JP2010507078A - センサ・フィルム製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】
【解決手段】本発明は、比較真空測定法に用いる材料表面のクラック測定のためのセンサ・フィルム（１）製造方法に関する。所定の溝経路を有する溝（２）が、切削装置（３）を用いてセンサ・フィルム（１）に沿って切削される。センサ・フィルム（１）はプラスチック材料を含む。
【選択図】図２

Description

（関連出願の参照）
本出願は、２００６年１０月２０日付け米国出願第６０／８５３１９５号及び２００６年１０月２０日付けドイツ特許出願第１０ ２００６ ０４９ ６０７．８号の優先権を主張し、これらの出願の開示は援用により本願明細書に取り入れるものとする。

（技術分野）
本発明は、比較真空測定法（ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅ ｖａｃｕｕｍ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｍｅｔｈｏｄ）を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルム製造方法、比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルム、比較真空法を用いて構成素の表面クラックを試験するための試験方法、材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルムの使用、及び比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルムを有する航空機に関する。

航空機において、高い安全性が要求されることから、航空機構造の状態チェックが必要である。例えば、構造物内及び／又は構造物表面にクラック又は割れがもしも発生する場合は、これを認知して必要であれば修理測定を開始しなければならない。

部品内クラック形成の確認としては、従来の非破壊試験（ＮＤＴ）に加えて、構造上安全監視（ＳＨＭ）法を提供することが可能であり、これはプロフェッショナル関係者に公知である。構造上安全監視法は、固定統合センサを用いる部品監視法と考えられている。対照的に、通常のＮＤＴにおいては、試験後に再びセンサが部品表面から取り外される。固定統合センサゆえに、通常のＮＤＴよりもＳＨＭを用いて、より迅速な構造監視が達成され、結果的に維持コスト低減及び航空機の利用性向上がもたらされる。

ＳＨＭの一つの技法は、比較真空測定（ＣＶＭ）法であり、これはプロフェッショナル関係者に公知である。センサ基材又はセンサ・フィルムには様々な通気又は真空チャネル、いわゆる溝（ギャラリー）があり、通気溝には大気圧があり、真空溝には部分的真空又は真空雰囲気がある。センサ・フィルムは被試験部品に接着される。もしも航空機構造物の作動中にＣＶＭセンサ下の表面でクラックが発生すると、通気溝からクラックを介して真空チャネルに空気が流れ込む。これにより生じた真空溝と通気溝との圧力差変化が、クラック検出のためのキャリア信号として測定される。

ここまでは、通気及び真空チャネルはレプリカ法（キャスト法）又はレーザーリソグラフィを用いてセンサ・フィルム上に作成されている。レプリカ法においては、最初に真空及び通気溝を通す陰型の鋳型を作成する。次いで、モノマー又はオリゴマー反応混合物を鋳型に注入し、内部で固める。生成する陽型がＣＶＭセンサ、すなわち真空及び通気溝を通すプラスチックフィルムである。

ドイツ特許第１０ ２００４０５７ ２９０ Ａ１号は、センサ基材又はセンサ・フィルムへのレーザーリソグラフィによる真空及び通気溝の導入を記載している。レーザービームによる局所加熱のために、プラスチック又はポリマーが蒸発する。レーザーを適切に水平移動させて所望の溝パターンを導入する。表面除去の深さは、供給量及びレーザー強度、並びにレーザー経路の数により制御される溝の深さを正確に設定するために必要なレーザー強度及び正確な照射量を設定することは非常に困難である。所望の溝形状を得るためには複数の経路がしばしば必要である。

本発明は、比較真空測定法に用いるために適切なセンサ・フィルムを提供することを目的とする。

この目的は、独立した特許請求の範囲に係る、センサ・フィルム製造方法及び比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルム、比較真空法を用いて構成素の表面クラックを試験するための試験方法、材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルムの使用、及び比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルムを有する航空機により達成される。

本願発明の例示的実施形態によれば、比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルム製造方法が提供される。所定の溝経路を有する溝が、切削装置を用いてプラスチック材料であるセンサ・フィルムに沿って切削される。

さらなる例示的実施形態によれば、比較真空測定法を用いて材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルムが提供され、該センサ・フィルムは上記製造方法により製造される。

さらなる例示的実施形態によれば、比較真空法を用いて部品の表面クラックを試験するための試験方法が提供され、該試験に用いるためのセンサ・フィルムは上述の製造方法を用いて製造される。最初に、接着物を有する接着層がセンサ・フィルム表面に付けられる。センサ・フィルムは、部品表面に貼付される。溝は真空雰囲気に置かれ、溝の中の真空雰囲気の変化が測定装置を用いて測定される。

さらなる例示的実施形態によれば、上記記載のセンサ・フィルムは、比較真空法を用いる材料表面のクラック測定に用いられる。

さらなる例示的実施形態によれば、上記記載のセンサ・フィルムを有する航空機が、比較真空測定法を用いる材料表面のクラック測定のために提供される。

切削装置又はマイクロ切削装置は、複雑で高コストなレーザーリソグラフィ技術に替えて、センサ・フィルムの製造方法を用いて、所定の溝深さを有する所望の溝パターンがセンサ表面に生じるように、センサ・フィルム表面に所定の溝経路を生成してもよい。切削を用いて溝生成する材料移動法により、レーザーアブレーション法と比較して、より迅速かつ費用効果のある溝生成が可能になる。これは、切削又はマイクロ切削装置と比較してレーザーシステムの操作及び供給コストが高いためである。加えて、パラメータを広範囲に変化する場合に、複雑な制御器により溝の深さを処理しなければならないため、レーザーアブレーション法では時間的な支出も多くなる。従って、特定の深さの溝を完成するために、供給速度は、溝の深さに到達するレーザー強度と極めて正確に関連するようにしなければならない。所定の溝の深さ又は幅に達するために、レーザーは溝経路に複数回通過しなければならず、このようにすることで所望の結果に到達する。切削装置を用いると、例えば、切削ヘッドが結果的に正確に配向されるという点で、ワンパスのみで所望の溝の深さ及び幅に到達してもよい。これにより、製造時間及びコストを節約してもよい。

さらに、好ましくは、溝の壁の端部が非常に滑らかに実装されるならば、部品の表面とセンサ・フィルムとの間の密着性もそのように設定され、発生しうる空気交換及び／又は表面内の極小クラックをこれにより測定することが可能である。レーザーアブレーション法においては、アブレーション処理による粗い粒状の蒸発生成物が、典型的には溝の壁の端部に凝結する。マイクロ切削法を有する製造方法を用いると、レーザーアブレーションよりも滑らかな溝の壁の端部が得られる場合がある。この結果、測定の信頼性が非常に高まる。

「溝」という用語は、窪み及び／又は通路、あるいは深さが様々であるか又はセンサ・フィルム材料を貫通するスルー溝として理解されたい。１００から２５０マイクロメートルの画定した溝幅を、マイクロ切削を用いて提供してもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、センサ・フィルムは真空テーブル上に置かれ、真空テーブルに真空を発生させてセンサ・フィルムを固定する。次いで、センサ・フィルムは処理又は切削のために非常に正確かつ注意深く固定される。処理中にセンサ・フィルムに変形を起こすことがなければ、これ以上の補助なしに、発生している部分的な真空のみによってセンサ・フィルムを固定してもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、切削装置は高速切削を用いて溝を切削するよう設定され、この切削装置は毎分１９０００から２１０００回転の速度を有する。溝の壁の滑らかさは速度を増すことにより向上し、後に実施されるクラック測定はより正確となる場合がある。この滑らかさの達成に必要なものは、ワンパスの製造法だけである。

さらなる例示的実施形態によれば、第１の時間インターバルの間に第１の温度で最初の切削を行う前に、まずセンサ・フィルムは焼きならされる。続いて、センサ・フィルムは第２の時間インターバルの間に環境温度に冷却される。この焼きならしのため、切削に対するプラスチックの構造特性が向上する場合がある。焼きならしとは、融点以下の温度に固体を加熱する意味である。これは第１の温度かつ第１の時間インターバルの間に実施され、構造欠陥を補正し、短距離及び長距離秩序の自由エンタルピーを低下させる狙いがある。第１の温度で第１の時間インターバルの間に加熱及び／又は焼きならした後に、センサ・フィルムは第２の時間インターバルの間に環境温度までゆっくりと冷却される。プラスチックはたいへん固い場合があるため、プラスチックの加工性を向上し、焼きならしにより加工性を向上させてもよい。焼きならしの結果としては、プラスチックの材料硬化及びこれによる固さの低下がある。このプラスチックの固さの低下は、焼きならしによるプラスチック又は高分子の部分的結晶化過程に帰属される。このため、固さ又は反り等のプラスチックの材料特性が向上する場合があるので、さらなる処理は非常に単純で改善されたものとなる。

さらなる例示的実施形態によれば、センサ・フィルムは、８から１２分の第１の時間インターバルの間に、約２８０°から３２０°の第１の温度で焼きならされる。

さらなる例示的実施形態によれば、予め定められた深さでセンサ・プレートに溝が切削される。予め定められた深さは、切削により設定してもよい。予め定められた深さは、センサ・プレートの厚さによるが、２５から１００マイクロメートルでもよい。レーザーアブレーション法による溝生成と比較して、予め定められた深さは切削法を用いて設定してもよく、溝の深さは、例えばワンパスで削られてもよい。何度も繰り返す必要はないので、きわめて迅速かつ費用効果的にセンサ・フィルムに溝を生成することになる。

さらなる例示的実施形態によれば、予め定められた溝経路を有する貫通チャネルがセンサ・フィルムに沿って形成するように、溝は切削される。貫通チャネルの一方には、続いて密閉層が付けられる。貫通チャネルの一方に密閉層を付けた後には、センサ・フィルムの厚さに対応する深さを有する溝も得られる。貫通チャネル形成中には、特定の予め定められた深さを確認しなくてもよく、むしろ、貫通チャネルは深さを考慮せずに単純に切削されてもよい。従って、予め定められた深さについて考慮する必要がないため、時間及び費用が節約される場合がある。

本発明のさらなる例示的実施形態によれば、切削時に発生する切削片は吹き込みノズルを用いて切削中に吹き飛ばされ、センサ・フィルムはその吹き込みノズルを用いて切削中に冷却される。切削中には高速度及び迅速な供給速度が用いられるため、高温が発生する。加えて、溝の壁を滑らかにするために、切削片を機械加工領域から取り除かなければならない。吹き込みノズルを用いて、切削片を機械加工箇所で直接的に除去し、センサ・フィルムを冷却するようにしてもよいので、非常な高速度及び供給速度が可能となる、

さらなる例示的実施形態によれば、切削時に発生する切削片は吸引装置を用いて吹き飛ばされる。さらに、吸引装置を用いてセンサ・フィルムを切削中に冷却してもよい。吸引装置は、切削片を除去する吸引気流を発生し、発生した吸引気流を用いてセンサ・フィルムを冷却するので、非常な高速度及び供給速度を用いてもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、表面シール、具体的には金属ニス・ラッカー・シールが溝に付けられる。従って、溝の壁の滑らかさが増すので、部品のクラック形成の測定をさらに改良することとなる場合がある。金属ニス・ラッカー・シールは、例えば、シルバー・ザポン（ｓｉｌｖｅｒ ｚａｐｏｎ）を有してもよい。さらなる例示的実施形態によれば、予め定められた溝経路をさらに有する追加溝が切削装置を用いてセンサ・フィルム表面に沿って導入される。従って、複数の溝及び／又は追加溝がセンサ・フィルム上に切削されてもよい。後の使用において、真空又は部分的な真空が一つの溝に接続され、大気圧が追加溝に接続され、これらによりクラック形成が測定される。溝及び追加溝が共に接近することで、より良好に又はより小さな溝を検出するようにしてもよい。非常に微細及び／又は狭隘な溝を切削により生成又は切削してもよく、これによりセンサ・フィルム上に非常に小さい距離で溝を設けることができるので、

さらなる例示的実施形態によれば、予め定められた溝経路をさらに有する追加溝が、溝の予め定められた溝経路と平行に切削される。従って、特定の溝パターンに沿って、被検査領域でのあらゆる種類のクラック測定が確保される。

さらなる例示的実施形態によれば、センサ・フィルムは接着テープを用いて真空テーブル上に固定される。切削中の脱落を防ぐため、このようにテーブルにセンサ・フィルムをより強固に固定してもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、プラスチック材料はポリイミド材料である。ポリイミドとは、ポリイミド群に由来する熱可塑性又は耐熱性の高性能プラスチックである。ポリイミドは、フィルムの形態で製造される場合がある。

さらなる例示的実施形態によれば、予め定められた溝経路は、直線及び曲線の溝経路からなる群から選ばれてもよい。溝経路は、例えば直線、曲線、又は直線及び曲線の経路の混合であるため、被試験部品の測定領域は、ほとんど全てのクラック進行方向が測定されるように設けられる溝経路のパターンで覆われてもよい。このようにして、センサ・フィルムの測定の信頼性を非常に向上させてもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、切削装置の中ぐりフライス盤を用いて、予め定められた溝形状が溝の中に切削されてもよい。特定の成型カッター又は中ぐりフライス盤を用いて、溝の断面を円錐形、三角形、円形、又は長方形状としてもよい。

製造方法の実施形態は、センサ・フィルム、試験方法、使用、及び航空機等に適用する。

試験方法のさらなる例示的実施形態によれば、大気が追加溝に加えられ、追加溝の大気は部品クラックに沿って真空溝に入ることができる。溝の中の真空雰囲気の変化を、測定装置により測定する。部品クラックに沿って追加溝からの空気が真空雰囲気を有する溝に貫入するので、圧力変化を測定してもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、接着剤が上に重ね合わされる。接着剤のスプレー法に対して、重ね合わせ、すなわち、例えば印刷法又は接着フィルムを用いる接着剤の塗布では、溝には接着剤がないため、接着剤による測定の制約は発生しない。

さらなる例示的実施形態によれば、接着剤は上にスプレーされる。スプレーを用いて、接着層を迅速に塗布してもよい。

試験方法のさらなる例示的実施形態によれば、センサ・フィルムは電気的転動装置を用いて部品上に転動される。このようにして、均一な所定の圧力でセンサ・フィルムを部品の上に均一に転動してもよいので、溝と環境との間には漏れが発生せず、これにより空気交換が部品表面のクラックを介して溝の間でのみ発生するようにしてもよい。

さらなる例示的実施形態によれば、センサ・フィルムは航空機に用いられる。特に航空機では、構造監視及び／又は構造上安全監視に対する高い安全性が必要であり、安全性の高い基準を確保しなければならない。従って、クラック試験は、燃料タンク又は他のコンテナ等のアクセスできない箇所にも実施しなければならない。センサ・フィルムを付けることにより、これは永久的にインストールしたままでもよく、試験機器構成の装備に長時間を要することなく、部品のクラックに対する点検試験があらゆる時点で可能である。

本発明をさらに説明し、より理解するために、以下に添付図面を参照して例示的実施形態をより詳細に記載する。

従来技術として公知のセンサ・フィルム製造装置の略図である。 本発明の例示的実施形態に係る、製造機器構成の略図である。 本発明の例示的実施形態に係る、吹き込みノズル及び吸引装置を有する製造機器構成の例示的実施形態の略図である 実施形態に係る、複数の溝を有するセンサ・フィルムの略図である。 例示的実施形態に係る、切削された溝の顕微鏡写真である。

異なる図面中で同一又は同様の部品には、同じ参照符号を設けている。図面中の図は概略であり、原寸には比例しない。

図２に、製造機器構成の例示的実施形態を示し、当該手段により、センサ・フィルム１は本発明に係る製造方法に従って製造される。予め定められた溝経路を有する溝２は、切削装置３を用いてセンサ・フィルム１の表面に沿って切削される。センサ・フィルム１はプラスチック材料を有する。

図１に、比較真空測定法のためのセンサ・フィルムを製造するための、公知の製造機器構成を示す。レーザー８を用いて、これにより発生する熱のために、蒸発領域９内で溝２がセンサ材料１に導入される。レーザー８は供給方向１０に沿って移動する。予め定められた深さの溝２を得るためには、供給方向１０における速度及びレーザー８のレーザー強度は正確に設定されなければならず、あるいはセンサ・フィルム１にわたる複数のレーザー経路により特定の深さに達するようにしなければならない。

図２に、装置を示し、当該手段によって本方法の例示的実施形態が実行されてもよい。中ぐりフライス盤３は、供給１０を用いてセンサ・フィルム１に溝２を切削する。さらに、センサ・フィルム１は、真空チャネル５を有する真空テーブル上に固定されてもよい。真空テーブル３に真空を発生させることによりセンサ・フィルム１を注意して固定してもよいので、センサ・フィルム１は切削工程の間、すなわち中ぐりフライス盤３の供給１０の期間に、外れることがない。中ぐりフライス盤３は特定の高さで表面上を移動できる。中ぐりフライス盤３をＸ及びＹ方向に自由に移動することで、任意の形状の溝２を生成してもよい。

図３に、比較真空測定法を用いる金属表面クラック測定のためのセンサ・フィルム製造機器構成の上面図を示す。中ぐりフライス盤３は供給１０に沿って移動でき、これによりセンサ・フィルム１に溝２を付けてもよい。センサ・フィルム１は吹き込みノズル６及び／又は吸引装置７を用いて冷却してもよく、従ってセンサ・フィルム１のプラスチック材料は蒸発も過熱もしない。吹き込みノズル６又は吸引装置７を用いて、センサ・フィルム１の切削片を処理領域から除去してもよい。

吹き込みノズル６又は吸引装置７が冷却するため、毎分１８０００から２２０００回転等のより高速を用いてもよく、より迅速な供給１０を実装してもよい。

図４に、複数の溝２を有するセンサ・プレート１及び追加溝２０を示す。例えば、追加溝２０は大気で充填されてもよく、溝２は真空にされてもよい。センサ・フィルム１は部品表面に乗せられる。クラックが部品表面に起きると、真空溝２と大気溝２０との間でクラックに沿って圧力変化が発生する場合がある。この圧力変化は測定可能であり、従って結論としては表面クラックがありうる。

さらに、溝２’を示し、これは非直線の溝経路を表している。従って、全ての異なる溝形状経路が、その切削方法を用いて提供されてもよい。

図５に、センサ・フィルム１に切削された溝の顕微鏡写真を示す。溝２の幅は約２５マイクロメータである。毎分約２００００回転の切削速度において、通常のレーザー切断に比べてより滑らかな溝表面が得られたことが、顕微鏡下で認識できる。

なお、「含む」は他の要素を排除しないこと、「単数」又は「一つの」は複数を排除しないことに注意すべきである。さらに、上記の例示的実施形態の一つを参照して記載されてきた特徴又はステップは、上記記載の他の例示的実施形態の他の特徴又はステップと組み合わせて用いてもよいことに注意すべきである。特許請求の範囲における参照符号は限定として見てはならない。

１ センサ・フィルム
２ 溝
３ 切削装置
４ 真空テーブル
５ 真空ライン
６ 吹き込みノズル
７ 吸引装置
８ レーザー
９ 蒸発域
１０ 供給方向
２０ 追加溝

Claims (24)

1. 比較真空測定法（ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅ ｖａｃｕｕｍ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｍｅｔｈｏｄ）を用いる材料表面のクラック測定のためのセンサ・フィルム製造方法であって、
   センサ・フィルム（１）を焼きならしている表面に貼付することと、
   前記センサ・フィルムを第１の時間インターバルの間に第１の温度に焼きならすことと、
   前記センサ・フィルムを第２の時間インターバルの間に環境温度に冷ますことと、
   切削装置（３）を用いて、プラスチック材料を含む前記センサ・フィルム（１）に沿って所定の溝経路を有する溝を切削することと、を含む製造方法。
2. 前記センサ・フィルムを真空テーブル（４）に付け、
   前記センサ・フィルム（１）を前記真空テーブル（４）の固定するために真空を生成する、請求項１に記載の方法。
3. 前記切削装置（３）は高速ミリングを用いて前記溝を切削するよう設定され、
   前記切削装置の速度は１９０００から２１０００ｒｐｍである、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記切削することの前に前記センサ・フィルムを２８０℃から３２０℃の第１の温度で、かつ８分から１２分の第１の時間インターバルの間で焼きならす、請求項１に記載の方法。
5. 前記センサ・フィルムに予め定められた深さで前記溝（２）を切削する、請求項１から４のいずれかに記載の方法。
6. 予め定められた溝経路を有する貫通チャネルが前記センサ・フィルム（１）に沿って形成されるように、前記溝（２）を切削し、
   前記貫通チャネルの一方に密閉層を付ける、請求項１から４のいずれかに記載の方法。
7. 前記切削の間に発生する切削片を、吹き込みノズル（６）を用いて吹き飛ばし、
   前記吹き込みノズル（６）を用いる前記切削の間に前記センサ・フィルムを冷却する、請求項１から６のいずれかに記載の方法。
8. 前記切削の間に発生する切削片を、吸引装置（７）を用いて吹き飛ばし、前記吸引装置（７）を用いる前記切削の間に前記センサ・フィルムを冷却する、請求項１から７のいずれかに記載の方法。
9. 溝（２）に表面シール、具体的には金属ニス・ラッカー・シールを付ける、請求項１から８のいずれかに記載の方法。
10. 前記切削装置（３）を用いて前記センサ・フィルム（１）表面に沿って予め定められた溝経路をさらに有する追加溝（２０）を切削する、請求項１から９のいずれかに記載の方法。
11. 前記予め定められた溝経路をさらに有する前記追加溝（２０）は前記溝（２）の予め定められた溝経路と平行に切削される、請求項１から１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記センサ・フィルム（１）を前記真空テーブル（４）上に接着テープを用いて固定する、請求項１から１１のいずれかに記載の方法。
13. 前記プラスチック材料はポリイミド材料を含む、請求項１から１２のいずれかに記載の方法。
14. 前記予め定められた溝経路は、直線及び曲線の溝経路からなる群から選ばれる、請求項１から１３のいずれかに記載の方法。
15. 前記切削器具の中ぐりフライス盤を用いて前記溝に予め定められた溝形状を切削する、請求項１から１４のいずれかに記載の方法。
16. 前記センサ・フィルムは請求項１から１５のいずれかに従って製造される、比較真空測定法に用いる材料表面のクラックを測定するためのセンサ・フィルム。
17. 比較真空測定法を用いて部品の表面クラックを試験するための試験方法であって、
    請求項１から請求項１５のいずれかに記載の製造方法を用いて製造されるセンサ・フィルム（１）が前記試験に用いられ、
    前記方法は、
    接着物を有する接着層をセンサ・フィルム表面に付けることと、
    前記センサ・フィルムを部品表面に付けることと、
    前記溝（２）に大気を供給することと、
    測定装置を用いて前記溝（２）の真空雰囲気変化を測定することを含む、試験方法。
18. 追加溝（２０）に大気を加える、請求項１７に記載の試験方法。
19. 前記接着剤は上に重ね合わされる、請求項１７又は１８に記載の試験方法。
20. 前記接着剤は上にスプレーされる、請求項１７から１９のいずれかに記載の試験方法。
21. 電気的転動装置を用いて前記部品上に前記センサ・フィルム（１）を転動する、請求項１７から２０のいずれかに記載の試験方法。
22. 比較真空測定法に用いる材料表面のクラックを測定するための請求項１６に従ったセンサ・フィルム（１）の使用。
23. 前記センサ・フィルム（１）は航空機に用いられる、請求項２２に記載の使用。
24. 比較真空測定法に用いる材料表面のクラックを測定するための請求項１６に従ったセンサ・フィルム（１）を有する航空機。

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