を記録する
   ためのセンサ装置（３；３０）を有する、構造部分表面における流れ特性を設定
   するための、特に飛行物体における流れ解析のための装置において、 表面材料を経る流れ特性を検出するために、センサ装置（３；３０）が、強固
   に、構造部分構造（２；２０）の外壁部（１１）の内側と結合されており、また
   、完全に構造部分表面（１１ａ，１２ａ）の下に配設されていることを特徴とす
   る装置。
2. 【請求項２】 人工知能の方法により信号評価をするための評価ユニットが
   設けられていることを特徴とする請求項１に記載の装置。
3. 【請求項３】 センサ装置（３；３０）が、多数の圧力センサ（３ａ，３ｂ
   ，３ｃ）を有し、これらの圧力センサが、構造部分構造（２）の外殻の背面に設
   けられており、その際、外殻が外壁部（１１）を形成するように構成されている
   ことを特徴とする請求項１又は２に記載の装置。
4. 【請求項４】 センサ装置（３）が、圧電式のホイル又はホイルセンサを有
   することを特徴とする請求項１〜３のいずれか１つに記載の装置。
5. 【請求項５】 構造部分構造（２）が飛行物体の翼面であり、その際、セン
   サ装置（３）が、翼面領域における翼殻の下方に配設されていることを特徴とす
   る請求項１〜４のいずれか１つに記載の装置。
6. 【請求項６】 センサ装置（３）のデータ導線及び／又は供給導線（６）が
   、完全に構造部分構造（２）の内部に配設されていることを特徴とする請求項１
   〜５のいずれか１つに記載の装置。
7. 【請求項７】 ２５０ｋＨｚより小さいか又は等しい周波数が、構造部分表
   面（１１ａ，１２ａ）における流れ特性化のために利用され、特に、乱流開始、
   圧縮衝撃、打撃、及び／又は局所的な表面摩擦を検出するために利用されるよう
   に構成されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１つに記載の装置。
8. 【請求項８】 金属又は合成物質、特にアルミニウム、鋼材又はカーボンフ
   ァイバが、表面材料として使用され、その際、材料の厚みが最大５ｍｍであるこ
   とを特徴とする請求項１〜７のいずれか１つに記載の装置。
9. 【請求項９】 装置が、センサモジュールの形態で、構造部分構造（２）の
   構成要素として存在することを特徴とする請求項１〜８のいずれか１つに記載の
   装置。
10. 【請求項１０】 装置が、温度調節可能な空間セグメント内に配設されてい
    ることを特徴とする請求項１〜９のいずれか１つに記載の装置。
11. 【請求項１１】 構造部分表面における流れ解析のための、特に航空機に適
    用するための方法において、構造部分構造（２）の内側に位置する表面において
    、圧力、音及び／又は振動の測定が行なわれるようにし、得られた信号から、人
    工知能によって、乱流開始、圧縮衝撃、打撃及び局所的な表面摩擦のパラメータ
    の１つ又は複数のパラメータが設定されるようにすることを特徴とする方法。
12. 【請求項１２】 この方法が、信号予備処理、特徴抽出及び／又は分類方法
    のためのフィルタ方法を有するようにすることを特徴とする請求項１２に記載の
    方法。