JP2014102158A - 構造体及び構造体の剥離検出方法 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】構造体1は、第1部材2の一端部において複数の突起部4を有する接着面5となるように第1部材2と第2部材3と接着され、第2部材3の突起部4近傍において、構造体1の接着面5が延在する方向に沿って歪み計測器7が設置されている。構造体1に荷重が与えられた時の構造体1に発生する歪みが検出され、突起部4に対応する位置における歪み分布が取得され、歪み分布の変化に基づいて接着部の剥離損傷の有無及び破断が判定される。
【選択図】図1
Description
特許文献1に記載の方法では、接着剤で接着された2つの部材に光ファイバセンサが固定されている。光ファイバセンサの端部から光パルスを入力し、散乱光の変化から歪みを測定して、2つの光ファイバセンサの歪み差に基づいて剥離の発生が検出される。
また、接着部に剥離が発生しない場合であっても、2つの部材に生じる歪みは同等ではない。接着部の端部が最も破壊の起点となり得るが、特許文献1に示される部材のように端部が直線状になって接着されている場合には、剥離によって生じる部材の歪みが光ファイバセンサに伝播しにくい。このため、特許文献1の方法では剥離が発生していない初期状態を特定することが困難であるために、剥離発生を高い精度で検知することが困難であった。
本発明の構造体では突起部先端から発生する接着部の剥離は徐々に進展する。このため、突発的な破壊を防止することができ、接着部の健全性を評価して修理の有無を判断し、修理を行うまで十分な時間を確保することができる。
構造体1は、例えば航空機、自動車、風車翼などとされる。
構造体1は、第1部材2と第2部材3とで構成される。第1部材2及び第2部材3は、炭素繊維やガラス繊維などで強化された繊維強化樹脂基複合材料や、アルミ合金などの金属材料からなる。
図1の例と同様に、少なくとも突起部14において第1部材12と第2部材13とが接着されている。
図1の例と同様に、少なくとも突起部24において第1部材22と第2部材23とが接着されている。
図1の例と同様に、少なくとも突起部34において第1部材32と第2部材33とが接着されている。
上述のように、突起部4において、第1部材2と第2部材3とが接着されている。接着面の剥離損傷が発生していない場合、接着部を含む構造体は、部材2つ分の剛性を有している。
歪み評価部は、歪み計測器の位置情報において突起部4に対応する位置を予め取得している。歪み評価部は、歪み計測器に発生した歪みを間欠的に検出する。歪み評価部は、突起部4に対応する位置での歪み分布を取得する。歪み評価部は、所定時間毎に歪み分布を取得し、歪み分布の時間変化をモニタリングする。歪み評価部は、歪み分布の変化から、接着部の剥離損傷の発生や破断を検出する。
(試験例1)
図6は、試験に用いた供試体の概略図である。図6(A)は上面図であり、図6(B)は図6(A)のA−A’における断面図である。
波形突起部の周期:60mm、
予き裂の突起部突出方向の長さ:5mm、
負荷荷重:25kN(剥離進展なし)、
50kN(剥離進展あり)、
65kN(破断直前)、
光ファイバセンサの空間分解能:30mm。
試験例2では、突起部の形状を方形にした以外は図6と同じ供試体を用いて実験を行った。試験条件は以下の通りとした。
方形突起部の周期:60mm、
予き裂の突起部突出方向の長さ:5mm、
負荷荷重:20kN(剥離進展なし)、
50kN(剥離進展あり)、
60kN(破断直前)、
光ファイバセンサの空間分解能:30mm。
光ファイバセンサ110は、航空機機体100の主翼101、主翼取付部102、圧力隔壁部103、胴体104に連続した配線として配設される。なお、光ファイバセンサ110の配設パターンは、図11に限定されない。
光ファイバセンサ110は、計測診断装置105に接続される。計測診断装置105は歪み評価部を備える。
計測診断装置105の歪み評価部は、歪み分布の時間変化をモニタリングし、評価基準に対する取得した歪み分布の分布頂部の歪みの変化量を取得する。計測診断装置105の歪み評価部は、取得した歪み変化量が第1の変化量以下となった時、航空機機体100の対応する位置における接着部における剥離損傷を検出する。また、計測診断装置105の歪み評価部は、取得した歪み変化量が第2の変化量以下となった時、航空機機体100の対応する位置における接着部における破断を検出する。
2,12,22,32,42,52 第1部材
3,13,23,33,43,53 第2部材
4,14,24,34,54 突起部
4a,24a 先端部
4b,24b 根元部
5,45 接着面
16,26 谷部
7 歪み計測器
51 供試体
57,110 光ファイバセンサ
58 予き裂
100 航空機機体
101 主翼
102 主翼取付部
103 圧力隔壁部
104 胴体
105 計測診断装置
Claims (7)
- 第1部材と第2部材とが、前記第1部材の一の端部において複数の突起部を有する接着面となるように接着され、
前記第2部材の前記突起部の近傍において、前記接着面が延在する方向に沿って延在するように、歪み計測器が設置される構造体。 - 前記第1部材の前記一端部が、複数の前記突起部を有する形状に加工されている請求項1に記載の構造体。
- 前記突起部が、前記突起部の先端部から根元部に向かって幅が増大する形状を有する請求項1または請求項2に記載の構造体。
- 前記突起部が方形を有する請求項1または請求項2に記載の構造体。
- 前記歪み計測器は、前記第2部材の表面に接着されている、または、前記第2部材中に埋設されている請求項1乃至請求項4のいずれかに記載の構造体。
- 請求項1乃至請求項5のいずれかに記載の構造体の前記接着面における剥離を検出する方法であって、
前記構造体に荷重が負荷されている間に前記構造体に発生する歪みが検出される工程と、
前記検出された歪みから歪み分布が取得される工程と、
前記歪み分布の変化に基づいて、前記突起部の前記接着面の剥離の有無または前記接着面の破断が検出される工程と、を含む構造体の剥離検出方法。 - 前記歪み分布から、前記突起部に対応する位置の歪みの変化量が取得される工程と、
前記歪みの変化量に基づいて、前記突起部の前記接着面の剥離の有無または前記接着面の破断が検出される工程と、を更に含む請求項6に記載の構造体の剥離検出方法。
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