JP2004509337A - 非破壊試験装置 - Google Patents
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Abstract
損傷箇所の検出を可能にするために材料を非破壊的に試験する装置であり、前記材料内の損傷箇所での局部加熱を生成するための手段と、前記材料を撮像して前記損傷箇所での局所過熱の検出を可能にする手段とを具備する。
Description
【０００１】
本発明は、非破壊試験装置及び非破壊試験技術に関するものであり、特に、かろうじて視認できる衝撃による損傷（ｂａｒｅｌｙ ｖｉｓｉｂｌｅ ｉｍｐａｃｔ ｄａｍａｇｅ：ＢＶＩＤ）を検出するためのサーマル非破壊試験に関する。本発明は特に航空機のウイングスキン（翼表面）に使用される複合材料内の損傷を検出することに関している。しかしながら、これらに限定されるものではない。
【０００２】
本発明の目的は、そのような装置における改善を提供し、特に、材料の非破壊試験のために、相対的に安価でかつ操作しやすいシステムを提供することにある。使用中の材料の位置を検出可能であり、材料の試験を比較的簡単に行うことを可能にし、これによって複合ウイングスキン構造について、かろうじて視認できる衝撃による損傷が試験される例えば航空機のダウン時間を最小にするシステムを提供することにある。
【０００３】
本発明の一側面は、損傷箇所の検出を可能にするために材料を非破壊的に試験するための装置を提供し、損傷箇所での局部加熱を生成するための手段と、前記材料を撮像して損傷箇所での局部加熱の検出を可能にする手段とを具備する。
【０００４】
好ましくは加熱手段は圧電アクチュエータを具備し、及び／またはこの圧電アクチュエータは材料に接着されるかあるいは使用中の材料内に埋め込まれる。好ましくは、使用中の圧電アクチュエータを駆動するべく動作可能な信号発生器が提供される。
【０００５】
圧電アクチュエータは好ましくは圧電材料からなる２つの部位を具備する。この２つの部位は、２片の圧電ウエハの積層体を具備する。圧電アクチュエータは拡張モードで駆動可能であり、これによって使用中の材料に振動を与える。好ましくは圧電アクチュエータアレイは、材料に取付け可能なように提供される。
【０００６】
好ましくは、前記加熱手段を動作可能に駆動する信号生成器が提供される。この信号生成器は好ましくは周波数変調信号を生成する。周波数変調信号は正弦波信号を具備する。周波数変調信号は位相が連続する周波数掃引信号を具備する。前記変調は好ましくは実質的に線形である。また、搬送波周波数は好ましくは約１から約２０００Ｈｚの範囲にある。
【０００７】
搬送波周波数は好ましくは約３００から９００Ｈｚの範囲、及び／または約５５０から約７５０Ｈｚの範囲にある。好ましくは搬送波周波数範囲の変調周波数は、約０．０１Ｈｚ及び１Ｈｚの間、及び／または約０．１及び０．３Ｈｚの間、及び／または約０．２Ｈｚである。
【０００８】
本発明の他の側面は、材料内の損傷箇所での局部加熱を可能にするために材料に取付けられる圧電アクチュエータアレイを提供する。本発明のさらなる側面は、材料内の損傷箇所を検出することが必要とされる重大な状況において使用される材料を提供する。この材料は、該材料内の損傷箇所の検出を可能にするために当該材料に接着されるかまたは当該材料内に埋め込まれる１つ以上の圧電アクチュエータを具備する。本発明のさらなる側面は、基板材料内の損傷箇所の検出を可能にするために、材料を非破壊的に試験するための装置を提供し、圧電アクチュエータを駆動するための周波数変調信号を動作可能に生成する信号生成器と、好ましくはサーマルカメラとパーソナルコンピュータ等のコントローラとを具備し、損傷箇所での局部加熱を検出するための手段と、を具備する。信号生成器からの出力は好ましくは、１つ以上の圧電アクチュエータに接続される。
【０００９】
本発明のさらなる側面は衝撃による損傷を検出するための装置を提供し、航空機のウイングスキンなどの基板に取付けられた圧電アクチュエータと、当該基板に対する衝撃を示す音響信号を検出するために前記圧電アクチュエータに動作可能に接続された信号解析器とを具備する。好ましくは圧電アクチュエータアレイが提供される。
【００１０】
本発明のさらなる側面は、本発明の第１の側面と最後の側面に従った装置を具備する、衝撃による損傷の検出装置を提供する。
【００１１】
本発明の一側面は、衝撃による損傷をリアルタイムで検出する装置との連絡を可能にする、コネクタと動作可能に連絡する２つ以上の圧電アクチュエータアレイを提供する。
【００１２】
本発明の実施形態の一例を図面を参照して説明する。
【００１３】
図１に示される、本発明に係る非破壊試験装置１０は、コンピュータ１２と、基板Ｓ内に局部加熱を発生させるための手段１４と、基板を撮像するための手段１６とを具備する。
【００１４】
加熱手段１４は、コンピュータ１２と通信を行なうことが可能なファンクションジェネレータ１８を具備する。ファンクションジェネレータ１８は増幅器２０を駆動し、増幅器２０は基板Ｓに取付けられた圧電アクチュエータ２２への信号を生成する。
【００１５】
ファンクションジェネレータ１８は、図４に関連して後述する周波数変調信号を生成する。ファンクションジェネレータ１８の出力は圧電増幅器２０に供給され、圧電増幅器２０は周波数変調信号を増幅して、圧電アクチュエータ２２を駆動する。増幅器２０は好ましくは例えば２００（ｒｍｓ）ボルト、０．２アンペア信号である、約４０ワットの信号を生成することが可能である。
【００１６】
圧電アクチュエータ２２は図２及び図３により詳細に示されている。図示されている特定のアクチュエータはＡｃｔｉｖｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｅｘｐｅｒｔｓ ｏｆ Ｃａｍｂｒｉｄｇｅ，Ｍａｓｓａｃｈｕｓｅｔｔｓ，ＵＳＡ（ＡＣＸ）から入手可能であり、特にアクチュエータＱＰ２０Ｎの使用を意図している。この特定のデバイスは、約０．０００２６４のフルスケール歪拡張（ｓｔｒａｉｎ ｅｘｔｅｎｓｉｏｎ）が可能であり、約０．１２マイクロファラッドの容量と、＋／−２００ボルトのフルスケールボルテージレンジをもつ、２つの圧電ウエハの積層体からなるツインストリップアクチュエータである。対の層構造は、図３に示される２つの圧電層２６及び２８が積層された構成で示されている。アクチュエータ２２はさらに、増幅器２０に対する接続のための入力部２４と、４つの電極３０（上部の電極のみが図３に示されている）とを具備する。アクチュエータ２２は例えばエポキシ樹脂接着剤を使用して基板Ｓの内部または基板Ｓに接触して形成される。
【００１７】
図１に戻って、撮像手段１６は好ましくはコンピュータ１２に接続された、サーマルカメラ３２を具備する。カメラ３２は好ましくは同期式ロックインサーモグラフィーが可能な熱解析カメラである。適当なサーマルカメラ３２はフランスのＣｒｏｉｓｓｙ−ＢｅａｕｂｏｕｒｇのＣＥＤＩＰから入手でき、これは１２８×１２８焦平面アレイとスターリングエンジン冷却器からなる。
【００１８】
装置１０は、キーボード及びマウスなどのユーザ入力と、ビデオモニタなどのユーザ表示部、さらに、適当な配線などの通信線を介して加熱手段１４及び撮像手段１６の駆動の同期をとることを可能にする入力及び出力接続部を備えるパーソナルコンピュータである。
【００１９】
コンピュータ１２は使用時、カメラによるデータ獲得を最適化するために圧電アクチュエータ２２とサーマルカメラ３２の動作の同期をとるのに使用される。サンプルの画像の解析を可能にするために、データはコンピュータ１２により記憶されて処理され、これによって、サンプル内の衝撃による損傷Ｄの検出を可能にする。このシステムは、基板Ｓを形成する航空機の翼構造などの複合構造への６ジュールの衝撃によって生成された損傷などの、かろうじて視認できる衝撃による損傷の検出を可能にするのに適している。
【００２０】
１つの好ましい形態において、ファンクションジェネレータ１８は、好ましくは図４に示すような、位相が連続した、線形に傾斜した（ｌｉｎｅａｒｌｙ ｒａｍｐｅｄ）周波数変調信号３４を生成する。生成される信号は下部周波数ＳＬと上部周波数ＳＵとを有する。この周波数は、ファンクションジェネレータ１８の特性に応じて時間間隔Ｔの間、１０２４量子化ステップなどのように増大するが、実質的に線形に変調される。信号３４の搬送波周波数は下部周波数と上部周波数の和の半分、（ＦＬ＋ＦＵ）／２であり、変調周波数は時間間隔の逆数（１／Ｔ）である。
【００２１】
好ましくは、基板Ｓ内のかろうじて視認できる衝撃による損傷Ｄなどの損傷箇所の検出を可能にするために、カメラ３２によってデータを獲得するための所定の時間において、適切に増幅された信号３４が増幅器２０によって圧電アクチュエータ２２に印加される。一形態において、２００Ｈｚの搬送波周波数が、約０．１Ｈｚの変調周波数と約９９５Ｈｚの上部周波数とともに使用される
サーマルカメラ３２によるデータ獲得は好ましくは、１つの完全な画像を得るために２５Ｈｚのレートで行われる。好ましくは２５００の画像が獲得され、好ましくは５０の基板背景の画像が加熱に先だって使用され、獲得したデータ画像から背景を減算することを可能にする。好ましい実施形態において、図５に示されるサーマル画像はしたがって１００秒内に獲得される。好ましくは各画像はサーマルカメラ３２の仕様に応じて１２８×１２８の画素を具備する。
【００２２】
図５において、基板Ｓからコンピュータ１２を通して見たときの出力画像の一例を示している。図５は、圧電アクチュエータ２２を表す、より明るい領域を上部に有するとともに、図１に示される損傷箇所Ｄの位置を表すより明るいドットを中央部に有する。当該損傷箇所Ｄを通る水平線１が示されている。画像内の、水平線１に沿ったデジタルレベルなどの個々のデータが図６にわかりやすく示されている。図６に示すように、信号は損傷箇所Ｄで最大となる。これは、サーマルカメラ３２によって観察されるように、損傷箇所Ｄでの局部加熱の部位を表す。
【００２３】
従って、装置１０はコンピュータ１２の画像の結果を観察することにより、ユーザが定性的な解析を行って損傷箇所Ｄを検出することを可能にする。より正確には、ユーザがデータを解析するときに、カメラ３２によって生成されるデータの統計的解析を行って図６に示されるようなピーク信号を検出することを可能にする。
【００２４】
本発明は、それに取付けられるかあるいは埋め込まれた１つ以上の圧電アクチュエータを持つ、航空機ウイング、ヘリコプタブレードなどの複合構造を想定する。これによってアクチュエータは、本発明による装置１０に結合可能となる。好ましくは、１つ以上の圧電アクチュエータのアレイは、撮像手段に対して好適するアレイ内で１つ以上のアクチュエータを駆動するオンボードコントロールシステムに接続可能であり、これにより、材料内での衝撃による損傷の検出を可能にする。好ましくは、コントローラに結合されたアクチュエータのそのようなアレイは、衝撃による損傷をリアルタイムでモニタするための検出機構を提供可能である。例えば、アクチュエータは、航空機ウイング内の振動の存在を決定するためのセンサとして使用可能であり、これによって航空機の使用の間に圧電アクチュエータによって生成される電気信号により大きな衝撃を検出することができる。
【００２５】
図７及び図８を参照して説明する。装置１０２を使用して非破壊試験を行う装置１００が図７に示されている。装置１００は、点線Ｌによって分離される。装置１０２は、実質的に図１に示す全ての特徴を備え、ここでは、図１の各要素を示す参照数字の先頭に１を追加して同一の構成要素を表している。したがって、装置１０２はコンピュータ１１２、ファンクションジェネレータ１１８、増幅器１２０そしてサーマルカメラ１３２を具備する。装置１０２はさらにディスプレイ、警告信号または同様のデバイスで構成されるユーザインタフェース１４６を具備する。
【００２６】
装置１００はさらに、装置１０２と一体化されるかあるいは独立した装置１０４である衝撃検出器を具備する。装置１０２及び１０４はともに装置１０６に接続可能である。装置１０６は、コネクタ１４０と、航空機のウイングスキンなどの基板Ｓ内に配置されるかあるいは基板Ｓに対して取付けられる圧電アクチュエータ１２２のアレイとを具備する。したがって、航空機は装置１０６を具備し、ウイングスキンには、すべてコネクタ１４０と連絡するように取付けられた圧電アクチュエータ１２２のアレイが配される。コネクタ１４０は、当該航空機が例えば地上にいるかあるいは倉庫内にあるときに非破壊試験装置１０２への接続を可能にするために航空機の下部など適当な位置に配置される。
【００２７】
同様にして、コネクタ１４０は好ましくは、データのリアルタイム収集を可能にする衝撃検出装置１０４への接続のために適切に配置され、例えば適切な受信器、増幅器そして、圧電アクチュエータ１２２のそれぞれからの信号を解析するためのマイクロプロセッサを具備する。解析器１４２で観察される信号が図８に示される。信号１５０は時間軸上で実質的に等しい振幅をもつ初期ベースラインを具備する。衝撃が圧電アクチュエータ１２２の近くで発生すると、これは圧電アクチュエータでの振動を引き起こし、これがコネクタ１４０を介して解析器１４２に連絡する電気信号を生成する。信号は時間ｔ２と時間ｔ１の差の区間でパルス１５４を具備する。パルス１５４は、しきい値ＴＨ１とＴＨ２間の新たなベースライン振幅１５２に戻る前に、圧電アクチュエータ１２２からの信号振幅が、第１の振幅しきい値レベルＴＨ１及び次の第２の振幅レベルＴＨ２を通って増大するものとして観察される。したがって、時間ｔ１での衝撃に先立って、圧電アクチュエータはしきい値レベルＴＨ１以下の音響出力を記録する。時間ｔ１で衝撃が発生し、しきい値レベルＴＨ２より上の信号振幅を生成する。これは時間ｔ２で終了し、その後、より大きな背景しきい値レベル１５２が衝撃により損傷した材料の連続的な動きとして記録される。解析器１４２で適切にしきい値レベルの検出を設定することにより、例えば、航空機キャビンの操縦席内であるならば警告灯などのユーザインタフェース１４４により、衝撃による損傷の警告が装置１０４によって与えられる。また、メインテナンス格納庫ならば、無線送信器４４により、航空機が着陸したときに修理員の準備が整っているように構造上の問題を知らせることができる。解析器１１２は装置１００のコンピュータ１１２と連絡するフライトからのデータを記憶するためのメモリを具備し、これにより衝撃による損傷のリアルタイムの解析及び事後の衝撃による損傷解析を可能にする全装置を提供する。この場合、コンピュータ１１２は、実際のまたは潜在的な衝撃信号１５４が観察されるアクチュエータ１１２から特定の位置（ｌｏｃａｌ）にある基板Ｓの部位を重点的に精査するように構成される。
【図面の簡単な説明】
【図１】
図１は、本発明に係る装置のブロック図である。
【図２】
図２は、図１に示す装置の一部を構成する圧電アクチュエータの平面図である。
【図３】
図３は、図２に示す圧電アクチュエータの斜視図である。
【図４】
図４は、圧電アクチュエータを駆動するのに使用される信号の一部のブロック図である。
【図５】
図５は、図１に示す装置を使用して獲得された画像の一例である。
【図６】
図６は、図５の画像に示されるライン１に沿った信号振幅のグラフである。
【図７】
図７は、本発明に係る装置の第２実施形態のブロック図である。
【図８】
図８は、図７に示す装置を使用してフライト間の衝撃による損傷をリアルタイムで検出したときのグラフである。
【符号の説明】
１０…非破壊試験装置、１２…コンピュータ、１４…加熱手段、１６…撮像手段、１８…ファンクションジェネレータ、２０…ＰＺＴ増幅器、２２…圧電アクチュエータ。
本発明は、非破壊試験装置及び非破壊試験技術に関するものであり、特に、かろうじて視認できる衝撃による損傷（ｂａｒｅｌｙ ｖｉｓｉｂｌｅ ｉｍｐａｃｔ ｄａｍａｇｅ：ＢＶＩＤ）を検出するためのサーマル非破壊試験に関する。本発明は特に航空機のウイングスキン（翼表面）に使用される複合材料内の損傷を検出することに関している。しかしながら、これらに限定されるものではない。
【０００２】
本発明の目的は、そのような装置における改善を提供し、特に、材料の非破壊試験のために、相対的に安価でかつ操作しやすいシステムを提供することにある。使用中の材料の位置を検出可能であり、材料の試験を比較的簡単に行うことを可能にし、これによって複合ウイングスキン構造について、かろうじて視認できる衝撃による損傷が試験される例えば航空機のダウン時間を最小にするシステムを提供することにある。
【０００３】
本発明の一側面は、損傷箇所の検出を可能にするために材料を非破壊的に試験するための装置を提供し、損傷箇所での局部加熱を生成するための手段と、前記材料を撮像して損傷箇所での局部加熱の検出を可能にする手段とを具備する。
【０００４】
好ましくは加熱手段は圧電アクチュエータを具備し、及び／またはこの圧電アクチュエータは材料に接着されるかあるいは使用中の材料内に埋め込まれる。好ましくは、使用中の圧電アクチュエータを駆動するべく動作可能な信号発生器が提供される。
【０００５】
圧電アクチュエータは好ましくは圧電材料からなる２つの部位を具備する。この２つの部位は、２片の圧電ウエハの積層体を具備する。圧電アクチュエータは拡張モードで駆動可能であり、これによって使用中の材料に振動を与える。好ましくは圧電アクチュエータアレイは、材料に取付け可能なように提供される。
【０００６】
好ましくは、前記加熱手段を動作可能に駆動する信号生成器が提供される。この信号生成器は好ましくは周波数変調信号を生成する。周波数変調信号は正弦波信号を具備する。周波数変調信号は位相が連続する周波数掃引信号を具備する。前記変調は好ましくは実質的に線形である。また、搬送波周波数は好ましくは約１から約２０００Ｈｚの範囲にある。
【０００７】
搬送波周波数は好ましくは約３００から９００Ｈｚの範囲、及び／または約５５０から約７５０Ｈｚの範囲にある。好ましくは搬送波周波数範囲の変調周波数は、約０．０１Ｈｚ及び１Ｈｚの間、及び／または約０．１及び０．３Ｈｚの間、及び／または約０．２Ｈｚである。
【０００８】
本発明の他の側面は、材料内の損傷箇所での局部加熱を可能にするために材料に取付けられる圧電アクチュエータアレイを提供する。本発明のさらなる側面は、材料内の損傷箇所を検出することが必要とされる重大な状況において使用される材料を提供する。この材料は、該材料内の損傷箇所の検出を可能にするために当該材料に接着されるかまたは当該材料内に埋め込まれる１つ以上の圧電アクチュエータを具備する。本発明のさらなる側面は、基板材料内の損傷箇所の検出を可能にするために、材料を非破壊的に試験するための装置を提供し、圧電アクチュエータを駆動するための周波数変調信号を動作可能に生成する信号生成器と、好ましくはサーマルカメラとパーソナルコンピュータ等のコントローラとを具備し、損傷箇所での局部加熱を検出するための手段と、を具備する。信号生成器からの出力は好ましくは、１つ以上の圧電アクチュエータに接続される。
【０００９】
本発明のさらなる側面は衝撃による損傷を検出するための装置を提供し、航空機のウイングスキンなどの基板に取付けられた圧電アクチュエータと、当該基板に対する衝撃を示す音響信号を検出するために前記圧電アクチュエータに動作可能に接続された信号解析器とを具備する。好ましくは圧電アクチュエータアレイが提供される。
【００１０】
本発明のさらなる側面は、本発明の第１の側面と最後の側面に従った装置を具備する、衝撃による損傷の検出装置を提供する。
【００１１】
本発明の一側面は、衝撃による損傷をリアルタイムで検出する装置との連絡を可能にする、コネクタと動作可能に連絡する２つ以上の圧電アクチュエータアレイを提供する。
【００１２】
本発明の実施形態の一例を図面を参照して説明する。
【００１３】
図１に示される、本発明に係る非破壊試験装置１０は、コンピュータ１２と、基板Ｓ内に局部加熱を発生させるための手段１４と、基板を撮像するための手段１６とを具備する。
【００１４】
加熱手段１４は、コンピュータ１２と通信を行なうことが可能なファンクションジェネレータ１８を具備する。ファンクションジェネレータ１８は増幅器２０を駆動し、増幅器２０は基板Ｓに取付けられた圧電アクチュエータ２２への信号を生成する。
【００１５】
ファンクションジェネレータ１８は、図４に関連して後述する周波数変調信号を生成する。ファンクションジェネレータ１８の出力は圧電増幅器２０に供給され、圧電増幅器２０は周波数変調信号を増幅して、圧電アクチュエータ２２を駆動する。増幅器２０は好ましくは例えば２００（ｒｍｓ）ボルト、０．２アンペア信号である、約４０ワットの信号を生成することが可能である。
【００１６】
圧電アクチュエータ２２は図２及び図３により詳細に示されている。図示されている特定のアクチュエータはＡｃｔｉｖｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｅｘｐｅｒｔｓ ｏｆ Ｃａｍｂｒｉｄｇｅ，Ｍａｓｓａｃｈｕｓｅｔｔｓ，ＵＳＡ（ＡＣＸ）から入手可能であり、特にアクチュエータＱＰ２０Ｎの使用を意図している。この特定のデバイスは、約０．０００２６４のフルスケール歪拡張（ｓｔｒａｉｎ ｅｘｔｅｎｓｉｏｎ）が可能であり、約０．１２マイクロファラッドの容量と、＋／−２００ボルトのフルスケールボルテージレンジをもつ、２つの圧電ウエハの積層体からなるツインストリップアクチュエータである。対の層構造は、図３に示される２つの圧電層２６及び２８が積層された構成で示されている。アクチュエータ２２はさらに、増幅器２０に対する接続のための入力部２４と、４つの電極３０（上部の電極のみが図３に示されている）とを具備する。アクチュエータ２２は例えばエポキシ樹脂接着剤を使用して基板Ｓの内部または基板Ｓに接触して形成される。
【００１７】
図１に戻って、撮像手段１６は好ましくはコンピュータ１２に接続された、サーマルカメラ３２を具備する。カメラ３２は好ましくは同期式ロックインサーモグラフィーが可能な熱解析カメラである。適当なサーマルカメラ３２はフランスのＣｒｏｉｓｓｙ−ＢｅａｕｂｏｕｒｇのＣＥＤＩＰから入手でき、これは１２８×１２８焦平面アレイとスターリングエンジン冷却器からなる。
【００１８】
装置１０は、キーボード及びマウスなどのユーザ入力と、ビデオモニタなどのユーザ表示部、さらに、適当な配線などの通信線を介して加熱手段１４及び撮像手段１６の駆動の同期をとることを可能にする入力及び出力接続部を備えるパーソナルコンピュータである。
【００１９】
コンピュータ１２は使用時、カメラによるデータ獲得を最適化するために圧電アクチュエータ２２とサーマルカメラ３２の動作の同期をとるのに使用される。サンプルの画像の解析を可能にするために、データはコンピュータ１２により記憶されて処理され、これによって、サンプル内の衝撃による損傷Ｄの検出を可能にする。このシステムは、基板Ｓを形成する航空機の翼構造などの複合構造への６ジュールの衝撃によって生成された損傷などの、かろうじて視認できる衝撃による損傷の検出を可能にするのに適している。
【００２０】
１つの好ましい形態において、ファンクションジェネレータ１８は、好ましくは図４に示すような、位相が連続した、線形に傾斜した（ｌｉｎｅａｒｌｙ ｒａｍｐｅｄ）周波数変調信号３４を生成する。生成される信号は下部周波数ＳＬと上部周波数ＳＵとを有する。この周波数は、ファンクションジェネレータ１８の特性に応じて時間間隔Ｔの間、１０２４量子化ステップなどのように増大するが、実質的に線形に変調される。信号３４の搬送波周波数は下部周波数と上部周波数の和の半分、（ＦＬ＋ＦＵ）／２であり、変調周波数は時間間隔の逆数（１／Ｔ）である。
【００２１】
好ましくは、基板Ｓ内のかろうじて視認できる衝撃による損傷Ｄなどの損傷箇所の検出を可能にするために、カメラ３２によってデータを獲得するための所定の時間において、適切に増幅された信号３４が増幅器２０によって圧電アクチュエータ２２に印加される。一形態において、２００Ｈｚの搬送波周波数が、約０．１Ｈｚの変調周波数と約９９５Ｈｚの上部周波数とともに使用される
サーマルカメラ３２によるデータ獲得は好ましくは、１つの完全な画像を得るために２５Ｈｚのレートで行われる。好ましくは２５００の画像が獲得され、好ましくは５０の基板背景の画像が加熱に先だって使用され、獲得したデータ画像から背景を減算することを可能にする。好ましい実施形態において、図５に示されるサーマル画像はしたがって１００秒内に獲得される。好ましくは各画像はサーマルカメラ３２の仕様に応じて１２８×１２８の画素を具備する。
【００２２】
図５において、基板Ｓからコンピュータ１２を通して見たときの出力画像の一例を示している。図５は、圧電アクチュエータ２２を表す、より明るい領域を上部に有するとともに、図１に示される損傷箇所Ｄの位置を表すより明るいドットを中央部に有する。当該損傷箇所Ｄを通る水平線１が示されている。画像内の、水平線１に沿ったデジタルレベルなどの個々のデータが図６にわかりやすく示されている。図６に示すように、信号は損傷箇所Ｄで最大となる。これは、サーマルカメラ３２によって観察されるように、損傷箇所Ｄでの局部加熱の部位を表す。
【００２３】
従って、装置１０はコンピュータ１２の画像の結果を観察することにより、ユーザが定性的な解析を行って損傷箇所Ｄを検出することを可能にする。より正確には、ユーザがデータを解析するときに、カメラ３２によって生成されるデータの統計的解析を行って図６に示されるようなピーク信号を検出することを可能にする。
【００２４】
本発明は、それに取付けられるかあるいは埋め込まれた１つ以上の圧電アクチュエータを持つ、航空機ウイング、ヘリコプタブレードなどの複合構造を想定する。これによってアクチュエータは、本発明による装置１０に結合可能となる。好ましくは、１つ以上の圧電アクチュエータのアレイは、撮像手段に対して好適するアレイ内で１つ以上のアクチュエータを駆動するオンボードコントロールシステムに接続可能であり、これにより、材料内での衝撃による損傷の検出を可能にする。好ましくは、コントローラに結合されたアクチュエータのそのようなアレイは、衝撃による損傷をリアルタイムでモニタするための検出機構を提供可能である。例えば、アクチュエータは、航空機ウイング内の振動の存在を決定するためのセンサとして使用可能であり、これによって航空機の使用の間に圧電アクチュエータによって生成される電気信号により大きな衝撃を検出することができる。
【００２５】
図７及び図８を参照して説明する。装置１０２を使用して非破壊試験を行う装置１００が図７に示されている。装置１００は、点線Ｌによって分離される。装置１０２は、実質的に図１に示す全ての特徴を備え、ここでは、図１の各要素を示す参照数字の先頭に１を追加して同一の構成要素を表している。したがって、装置１０２はコンピュータ１１２、ファンクションジェネレータ１１８、増幅器１２０そしてサーマルカメラ１３２を具備する。装置１０２はさらにディスプレイ、警告信号または同様のデバイスで構成されるユーザインタフェース１４６を具備する。
【００２６】
装置１００はさらに、装置１０２と一体化されるかあるいは独立した装置１０４である衝撃検出器を具備する。装置１０２及び１０４はともに装置１０６に接続可能である。装置１０６は、コネクタ１４０と、航空機のウイングスキンなどの基板Ｓ内に配置されるかあるいは基板Ｓに対して取付けられる圧電アクチュエータ１２２のアレイとを具備する。したがって、航空機は装置１０６を具備し、ウイングスキンには、すべてコネクタ１４０と連絡するように取付けられた圧電アクチュエータ１２２のアレイが配される。コネクタ１４０は、当該航空機が例えば地上にいるかあるいは倉庫内にあるときに非破壊試験装置１０２への接続を可能にするために航空機の下部など適当な位置に配置される。
【００２７】
同様にして、コネクタ１４０は好ましくは、データのリアルタイム収集を可能にする衝撃検出装置１０４への接続のために適切に配置され、例えば適切な受信器、増幅器そして、圧電アクチュエータ１２２のそれぞれからの信号を解析するためのマイクロプロセッサを具備する。解析器１４２で観察される信号が図８に示される。信号１５０は時間軸上で実質的に等しい振幅をもつ初期ベースラインを具備する。衝撃が圧電アクチュエータ１２２の近くで発生すると、これは圧電アクチュエータでの振動を引き起こし、これがコネクタ１４０を介して解析器１４２に連絡する電気信号を生成する。信号は時間ｔ２と時間ｔ１の差の区間でパルス１５４を具備する。パルス１５４は、しきい値ＴＨ１とＴＨ２間の新たなベースライン振幅１５２に戻る前に、圧電アクチュエータ１２２からの信号振幅が、第１の振幅しきい値レベルＴＨ１及び次の第２の振幅レベルＴＨ２を通って増大するものとして観察される。したがって、時間ｔ１での衝撃に先立って、圧電アクチュエータはしきい値レベルＴＨ１以下の音響出力を記録する。時間ｔ１で衝撃が発生し、しきい値レベルＴＨ２より上の信号振幅を生成する。これは時間ｔ２で終了し、その後、より大きな背景しきい値レベル１５２が衝撃により損傷した材料の連続的な動きとして記録される。解析器１４２で適切にしきい値レベルの検出を設定することにより、例えば、航空機キャビンの操縦席内であるならば警告灯などのユーザインタフェース１４４により、衝撃による損傷の警告が装置１０４によって与えられる。また、メインテナンス格納庫ならば、無線送信器４４により、航空機が着陸したときに修理員の準備が整っているように構造上の問題を知らせることができる。解析器１１２は装置１００のコンピュータ１１２と連絡するフライトからのデータを記憶するためのメモリを具備し、これにより衝撃による損傷のリアルタイムの解析及び事後の衝撃による損傷解析を可能にする全装置を提供する。この場合、コンピュータ１１２は、実際のまたは潜在的な衝撃信号１５４が観察されるアクチュエータ１１２から特定の位置（ｌｏｃａｌ）にある基板Ｓの部位を重点的に精査するように構成される。
【図面の簡単な説明】
【図１】
図１は、本発明に係る装置のブロック図である。
【図２】
図２は、図１に示す装置の一部を構成する圧電アクチュエータの平面図である。
【図３】
図３は、図２に示す圧電アクチュエータの斜視図である。
【図４】
図４は、圧電アクチュエータを駆動するのに使用される信号の一部のブロック図である。
【図５】
図５は、図１に示す装置を使用して獲得された画像の一例である。
【図６】
図６は、図５の画像に示されるライン１に沿った信号振幅のグラフである。
【図７】
図７は、本発明に係る装置の第２実施形態のブロック図である。
【図８】
図８は、図７に示す装置を使用してフライト間の衝撃による損傷をリアルタイムで検出したときのグラフである。
【符号の説明】
１０…非破壊試験装置、１２…コンピュータ、１４…加熱手段、１６…撮像手段、１８…ファンクションジェネレータ、２０…ＰＺＴ増幅器、２２…圧電アクチュエータ。
Claims (27)
- 損傷箇所の検出を可能にするために材料を非破壊的に試験する装置であって、前記材料内の損傷箇所での局部加熱を生成するための手段と、前記材料を撮像して前記損傷箇所での局部加熱の検出を可能にする手段と、を具備する装置。
- 前記加熱手段は、圧電アクチュエータを具備する請求項１に記載の装置。
- 前記圧電アクチュエータは、前記材料に接着されるかまたは使用中の材料内に埋め込まれる請求項２に記載の装置。
- 使用中の前記圧電アクチュエータを駆動するべく動作可能な信号生成器を具備する請求項２または３に記載の装置。
- 前記圧電アクチュエータは、圧電材料からなる２つの部位を具備する請求項２，３または４に記載の装置。
- 前記２つの部位は２片の圧電ウエハの積層体を具備する請求項５に記載の装置。
- 前記圧電アクチュエータは拡張モードにおいて動作可能に駆動され、これによって使用中の前記材料に振動を与える請求項２から６のいずれかに記載の装置。
- 材料に取付けられる圧電アクチュエータアレイを具備する請求項２から７のいずれかに記載の装置。
- 前記加熱手段を動作可能に駆動する信号生成器を具備する請求項１から８のいずれかに記載の装置。
- 前記信号生成器は周波数変調信号を動作可能に生成する請求項９に記載の装置。
- 前記周波数変調信号は正弦波信号を具備する請求項１０に記載の装置。
- 前記周波数変調信号は位相連続な周波数掃引信号を具備する請求項１０または１１に記載の装置。
- 前記変調は実質的に線形である請求項１０，１１または１２に記載の装置。
- 前記搬送波周波数は約１から約２０００Ｈｚの範囲にある請求項１０から１３のいずれかに記載の装置。
- 前記搬送波周波数は約３００から約９００Ｈｚの範囲にある請求項１０から１４のいずれかに記載の装置。
- 前記搬送波周波数は約５５０から約７５０Ｈｚの範囲にある請求項１０から１５のいずれかに記載の装置。
- 前記搬送波周波数範囲の変調周波数は約０．０１Ｈｚと約１Ｈｚの間にある請求項１０から１６のいずれかに記載の装置。
- 前記変調周波数は約０．１と０．３Ｈｚの間にある請求項１７に記載の装置。
- 前記変調周波数は約０．２Ｈｚである請求項１８に記載の装置。
- 材料に取付けられ、前記材料内の任意の損傷箇所での局部加熱を可能にした圧電アクチュエータアレイ。
- 材料内の損傷箇所を検出することが必要とされる重大な状況において使用される材料であって、前記材料は、前記材料内の損傷箇所の検出を可能にするべく動作可能に前記材料に接着あるいは前記材料内に埋め込まれた１つ以上の圧電アクチュエータを具備する材料。
- 基板材料内の損傷箇所の検出を可能にするために材料を非破壊的に試験する装置であって、圧電アクチュエータを駆動するための周波数変調信号を動作可能に生成する信号生成器と、好ましくはサーマルカメラとパーソナルコンピュータなどのコントローラとを具備し、損傷箇所での局所過熱を検出するための手段とを具備する装置。
- １つ以上の圧電アクチュエータに接続される、前記信号生成器からの出力を具備する請求項２２に記載の装置。
- 航空機のウイングスキン（翼表面）などの基板に取付けられた圧電アクチュエータと、前記基板に関する衝撃を表す音響信号を検出するための圧電アクチュエータに動作可能に接続された信号解析器とを具備する、衝撃による損傷を検出する装置。
- 圧電アクチュエータアレイを具備する請求項２４に記載の装置。
- 請求項１及びそれに従属する任意の請求項及び、請求項２４及びそれに従属する任意の請求項に記載の、衝撃による損傷を検出する装置。
- 衝撃による損傷をリアルタイムで検出する装置との連絡を可能にするコネクタと動作可能に連絡する２つ以上の圧電アクチュエータアレイ。
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