JP2008536756A - 飛行機の構造体の監視方法および監視装置 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】飛行機に常時継続的な監視装置を備え付ける。この監視装置は、複数の圧電センサ1を構造体の監視すべき各部分に配置し、各音響信号を検出する。各センサ1から発信された信号は、信号処理装置3と監視装置4とによって常時継続的に記録される。そこから、最終的に構造体の各部分が受ける疲労と位置とを診断用装置5によって算定推定する。本発明はこの監視方法を実行する監視装置も提案する。さらに、監視装置の給電状況や配線路の完全性を監視する手段も備える。
【選択図】図1
Description
‐この構造体上の衝撃、応力または経時劣化の作用を測定し、
これらの測定を実施するために、
‐この構造体の監視すべき部分に圧電センサを配置し、
‐飛行機の有効耐用期間の間、地上および飛行中に、これらのセンサによって発信される信号を常時継続的に収集し、中央処理装置において処理し、
‐これらの信号が、構造体内のセンサの箇所での音波の存在から生じる
ことを特徴とする飛行機の構造体の監視方法を目的とする。
‐図1は、本発明の方法および装置で測定した音響信号の振幅を時間で表示したものである。
‐図2では、同一の監視ゾーンに複数の圧電センサが存在する場合、測定した音響信号の時間のずれによって衝撃地点を位置特定することができる。
‐図3は、本発明による、飛行機内での様々なセンサの分布と、これらのセンサによって生成された信号の収集装置の概略図である。
‐図4は、本発明の記録装置の詳細な機能図である。
‐図5および図6は、本発明によるプリアンプ、調節、およびデータ取得系統の完全性管理の装置を図示したものである。
‐図7および図8は、圧電センサから発信された信号のプリアンプ装置(インピーダンス転換回路)および圧電センサの故障検出機構を図示したものである。
‐材料のふるまい、特に、亀裂伝播、弾力性、疲労、腐食、クリープおよび剥離の研究、
‐特に材料の処理、金属および合金への加工、介在物、焼割れ、空隙などの欠陥の検出、製造、変形工程、すなわち、圧延、鍛造、押出し、溶接およびろう付け(介在物、割れ、根本的な材料不足)といった製造工程中の非破壊的な検査、
‐構造体の監視、特に、金属構造体の連続的な監視、圧力チャンバ、配管、パイプライン、ブリッジ、ケーブルの周期的なテスト、
‐漏れの検出、
のために検討研究されている。
‐ADC(Analog to Digital Convertor):アナログデジタルコンバータ、
‐EA:アコースティック・エミッション、
‐CND:非破壊検査、
‐FPGA(Field Programmable Gate Arrays):フィールド・プログラマブル・ゲート・アレイ、
‐DSP(Digital Signal Processor):デジタルシグナルプロセッサ、
‐RTC(Real Time Clock):リアルタイムクロック、
‐音響信号の伝播時間は、関係する経路(この経路に関係する圧電センサ)での音響信号の到着時間と、別経路で最初に到着した音響信号の到着時間との差を示し、
‐音響信号の到着時間は、信号による最後の閾値超えに対応する時間を示し、
‐交番数NA(Nombre d’Alternance):信号による最初の閾値超えからの閾値超え数。
‐イベントパラメータの従来の検出および計算機能(センサおよびチャネルの番号、音響信号の伝播時間、信号の持続時間、最大値、最小値、エネルギー、交番数、立上り時間など)、
‐設備の外因性および内因性の故障を検出するための、システムを構成する各モジュールの安全性のセルフ・テスト機能、または監視機能、または完全性機能、
‐音響イベント、設備の寿命中の内部および外部の故障の記録および時刻記録機能、および、一つまたは複数のデジタルバスシステム上での、または有線通信、および/または、ワイヤレス通信の新規な手段上でのデータ転送機能性、
‐一つまたは複数のデジタルバスシステム上での、または有線通信、および/または、ワイヤレス通信の新規な手段上での、別途に設置された中央処理装置へ向けたデータ転送または通信機能。この別途に設置された中央処理装置は、診断用マイクロコンピュータまたは同一バスシステム上の他の設備であってもよい。
‐イベントの日付記録(100nsのクロックパルスによって増分されるレジスタの値に従う)、
‐経路番号、
‐信号の期間、
‐最大値、
‐最小値、
‐閾値超え数、
‐立上がり時間、
‐音響信号の伝播時間
‐設備が完全に消されるようになる後(給電の遮断、冷えた状態でのリセット)の外部給電の再確立、
‐設備が完全に消されるようになる前(給電の遮断、熱い状態でのリセット)の外部給電の再確立、
‐外部または内部のWatchdog21のリフレッシュエラーによって起きるリセット、RESET、
‐プロトコルによって制御される外部または内部のWatchdog21のリセットによって起きるリセット。
サブシステムRESETマネージメント22によって制御されるリセット信号RESETが始動された後、設備はMISE EN MARCHE/起動段階に入る。
起動時、設備はシステムの全ての重要な機能、すなわち、ROM、RAM、マスストレージ、EEPROM24の完全性、RESETマネージメント22から出力された情報、給電の遮断、外部給電の電圧レベル、エネルギー貯蔵装置の電気容量、センサの完全性、たかだかアースへの漏れ、設定(存在するセンサの数)をテストする。
定格機能段階中、設備は周期的なセルフ・テストを実行する。設備は、音響測定が実行される条件(アルゴリズムの良好な展開の検証、電池のオーバーフロー、メモリ内のデータの記憶制御など)を有効化しなければならない。
2 アナログ調節器
3 信号処理装置
4 監視装置
5 診断用装置
6 プリアンプ
7 ハイパスフィルタ
8 バンドパスフィルタ
29 ワイヤレス通信手段
Claims (8)
- 飛行機の構造体の監視方法であって、
‐この構造体上の衝撃、応力または経時劣化の作用を測定し、
これらの測定を実施するために、
‐この構造体の監視すべき各部分に各圧電センサを配置し、
‐飛行機の有効耐用期間の間、地上および飛行中に、これらの各センサによって発信される信号を常時継続的に収集し、中央処理装置において処理し、
‐これらの信号が、構造体内の各センサの箇所での音波の存在に帰結するようになる
ことを特徴とする、飛行機の構造体の監視方法。 - ‐常時継続的に信号を収集するために、中央処理装置に接続されたセンサによって形成されたアセンブリの作動を有効化することを特徴とする、請求項1に記載の飛行機の構造体の監視方法。
- ‐設備に常時継続的に給電するために、電気エネルギー供給を監視し、必要ならばそれをバッテリで補助することを特徴とする、請求項1または請求項2に記載の飛行機の構造体の監視方法。
- ‐常時継続的に信号を収集するために、前記各センサと中央処理装置との間の通信バスの状態をテストすることを特徴とする、請求項1〜3のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。
- 測定した信号の収集のため、この信号の下記の各特性、
‐関係する各センサの参照事項、
‐測定した音響イベントの日付、
‐測定した音波の周波数、
‐値が閾値より高い信号の交番数、
‐値が閾値より高い信号の交番バースト期間、
‐測定した信号の最大値、
‐測定した信号の最小値、
‐測定した信号の立上がり時間、
‐測定した信号の周波数スペクトル、
‐測定した信号の遅延
のうちの一つまたは複数を測定することを特徴とする、請求項1〜4のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。 - 飛行機の構造体の監視方法であって、下記の操作:
‐検出子の存在を検証する操作、
‐ウォッチドッグ・タイマー機能を用いて、中央処理装置がループしないように監視する操作、
‐一つのゾーンにつき24個のセンサで飛行機の四つのゾーンを監視する操作であって、これらの四つのゾーンとは飛行機のレードーム、この飛行機の翼前縁およびこの飛行機の尾翼であり、
‐各音響イベントについて約100マイクロ秒の間信号の測定を実行する操作、
‐20kHzから2MHzの範囲の周波数帯に位置する信号をフィルタリングする操作、
‐閾値を定義し、その閾値を超えた信号を測定するように決定する操作であって、この閾値は飛行機が飛行中か地上に停止中かによって異なり、
‐イベントの期間がEEPROM型のメモリに記憶する時間より短いイベントを記録するために、急速バッファメモリに信号を記憶する操作、
‐信号の上閾値を決定し、この閾値を上回る信号についてアラーム信号を生成する操作、
のうちの一つまた複数を備えることを特徴とする、請求項1〜5のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。 - 飛行機に搭載された、この構造体上の衝撃、応力または経時劣化の作用を音響測定によって検出する装置と、この搭載された装置の、搭載された作動安全装置とを備える、飛行機の構造体の監視装置。
- 検出装置によって生成されるアナログ信号の監視手段を備えることを特徴とする、請求項7に記載の飛行機の構造体の監視装置。
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