JP2016197099A - 熱変色性観察アセンブリを使用して複合材構造体の熱環境をモニターするシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】複合材構造体の熱環境をモニターする、システム、方法、及び熱変色性観察アセンブリを提供する。【解決手段】熱変色性観察アセンブリ３００は、ポリマー材料３１０、及びポリマー材料の中へ混入されて熱変色性プローブ混合物３２０を形成する１以上の熱変色性プローブ３０６を備える。熱変色性プローブ混合物が、透明ポリマーフィルム３２２に付けられ、又はそこに付けられた感圧接着剤ＰＳＡを有する透明ポリマーフィルムへと形成され、それによって、熱変色性アップリケ３０２の形態にある熱変色性観察アセンブリを形成する。熱変色性アップリケは、複合材構造体の表面に直接的に且つ連続的に付けられるように構成される。熱変色性アップリケは、複合材構造体の表面が熱環境に晒される１以上の温度及び１以上の時を検出することによって、複合材構造体の熱環境をモニターするように更に構成される。【選択図】図１１

Description

本開示は、広くは、複合材構造体を製造又は修理するためのシステム及び方法に関し、特に、硬化プロセスの間に複合材構造体の熱プロファイルをマッピング又はモニタリングするためのシステム及び方法に関する。

複合材構造体は、その高い強度重量比、耐食性、及び他の好適な特性のために、航空機、宇宙船、回転翼航空機、船舶、自動車の製造を含む、幅広い様々な用途で使用され得る。特に、航空機の製造では、複合材構造体が、尾部、翼、胴体、及び航空機の他の構成部品を形成するために使用され得る。

複合材の航空機の構造体又は部品などの複合材構造体又は部品の製造の間に、複合材構造体又は部品の全体の領域にわたる熱プロファイル及び均一な温度分布を理解及び制御することが重要である。複合材構造体又は部品内の隣接する領域が、異なる速度で熱くなり又は硬化すると、樹脂の特性がそれらの領域の間で異なり、内部の硬化応力、不均一な圧密、及び最適ではない特性をもたらす可能性がある。

複合材構造体又は部品及びツーリングの速い繰り返しの硬化の間に、複合材構造体又は部品の熱プロファイルをモニタリングするための既知のシステム及び方法が、存在する。しかしながら、そのような既知のシステム及び方法は、複合材構造体又は部品の設計及びツールの設計の両方を最適化するために、多大な労力、費用、及び時間を必要とし得る。

複合材構造体又は部品の熱プロファイルをモニターする１つのそのような既知の方法は、温度をモニターするために、複合材部品若しくはツール上に配置され又はそれらの内部に埋め込まれた熱電対の使用を含む。しかしながら、熱電対は、特定のポイントの位置の温度を測定するのみであり、他の位置における範囲外の温度情報を測定し得ない。更に、複数の熱電対が大きな又は複雑な部品上に必要とされ、増加された時間、労力、及び設置の困難さをもたらし得る。更に、熱電対は、典型的には、製造の間に複合材構造体又は部品上に残ったままであり、製造の後で除去され得る。このことは、結果としての製造された構造体又は部品上に、レジンポケット（ｒｅｓｉｎ ｐｏｃｋｅｔ）、レジン「バンプ」（ｒｅｓｉｎ “ｂｕｍｐ”）、リンクル（ｗｒｉｎｋｌｅ）、又は幾何学的問題などの、型あと（ｍａｒｋ‐ｏｆｆ）を生み出し得る。更に、熱電対は、適正に働かず又は線の切断を経験するとすれば、望ましい信頼性を有し得ない。

したがって、当該技術分野において、複合材構造体又は部品の製造又は修理における硬化プロセスの間に複合材構造体又は部品の熱プロファイルをマッピング又はモニタリングするための改良されたシステム及び方法が必要であり、それらは、既知のシステム及び方法を超える利点を提供する。

更に、断熱毛布などの耐熱保護システム（ＴＰＳ）が、エンジンのカウリング又はカバーの内壁などの、推進システムの構造体又は部品を断熱するために使用され、それは、高い温度及び高い熱（例えば、華氏２５０度より高い）に晒され得る。高熱がＴＰＳを貫通する場合に、ＴＰＳは、適正に又は設計されたように機能し得ず、保守を必要とする課題をもたらし得る。

ＴＰＳをモニターするために、複合材構造体又は部品上の様々な位置に取り付けられた複数の熱電対を使用し、飛行試験、地上試験、及び／又は運航中のモニタリングの間に、様々な位置で温度を測定する、既知のシステム及び方法が存在する。しかしながら、そのような既知のシステム及び方法では、熱電対が、特定のポイントの位置の温度を測定するのみであり、他の位置における範囲外の温度情報を測定し得ない。カバーされる範囲は、どれだけ多くの熱電対が使用されるかに依存し、熱電対のみを使用して完全な範囲の温度モニタリング及び熱マッピングを提供することは、困難又は非現実的であり得る。例えば、大きな又は複雑な構造体又は部品上で複数の熱電対を配置することは、設置するために増加された時間及び労力をもたらし得る。更に、熱電対の除去は、結果としての製造された構造体又は部品上に、レジンポケット（ｒｅｓｉｎ ｐｏｃｋｅｔ）、レジン「バンプ」（ｒｅｓｉｎ “ｂｕｍｐ”）、リンクル（ｗｒｉｎｋｌｅ）、又は幾何学的問題などの、型あと（ｍａｒｋ‐ｏｆｆ）を生み出し得る。

したがって、当該技術分野において、飛行試験、地上試験、及び／又は運航中のモニタリングの間に、複合材構造体又は部品の熱環境をモニタリングするための改良されたシステム及び方法が必要であり、それらは、既知のシステム及び方法を超えた利点を提供する。

本開示の例示的な実施態様は、複合材構造体又は部品の製造又は修理における硬化プロセスの間に、複合材構造体又は部品の熱プロファイルをマッピング又はモニターする改良されたシステム及び方法を提供する。以下の詳細な説明で議論されるように、改良された方法及びシステムの実施形態は、複合材構造体又は部品の熱履歴又はプロファイルをマッピングするための既存のシステム及び方法を超えた顕著な利点を提供し得る。

更に、本開示の例示的な実施態様は、飛行試験、地上試験、及び／又は運航中のモニタリングの間に、複合構造体又は部品の熱環境をモニターする改良されたシステム及び方法を提供する。以下の詳細な説明で議論されるように、改良された方法及びシステムの実施形態は、複合材構造体又は部品の熱環境をモニタリングするための既存のシステム及び方法を超えた顕著な利点を提供し得る。

一実施形態では、複合材構造体の製造又は複合材構造体の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体の熱プロファイルをマッピングするシステムが提供される。システムは熱変色性観察アセンブリを備える。熱変色性観察アセンブリは、複合材レイアップに付けられるか、又は複合材レイアップに隣接する除去可能材料に付けられるかのいずれかである熱変色性材料を備える。

システムは、熱変色性観察アセンブリを硬化させ、複合材構造体を形成するように設定された熱源を有する処理アセンブリを更に備える。システムは、複合材構造体の製造又は複合材構造体の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体の熱プロファイルをマッピングするために、プローブの第１のシリーズの熱変色性材料を起動させ、熱変色性材料内の色の変化の開始を促し、複合材構造体の１以上の最高温度を決定するように設定された光源を更に備える。

別の一実施形態では、複合材構造体の製造又は複合材構造体の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体の熱プロファイルをマッピングする方法が提供される。方法は、熱変色性材料を備えたプローブの第１のシリーズを、ツール上の複合材レイアップ、又は複合材レイアップに隣接する除去可能材料のいずれかに付け、熱変色性観察アセンブリを形成するステップを含む。

方法は、熱変色性観察アセンブリを熱で硬化させ、複合材構造体を形成するステップを更に含む。方法は、複合材構造体の製造又は複合材構造体の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体の熱プロファイルをマッピングするために、プローブの第１のシリーズの熱変色性材料を光源で起動させ、熱変色性材料内の色の変化の開始を促し、複合材構造体の１以上の最高温度を決定するステップを更に含む。

別の一実施形態では、航空機の複合材部品の製造又は航空機の複合材部品の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、航空機の複合材部品の熱プロファイルをマッピングする方法が提供される。方法は、複合材レイアップを受け入れるように構成された、又は複合材レイアップに隣接する除去可能材料を伴った複合材レイアップを受け入れるように構成された、ツールのツール熱プロファイルを検証するステップを含む。

方法は、熱変色性材料を含むプローブの第１のシリーズ及び熱変色性材料を含むプローブの第２のシリーズを、ツール上の複合材レイアップ、又は複合材レイアップに隣接する除去可能材料のいずれかに付け、熱変色性観察アセンブリを形成するステップを更に含む。方法は、熱を使用して熱変色性観察アセンブリを硬化させることを含んで、熱変色性観察アセンブリを処理し、航空機の複合材部品を形成するステップを更に含む。

方法は、航空機の複合材部品の製造又は航空機の複合材部品の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、航空機の複合材部品の熱プロファイルをマッピングするために、プローブの第１のシリーズの熱変色性材料を紫外線（ＵＶ）光源で起動させ、プローブの第１のシリーズの熱変色性材料内の色の変化の開始を促し、複合材部品の１以上の最高温度を決定するステップを更に含む。方法は、プローブの第２のシリーズの熱変色性材料を光源で起動させるステップであって、プローブの第２のシリーズが、航空機の複合材部品の時間温度プロファイルを提供するように構成された、ステップを更に含む。方法は、プローブの第１のシリーズ及びプローブの第２のシリーズの熱変色性材料の１以上の画像をカメラで記録するステップを更に含む。方法は、除去可能材料が熱変色性観察アセンブリ内に存在するならば、除去可能材料を除去するステップを更に含む。

別の一実施形態では、複合材構造体の熱環境をモニターする熱変色性観察アセンブリが提供される。熱変色性観察アセンブリは、ポリマー材料を含む。熱変色性観察アセンブリは、ポリマー材料の中へ混入され、熱変色性プローブ混合物を形成する、１以上の熱変色性プローブを更に備える。

熱変色性プローブ混合物が、透明ポリマーフィルムに付けられ、又はそこに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）を有する透明ポリマーフィルムへと形成され、それによって、熱変色性アップリケの形態にある熱変色性観察アセンブリを形成する。熱変色性アップリケは、複合材構造体の表面に直接的に且つ連続的に付けられるように構成される。熱変色性アップリケは、複合材構造体の表面が熱環境に晒された１以上の温度及び１以上の時を検出することによって、複合材構造体の熱環境をモニターするように更に構成される。

別の一実施形態では、複合材構造体の熱環境をモニターして、複合材構造体の設計の最適化を促進するシステムが提供される。システムは、各々が、ポリマー材料の中へ混入された複数の熱変色性プローブを備えた、熱変色性アップリケ又は熱変色性塗料を備えた熱変色性観察アセンブリを備える。

熱変色性観察アセンブリが、複合材構造体の表面に付けられ、覆われた表面を得る。覆われた表面は、熱環境内で実行された１以上の試験の間に熱状態に晒され、１以上の最高温度位置を有する晒された表面を得る。

システムは、覆われた表面及び晒された表面の複数の熱変色性プローブを発光させるように設定された光源を更に備える。複数の熱変色性プローブは、熱環境内の１以上の温度を感知するように選択される。システムは、光源の適用の後に、覆われた表面及び晒された表面の１以上の画像を撮像及び記録するように設定された撮像装置を更に備える。

システムは、１以上の基準色及び１以上の基準明度を備えた基準マップを更に備える。基準マップは、覆われた表面に光源を適用すること及び覆われた表面を撮像することによって得られる。

システムは、１以上の熱マップであって、各々が、１以上の晒された色及び１以上の晒された明度を含む、１以上の熱マップを更に備える。１以上の熱マップは、各々、晒された表面に光源を適用すること及び晒された表面を撮像することによって得られる。

システムは、複合材構造体の時間温度履歴を更に備える。時間温度履歴は、１以上の晒された色と１以上の基準色との間の色の変化を比較することによって、及び１以上の晒された明度と１以上の基準明度との間の明度の変化を比較することによって得られる。

別の一実施形態では、複合材構造体の熱環境をモニターして、複合材構造体の設計の最適化を促進する方法が提供される。方法は、ポリマー材料の中へ混入された複数の熱変色性プローブを備えた、熱変色性観察アセンブリを、複合材構造体の表面に付けて、覆われた表面を得るステップを含む。複合材構造体は、熱環境内で実行される１以上の試験を受けるように構成される。

方法は、覆われた表面に光源を適用して、複数の熱変色性プローブを発光させ、１以上の基準色及び１以上の基準明度を含んだ基準マップを得るステップを更に含む。方法は、撮像装置を用いて、基準マップの１以上の基準色及び１以上の基準明度を撮像及び記録するステップを更に含む。

方法は、１以上の試験の間に、覆われた表面を熱環境内の熱状態に晒し、１以上の最高温度位置を有する晒された表面を得て、熱変色性観察アセンブリを用いて熱環境をモニタリングするステップを更に含む。方法は、晒された表面に光源を適用して、複数の晒された熱変色性プローブを発光させ、各々が、１以上の晒された色及び１以上の晒された明度を含んだ、１以上の熱マップを得るステップを更に含む。

方法は、撮像装置を用いて、１以上の熱マップの１以上の晒された色及び１以上の晒された明度を撮像及び記録するステップを更に含む。方法は、１以上の晒された色と１以上の基準色との間の色の変化を比較することによって、及び１以上の晒された明度と１以上の基準明度との間の明度の変化を比較して、複合材構造体の時間温度履歴を得るステップを更に含む。

方法は、時間温度履歴を使用して、複合材構造体の設計の最適化を促進するステップを更に含む。

既に説明した特徴、機能、及び利点は、本開示の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解され得る、更に別の実施形態で組み合わせることが可能である。

本開示は、好適で例示的な実施形態を図示する添付の図面と組み合される以下の詳細な説明を参照することによってより良く理解され得るが、図面は必ずしも縮尺通りに描かれていない。

本開示のシステム及び方法の一実施形態を用いて熱的にマッピングされ得る、１以上の複合材構造体を組み込み得る航空輸送体の斜視図の図表示である。 航空機の製造および保守方法のフロー図である。 航空機のブロック図である。 本開示のシステムの一実施形態を示す機能箱図表である。 噴霧装置から熱変色性材料を噴霧された除去可能材料の概略図の図表示である。 噴霧装置から熱変色性材料を噴霧されたツール上の複合材レイアップの概略図の図表示である。 噴霧装置から熱変色性材料を噴霧されたツールの概略図の図表示である。 本開示のシステムで使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリのうちの１つの図表示である。 本開示のシステムで使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリのうちの１つの図表示である。 本開示のシステムで使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリのうちの１つの図表示である。 本開示のシステムで使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリのうちの１つの図表示である。 本開示のシステムで使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリのうちの１つの図表示である。 オートクレーブ内の袋詰めされた熱変色性観察アセンブリの図表示である。 光源によって発光された起動された熱変色性材料の図表示である。 本開示の方法の一実施形態を示すフロー図である。 本開示の方法の別の一実施形態を示すフロー図である。 本開示の熱変色性観察アセンブリの別の一実施形態を示す機能箱図表である。 本開示のシステムの別の実施形態を示す機能箱図表である。 本開示のシステムの一実施形態において、熱変色性アップリケを作り且つ使用する一実施形態の概略図の図表示である。 本開示のシステムの別の一実施形態において、熱変色性アップリケを作り且つ使用する別の一実施形態の概略図の図表示である。 複合材構造体上に噴霧された熱変色性塗料の概略図の図表示である。 熱変色性プローブの第１のシリーズ及び熱変色性プローブの第２のシリーズから形成された熱変色性アップリケの概略図の図表示である。 熱変色性プローブの第１のシリーズ及び熱変色性プローブの第２のシリーズから形成された熱変色性塗料の概略図の図表示である。 光源によって発光された最高温度位置を示す熱変色性観察アセンブリの晒された表面の一実施形態の図表示である。 本開示の方法の別の一実施形態を示すフロー図である。

本開示で示される図面は、提示される実施形態の様々な態様を表し、差異のみが詳細に議論される。

以降、添付図面を参照して本開示の実施形態について更に詳細に説明するが、添付図面には開示されるすべての実施形態が示されているわけではない。実際には、複数の異なる実施形態が提供可能であり、これらの実施形態は、本明細書で説明される実施形態に限定されるものと解釈されるべきではない。むしろ、これらの実施形態は、本開示が徹底的であるように、且つ当業者に本開示の範囲が完全に伝わるように提供されている。

今度は図面を参照すると、図１は、航空機１２ａなどの形態にある航空輸送体１２の斜視図の図表示であり、それは、本開示のシステム１０（図４参照）及び方法２００（図９参照）又は方法２５０（図１０参照）の一実施形態を用いて熱的にマッピングされ得る１以上の複合材構造体２８を組み込み得る。図１で更に示されるように、航空機１２ａなどの形態にある航空輸送体１２は、胴体１４、ノーズ１６、翼１８、エンジン２０、並びに水平安定板２４及び垂直安定板２６を備えた尾部２２を備える。

図１で更に示されるように、航空機１２ａなどの形態にある航空輸送体１２は、航空機の複合材部品２８ａなどの形態にある１以上の複合材構造体２８を備え、それに対して、本開示のシステム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）を使用して、熱プロファイル６２（図４参照）がマッピング又はモニターされ得る。例示的な一実施形態では、複合材構造体２８（図１参照）が、航空機１２ａ（図１参照）などの航空輸送体１２（図１参照）上の航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）を備える。（図示せぬ）他の実施形態では、複合材構造体２８（図１参照）が、回転翼航空機上の回転翼航空機の複合材構造体、船舶上の船舶の複合材構造体、又は別の適切な複合材構造体２８を備え得る。

図２は、航空機の製造及び保守方法３０の一実施形態のフロー図である。図３は、航空機４６の一実施形態の機能ブロック図である。図２及び図３を参照すると、本開示の実施形態が、図２に示す航空機の製造及び保守方法３０、及び図３に示す航空機４６に照らして説明され得る。製造前の段階では、例示的な航空機の製造及び保守方法３０（図２参照）が、航空機４６（図３参照）の仕様及び設計３２（図２参照）、並びに材料の調達３４（図２参照）を含み得る。製造段階では、航空機４６（図３参照）の構成要素及びサブアセンブリの製造３６（図２参照）、並びにシステムインテグレーション３８（図２参照）が行われる。その後、航空機４６（図３参照）は、認可及び納品４０（図２参照）を経て運航４２（図２参照）に供される。顧客により運航４２（図２参照）される間に、航空機４６（図３参照）は、定期的な整備及び保守４４（図２参照）を受け、それは、改造、再構成、改修、及び他の適切な保守も含み得る。

航空機の製造及び保守方法３０（図２参照）の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば、顧客）によって実施又は実行され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、幾つかの航空機メーカー、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、幾つかのベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関、及び他の適切なオペレーターを含むことができる。

図３で示されるように、例示的な航空機の製造及び保守方法３０によって製造された航空機４６は、複数のシステム５０及び内装５２を有する機体４８を含み得る。図３で更に示されるように、複数のシステム５０の例には、推進システム５４、電気システム５６、油圧システム５８、及び環境システム６０のうちの１以上が含まれ得る。任意の数の他のシステムが含まれ得る。航空宇宙産業の例を示したが、本開示の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用し得る。

本明細書で具現化された方法とシステムは、航空機の製造及び保守方法３０（図２参照）の任意の１以上の段階で採用することができる。例えば、構成要素及びサブアセンブリの製造３６（図２参照）に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機４６（図３参照）の運航４２（図２参照）期間中に製造される構成要素またはサブアセンブリと同様のやり方で作製または製造され得る。また、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、例えば、航空機４６（図３参照）の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機４６（図３参照）のコストを削減することにより、構成要素及びサブアセンブリの製造３６（図２参照）及びシステムインテグレーション３８（図２参照）の段階で利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせのうちの１以上は、航空機４６（図３参照）の運航４２（図２参照）中に、例えば限定しないが、整備及び保守４４（図２参照）に利用され得る。

図４を参照すると、本開示の一実施形態では、複合材構造体の製造又は複合材構造体の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体２８の熱プロファイル６２をマッピングするシステム１０が提供される。「少なくとも１つ」は、複合材構造体２８の製造のみ、若しくは複合材構造体２８の修理のみ、又は複合材構造体２８の製造及び複合材構造体２８の修理の組み合わせを意味し得る。図４は、本開示のシステム１０の一実施形態を示す機能箱図表である。図４で示されるように、システム１０は、航空機の複合材部品２８ａなどの複合材構造体２８を備える。複合材構造体２８（図４参照）は、好適であるが、金属構造体又は複合材と金属との組み合わせも使用され得る。

図４で示されるように、システム１０は、熱変色性観察アセンブリ６４を更に備える。熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）を備える。熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）を更に備え得る。熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）は、必要であれば、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの更なるシリーズを更に備え得る。

熱変色性材料６８（図４参照）は、特定の熱範囲又は時間温度範囲において起動するように調整された熱変色性プローブ又はダイを備え得る。熱変色性材料６８（図４参照）が、それに対して熱変色性材料６８が調整されたところの温度に晒されることによって起動されるときに、プローブ又はダイは発光シフト（ｆｌｕｏｒｅｓｃｅｎｔ ｓｈｉｆｔ）を経験する。以下に更に詳細に議論されるように、適切な波長の光源１１２（図４参照）によって発光されるときに、熱変色性材料６８（図４参照）内の発光シフトは、目で見ることができ、色の変化１１４（図４参照）又は色の明度としてそれらを明示する。

一実施形態では、図４で示されるように、熱変色性観察アセンブリ６４が、複合材レイアップ７０に付けられる、好ましくは複合材レイアップ７０の表面７４に付けられる、プローブの第１のシリーズ６６ａ、又は代替的にはプローブの第１のシリーズ６６ａ及びプローブの第２のシリーズ６６ｂを備える。複合材レイアップ７０は、好ましくは、硬化されていない複合材プライ６９又は他の適切な複合材プライを備え、それらは、好ましくは、既知のレイアッププロセスを介して、且つ既知のレイアップ装置を使用して、切断されレアップされ得る。レイアップ装置は、自動化されたレイアップ装置であるか又は手動のレイアップ装置であり得る。

別の一実施形態では、図４で示されるように、熱変色性観察アセンブリ６４が、複合材レイアップ７０に隣接して配置された除去可能材料７２に付けられる、好ましくは除去可能材料７２の表面７６に付けられる、プローブの第１のシリーズ６６ａ、又は代替的にはプローブの第１のシリーズ６６ａ及びプローブの第２のシリーズ６６ｂを備える。除去可能材料７２（図４参照）は、好ましくは、ピールプライ７２ａ（図４参照）、リリースフィルム７２ｂ（図４参照）、フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃ（図４参照）、当て板７２ｄ（図４参照）、又は別の適切な除去可能材料７２のうちの少なくとも１つを備える。「少なくとも１つ」は、ピールプライ７２ａ（図４参照）のみ、リリースフィルム７２ｂ（図４参照）のみ、フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃ（図４参照）のみ、当て板７２ｄ（図４参照）のみ、若しくは別の適切な除去可能材料７２、又はピールプライ７２ａ（図４参照）、リリースフィルム７２ｂ（図４参照）、フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃ（図４参照）、当て板（図４参照）、及び別の適切な除去可能材料７２の任意の組み合わせのいずれかを意味し得る。

ピールプライ７２ａ（図４参照）は、ナイロン、ポリエステル繊維、又は他の適切な織物材料から作られた織物を備え得る。ピールプライ７２ａ（図４参照）は、好ましくは、硬化の後に複合材構造体２８（図１、図４参照）の表面から剥がされ且つ除去され、複合材構造体２８（図１、図４参照）の表面に質感を与え、又は複合材構造体２８（図１、図４参照）の表面を真空バギングプロセスの後に汚染物から保護するために使用され得る。

リリースフィルム７２ｂ（図４参照）は、複合材構造体２８（図１参照）から離れるように、真空バッグアセンブリ１００（図４参照）から様々なバギング材料１０４（図４参照）を引くことを容易にする、薄くて弾性のあるプラスチックフィルムを備え得る。リリースフィルム７２ｂ（図４参照）の選択は、複合材レイアップ７０（図４参照）と共に使用される樹脂システム、硬化サイクルの温度及び圧力、硬化されるべき複合材構造体２８（図４参照）の形状、及び望ましい樹脂ブリード（ｒｅｓｉｎ ｂｌｅｅｄ）の量に基づいて、決定され得る。フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃは、一種のリリースフィルム７２ｂを備え得る。リリースフィルム７２ｂ及びＦＥＰフィルム７２ｃは、両方とも、好ましくは、複合材構造体２８（図１参照）の硬化の後に除去され、それによって、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）などの複合材構造体２８（図１参照）の汚染が生じない。

当て板７２ｄ（図４参照）又は当て紙（ｃａｕｌ ｓｈｅｅｔ）は、滑らかな板を備え、表面の欠陥が無く、金属材料、薄い複合材料、又はエラストマー材料から作られ、複合材レイアップと同じサイズ及び形状であり、硬化プロセスの間に複合材レイアップと接触して使用され得る。当て板７２ｄ（図４参照）は、通常の圧力及び温度を伝達し、仕上げられた複合材構造体２８（図４参照）上に滑らかな表面を提供する。硬化プロセスの後で、当て板（図４参照）又は当て紙は、好ましくは、複合材レイアップ７０（図４参照）から除去され、それによって、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）などの複合材構造体２８（図１参照）の汚染が生じない。

熱変色性材料６８（図４参照）のプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）、又は、代替的には、熱変色性材料６８（図４参照）のプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及びプローブの第２のシリーズ６６ｂは、噴霧を介して、又は熱変色性樹脂８０（図４参照）を形成する複合材レイアップ７０のプリプレグ樹脂７８（図４参照）の中への混入を介して、又は別の適切な適用プロセスのいずれかを介して付けられ得る。

図４で示されるように、システム１０は、熱変色性材料６８のプローブの第１のシリーズ６６ａを噴霧する若しくは付ける、又は熱変色性材料６８のプローブの第１のシリーズ６６ａ及びプローブの第２のシリーズ６６ｂの両方を噴霧する若しくは付ける、噴霧装置８２を備え得る。熱変色性材料６８（図４参照）のプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）は、第１の供給源８６（図４参照）から噴霧装置８２（図４参照）に供給され、熱変色性材料６８（図４参照）のプローブの第２のシリーズ６６ｂは、第２の供給源８８（図４参照）から噴霧装置８２（図４参照）に供給され得る。例えば、ピールプライ７２ａ（図４参照）などの形態にある除去可能材料７２（図４参照）は、好ましくは、噴霧装置８２（図４参照）から熱変色性材料６８（図４参照）が噴霧され、除去可能材料７２（図４参照）上に熱変色性コーティング８４（図４参照）を形成し、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３（図４参照）を得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、ツール９０（図４参照）又は型上にレイアップされた複合材レイアップ７０（図４参照）に直接的に付けられてもよく、好ましくは、複合材レイアップ７０（図４参照）がレイアップされた後で、しかし、それが真空バッグアセンブリ（図４参照）内で処理され、オートクレーブ１０６（図４参照）内で処理され、硬化される前に、複合材レイアップ７０（図４参照）の表面７４（図４参照）に直接的に付けられる。ツール９０（図４参照）上にレイアップされ噴霧装置８２（図４参照）から熱変色性材料６８（図４参照）を噴霧された複合材レイアップ７０（図４参照）は、複合材レイアップ７０（図４参照）上に熱変色性コーティング８４（図４参照）を形成し、熱変色性コーティングされた複合材レイアップ７１（図４参照）を得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、ツール９０（図４参照）又は型の表面９６（図４参照）に直接的に付けられてもよく、以下で更に詳細に議論されるように、ツール９０（図４参照）のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証し得る。噴霧装置８２（図４参照）から熱変色性材料６８（図４参照）を噴霧されたツール９０（図４参照）は、ツール９０（図４参照）上に熱変色性コーティング８４（図４参照）を形成し、熱変色性コーティングされたツール９１（図４参照）を得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、噴霧される全体表面にわたり、又は噴霧される表面の一部分にわたり、パターンで噴霧され得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、周囲温度で噴霧され得る。好ましくは、熱変色性材料６８の１つの層又はコーティングが、コーティングされるべき材料の一方の側、又は一方の側の一部分に噴霧され、好ましくは、目で見える可視的な側が噴霧又はコーティングされる。熱変色性樹脂８０（図４参照）を用いて、コーティングされるべき材料の一方若しくは両方の側、又は一方若しくは両方の側の部分が、熱変色性樹脂８０（図４参照）でコーティングされ得る。

一実施形態では、図５Ａで示されるように、熱変色性材料６８が、除去可能材料７２に付けられる。図５Ａは、例えば、噴霧装置８２から熱変色性材料６８が噴霧され、除去可能材料７２上に熱変色性コーティング８４を形成し、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３を得る、ピールプライ７２ａなどの形態にある、除去可能材料７２の概略図の図表示である。図５Ａで示されるように、熱変色性材料６８のプローブの第１のシリーズ６６ａは、第１の供給源８６から噴霧装置８２に供給され、熱変色性材料６８のプローブの第２のシリーズ６６ｂは、第２の供給源８８から噴霧装置８２に供給され得る。図５Ａで示されるように、除去可能材料７２は、ロール状に形成され、ローラー装置８３に取り付けられ、噴霧装置８２に向かって方向（ｄ１）へロールされ得る。熱変色性材料６８（図５Ａ参照）でコーティングされた除去可能材料７２（図５Ａ参照）は、その後、好ましくは、複合材レイアップ７０（図６Ａ参照）に隣接してレイアップされ、それは、好ましくは、ツール９０又は型上にレイアップされ、熱変色性観察アセンブリ６４を形成する。代替的に、ピールプライ７２ａなどの形態にある除去可能材料７２は、熱変色性材料６８で既にコーティングされ又は以前にコーティングされており、ロールされた構成又は別の適切な構成で供給される。インプロセス（ｉｎ‐ｐｒｏｃｅｓｓ）の適用に対して、図５Ａで示される実施形態は、複合材構造体２８の硬化の検証を可能にし、それは、プロセス制御試験の必要性を除去し得る。

別の一実施形態では、図５Ｂで示されるように、熱変色性材料６８が、ツール９０又は型上にレイアップされた複合材レイアップ７０に直接的に付けられ、好ましくは、複合材レイアップ７０がレイアップされた後で、しかし、それが真空バッグアセンブリ１００（図４参照）内で処理され、オートクレーブ１０６（図４参照）内で処理され、硬化される前に、複合材レイアップ７０の表面に直接的に付けられる。図５Ｂは、ツール９０上にレイアップされ、噴霧装置８２から熱変色性材料６８が噴霧され、複合材レイアップ７０上に熱変色性コーティング８４を形成し、熱変色性コーティングされた複合材レイアップ７１を得る、複合材レイアップ７０の概略図の図表示である。図５Ｂで更に示されるように、熱変色性材料６８のプローブの第１のシリーズ６６ａは、第１の供給源８６から噴霧装置８２に供給され、熱変色性材料６８のプローブの第２のシリーズ６６ｂは、第２の供給源８８から噴霧装置８２に供給され得る。

図５Ｂで更に示されるように、熱変色性材料６８でコーティングされた複合材レイアップ７０は、開発途上の部品（ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔａｌ ｐａｒｔ）９２の形態にあり得る。熱変色性材料６８（図５Ｂ参照）は、噴霧、又は熱変色性樹脂８０（図４参照）を形成するためのプリプレグ樹脂７８（図４参照）との混合のいずれかを介して、開発途上の部品９２に直接的に付けられ得る。熱変色性材料６８（図５Ｂ参照）を、直接的に、開発途上の部品９２（図５Ｂ参照）などの形態にある複合材レイアップ７０（図５Ｂ参照）に付けることによって、開発途上の部品９２（図４、図５Ｂ参照）などの形態にある複合材レイアップ７０（図４、図５Ｂ参照）の温度プロファイル９４（図４参照）などの、熱プロファイル６２（図４参照）を素早く決定し、ツール９０（図４、図５Ｂ参照）の設計及び将来の処理パラメータの設計をガイドすることが可能となる。

インプロセス（ｉｎ‐ｐｒｏｃｅｓｓ）の適用に対して、図５Ｂで示される実施形態は、複合材構造体２８の硬化の検証を可能にし、それは、プロセス制御試験の必要性を除去し、材料リビューボード（ＭＲＢ）のプロセスを助け且つ促進することも行い、熱の問題を解決し得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、インプロセスモニタリング及び硬化サイクルの検証のために、航空機の複合材部品２８ａ（図１、図４参照）の領域の外側にも付けられ得る。この場合には、熱変色性材料６８（図４参照）が、未だ複合材構造体２８に付けられるが、それは、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）などの複合材部品になるように調整された領域の外側であり、調整された領域上であり得る。

別の一実施形態では、図５Ｃで示されるように、熱変色性材料６８が、ツール９０又は型の表面９６に直接的に付けられ、以下でより詳細に議論されるように、ツール９０のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証する。図５Ｃは、噴霧装置８２から熱変色性材料６８が噴霧され、ツール９０上に熱変色性コーティング８４を形成し、熱変色性コーティングされたツール９１を得る、ツール９０の概略図の図表示である。図５Ｃで更に示されるように、熱変色性材料６８のプローブの第１のシリーズ６６ａは、第１の供給源８６から噴霧装置８２に供給され、熱変色性材料６８のプローブの第２のシリーズ６６ｂは、第２の供給源８８から噴霧装置８２に供給され得る。

図６Ａ〜図６Ｅは、非限定的に、本開示のシステム１０で使用され得る様々な例示的な熱変色性観察アセンブリ６４の図表示である。図６Ａは、複合材レイアップ７０の表面７４上にレイアップされるように構成され且つ企図された、熱変色性材料６８がコーティングされたピールプライ７２ａなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３を伴い、ツール９０上にレイアップされるように構成され且つ企図された複合材レイアップ７０を備えた、熱変色性観察アセンブリ６４ａなどの形態にある、熱変色性観察アセンブリ６４を示している。ツール９０の表面９６上にレイアップされるように構成され且つ企図された、熱変色材料６８でコーティングされたピールプライ７２ａなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３、及び熱変色性材料６８でコーティングされたピールプライ７２ａなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３上にレイアップされるように構成されかつ企図された複合材レイアップ７０を備えた、熱変色性観察アセンブリ６４ｂなどの形態にある、熱変色性観察アセンブリ６４を示している。

熱変色性材料６８（図４参照）は、ピールプライ７２ａ（図４参照）に付けられ、又はピールプライ７２ａ（図４参照）のプリプレグ樹脂７８内に付けられ、開発途上の部品又は製造部品上の熱プロファイル６２（図４参照）を熱的にマッピングする。ピールプライ７２ａ（図４参照）は、証拠資料作成のために紫外線光源１１２ａ（図４参照）などの光源１１２（図４参照）の下で観察され、カメラ１２０（図４参照）を用いて撮影され、その後、航空機の複合材部品２８ａなどの複合材構造体２８から除去される。結果が使用され、航空機の複合材部品２８ａ（図４参照）などの複合材構造体２８、ツール９０（図４参照）、又は他のプロセスを修正し且つ改良し得る。

図６Ｃは、ツール９０の表面９６上にレイアップされるように構成され且つ企図された、熱変色材料６８でコーティングされたフッ化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３、及び熱変色性材料６８でコーティングされたフッ化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３上にレイアップされるように構成されかつ企図された複合材レイアップ７０を備えた、熱変色性観察アセンブリ６４ｃなどの形態にある、熱変色性観察アセンブリ６４を示している。図６Ｄは、複合材レイアップ７０の表面７４上にレイアップされるように構成され且つ企図された、熱変色性材料６８でコーティングされたＦＥＰフィルム７２ｃなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３を伴い、ツール９０上にレイアップされるように構成され且つ企図された複合材レイアップ７０を備えた、熱変色性観察アセンブリ６４ｄなどの形態にある熱変色性観察アセンブリ６４を示している。

熱変色性材料６８（図４参照）は、ＦＥＰフィルム７２ｃ（図４参照）又はリリースフィルム７２ｂ（図４参照）に付けられ、それらは、好ましくは、観察及び証拠書類作成の後に除去され得る。ＦＥＰフィルム７２ｃ（図４参照）又はリリースフィルム７２ｂ（図４参照）に付けられた起動された熱変色性材料１３０（図４参照）は、紫外線光源１１２ａ（図４参照）などの光源１１２（図４参照）の下で、ツール９０（図４参照）上で、又は代替的に航空機の複合材部品２８ａなどの複合材構造体２８上で、検査され、証拠書類作成のために撮像され、その後、除去され得る。

図６Ｅは、複合材レイアップ７０の表面７４上にレイアップされるように構成され且つ企図された、熱変色性材料６８でコーティングされた当て板７２ｄなどの、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３を伴い、ツール９０上にレイアップされるように構成され且つ企図された複合材レイアップ７０を備えた、熱変色性観察アセンブリ６４ｅなどの形態にある熱変色性観察アセンブリ６４を示している。当て板７２ｄ（図６Ｅ参照）は、ピールプライ７２ａ（図６Ａ）に代えて、又はピールプライ７２ａ（図６Ｅ参照）に追加して使用され得る。当て板７２ｄ（図６Ｅ参照）が、ピールプライ７２ａ（図６Ｅ参照）に追加して使用されるならば、ピールプライ７２ａ（図６Ｅ参照）は、当て板７２ｄ（図６Ｅ参照）上にレイアップされ、又は当て板７２ｄが、ピールプライ７２ａ上にレイアップされ、どちらが複合材レイアップ７０（図６Ｅ参照）に隣接するとしても、好ましくは、その隣接する方が熱変色性材料６８（図６Ｅ参照）でコーティングされる。

当て板が使用される所では、熱変色性材料６８（図４参照）が、当て板７２ｄ（図４参照）に付けられ、当て板７２ｄ（図４参照）は、好ましくは、観察及び証拠資料作成の後で除去され得る。当て板７２ｄ（図４参照）に付けられた起動された熱変色性材料１３０（図４参照）は、紫外線光源１１２ａ（図４参照）などの光源１１２（図４参照）の下で、ツール９０（図４参照）上で、又は代替的に航空機の複合材部品２８ａなどの複合材構造体２８上で、検査され、証拠資料作成のために撮影され、その後、除去され得る。

図４及び図７で示されるように、システム１０は、真空バッグアセンブリ１００などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ６４を処理するための処理アセンブリ９８を更に備える。図７は、真空バッグアセンブリ１００でバギングされ且つオートクレーブ内にある、熱変色性観察アセンブリ６５の図表示である。処理アセンブリ９８（図４、図７参照）は、好ましくは、製造処理アセンブリ９８ａ（図４参照）又は修理処理アセンブリ９８ｂ（図４参照）を備える。処理アセンブリ９８（図４参照）は、真空バッグ１０２（図４、７参照）及びバギング材料１０４（図４参照）を有する真空バッグアセンブリ１００（図４、図７参照）を備え得る。真空バック１０２（図７参照）は、熱変色性観察アセンブリ６４（図７参照）及び任意の更なるバギング材料１０４（図４参照）上に配置され、好ましくは、密封テープ１０５（図７参照）などの任意の適切な密封装置を使用して、ツール９０（図７参照）に密封され、バギングされた熱変色性観察アセンブリ６５（図７参照）を形成する。バギングされた熱変色性観察アセンブリ６５（図７参照）は、その後、好ましくは、オートクレーブ１０６（図７参照）内、オーブン内、又は熱源１０８（図４参照）を有する別の適切な加熱装置内に配置され得る。

処理アセンブリ９８（図４参照）は、熱１１０（図４参照）で熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）を硬化させて、複合材構造体２８（図４参照）を形成するように構成された熱源１０８（図４参照）を更に備え得る。熱変色性観察アセンブリ６４（図４、図７参照）を有する、真空バッグアセンブリ１００（図４、図７参照）は、好ましくは、高温及び高圧に晒され、真空バッグ１０２（図４、７参照）は好ましくはガス抜きされ、それは、真空バッグ１０２（図４、図７参照）が、圧密圧力を複合材レイアップ７０（図４、図７参照）に適用することをもたらす。オートクレーブ１０６（図４、図７参照）内での硬化の間に、オートクレーブ１０６（図４、図７参照）内の圧力は、複合材レイアップ７０（図４、図７参照）を圧縮及び強化する助けとなる。

複合材構造体２８（図４参照）が硬化された後で、複合材構造体（図４参照）は、オートクレーブ１０６（図４、図７参照）、オーブン、又は他の適切な加熱装置から除去され、好ましくは、ツール９０（図４、図７参照）から除去される。硬化された複合材構造体２８（図４参照）は、その後、光源１1２（図４、図８参照）の近傍に配置され、それによって、熱変色性観察アセンブリ６４（図４、図７参照）の熱変色性材料６８（図４、図７参照）が、起動される。

図４及び図８で示されるように、システム１０は、熱変色性材料６８を起動させるように設定された光源１１２を更に備える。図８は、光源１１２からの照明１１３によって発光された起動された熱変色性材料１３０の図表示である。光源１１２は、好ましくは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図４、図８参照）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図４参照）、光学光源１１２ｃ（図４参照）、及び別の適切な光源１１２のうちの少なくとも１つを備える。「少なくとも１つ」は、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図４、図８参照）のみ、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図４参照）のみ、光学光源１１２ｃ（図４参照）のみ、若しくは別の適切な光源１１２のみ、又は紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図４、図８）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図４参照）、光学光源１１２ｃ（図４参照）、及び別の適切な光源１１２の任意の組み合わせのいずれかを意味する。光源１１２（図４、図８参照）は、紫外線（ＵＶ）又は赤外線（ＩＲ）の範囲内などの、予め選択された波長の光の照明１１３（図８参照）を用いて、熱変色性材料６８（図４参照）を発光させる。

光源１１２（図４、図８参照）は、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させて、熱変色性材料６８（図４参照）内の色の変化１１４（図４参照）の開始を促すように設定される。熱変色性材料６８（図４参照）内の色の変化１１４（図４参照）は、好ましくは、複合材構造体２８（図４参照）の製造又は修理の間に、複合材構造体２８（図４参照）の熱プロファイル６２（図４参照）をマッピングするために、複合材構造体２８（図４参照）の１以上の最高温度１１６（図４参照）を決定するために使用される。色の変化１１４（図４参照）は、複合材構造体２８（図４参照）が、望ましい範囲の値の外側の温度に晒されていたことを示し得る。したがって、熱変色性材料６８（図４参照）は、形成された複合材構造体２８の適切さを評価し、又は処理パラメータを調整するために使用され得る、範囲外の処理パラメータを示す「観察者」として働く。

熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）がプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）を備えた実施形態では、光源１１２（図４参照）が、プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、時間温度プロファイル１１８（図４参照）を提供するように設定される。プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）は、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）が起動される温度と、プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）が起動される温度との間の相対的な変化を決定するために使用され得る。熱変色性材料６８（図４参照）のプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及びプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）は、温度が所定の範囲の値の外側にあるか否かを決定する硬化サイクルの間に、温度などの処理パラメータをマッピングしモニターするために使用され得る。

図４及び図８で示されるように、システム１０は、光源１１２で起動された後に、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及び／又はプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を備えた、起動された熱変色性材料１３０の１以上の画像１２２を記録するカメラ１２０を更に備え得る。カメラ１２０（図４参照）は、デジタルカメラ又は別の適切な記録装置を備え得る。起動された熱変色性材料１３０（図８参照）は、好ましくは、光源１１２（図４、図８参照）の下で又はその近傍で検査され、高温領域１２４（図４、図８参照）、低温領域１２６（図４、図８参照）、及び熱傾向１２８（図４参照）を検査する。任意の高温領域１２４（図４、図８参照）、低温領域１２６（図４、図８参照）、及び熱傾向１２８（図４参照）の結果は、カメラ１２０（図４、図８参照）を用いて撮影され、証拠資料が作成され得る。

図４及び図８で更に示されるように、コンピュータ１３２が使用されて、１以上の画像１２２をメモリ内に記憶し得る。カメラ１２０（図４、図８参照）によって記録された１以上の画像１２２（図４、図８参照）に基づいて、コンピュータ１３２（図４、図８参照）が、処理コントローラ１３４（図４、図８参照）に情報を提供し、処理コントローラ１３４は、温度などの処理パラメータを調整し、処理アセンブリ９８（図４参照）、ツール（図４参照）、又は複合材構造体２８（図４参照）を改良する。

図４で示されるように、システム１０は、ツール９０のツール熱プロファイル１３８を検証するように構成されたツール検証アセンブリ１３６を更に備える。ツール検証アセンブリ１３６は、複合材レイアップ７０、又は複合材レイアップ７０に隣接する除去可能材料７２を伴った複合材レイアップ７０を受け入れるように構成されたツール９０を備える。ツール検証アセンブリ１３６は、ツール９０又は型の表面９６に直接的に付けられた、熱変色性材料６８を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ、又は熱変色性材料６８を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ及びプローブの第２のシリーズ６６ｂを更に備える。ツール検証アセンブリ１３６は、プローブの第１のシリーズ６６ａの、又はプローブの第１のシリーズ６６ａ及びプローブの第２のシリーズ６６ｂの、熱変色性材料６８を起動させ、ツール９０のツール熱プロファイル１３８を検証するように設定された光源１２２を更に備える。

熱変色性材料６８（図４参照）は、インプロセスモニタリング及び硬化サイクルの検証のために、航空機の複合材部品２８ａ（図１、図４）の領域の外側にも付けられ得る。

別の一実施形態では、図９で示されるように、複合材構造体２８の製造又は複合材構造体２８の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体２８（図４参照）の熱プロファイル６２（図４参照）をマッピングする方法２００が提供される。「少なくとも１つ」は、複合材構造体２８の製造のみ、又は複合材構造体２８の修理のみ、又は複合材構造体２８の製造及び複合材構造体２８（図４参照）の修理の組み合わせを意味し得る。図９は、本開示の方法２００の一実施形態を示すフロー図である。

図９で示されるように、方法２００は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）を、ツール９０（図４参照）上の複合材レイアップ７０（図４参照）、好ましくは、複合材レイアップ７０（図４参照）の表面７４（図４参照）、又は複合材レイアップ７０（図４参照）に隣接する除去可能材料７２（図４参照）、好ましくは、除去可能材料７２（図４参照）の表面７６（図４参照）のいずれかに付けて、熱変色性アセンブリ６４（図４、図６Ａ〜図６Ｅ参照）を形成するステップ２０２を含む。プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）を付けるステップ２０２は、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）を、複合材レイアップ７０（図４参照）に隣接する、ピールプライ７２ａ（図４、図６Ａ参照）、リリースフィルム７２ｂ（図４参照）、フッ化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）フィルム７２ｃ（図４参照）、又は当て板７２ｄ（図４参照）のうちの少なくとも１つを備えた除去可能材料７２（図４参照）に付けるステップを更に含む。

図９で示されるように、方法２００は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）を、複合材レイアップ７０（図４参照）、好ましくは、複合材レイアップ７０（図４参照）の表面７４（図４参照）、又は複合材レイアップ７０（図４参照）に隣接する除去可能材料７２（図４参照）、好ましくは、除去可能材料７２（図４参照）の表面７６（図４参照）のいずれかに付けるオプションのステップ２０４を更に含み得る。プローブの第１のシリーズ６６ａを付けるステップ２０２及びプローブの第２のシリーズ６６ｂを付けるオプションのステップ２０４は、噴霧すること、又は複合材レイアップ７０のプリプレグ樹脂７８の中へ混入させることのいずれかによって、熱変色性樹脂８０を形成すること、又は別の適切な適用方法を含み得る。

図９で示されるように、方法２００は、熱１１０（図４参照）を用いて熱変色性観察アセンブリ６４（図４、図６Ａ〜図６Ｅ参照）を硬化させ、複合材構造体２８（図４参照）を形成するステップ２０６を更に含む。硬化時間、硬化温度、及び硬化圧力は、複合材レイアップ７０の材料及び使用される樹脂系に依存する。

図９で示されるように、方法２００は、複合材構造体２８（図４参照）の製造、又は複合材構造体２８（図４参照）の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、複合材構造体２８（図４参照）の熱プロファイル６２（図４参照）をマッピングするために、光源１１２（図４、図８参照）を用いて、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、熱変色性材料６８（図４参照）内の色の変化１１４（図４参照）の開始を促し、複合材構造体２８（図４参照）の１以上の最高温度１１６（図４参照）を決定するステップ２０８を更に含む。

熱変色性材料６８（図４参照）を起動させるステップ２０８は、光源１１２（図４参照）を用いて、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、色の変化１１４（図４参照）の開始を促すこと、及び複合材構造体２８（図４参照）が計画通りの温度９５（図４参照）に戻った後で、１時間以上の間、除去可能材料７２（図４参照）における色の変化１１４（図４参照）を保持することを更に含む。

光源１１２（図４参照）を用いてプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させるステップ２０８は、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図４参照）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図４参照）、光学光源１１２ｃ（図４参照）、又は別の適切な光源を備えた光源１１２（図４参照）を用いて、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させることを更に含む。

図９で示されるように、方法２００は、光源１１２（図４、図８参照）を用いて、プローブの第２のシリーズ６６ｂの熱変色性材料６８を起動させるオプションのステップ２１０を更に含み得る。プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）は、好ましくは、複合材構造体２８（図４参照）の時間温度プロファイル１１８（図４参照）を提供するように構成される。

図９で更に示されるように、方法２００は、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させるステップ２０８の後で、又はプローブの第２のシリーズ６６ｂの熱変色性材料６８（図４参照）を起動させるオプションのステップ２１０の後で、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及びプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）の１以上の画像１２２（図４、図８参照）を、カメラ１２０（図４、図８参照）で記録するオプションのステップ２１２を更に含み得る。

図９で更に示されるように、方法２００は、除去可能材料７２（図４参照）が熱変色性観察アセンブリ６４（図４、図６Ａ〜図６Ｅ参照）内に存在するならば、１以上の画像１２２（図４、図８参照）をカメラ１２０（図４、図８参照）で記録するオプションのステップ２１２の後で、除去可能材料７２（図４参照）を除去するオプションのステップ２１４を更に含み得る。

図９で更に示されるように、方法２００は、ツール９０（図４参照）のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するオプションのステップ２１６を更に含み得る。ツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するオプションのステップ２１６は、好ましくは、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）を、ツール９０（図４参照）の表面９６（図４参照）に付けるステップ、及び光源１１２（図４参照）を用いて、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、ツール９０（図４参照）のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するステップを含む。ツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するオプションのステップ２１６は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）を、ツール９０（図４参照）の表面９６（図４参照）に付けるステップ、及び光源１１２（図４参照）を用いて、プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、ツール９０（図４参照）のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するステップを更に含み得る。

別の一実施形態では、図１０で示されるように、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の製造又は航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の熱プロファイル６２（図４参照）をマッピングする方法２５０が提供される。「少なくとも１つ」は、航空機の複合材部品２８ａの製造のみ、又は航空機の複合材部品２８ａの修理のみ、又は航空機の複合材部品２８ａの製造及び航空機の複合材部品２８ａ（図1参照）の修理の組み合わせを意味し得る。図１０は、本開示の方法２５０の別の一実施形態を示すフロー図である。

図１０で示されるように、方法２５０は、複合材レイアップ７０（図４参照）を受け入れるように構成された、又は複合材レイアップ７０（図４参照）に隣接する除去可能材料７２（図４参照）を伴った複合材レイアップ７０（図４参照）を受け入れるように構成された、ツール９０（図４参照）のツール熱プロファイル１３８（図４参照）を検証するステップ２５２を含む。

図１０で示されるように、方法２５０は、熱変色性材料６８（図４参照）を備えたプローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及び熱変色材料６８（図４参照）を備えたプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）を、ツール９０（図４参照）上の複合材レイアップ７０（図４参照）、好ましくは、複合材レイアップ７０（図４参照）の表面７４（図４参照）、又は複合材レイアップ７０（図４参照）に隣接する除去可能材料７２（図４参照）、好ましくは、除去可能材料７２（図４参照）の表面７６（図４参照）のいずれかに付けて、熱変色性アセンブリ６４（図４）を形成するステップ２５４を更に含む。

図１０で示されるように、方法２５０は、熱１１０（図４参照）を用いて熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）を硬化させ、航空機の複合材部品２８ａ（図1参照）を形成することを含んだ、熱変色性観察アセンブリ６４を処理するステップ２５６を更に含む。硬化時間、硬化温度、及び硬化圧力は、複合材レイアップ７０の材料及び使用される樹脂系に依存する。

図１０で示されるように、方法２５０は、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の製造又は修理のうちの少なくとも１つにおける硬化の間に、航空機の複合材部品２８ａ（図４参照）の熱プロファイル６２（図４参照）をマッピングするために、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図４参照）を用いて、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）を起動させ、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）内の色の変化１１４（図４参照）の開始を促し、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の１以上の最高温度１１６（図1参照）を決定するステップ２５８を更に含む。

図１０で示されるように、方法２５０は、光源１１２（図４参照）を用いて、プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８を起動させるステップ２６０を更に含み、プローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）が、航空機の複合材部品２８ａ（図１参照）の時間温度プロファイル１１８（図４参照）を提供するように構成される。

図１０で示されるように、方法２５０は、プローブの第１のシリーズ６６ａ（図４参照）及びプローブの第２のシリーズ６６ｂ（図４参照）の熱変色性材料６８（図４参照）の１以上の画像１２２（図８参照）を、カメラ１２０（図８参照）を用いて記録するステップ２６２を更に含む。図１０で示されるように、方法２５０は、熱変色性観察アセンブリ６４（図４参照）内に除去可能材料７２が存在するならば、除去可能材料７２（図４参照）を除去するステップ２６４を更に含む。

システム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）の開示された実施形態は、望ましい領域上の航空機の複合材部品２８ａ（図４参照）などの形態にある、複合材構造体２８（図４参照）の熱プロファイル６２（図４参照）を理解及び制御する必要性に対処する。更に、システム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）は、硬化プロセスの間に複合材構造体２８の熱プロファイル６２（図４参照）又は熱履歴をマッピングし、且つ、熱マッピング複合材製作プロセスを合理化する、システム１０及び方法２００、２５０を提供する。

更に、システム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）の開示された実施形態は、複合材構造体２８（図１参照）のための製造プロセスのみならず、複合材構造体２８（図１参照）のための修理プロセスにも適用される。更に、システム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）の開示された実施形態は、航空機の複合材部品２８ａなどの複合材構造体２８（図１、図４参照）、及びツール９０（図４参照）の設計を最適化する一方で、複合材構造体２８（図１、図４参照）を開発し製造する費用及び時間、並びに関連するツーリング及び硬化プロセスを低減させ得る。

更に、システム１０（図４参照）、方法２００（図９参照）、及び方法２５０（図１０参照）の開示された実施形態は、熱変色性材料６８（図４参照）を、ピールプライ７２ａ、リリースフィルム７２ｂ（図４参照）、ＦＥＰフィルム７２ｃ（図４参照）、又は当て板７２ｄ（図４参照）などの、除去可能材料７２に付け得る。更に、熱変色性材料６８（図４参照）は、開発途上の部品９２（図４参照）に直接的に付けられ、温度プロファイル９４（図４参照）を素早く決定し、ツール９０（図４参照）の設計をガイドし得る。更に、熱変色性材料６８（図４参照）は、レイアップのために使用されるツール９０の表面９６（図４参照）に直接的に付けられ、開発及び製造の間にツールの熱を検証し得る。熱変色性材料６８（図４参照）は、インプロセスモニタリング及び硬化サイクルの検証のために、航空機の複合材部品２８ａ（図１、図４参照）の領域の外側にも付けられ得る。

図１１は、本開示の熱変色性観察アセンブリ３００の別の一実施形態を示す機能箱図表である。図１２は、本開示のシステム３５０の別の一実施形態を示す機能箱図表であり、システム３５０が、熱変色性観察アセンブリ３００を含む。

一実施形態では、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニタリングするための熱変色性観察アセンブリ３００（図１１、図１２参照）が提供される。好ましくは、複合材構造体３２８（図１、図１２）が、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）を備える。

今度は図１１を参照すると、熱変色性観察アセンブリ３００は、ポリマー材料３１０、及びポリマー材料３１０の中へ混入され熱変色性プローブ混合物３２０を形成する１以上の熱変色性プローブ３０６を備える。好ましくは、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、ポリマー材料３１０（図１１参照）の中へ混入される。一実施形態では、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、熱変色性プローブの第１のシリーズ３０６ａ（図１６Ａ参照）及び熱変色性プローブの第２のシリーズ３０６ｂ（図１６Ａ参照）を備え得る。

図１１で示されるように、ポリマー材料３１０は、好ましくは、液体ＰＳＡ３１２ａ、アクリル、ブチルゴム、エチレン酢酸ビニル、ニトリル、天然ゴム、シリコーンゴム、ホットメルト接着剤、スチレンブロック共重合体、若しくは他の適切なＰＳＡを含んだ、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２、シリコーン樹脂３１４ａ、若しくは他の適切な樹脂材料を含んだ、樹脂材料３１４、ポリイミド３１６ａ、若しくは他の適切な基本高分子（ｂａｓｅ ｐｏｌｙｍｅｒ）を含んだ、基本高分子３１６、エポキシ塗料３１８ａ、エナメル塗料３１８ｂ、若しくは他の適切な塗料を含んだ、ポリマー塗料３１８、又は他の適切なポリマー材料３１０のうちの１以上を含む。

「１以上のポリマー材料３１０（図１１参照）」は、（ａ）感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）のみ、樹脂材料３１４（図１１参照）のみ、基本高分子３１６（図１１参照）のみ、ポリマー塗料３１６（図１１参照）のみ、若しくは別の適切なポリマー材料３１０（図１１参照）のみ、又は（ｂ）感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）、樹脂材料３１４（図１１参照）、基本高分子３１６（図１１参照）、ポリマー塗料３１６（図１１参照）、若しくは別の適切なポリマー材料３１０（図１１参照）の任意の組み合わせのいずれかを意味し得る。

１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）は、好ましくは、例えば、華氏−４５０度（華氏マイナス四百五十度）から華氏８００度（華氏八百度）までの温度範囲内に含まれる温度などの、１以上の温度３３２（図１２参照）を感知するように構成される。より好ましくは、１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、例えば、華氏−７０度（華氏マイナス七十度）から華氏５００度（華氏五百度）までの温度範囲内に含まれる温度などの、１以上の温度３３２（図１２参照）を感知するように構成される。より好ましくは、１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、例えば、華氏２５０度（華氏二百五十度）から華氏３２０度（華氏三百二十度）までの温度範囲内に含まれる高温度などの、１以上の温度３３２（図１２参照）を感知するように構成される。特に、１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）は、熱環境３２６（図１２参照）内の温度３３２（図１２参照）及び熱状態３３６を感知するように構成される。好ましくは、１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１、図１２参照）が、高熱状態３３６ａ（図１２参照）を有する熱環境３２６（図１２参照）内の１以上の温度３３２（図１２参照）を感知するように選択される。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）の１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）は、熱変色材料６８（図１１参照）を備える。上で議論されたように、熱変色性材料６８（図４、図１１参照）は、特定の熱範囲又は時間温度範囲において起動するように調整された、熱変色性プローブ又はダイを備え得る。熱変色性材料６８（図１１参照）が、高熱状態３３６ａ（図１２参照）を有する高い熱状態３３６（図１２参照）である温度３３２（図１２参照）などの、それが調整されたところの温度３３２（図１２参照）に晒されることによって起動されたときに、プローブ又はダイは、発光シフトを経験し、晒された熱変色性プローブ３０６ｃ（図１１参照）が、結果として得られる。以下で更に詳細に議論されるように、適切な波長の光源１１２（図１２参照）によって発光されたときに、熱変色性材料６８（図１１参照）における発光シフトは、目で見ることができ、色の変化３６４（図１１参照）又は色３５８（図１２参照）における明度の変化３６５（図１２参照）としてそれら自身を明示する。

図１１で示されるように、熱変色性観察アセンブリ３００は、好ましくは、熱変色性アップリケ３０２又は熱変色性塗料３０４の形態にあり得る。しかしながら、熱変色性観察アセンブリ３００は、別の適切な形態にもあり得る。

熱変色性アップリケ３０２ａ（図１３参照）などの熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）の一実施形態では、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）が、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）に付けられ、それによって、熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）の形態にある熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を形成する。例えば、図１３で示されるように、以下で更に詳細に議論されるように、本実施形態では、１以上の熱変色性プローブ３０６が、液体ＰＳＡ３１２ａ（図１１参照）などの感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２を備えたポリマー材料３１０の中へ混入され、熱変色性プローブ混合物３２０を形成する。熱変色性プローブ混合物３２０（図１１も参照）の連続層３３８（図１１参照）は、噴霧若しくは塗布、又は別の適切な適用プロセスなどによって、透明ポリマーフィルム３２２（図１１も参照）の第１の側３２４ａ上に付けられ得る。

熱変色性アップリケ３０２ｂ（図１４参照）などの熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）の別の一実施形態では、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）が、そこに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）を有する透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）へと形成され、それによって、熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）の形態にある熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を形成する。例えば、図１４で示されるように、以下で更に詳細に議論されるように、本実施形態では、１以上の熱変色性プローブ３０６が、ポリイミド３１６ａ（図１１参照）などの基本高分子３１６を備えたポリマー材料３１０の中へ混入され、熱変色性プローブ混合物３２０を形成する。熱変色性プローブ混合物３２０（図１１、図１４参照）は、好ましくは、押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃ（図１１、図１４参照）又は成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）のいずれかに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１、図１４参照）を有する押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃ（図１１、図１４参照）又は成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）のいずれかへと形成される。

透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、好ましくは、華氏−４５０度（華氏マイナス四百五十度）から華氏８００度（華氏八百度）までの温度などの、幅広い温度の範囲わたり安定を維持する。更に好ましくは、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、華氏−７０度（華氏マイナス七十度）から華氏５００度（華氏五百度）までの温度範囲内の温度で安定を維持する。

熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）の透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、好ましくは、ポリイミドフィルム３２２ｂ（図１１参照）、例えば、ポリ（４、４’‐オキシジフェニレン‐ピロメリトイミド）（すなわち、ＫＡＰＴＯＮ）（ＫＡＰＴＯＮは、デラウェア州ウィルミントンのＥ．Ｉ．Ｄｕ Ｐｏｎｔ Ｄｅ Ｎｅｍｏｕｒｓ ａｎｄ Ｃｏｍｐａｎｙの登録商標である）などの、高温フィルム３２２ａ（図１１参照）である。好ましくは、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、華氏２００度（華氏二百度）から華氏８００度（華氏八百度）までの温度範囲内の高温で安定である、高温フィルム３２２ａ（図１１参照）である。より好ましくは、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、華氏２００度（華氏二百度）から華氏５００度（華氏五百度）までの温度範囲内の高温で安定である、高温フィルム３２２ａ（図１１参照）である。最も好ましくは、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）は、華氏２５０度（華氏二百五十度）から華氏３２０度（華氏三百二十度）までの温度範囲内の高温で安定である、高温フィルム３２２ａ（図１１参照）である。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）が熱変色性塗料３０４（図１１参照）の形態にある実施形態では、１以上の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、好ましくは、エポキシ塗料３１８ａ（図１１参照）、エナメル塗料３１８ｂ（図１１参照）、又は別の適切なポリマー塗料３１８などの、ポリマー塗料３１８（図１１参照）を備えたポリマー材料３１０（図１１参照）の中へ混入され、熱変色性プローブ混合物３２０を形成する。熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）は、好ましくは、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の表面３３０（図１２参照）に直接的に且つ連続的に付けられ、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニターするように構成される。熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）は、ポリマー塗料３１８の中へ混入された１以上の熱変色性プローブ３０６から形成される。

熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）及び熱変色性塗料３０４（図１１参照）は、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の表面３３０（図１２参照）に直接的に且つ連続的に付けられ、複合材構造体３２８（図１２参照）の覆われた表面３３０ａ（図１２参照）を形成するように構成される。熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）及び熱変色性塗料３０４（図１１参照）は、複合材構造体３２８（図１２参照）の晒された表面３３０ｂ（図１２参照）が、熱環境３２６（図１２参照）に晒された、特に、熱環境３２６（図１２参照）の高熱状態３３６ａ（図１２参照）に晒された、１以上の温度３３２（図１２参照）及び１以上の時３３４（図１２参照）を検出することによって、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニターするように更に構成される。

今度は図１２を参照すると、別の一実施形態では、複合材構造体３２８の熱環境３２６をモニターして、複合材構造体３２８の設計３２９の最適化を促進するシステム３５０が提供される。好ましくは、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）が、航空機１２ａ（図１、図１２参照）などの輸送体１１（図１２参照）に連結され又は輸送体内に収容される。好ましくは、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）は、例えば、スラストリバーサー３２８ｃ（図１２参照）などの、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）、若しくは別の適切な航空機の複合材構造体３２８ａなどの、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）、又は別の適切な複合材構造体３２８を備える。

使用の際に、例えば、スラストリバーサー３２８ｃ（図１２参照）などの、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）などの、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）は、典型的には、高熱状態３３６ａ（図１２参照）及び非常に高い温度３３２（図１２参照）に晒され、好ましくは、断熱ブランケット又は他の適切な断熱装置若しくは手段などの形態にある、耐熱保護システム（ＴＰＳ）３５２（図１２参照）を伴って使用される。例えば、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）などの、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）上での熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４（図１２参照）の使用は、ＴＰＳ３５２（図１２参照）が適正に又は望ましく機能していない可能性がある、ＴＰＳ３５２（図１２参照）の１以上の局所領域３５４（図１２参照）を見つけることを容易にし又は可能にする。そのような知識が、その後、使用されて、よりロバストなＴＰＳ３５２（図１２参照）を生み出し得る。

図１２で示されるように、システム３５０は、上で詳細に議論されたように、熱変色性観察アセンブリ３００を備える。熱変色性観察アセンブリ３００（図１１、図１２参照）は、熱変色性アップリケ３０２（図１１、図１２参照）、熱変色性塗料３０４（図１１、図１２参照）、又は別の適切な熱変色性の形態又はコーティングを備える。熱変色性アップリケ３０２（図１１、図１２参照）及び熱変色性塗料３０４（図１１、図１２参照）の各々は、ポリマー材料３１０（図１１参照）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を備える。

上で議論されたように、ポリマー材料３１０（図１１参照）は、好ましくは、液体ＰＳＡ３１２ａ（図１１参照）、アクリル、ブチルゴム、エチレン酢酸ビニル、ニトリル、天然ゴム、シリコーンゴム、ホットメルト接着剤、スチレンブロック共重合体、若しくは他の適切なＰＳＡを含んだ、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）、シリコーン樹脂３１４ａ（図１１参照）、若しくは他の適切な樹脂材料を含んだ、樹脂材料３１４（図１１参照）、ポリイミド３１６ａ（図１１参照）、若しくは他の適切な基本高分子を含んだ、基本高分子３１６（図１１参照）、エポキシ塗料３１８ａ（図１１参照）、エナメル塗料３１８ｂ（図１１参照）、若しくは他の適切な塗料を含んだ、ポリマー塗料（図１１参照）、又は別の適切なポリマー材料３１０のうちの１以上を含む。

一実施形態では、熱変色性アップリケ３０２ａ（図１３参照）などの形態にある、熱変色性アップリケ３０２（図１１〜図１３）は、透明ポリマーフィルム３２２（図１１、図１３参照）の第１の側３２４ａ（図１３参照）上に連続層３３８（図１１参照）として付けられた、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）を形成するための、液体ＰＳＡ３１２ａ（図１１参照）などのＰＳＡ３１２（図１１参照）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を備える。

別の一実施形態では、熱変色性アップリケ３０２ｂ（図１４参照）などの形態にある、熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）は、押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃ（図１１、図１４参照）、成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）、又は別のタイプの透明ポリマーフィルム３２２へと形成される熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）を形成するための、ポリイミド３１６ａ（図１１参照）などの基本高分子３１６（図１１参照）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を備える。感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１、図１４参照）は、好ましくは、押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃ（図１１、図１４参照）の一方の側に、成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）の一方の側に、又は別のタイプの透明ポリマーフィルム３２２の一方の側に付けられる。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１〜図１３参照）は、好ましくは、複合材構造体３２８（図１１〜図１３参照）の表面３３０（図１１〜図１３参照）に付けられ、覆われた表面３３０ａ（図１１〜図１３参照）を得る。覆われた表面３３０ａ（図１１〜図１３参照）は、好ましくは、熱環境３２６（図１２参照）内又は試験環境３４３（図１２参照）内で実行される１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、熱状態３３６（図１２参照）に晒され、１以上の最高温度位置３６２（図１１〜図１３参照）を有する晒された表面３３０ｂ（図１１〜図１３参照）を得る。図１２で示されるように、１以上の試験３４２は、飛行試験３４４、地上試験３４６、運航中のモニタリング３４８、又は航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８上で実行される別の適切な試験を含み得る。覆われた表面３３０ａ（図１２参照）及び晒された表面３３０ｂ（図１２参照）は、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１２参照）、例えば、スラストリバーサー３２８ｃ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の内側壁面３３０ｃ（図１２参照）を備え得る。

図１２で示されるように、システム３５０は、覆われた表面３３０ａ及び晒された表面３３０ｂの複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を発光させるように設定された光源１１２を更に備える。複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）は、好ましくは、熱環境３２６（図１２参照）内の１以上の温度３３２（図１２参照）、複合材構造体３２８（図１２参照）の晒された表面３３０ｂ（図１２参照）が、熱環境３２６（図１２参照）に晒された、特に、熱環境３２６（図１２参照）の高熱状態３３６ａ（図１２参照）に晒された１以上の時３３４（図１２参照）を感知するように選択される。

図１２で示されるように、光源１１２は、好ましくは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ、光学光源１１２ｃ、又は別の適切な光源１１２のうちの少なくとも１つを備える。「少なくとも１つ」は、（ａ）紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図１２参照）のみ、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図１２参照）のみ、光学光源１１２ｃ（図１２参照）のみ、若しくは別の適切な光源１１２のみ、又は（ｂ）紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図１２参照）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図１２参照）、光学光源１１２ｃ（図１２参照）、及び／又は別の適切な光源１１２の任意の組み合わせのいずれかを意味する。

覆われた表面３３０ａ（図１２参照）又は晒された表面３３０ｂ（図１２参照）は、好ましくは、光源１１２（図１２参照）の近傍に配置され、それによって、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１、図１２参照）の熱変色性材料６８（図１参照）が、起動され且つ発光され得る。光源１１２（図１２参照）は、紫外線（ＵＶ）の光の範囲（例えば、４００ｎｍ（ナノメートル）から１００ｎｍ（ナノメートル）までの波長を有する電磁放射線を有する紫外線（ＵＶ）の光）などにおける、又は赤外線（ＩＲ）の光の範囲（例えば、７００ｎｍ（ナノメートル）から１ｍｍ（ミリメートル）までの波長を有する電磁放射線を有する赤外線（ＩＲ）の光）などにおける、予め選択された波長、又は別の適切な予め選択された波長の光の照明１１３（図１３、図１４、図１７参照）を用いて、熱変色性材料６８（図１１参照）を発光させる。

光源１１２（図１２参照）は、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）の熱変色性材料６８（図１１参照）を起動させて、熱変色性材料６８（図１１参照）内の色の変化３６４（図１２参照）の開始を促すように設定される。熱変色性材料６８（図１１参照）内の色の変化３６４（図１２参照）は、好ましくは、試験環境３４３（図１２参照）及び熱環境３２６（図１２参照）内の１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、複合材構造体３２８（図１２参照）の時間温度履歴３４０（図１２参照）をマッピングするために、複合材構造体３２８（図１２参照）上の１以上の最高温度位置３６２（図１２参照）を決定するように使用される。色の変化３６４（図１２参照）は、複合材構造体３２８（図１２参照）が、望ましい範囲の値の外側の温度３３２（図１２参照）に晒されていたことを示し得る。したがって、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）の熱変色性材料６８（図１２参照）は、複合材構造体３２８（図１２参照）の適切さを評価するために使用され得る、範囲外の温度３３２（図１２参照）を示す「観察者」として働く。

図１２で示されるように、システム３５０は、撮像装置３６６を更に備える。撮像装置３６６（図１２参照）は、光源１１２（図１２参照）の適用後に、覆われた表面３３０ａ（図１２参照）の１以上の画像３６８（図１２参照）、及び晒された表面３３０ｂ（図１２参照）の１以上の画像３６８（図１２参照）を、撮像及び記録するように設定される。図１２で更に示されるように、撮像装置３６６は、好ましくは、デジタルカメラ３６６ａを含んだカメラ１２０、分光光度計３６６ｂ、又は別の適切な撮像装置３６６のうちの少なくとも１つを備える。「少なくとも１つ」は、（ａ）カメラ１２０（図１２参照）のみ、分光光度計３６６ｂのみ、若しくは別の適切な撮像装置３６６のみ、又は（ｂ）カメラ１２０（図１２参照）、分光光度計３６６ｂ、及び／若しくは別の適切な撮像装置３６６の任意の組み合わせのいずれかを意味する。

図１２で示されるように、システム３５０は、１以上の基準色３５８ａ及び１以上の基準明度３５９ａを備えた基準マップ３５６を更に備える。基準マップ３５６（図１２参照）は、好ましくは、光源１１２（図１２参照）を覆われた表面３３０ａ（図１２参照）に適用すること、及び撮像装置３６６（図１２参照）を用いて、覆われた表面３３０ａ（図１２参照）を撮像及び記録することによって得られる。撮像装置３６６（図１２参照）は、光源１１２（図１２参照）の適用後に、覆われた表面３３０ａ（図１２参照）の１以上の基準マップ画像３６８ａ（図１２参照）などの、１以上の画像３６８（図１２参照）を撮像及び記録するように設定される。

図１２で示されるように、システム３５０は、１以上の熱マップ３６０を更に備える。１以上の熱マップ３６０（図１２参照）の各々は、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）などの１以上の色３５８（図１２参照）、及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）などの１以上の明度３５９（図１２参照）を備える。１以上の熱マップ３６０（図１２参照）の各々は、好ましくは、光源１１２（図１２参照）を、熱変色性観察アセンブリ３００（図１２参照）で覆われた複合材構造体３２８（図１２参照）の晒された表面３３０ｂ（図１２参照）に適用すること、及び撮像装置３６６（図１２参照）を用いて晒された表面３３０ｂを撮像することによって得られる。撮像装置３６６（図１２参照）は、光源１１２（図１２参照）の適用後に、晒された表面３３０ｂ（図１２参照）の１以上の熱マップ画像３６８ｂ（図１２参照）などの、１以上の画像３６８（図１２参照）を撮像及び記録するように設定される。

図１２で示されるように、システム３５０は、１以上の晒された色３５８ｂと１以上の基準色３５８ａとの間の色の変化３６４を比較することによって、及び１以上の晒された明度３５９ｂと１以上の基準明度３５９ａとの間の明度の変化３６５を比較することによって得られる、複合材構造体３２８の時間温度履歴３４０を更に備える。１以上の晒された色３５８ｂと１以上の基準色３５８ａとの間の色の変化３６４における比較、及び１以上の晒された明度３５９ｂと１以上の基準明度３５９ａとの間の明度の変化３６５における比較は、既知の画像解析コンピュータソフトウェア若しくはプログラムを使用して、又は人間の解析によって比較され得る。色の変化３６４（図１２参照）及び明度の変化３６５（図１２参照）は、好ましくは、複合材構造体３２８（図１２参照）、好ましくは、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）、例えば、スラストリバーサー３２８ｃ（図２１参照）、特に、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）などの形態にある、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）上の、温度時間履歴３４０（図１２参照）を直接的に相互に関連付ける。そのような色の変化３６４（図１２参照）及び明度の変化３６５（図１２参照）は、好ましくは、既知の画像解析コンピュータソフトウェア若しくはプログラム、又は人間の解析によって解析され得る、１以上の熱マップ３６０（図１２参照）になり得る。結果は、好ましくは、耐熱保護システム（ＴＰＳ）３５２（図１２参照）の最適な設計を生み出すために、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）又は断熱などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の設計３２９（図１２参照）を改良及び／又は検証するように使用される。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１、図１２参照）は、熱環境３２６（図１２参照）をモニターし、飛行試験３４４（図１２参照）、地上試験３４６（図１２参照）、運航中のモニタリング３４８（図１２参照）、又は航空機の複合材構造体３２８ａ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の別の適切な試験などの、１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、高熱状態３３６ａ（図１２参照）に晒される、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の温度時間履歴３４０（図１２参照）をマッピングする。

図１２で示されるように、１以上の画像３６８をメモリに記憶するために使用され得るコンピュータ１３２を更に備える。撮像装置３６６（図１２参照）によって記録された１以上の画像３６８（図１２参照）に基づいて、コンピュータ１３２（図１２参照）は、熱環境３２６（図１２参照）の、温度３３２（図１２参照）などの、処理パラメータを調整し得る、処理コントローラ１３４（図１２参照）に情報を提供し得る。

図１３は、本開示の、システム３５０ａなどの形態にある、システム３５０の一実施形態における、熱変色性アップリケ３０２ａなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２などの、熱変色性観察アセンブリ３００を作り且つ使用する一実施形態の概略図の図表示である。システム３５０ａなどの形態にある、システム３５０は、熱変色性アップリケ３０２ａの形態にある、熱変色性アップリケ３０２などの、熱変色性観察アセンブリ３００を含み、両者は、複合材構造体３２８（図１２参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニターするために使用される。

図１３で示されるように、プローブ／ＰＳＡ混合作動３７０において、１以上の熱変色性プローブ３０６は、先ず混合容器３０８内で、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２などの形態にある、ポリマー材料３１０と混合され、ＰＳＡ３１２を熱変色性にする。次に、図１３で更に示されるように、プローブ混合物形成作動３７２において、１以上の熱変色性プローブ３０６が、混合容器３０８内で感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２などの形態にあるポリマー材料３０６と十分に混合された後で、熱変色性プローブ混合物３２０が形成される。

次に、図１３で更に示されるように、熱変色性アップリケ形成作動３７４において、熱変色性プローブ混合物３２０を透明なポリマーフィルム３２２に付け、熱変色性アップリケ３０２ａなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２を形成する。透明ポリマーフィルム３２２（図１３参照）は、好ましくは、高温フィルム３２２ａ（図１３参照）を備え、第１の側３２４ａ（図１３参照）及び第２の側３２４ｂ（図１３参照）を有する。図１３の熱変色性アップリケ形成作動３７４で示されるように、１以上の熱変色性プローブ３０６及び感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２を備えた、熱変色性プローブ混合物３２０は、透明ポリマーフィルム３２２の第１の側３２４ａ上に噴霧され、熱変色性アップリケ３０２ａなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２を形成し得る。

次に、図１３で更に示されるように、熱変色性アップリケ適用作動３７６ａにおいて、熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００は、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８に付けられ、熱変色性コーティングされた構造体３３１を得る。熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００は、複合材構造体３２８の表面３３０上に及び表面３３０に対して、直接的に且つ連続的に付けられ、覆われた表面３３０ａを得る。

次に、図１３で更に示されるように、基準マップ作動３７８ａにおいて、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａなどの光源１１２は、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８の覆われた表面３３０ａに照明１１３を適用し、熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００の、複数の熱変色性プローブ３０６（プローブ／ＰＳＡ混合作動３７０参照）を発光させ、基準マップ３５６を得る。基準マップ３５６（図１２、図１３参照）は、１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）を含む。

基準マップ作動３７８ａ（図１３参照）では、基準マップ３５６（図１３参照）の、１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）の、基準マップ画像３６８ａ（図１３参照）などの、画像３６８（図１３参照）が、デジタルカメラ３６６ａ（図１３参照）などの形態にある、撮像装置３６６（図１３参照）を用いて、撮像及び記録される。好ましくは、基準マップ３５６（図１２、図１３参照）の１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）が、撮像装置３６６（図１３参照）を使用して撮像される。画像３６８（図１３参照）は、その後、コンピュータ１３２（図１２参照）又は別の適切な記憶装置若しくは媒体内に記憶される。

次に、図１３で更に示されるように、熱環境露出作動３８０ａでは、航空機の複合材構造体３２８ａなどの形態にある、複合材構造体３２８の覆われた表面３３０ａが、１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、熱環境３２６（図１２参照）内の高熱状態３３６ａなどの熱状態３３６に晒され、１以上の最高温度位置３６２を有する晒された表面３３０ｂを得る。熱変色性アップリケ３０２（図１３参照）などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００（図１３参照）は、熱環境３２６（図１２参照）をモニターする。

次に、図１３で更に示されるように、熱マップ作動３８２ａでは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａなどの光源１１２が、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８上の１以上の最高温度位置３６２を有する晒された表面３３０ｂに、照明１１３を適用する。光源１１２（図１３参照）は、熱変色性アップリケ３０２（図１３参照）などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００（図１３参照）の複数の晒された熱変色性プローブ３０６ｃ（図１１参照）を発光させ、熱マップ３６０（図１３参照）を得る。熱マップ３６０（図１２、図１３参照）は、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）を含む。

熱マップ作動３８２ａ（図１３参照）では、熱マップ３６０（図１３参照）の、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）の、熱マップ画像３６８ｂ（図１３参照）などの、画像３６８（図１３参照）が、デジタルカメラ３６６ａ（図１３参照）などの形態にある、撮像装置３６６（図１３参照）を用いて、撮像及び記録される。好ましくは、熱マップ３６０（図１２、図１３参照）の１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）の画像３６８（図１３参照）が、撮像装置３６６（図１３参照）を使用して撮像される。画像３６８（図１３参照）は、その後、コンピュータ１３２（図１２参照）又は別の適切な記憶装置若しくは媒体内に記憶される。

次に、図１３で更に示されるように、解析作動３８４ａでは、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）と１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）との間の色の変化３６４（図１２参照）、及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）と１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）との間の明度の変化３６５（図１２参照）が比較され、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１３参照）などの、複合材構造体３２８の時間温度履歴３４０（図１２参照）を得る。時間温度履歴３４０（図１２参照）は、好ましくは、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１３参照）などの、複合材構造体３２８（図１３参照）の設計３２９（図１２参照）の最適化を促進するために使用される。

図１４は、本開示の、システム３５０ｂなどの形態にある、システム３５０の実施形態における、熱変色性アップリケ３０２ｂのなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２などの、熱変色性観察アセンブリ３００を作り且つ使用する別の一実施形態の概略図の図表示である。システム３５０ｂなどの形態にある、システム３５０は、熱変色性アップリケ３０２ｂの形態にある、熱変色性アップリケ３０２などの、熱変色性観察アセンブリ３００を含み、両者は、複合材構造体３２８（図１２、図１４参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニターするために使用される。

図１４で示されるように、プローブ／基本高分子作動３８６では、１以上の熱変色性プローブ３０６が、先ず混合容器３０８内で、基本高分子３１６などの形態にあるポリマー材料３１０と混合され、基本高分子３１６を熱変色性にする。次に、図１４で更に示されるように、プローブ混合物形成作動３８８では、１以上の熱変色性プローブ３０６が、混合容器３０８内で基本高分子３１６などの形態にあるポリマー材料３１０と十分に混合された後で、熱変色性プローブ混合物３２０が形成される。

次に、図１４で更に示されるように、フィルム形成作動３９０では、熱変色性プローブ混合物３２０が、透明ポリマーフィルム３２２へ押し出し又は成型される。図１４は、既知の押し出しプロセスを介して形成された押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃを備えた、透明ポリマーフィルム３２２を示している。代替的に、透明ポリマーフィルム３２２は、既知の成型プロセスを介して形成された成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）、又は既知のフィルム形成プロセスを介して形成された別の適切な透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）を備える。

次に、図１４で更に示されるように、ＰＳＡ適用及び熱変色性アップリケ形成作動３９２では、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２が、透明ポリマーフィルム３２２の一方の側に付けられ、熱変色性アップリケ３０２ｂなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２を形成する。

次に、図１４で更に示されるように、熱変色性アップリケ適用作動３７６ｂでは、熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００が、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８に付けられ、熱変色性コーティングされた構造体３３１を得る。熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００は、複合材構造体３２８の表面３３０上に及び表面３３０に対して、直接的に且つ連続的に付けられ、覆われた表面３３０ａを得る。

次に、図１４で更に示されるように、基準マップ作動３７８ｂでは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａなどの光源１１２が、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８の覆われた表面３３０ａに照明１１３を適用し、熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００の、複数の熱変色性プローブ３０６（プローブ／基本高分子混合作動３８６参照）を発光させ、基準マップ３５６を得る。基準マップ３５６（図１２、図１４参照）は、１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）を含む。

基準マップ作動３７８ｂ（図１４参照）では、基準マップ３５６（図１４参照）の、１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）の、基準マップ画像３６８ａ（図１４参照）などの、画像３６８（図１４参照）が、デジタルカメラ３６６ａ（図１４参照）などの形態にある、撮像装置３６６（図14参照）を用いて、撮像及び記録される。好ましくは、基準マップ３５６（図１２、図１４参照）の１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）の画像３６８（図１４参照）が、撮像装置３６６（図１４参照）を使用して撮像される。画像３６８（図１４参照）は、その後、コンピュータ１３２（図１２参照）又は別の適切な記憶装置若しくは媒体内に記憶される。

次に、図１４で更に示されるように、熱環境露出作動３８０ｂでは、航空機の複合材構造体３２８ａなどの形態にある、複合材構造体３２８の覆われた表面３３０ａが、１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、熱環境３２６（図１２参照）内の高熱状態３３６ａなどの熱状態３３６に晒され、１以上の最高温度位置３６２を有する晒された表面３３０ｂを得る。熱変色性アップリケ３０２（図１４参照）などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００（図１４参照）は、熱環境３２６（図１２参照）をモニターする。

次に、図１４で更に示されるように、熱マップ作動３８２ｂでは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａなどの光源１１２が、航空機の複合材構造体３２８ａなどの複合材構造体３２８上の１以上の最高温度位置３６２を有する晒された表面３３０ｂに、照明１１３を適用する。光源１１２（図１４参照）は、熱変色性アップリケ３０２（図１４参照）などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００（図１４参照）の複数の晒された熱変色性プローブ３０６ｃ（図１１参照）を発光させ、熱マップ３６０（図１４参照）を得る。熱マップ３６０（図１２、図１３参照）は、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）を含む。

熱マップ作動３８２ｂ（図１４）では、熱マップ３６０（図１４参照）の、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）の、熱マップ画像３６８ｂ（図１４参照）などの、画像３６８（図１４参照）が、デジタルカメラ３６６ａ（図１４参照）などの形態にある、撮像装置３６６（図１４参照）を用いて、撮像及び記録される。好ましくは、熱マップ３６０（図１２、図１４参照）の１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）の画像３６８（図１４参照）が、撮像装置３６６（図１４参照）を使用して撮像される。画像３６８（図１４参照）は、その後、コンピュータ１３２（図１２参照）又は別の適切な記憶装置若しくは媒体内に記憶される。

次に、図１４で更に示されるように、解析作動３８４ｂでは、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）と１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）との間の色の変化３６４（図１２参照）、及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）と１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）との間の明度の変化３６５（図１２参照）が比較され、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１４参照）などの、複合材構造体３２８の時間温度履歴３４０（図１２参照）を得る。時間温度履歴３４０（図１２参照）は、好ましくは、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１４参照）などの、複合材構造体３２８（図１４参照）の設計３２９（図１２参照）の最適化を促進するために使用される。

図１５は、航空機の複合材構造体３２８ａなどの、複合材構造体３２８上に噴霧された熱変色性塗料３０４の概略図の図表示である。図１５で示されるように、１以上の熱変色性プローブ３０６及びポリマー塗料３１８などの形態にあるポリマー材料３１０は、混合容器３０８内で一緒に混合され、熱変色性塗料３０４の形態にある熱変色性プローブ混合物３２０を形成する。熱変色性塗料３０４（図１５参照）の形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０（図１５参照）は、その後、噴霧装置８２（図１５参照）又は別の適切な適用装置に供給及び移送され、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１５参照）などの、複合材構造体３２８（図１５参照）の表面３３０（図１５参照）上に噴霧され又は直接的に付けられ、熱変色性塗料コーティング３０５（図１５参照）及び熱変色性コーティングされた構造体３３１（図１５参照）を形成する。

図１６Ａは、熱変色性プローブの第１のシリーズ３０６ａ及び熱変色性プローブの第２のシリーズ３０６ｂから形成された、熱変色性アップリケ３０２ａなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２の概略図の図表示である。図１６Ａで示されるように、複数の熱変色性プローブ３０６の熱変色性プローブの第１のシリーズ３０６ａ、及び、例えば、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２又は樹脂材料３１４などの形態にあるポリマー材料３１０は、第１の混合容器３０８ａ内で一緒に混合され、第１の熱変色性プローブ混合物３２０ａの形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０の第１の供給源８６を形成する。図１６Ａで更に示されるように、複数の熱変色性プローブ３０６の熱変色性プローブの第２のシリーズ３０６ｂ、及び、例えば、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２又は樹脂材料３１４などの形態にあるポリマー材料３１０は、第２の混合容器３０８ｂ内で一緒に混合され、第２の熱変色性プローブ混合物３２０ｂの形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０の第２の供給源８８を形成する。

熱変色性プローブ混合物３２０ａ（図１６Ａ参照）の第１の供給源８６（図１６Ａ参照）及び熱変色性プローブ混合物３２０ｂ（図１６Ａ参照）の第２の供給源８８（図１６Ａ参照）は、その後、噴霧装置８２（図１６Ａ参照）又は別の適切な適用装置へ供給及び移送され、一緒に混合され得る。熱変色性プローブ混合物３２０（図１６Ａ参照）は、透明ポリマーフィルム３２２（図１６Ａ参照）の第１の側３２４ａ（図１６Ａ参照）上に噴霧され又は直接的に付けられ、熱変色性アップリケ３０２ａ（図１６Ａ参照）のなどの形態にある、熱変色性アップリケ３０２（図１６Ａ参照）を形成する。図１６Ａで示されるように、高温フィルム３２２ａなどの形態にある透明ポリマーフィルム３２２は、ローラー装置８３に取り付けられたロール内に形成され、噴霧装置８２に向かって方向（ｄ１）へロールされ得る。熱変色性プローブ混合物３２０（図１６Ａ参照）でコーティングされた透明ポリマーフィルム３２２（図１６Ａ参照）は、除去可能なように、したがって、熱変色性コーティングされた除去可能材料７３（図１６Ａ参照）を形成するように構成され得る。

図１６Ｂは、熱変色性プローブの第１のシリーズ３０６ａ及び熱変色性プローブの第２のシリーズ３０６ｂから形成された熱変色性塗料３０４の概略図の図表示である。図１６Ｂで示されるように、複数の熱変色性プローブ３０６のうちの熱変色性プローブの第１のシリーズ３０６ａ、及び、例えば、ポリマー塗料３１８などの形態にあるポリマー材料３１０は、第１の混合容器３０８ａ内で一緒に混合され、第１の熱変色性プローブ混合物３２０ａの形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０の第１の供給源８６を形成する。図１６Ｂで更に示されるように、複数の熱変色性プローブ３０６のうちの熱変色性プローブの第２のシリーズ３０６ｂ、及び、例えば、ポリマー塗料３１８などの形態にあるポリマー材料３１０は、第２の混合容器３０８ｂ内で一緒に混合され、第２の熱変色性プローブ混合物３２０ｂの形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０の第２の供給源８８を形成する。

熱変色性プローブ混合物３２０ａ（図１６Ｂ参照）の第１の供給源８６（図１６Ｂ参照）及び熱変色性プローブ混合物３２０ｂ（図１６Ｂ参照）の第２の供給源８８（図１６Ｂ参照）は、その後、噴霧装置８２（図１６Ｂ参照）又は別の適切な適用装置へ供給及び移送され、一緒に混合され得る。熱変色性塗料混合物３０４ａ（図１６Ｂ参照）などの形態にある、熱変色性プローブ混合物３２０（図１６Ｂ参照）は、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１６Ｂ参照）などの、複合材構造体３２８（図１６Ｂ参照）の表面３３０上に噴霧され又は直接的に付けられ、熱変色性塗料コーティング３０５（図１６Ｂ参照）及び熱変色性コーティングされた構造体３３１（図１６Ｂ参照）を形成する。

図１７は、光源１１２によって発光された最高温度位置３６２を示す熱変色性アップリケ３０２などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００の晒された表面３３０ｂの一実施形態の図表示である。図１７は、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａなどの光源１１２からの照明１１３によって発光された、起動された熱変色性材料１３０を示している。光源１１２は、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図１２参照）、光学光源１１２ｃ（図１２参照）、又は別の適切な光源１１２も備え得る。光源１１２（図１７参照）は、紫外線（ＵＶ）又は赤外線（ＩＲ）の範囲内などの、予め選択された波長の光の照明１１３（図１７参照）、又は別の適切な波長の光を用いて、熱変色性材料６８（図１１参照）を発光させる。

図１７で示されるように、撮像装置３６６は、好ましくは、光源１１２による起動の後で、熱マップ３６０の１以上の画像３６８を撮像及び記録する。撮像装置３６６（図１７参照）は、デジタルカメラ３６６ａ（図１２参照）などのカメラ１２０（図１２参照）、分光光度計（図１２参照）、又は別の適切な撮像装置を備え得る。起動された熱変色性材料１３０（図１２参照）は、好ましくは、光源１１２（図１７参照）の下で又はその近傍で検査され、複合材構造体３２８（図１７参照）上の最高温度位置３６２（図１２参照）を検査する。任意の最高温度位置３６２（図１２参照）の結果及び他の熱傾向１２８（図４参照）は、撮像装置３６６（図１７参照）を用いて撮像若しくは撮影され、記録され、且つ証拠資料作成され得る。

図１７で更に示されるように、コンピュータ１３２が使用されて、１以上の画像３６８をメモリ内に記憶し得る。撮像装置３６６（図１７参照）によって撮像及び記録された１以上の画像３６８（図１７参照）に基づいて、コンピュータ１３２（図１７参照）は、処理コントローラ１３４（図１７参照）に情報を提供し得る。

別の実施形態では、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）の熱環境３２６（図１２参照）をモニターし、複合材構造体（図１、図１２参照）の設計３２９（図１２参照）の最適化を促進する、方法４００（図１８参照）が提供される。図１８は、本開示の方法４００の実施形態を示すフロー図である。

図１８で示されるように、方法４００は、ポリマー材料３１０（図１１参照）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を備えた、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を、複合材構造体３２８（図１２〜図１４参照）の表面３３０（図１２〜図１４参照）に付けて、覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照を）得る、ステップ４０２を含む。複合材構造体３２８（図１２〜図１４参照）は、好ましくは、熱環境３２６（図１２参照）内で実行される、１以上の試験３４２（図１２参照）を受けるように構成される。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を付けるステップ４０２（図１８参照）は、好ましくは、熱変色性アップリケ３０２（図１１参照）又は熱変色性塗料３０４（図１１参照）の形態にある熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を、直接的に且つ連続的に複合材構造体３２８の表面３３０に付けることを含む。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を付けるステップ４０２（図１８参照）は、好ましくは、ポリマー材料３１０（図１１参照）の中へ混入されて、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１参照）を形成する、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）を備えた、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を付けることを含む。一実施形態では、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１、図１３参照）が、透明ポリマーフィルム３２２（図１１、図１３参照）に付けられる。別の一実施形態では、熱変色性プローブ混合物３２０（図１１、図１４）が、そこに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１、図１４参照）を有する押し出された透明ポリマーフィルム３２２ｃ（図１１、図１４参照）、そこに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）を有する成型された透明ポリマーフィルム３２２ｄ（図１１参照）、又はそこに付けられたＰＳＡ３１２（図１１参照を）有する別の適切な透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）へと形成される。

図１８で示されるように、方法４００は、光源１１２（図１２〜図１４参照）を覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照）に適用し、複数の熱変色性プローブ３０６（図１２〜図１４参照）を発光させ、１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）を備えた基準マップ３５６（図１２〜図１４参照）を得る、ステップ４０４を更に含む。光源１１２（図１２〜図１４参照）を覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照）に適用するステップ４０４は、好ましくは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図１２参照）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図１２参照）、光学光源１１２ｃ（図１２参照）、又は別の適切な光源１１２のうちの少なくとも１つを備えた、光源１１２（図１２〜図１４参照）を適用することを含む。

図１８で示されるように、方法４００は、基準マップ３５６（図１２〜図１４参照）の１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）及び１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）を、撮像装置３６６（図１２、図１４参照）を用いて撮像及び記録するステップ４０６を更に含む。撮像装置３６６（図１２〜図１４参照）を用いて撮像及び記録するステップ４０６は、好ましくは、デジタルカメラ３６６ａ（図１２参照）を含むカメラ１２０（図１２参照）、分光光度計３６６ｂ（図１２参照）、又は別の適切な撮像装置３６６のうちの少なくとも１つを備えた、撮像装置３６６（図１２〜図１４参照）を用いて撮像及び記録することを含む。

図１８で示されるように、方法４００は、１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照）を、熱環境３２６（図１２参照）内の熱状態３３６（図１２〜図１４参照）に晒して、１以上の最高温度位置３６２（図１２〜図１４、図１７参照）を有する晒された表面３３０ｂ（図１２〜図１４参照）を得ること、及び熱変色性観察アセンブリ３００（図１２〜図１４参照）を用いて熱環境３２６（図１２参照）をモニタリングすることを含む、ステップ４０８を更に含む。１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照）を、熱環境３２６（図１２参照）内の熱状態３３６（図１２参照）に晒すステップ４０８は、好ましくは、複合材構造体３２８（図１２〜図１４参照）の飛行試験３４４（図１２参照）、地上試験３４６（図１２参照）、運航中のモニタリング３４８（図１２参照）、又は別の適切な試験３４２（図１２参照）を含む、１以上の試験３４２（図１２参照）の間に、覆われた表面３３０ａ（図１２〜図１４参照）を、熱環境３２６（図１２参照）内の熱状態３３６（図１２参照）に晒すことを含む。好ましくは、複合材構造体３２８（図１２〜図１４参照）が、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１２〜図１４参照）を備える。

図１８で示されるように、方法４００は、光源１１２（図１２〜図１４参照）を晒された表面３３０ｂ（図１２〜図１４参照）に適用し、複数の晒された熱変色性プローブ３０６ｃ（図１１参照）を発光させ、各々が、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）を備えた、１以上の熱マップ３６０（図１２〜図１４参照）を得る、ステップ４１０を更に含む。光源１１２（図１２〜図１４参照）を晒された表面３３０ｂ（図１２〜図１４参照）に適用するステップ４１０は、好ましくは、紫外線（ＵＶ）光源１１２ａ（図１２参照）、赤外線（ＩＲ）光源１１２ｂ（図１２参照）、光学光源１１２ｃ（図１２参照）、又は別の適切な光源１１２のうちの少なくとも１つを備えた、光源１１２（図１２〜図１４参照）を適用することを含む。

図１８で示されるように、方法４００は、１以上の熱マップ３６０（図１２〜図１４参照）の１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）を、撮像装置３６６（図１２〜図１４）を用いて撮像及び記録するステップ４１２を更に含む。撮像装置３６６（図１２〜図１４参照）を用いて撮像及び記録するステップ４１２は、好ましくは、デジタルカメラ３６６ａ（図１２参照）を含むカメラ１２０（図１２参照）、分光光度計３６６ｂ（図１２参照）、又は別の適切な撮像装置３６６のうちの少なくとも１つを備えた、撮像装置３６６（図１２〜図４参照）を用いて撮像及び記録することを含む。

それぞれ、１以上の熱マップ３６０（図１２〜図１４参照）の１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）などの、表面の色３５８（図１２参照）及び明度３５９（図１２参照）は、好ましくは、デジタルカメラ３６６ａ（図１２参照）又は分光光度計３６６ｂ（図１２参照）などの撮像装置３６６（図１２参照）を用いて撮像及び記録され、光、デジタルカメラ、及び／又は分光光度計の設定及び位置は、好ましくは、異なる測定における精度を保証するために、基準マップ３５６を得るために使用された光、デジタルカメラ、及び／又は分光光度計の設定及び位置にできるだけ近くなるように繰り返される。典型的には、熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４若しくはコーティングが、均一な色及び明度である。

図１８で示されるように、方法４００は、１以上の晒された色３５８ｂ（図１２参照）と１以上の基準色３５８ａ（図１２参照）との間の色の変化３６４（図１２参照）を比較し、及び１以上の晒された明度３５９ｂ（図１２参照）と１以上の基準明度３５９ａ（図１２参照）との間の明度の変化３６５（図１２参照）を比較して、複合材構造体３２８（図１２参照）の時間温度履歴３４０（図１２参照）を得る、ステップ４１４を更に含む。図１８で示されるように、方法４００は、時間温度履歴３４０（図１２参照）を使用して、複合材構造体３２８（図１２参照）の設計３２９（図１２参照）の最適化を促進する、ステップ４１６を更に含む。

航空機の複合材構造体３２８ａ（図１、図１２参照）、例えば、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１、図１２参照）上での熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４（図１２参照）の使用は、ＴＰＳ３５２（図１２参照）が適正に又は望ましく機能していない可能性がある、耐熱保護システムＴＰＳ３５２（図１２参照）の１以上の局所領域３５４（図１２参照）を見つけることを容易にし又は可能にする。そのような知識は、その後、複合材構造体３２８（図１、図１２）を有する製品を運航へとリリースする前に、よりロバストなＴＰＳ３５２（図１２参照）を生み出すために使用される。

熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）の開示された実施形態は、熱環境３２６（図１２参照）内の航空機の複合材部品３２８ａ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の表面３３０（図１２参照）の時間温度履歴３４０（図１２参照）を理解及び制御する必要性に対処する。更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を使用する、システム３５０（図１２参照）及び方法４００（図１８参照）は、覆われた表面３３０ａ（図１２参照）の基準マップ３５６を生成する能力を提供する。更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を使用する、システム３５０（図１２参照）及び方法４００（図１８参照）は、例えば、推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）などの複合材構造体３２８（図１２参照）上で実行される、飛行試験３４４（図１２参照）、地上試験３４６（図１２参照）、運航中のモニタリング３４８（図１２参照）、又は他の適切な試験などの、熱環境３２６（図１２参照）及び試験環境３４３（図１２参照）内で実行される試験３４２（図１２参照）の間に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）で覆われた複合材構造体３２８（図１２参照）の晒された表面３３０ｂ（図１２参照）の熱マップ３６０（図１２参照）を生成する能力を提供する。好ましくは、熱環境３２６（図１２参照）が、高温環境であり、熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４（図１２参照）などの形態にある、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）が、高温（例えば、華氏２００度から華氏８００度まで、又は華氏２００度から華氏５００度まで）に晒される複合材構造体３２８（図１２参照）に付けられる。

更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）は、熱変色性観察アセンブリ（図１１参照）を使用する、システム３５０（図１２参照）及び方法４００（図１８参照）を提供し、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が、感圧接着剤（ＰＳＡ）３１２（図１１参照）などのポリマー材料３０６と混合され又はポリマー材料３０６へと形成され、幅広い温度の範囲、例えば、好ましくは、華氏−４５０度から華氏８００度まで、より好ましくは、華氏−７０度から華氏５００度までの温度範囲にわたり安定性を維持する、高温ポリイミドフィルムなどの、透明ポリマーフィルム３２２（図１１参照）に付けられ又は透明ポリマーフィルムへと形成される。好ましくは、複数の熱変色性プローブ３０６（図１１参照）が選択され、複数の熱変色性プローブ３０６は、必要とされる反応速度及び起動期間を伴って、スラストリバーサー３２８ｃ（図１２参照）などの推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）の内側壁面３３０ｃ（図１２参照）の、飛行試験３４４（図１２参照）、地上試験３４６（図１２参照）、及び運航中のモニタリング３４８（図１２参照）のために必要とされる範囲内の高温環境を感知する。

更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）は、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を使用する、システム３５０（図１２参照）及び方法４００（図１８参照）を提供し、熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４（図１２参照）が、スラストリバーサー３２８ｃ（図１２参照）などの推進システムの複合材構造体３２８ｂ（図１２参照）の、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）の全体などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の全体の表面３３０（図１２参照）に付けられ、それは、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）などの表面３３０（図１２参照）が晒されるところの温度３３２（図１２参照）及び時３３４（図１２参照）を検出する助けとなる。連続的な熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は連続的な熱変色性塗料３０４（図１２参照）若しくはコーティングの使用は、ＴＰＳ３５２（図１２参照）が適正に機能していない又は望ましいように機能していない、耐熱保護システム（ＴＰＳ）３５２（図１２参照）の１以上の局所的な領域３５４（図１２参照）を見つけることを可能にする。

更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）は、設計者及びエンジニアが、耐熱保護システム（ＴＰＳ）３５２（図１２参照）の最良な設計を用いて、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）上の最高温度位置３６２（図１２参照）（すなわち、より熱い領域）に重点的に取り組んで、最高温度位置３６２を軽減させることを可能にする。そのような知識が、その後、使用されて、製品を運航へとリリースする前に、よりロバストなＴＰＳ３５２（図１２参照）を生み出し得る。更に、熱変色性アップリケ３０２（図１２参照）又は熱変色性塗料３０４（図１２参照）若しくはコーティングは、ＴＰＳ３５２（図１２参照）又は全体としてのシステムのモニタリングのために、航空機の運航中に、スラストリバーサーの内側壁又は他の高温領域上に付けられ得る。

更に、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）は、熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）を使用して、航空機の複合材構造体３２８ａ（図１２参照）などの、複合材構造体３２８（図１２参照）の晒された表面３３０ｂ（図１２参照）にわたり時間温度履歴３４０（図１２参照）と直接的に相関する、色の変化３６４（図１２参照）及び明度の変化３６５（図１２参照）を観察及び解析する、システム及び方法を提供し、色の変化３６４及び明度の変化３６５は、結果として、設計者、エンジニア、又は他の者によって解析され得る熱マップ３６０（図１２参照）へと変化し得る。最適な設計を生み出すために、結果が用いられて、複合材構造体３２８（図１２参照）、内側壁面３３０ｃ（図１２参照）、断熱、又は他の設計の特徴の設計３２９（図１２参照）を改良及び／又は検証し得る。熱変色性観察アセンブリ３００（図１１参照）、システム３５０（図１２参照）、及び方法４００（図１８参照）は、飛行試験、地上試験、又は運航中のモニタリングの間に、様々な位置で温度を測定する熱電対を減らすか又は全く使用しないので、より優れた性能データ、結果のより速いターンアラウンド、低減された費用、及び低減された試験時間を提供し得る。

以下の条項によれば、複合材構造体（３２８）の熱環境（３２６）をモニターして、複合材構造体（３２８）の設計（３２９）の最適化を促進する、システム（３５０）も熟考される。

条項１
システムは、熱変色性観察アセンブリ（３００）を含み、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）は、各々が、ポリマー材料（３１０）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ（３０６）を備えた、熱変色性アップリケ（３０２）又は熱変色性塗料（３０４）を備え、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）が、複合材構造体（３２８）の表面（３３０）に付けられ、覆われた表面（３３０ａ）を得て、前記覆われた表面（３３０ａ）が、熱環境（３２６）内で実行される１以上の試験（３４２）の間に、熱状態（３３６）に晒され、１以上の最高温度位置（３６２）を有する晒された表面（３３０ｂ）を得る。

好ましくは、（ａ）前記覆われた表面（３３０ａ）及び前記晒された表面（３３０ｂ）の前記複数の熱変色性プローブ（３０６）を発光させるように設定された光源（１１２）であって、前記複数の熱変色性プローブ（３０６）が、前記熱環境（３２６）内の１以上の温度（３３２）を感知するように選択された、光源（１１２）、（ｂ）前記光源（１１２）の適用の後で、前記覆われた表面（３３０ａ）及び前記晒された表面（３３０ｂ）の１以上の画像（３６８）を撮像及び記録するように設定された撮像装置（３６６）、（ｃ）前記光源（１１２）を前記覆われた表面（３３０ａ）に適用すること及び前記覆われた表面（３３０ａ）を撮像することによって得られた、１以上の基準色（３５８ａ）及び１以上の基準明度（３５９ａ）を含む、１以上の基準マップ（３５６）、（ｄ）各々が、１以上の晒された色（３５８ａ）及び１以上の晒された明度（３５９ｂ）を含み、各々が、前記光源（１１２）を前記晒された表面（３３０ｂ）に適用すること及び前記晒された表面（３３０ｂ）を撮像することによって得られた、１以上の熱マップ（３６０）、並びに（ｅ）前記１以上の晒された色（３５８ｂ）と前記１以上の基準色（３５８ａ）との間の色の変化（３６４）を比較することによって、及び前記１以上の晒された明度（３５９ｂ）と前記１以上の基準明度（３５９ａ）との間の明度の変化（３６５）を比較することによって得られた、前記複合材構造体（３２８）の時間温度履歴（３４０）も含まれる。

条項２
システムは、特に、前記ポリマー材料（３１０）が、液体ＰＳＡ（３１２ａ）を含む、感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）、シリコーン樹脂（３１４ａ）を含む、樹脂材料（３１４）、ポリイミド（３１６ａ）を含む、基本高分子（３１６）、並びにエポキシ塗料（３１８ａ）及びエナメル塗料（３１８ｂ）を含む、ポリマー塗料（３１８）から成るグループから選択されるようにも構成される。

条項３
システムは、好ましくは、液体ＰＳＡ（３１２ａ）の中へ混入され、連続層（３３８）として透明ポリマーフィルム（３２２）の第１の側（３２４ａ）上に付けられる熱変色性プローブ混合物（３２０）を形成するための、前記複数の熱変色性プローブ（３０６）を、前記熱変色性アップリケ（３０２）が備えるようにも、構成される。

条項４
システムは、特に、押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）又は成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）に付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）を有する前記押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）又は前記成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）のいずれかへと形成される、熱変色性プローブ混合物（３２０）を形成するようにポリイミド（３１６ａ）の中へ混入された、前記複数の熱変色性プローブ（３０６）を、熱変色性アップリケ（３０２）が備えるようにも、構成される。

条項５
システムは、好ましくは、前記光源（１１２）が、紫外線（ＵＶ）光源（１１２ａ）、赤外線（ＩＲ）光源（１１２ｂ）、又は光学光源（１１２ｃ）のうちの少なくとも１つを備えるようにも構成される。

条項６
システムは、特に、前記撮像装置（３６６）が、デジタルカメラ（３６６ａ）を含むカメラ（１２０）、又は分光光度計（３６６ｂ）のうちの少なくとも１つを備えるようにも構成される。

条項７
システムは、好ましくは、前記複合材構造体（３２８）が、航空機の複合材構造体（３２８ａ）を備え、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）が、前記複合材構造体（３２８）の飛行試験（３４４）、地上試験（３４６）、又は運航中のモニタリング（３４８）を含む、１以上の試験（３４２）の間に、高熱状態（３３６ａ）に晒された前記複合材構造体（３２８）の前記熱環境（３２６）をモニターし且つ前記時間温度履歴（３４０）をマッピングするようにも構成される。

上述の説明及び関連する図面に示した教示の利点を有するこのような本開示に関連する当業者であれば、本発明の多くの変形例および他の実施形態が想起されよう。本明細書に記載した実施形態は、例示することを意図したものであって、限定的又は網羅的であることを意図していない。本明細書では特定の用語を使用しているが、それらは、一般的及び説明的な意味でのみ使用されており、限定を目的として使用されているものではない。

Claims (11)

1. 複合材構造体（３２８）の熱環境（３２６）をモニターする熱変色性観察アセンブリ（３００）であって、
   ポリマー材料（３１０）、並びに
   前記ポリマー材料（３１０）の中へ混入され、熱変色性プローブ混合物（３２０）を形成する、１以上の熱変色性プローブ（３０６）であって、前記熱変色性プローブ混合物（３２０）が、透明ポリマーフィルム（３２２）に付けられ、又は前記透明ポリマーフィルム（３２２）に付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）を有する前記透明ポリマーフィルム（３２２）へと形成され、それによって、熱変色性アップリケ（３０２、３０２ａ、３０２ｂ）の形態にある、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）を形成する、１以上の熱変色性プローブ（３０６）を備え、
   前記熱変色性アップリケ（３０２、３０２ａ、３０２ｂ）が、前記複合材構造体（３２８）の表面（３３０）に直接的に且つ連続的に付けられるように構成され、前記複合材構造体（３２８）の前記表面（３３０）が前記熱環境（３２６）に晒された、１以上の温度（３３２）及び１以上の時（３３４）を検出することによって、前記複合材構造体（３２８）の前記熱環境（３２６）をモニターするように構成される、熱変色性観察アセンブリ（３００）。
2. 前記ポリマー材料（３１０）が、液体ＰＳＡ（３１２ａ）を含む、感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）、シリコーン樹脂（３１４ａ）を含む、樹脂材料（３１４）、ポリイミド（３１６ａ）を含む、基本高分子（３１６）、並びにエポキシ塗料（３１８ａ）及びエナメル塗料（３１８ｂ）を含む、ポリマー塗料（３１８）から成るグループから選択され、前記ポリマー材料（３１０）が、好ましくは、（ａ）液体ＰＳＡ（３１２ａ）であって、前記熱変色性プローブ混合物（３２０）の連続層（３３８）が、前記透明ポリマーフィルム（３２２）の第１の側（３２４ａ）上に噴霧又は塗布される、液体ＰＳＡ（３１２ａ）、及び（ｂ）ポリイミド（３１６ａ）であって、前記熱変色性プローブ混合物（３２０）が、押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）又は成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）のいずれかに付けられた前記感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）を有する前記押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）又は前記成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）のいずれかへと形成される、ポリイミド（３１６ａ）、のうちの少なくとも１つである、請求項１に記載の熱変色性観察アセンブリ（３００）。
3. 前記熱変色性観察アセンブリ（３００）が、前記複合材構造体（３２８）の前記表面（３３０）に直接的に且つ連続的に付けられた熱変色性塗料（３０４）の形態にあり、前記複合材構造体（３２８）の前記熱環境（３２６）をモニターするように構成され、前記熱変色性塗料（３０４）が、ポリマー塗料（３１８）の中へ混入された前記１以上の熱変色性プローブ（３０６）から形成される、請求項２に記載の熱変色性観察アセンブリ（３００）。
4. 前記透明ポリマーフィルム（３２２）が、華氏２００度（華氏二百度）から華氏５００度（華氏五百度）までの温度範囲内で安定な高温フィルム（３２２ａ）である、請求項１に記載の熱変色性観察アセンブリ（３００）。
5. 前記１以上の熱変色性プローブ（３０６）が、高熱状態（３３６ａ）を有する前記熱環境（３２６）内の前記１以上の温度（３３２）を感知するように選択される、請求項１に記載の熱変色性観察アセンブリ（３００）。
6. 前記複合材構造体（３２８）が、航空機の複合材構造体（３２８ａ）を備え、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）が、前記航空機の複合材構造体（３２８ａ）の飛行試験（３４４）、地上試験（３４６）、又は運航中のモニタリング（３４８）の間に、高熱状態（３３６ａ）に晒された前記航空機の複合材構造体（３２８ａ）の前記熱環境（３２６）をモニターし且つ時間温度履歴（３４０）をマッピングする、請求項１に記載の熱変色性観察アセンブリ（３００）。
7. 複合材構造体（３２８）の熱環境（３２６）をモニターし、前記複合材構造体（３２８）の設計（３２９）の最適化を促進する方法（４００）であって、
   ポリマー材料（３１０）の中へ混入された複数の熱変色性プローブ（３０６）を備えた熱変色性観察アセンブリ（３００）を、前記複合材構造体（３２８）の表面（３３０）に付けて、覆われた表面（３３０ａ）を得るステップ（４０２）であって、前記複合材構造体（３２８）が、前記熱環境（３２６）内で実行される１以上の試験（３４２）を受けるように構成されている、ステップ（４０２）、
   光源（１１２）を前記覆われた表面（３３０ａ）に適用し、前記複数の熱変色性プローブ（３０６）を発光させて、１以上の基準色（３５８ａ）及び１以上の基準明度（３５９ａ）を含む基準マップ（３５６）を得るステップ（４０４）、
   前記基準マップ（３５６）の前記１以上の基準色（３５８ａ）及び前記１以上の基準明度（３５９ａ）を、撮像装置（３６６）を用いて撮像及び記録するステップ（４０６）、
   前記１以上の試験（３４２）の間に、前記覆われた表面（３３０ａ）を、前記熱環境（３２６）内の熱状態（３３６）に晒して、１以上の最高温度位置（３６２）を有する晒された表面（３３０ｂ）を得ると共に、前記熱変色性観察アセンブリ（３００）を用いて、前記熱環境（３２６）をモニタリングするステップ（４０８）、
   前記光源（１１２）を前記晒された表面（３３０ｂ）に適用し、前記複数の晒された熱変色性プローブ（３０６ｃ）を発光させて、各々が、１以上の晒された色（３５８ｂ）及び１以上の晒された明度（３５９ｂ）を含む、１以上の熱マップ（３６０）を得るステップ（４１０）、
   前記１以上の熱マップ（３６０）の前記１以上の晒された色（３５８ｂ）及び前記１以上の晒された明度（３５９ｂ）を、前記撮像装置（３６６）を用いて撮像及び記録するステップ（４１２）、
   前記１以上の晒された色（３５８ｂ）と前記１以上の基準色（３５８ａ）との間の色の変化（３６４）を比較し、前記１以上の晒された明度（３５９ｂ）と前記１以上の基準明度（３５９ａ）との間の明度の変化（３６５）を比較して、前記複合材構造体（３２８）の時間温度履歴（３４０）を得るステップ（４１４）、並びに
   前記時間温度履歴（３４０）を使用して、前記複合材構造体（３２８）の前記設計（３２９）の最適化を促進するステップ（４１６）を含む、方法（４００）。
8. 前記熱変色性観察アセンブリ（３００）を付ける前記ステップ（４０２）が、熱変色性アップリケ（３０２）又は熱変色性塗料（３０４）の形態にある前記熱変色性観察アセンブリ（３００）を、前記複合材構造体（３２８）の前記表面（３３０）に直接的に且つ連続的に付けることを含む、請求項７に記載の方法（４００）。
9. 前記熱変色性観察アセンブリ（３００）を付ける前記ステップ（４０２）が、前記ポリマー材料（３１０）の中へ混入され熱変色性プローブ混合物（３２０）を形成する前記複数の熱変色性プローブ（３０６）を備えた、熱変色性観察アセンブリ（３００）を付けることを含み、前記熱変色性プローブ混合物（３２０）が、透明ポリマーフィルム（３２２）に付けられ、又は押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）若しくは成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）のいずれかに付けられた感圧接着剤（ＰＳＡ）（３１２）を有する前記押し出された透明ポリマーフィルム（３２２ｃ）若しくは前記成型された透明ポリマーフィルム（３２２ｄ）のいずれかへと形成される、請求項７に記載の方法（４００）。
10. 前記光源（１１２）を前記覆われた表面（３３０ａ）に適用する前記ステップ（４０４）及び前記光源（１１２）を前記晒された表面（３３０ｂ）に適用する前記ステップ（４１０）が、紫外線（ＵＶ）光源（１１２ａ）、赤外線（ＩＲ）光源（１１２ｂ）、又は光学光源（１１２ｃ）のうちの少なくとも１つを備えた、前記光源（１１２）を適用することを含む、請求項７に記載の方法（４００）。
11. 前記１以上の試験（３４２）の間に、前記覆われた表面（３３０ａ）を、前記熱環境（３２６）内の熱状態（３３６）に晒す前記ステップ（４０８）が、航空機の複合材構造体（３８２ａ）を備えた前記複合材構造体（３２８）の飛行試験（３４４）、地上試験（３４６）、又は運航中のモニタリング（３４８）を含む、前記１以上の試験（３４２）の間に、前記覆われた表面（３３０ａ）を、前記熱環境（３２６）内の熱状態（３３６）に晒すことを含む、請求項７に記載の方法（４００）。
    

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