JP2018122773A - 雷撃検知システム、雷撃検知方法及び航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機が雷撃を受けた場合に雷撃による損傷の有無を速やかに特定できるようにすることである。【解決手段】実施形態に係る雷撃検知システムは、航空機への落雷を検知するための電流プローブ、損傷検知システム及び起動回路を有する。損傷検知システムは、前記航空機を構成する構造部材の損傷を検知する。起動回路は、前記電流プローブを用いて前記落雷が検知された場合に前記損傷検知システムを起動させる。また、実施形態に係る航空機は、前記雷撃検知システムを搭載したものである。【選択図】 図１

Description

本発明の実施形態は、雷撃検知システム、雷撃検知方法及び航空機に関する。

航空機が雷撃を受けた場合には、雷撃による損傷部分を特定し、必要な補修を行うことが必要である。そこで、雷撃による構造物の損傷を渦電流センサ等を利用して検出するための様々な検査方法が考案されている（例えば特許文献１及び特許文献２参照）。また、落雷による電流波形を検出する装置も考案されている（例えば特許文献３参照）。

特表２００６−５２０４７７号公報 特開２０１５−１２３９６３号公報 特開２０１５−１７５８４８号公報

航空機が雷撃を受けた場合には、雷撃による損傷位置の特定に多大な労力を要する。

そこで、本発明は、航空機が雷撃を受けた場合に雷撃による損傷の有無を速やかに特定できるようにすることを目的とする。

本発明の実施形態に係る雷撃検知システムは、航空機への落雷を検知するための電流プローブ、損傷検知システム及び起動回路を有する。損傷検知システムは、前記航空機を構成する構造部材の損傷を検知する。起動回路は、前記電流プローブを用いて前記落雷が検知された場合に前記損傷検知システムを起動させる。

また、本発明の実施形態に係る航空機は、前記雷撃検知システムを搭載したものである。

また、本発明の実施形態に係る雷撃検知方法は、電流プローブを用いて航空機への落雷を検知するステップと、前記電流プローブで前記落雷が検知された場合に前記航空機を構成する構造部材の損傷を検知するための損傷検知システムを起動回路で起動させるステップと、起動した前記損傷検知システムで前記構造部材の損傷を検知するステップとを有するものである。

本発明の実施形態に係る雷撃検知システムを搭載した航空機の斜視図。 典型的な構造を有する航空機が雷撃を受けた際に各部分を流れる雷電流の強度マップを示す図。 図１に示す雷撃検知システムの第１の詳細構成例を示す図。 図１に示す雷撃検知システムの第２の詳細構成例を示す図。 図１に示す雷撃検知システムを用いた航空機の雷撃検知の流れを示すフローチャート。

本発明の実施形態に係る雷撃検知システム、雷撃検知方法及び航空機について添付図面を参照して説明する。

（構成及び機能）
図１は本発明の実施形態に係る雷撃検知システムを搭載した航空機の斜視図である。

雷撃検知システム１は航空機２への雷撃による損傷を検知するシステムである。雷撃検知システム１は航空機２に搭載される。従って、雷撃検知システム１を用いれば、航空機２の飛行中において雷撃を検知することが可能である。そして、雷撃が検知された場合には、速やかに雷撃による損傷の有無を検知することができる。

雷撃検知システム１は、電流プローブ３、損傷検知システム４及び起動回路５を有する。電流プローブ３は、航空機２への落雷に伴う雷電流を検知するためのプローブである。損傷検知システム４は、航空機２を構成する構造部材の損傷を検知するシステムである。起動回路５は、電流プローブ３を用いて落雷が検知された場合に損傷検知システム４を起動させる回路である。

すなわち、雷撃検知システム１は電流プローブ３を用いて航空機２への落雷を検知し、損傷検知システム４で雷撃による損傷の有無を検知するシステムである。但し、損傷検知システム４は、航空機２の飛行中において特に低減すべき電力の消費要因となる。そこで、雷撃検知システム１は、電流プローブ３で航空機２への落雷が検知された場合に限り、起動回路５で損傷検知システム４を起動させるように構成されている。

航空機２への落雷は、電流プローブ３を用いて自動的に検知することができる。一方、損傷検知システム４は、自動又は手動で起動させることができる。損傷検知システム４を手動で起動させるようにする場合には、起動回路５に機械的なスイッチを設けて航空機２の操縦者や搭乗者等のユーザが操作できるようにすることができる。逆に、損傷検知システム４を自動で起動させるようにする場合には、電流プローブ３、損傷検知システム４及び起動回路５を相互に接続し、電流プローブ３で雷電流が検知された場合には、起動回路５が自動的に損傷検知システム４を起動させるように構成すればよい。以降では、起動回路５が自動的に損傷検知システム４を起動させる場合について説明する。

雷撃による損傷の検知エリアが局所的であれば、電流プローブ３及び損傷検知システム４の数は１つでもよい。但し、図１に例示されるように複数の電流プローブ３及び複数の損傷検知システム４を航空機２の各部に網羅的に配置すれば、固定翼機等の大型の航空機２であっても、雷撃による損傷の有無及び位置を、より確実に検出することが可能となる。

すなわち、複数の電流プローブ３を、それぞれ航空機２の複数の落雷検知箇所に配置すれば、落雷の有無に加えて落雷箇所を検知することが可能となる。同様に、複数の損傷検知システム４を、それぞれ航空機２の複数の損傷検知箇所に配置すれば、損傷が発生したか否かに加えて損傷箇所を検知することが可能となる。

図２は、典型的な構造を有する航空機が雷撃を受けた際に各部分を流れる雷電流の強度マップを示す図である。

図２に示すような典型的な構造を有する航空機が雷撃を受けた場合、雷電流の強度が大きくなる部分と、雷電流の強度が小さくなる部分が生じる。具体的には、雷電流の強度が大きい順に、ＺＯＮＥ １Ａ、ＺＯＮＥ １Ｂ、ＺＯＮＥ １Ｃ、ＺＯＮＥ ２Ａ、ＺＯＮＥ ２Ｂ及びＺＯＮＥ ３に航空機を区分することができる。

図２に示すように、航空機に落雷があった場合において大きな雷電流が流れるのは、左右の主翼の端部、左右の水平尾翼の端部、垂直尾翼の端部及び航空機の先端である。これは、雷が、局所的な電界が形成される鋭利な部位に落ちやすいためである。

そこで、図１に例示されるように、少なくとも航空機２の各翼の端部に雷撃検知システム１の電流プローブ３を配置することが雷を確実に検知する観点から望ましい。図１に示す例では、航空機２の左右の主翼の端部、左右の水平尾翼の端部、垂直尾翼の端部及び航空機２の先端に、それぞれ電流プローブ３が配置されている。このため、落雷位置が、航空機２の左右の主翼の端部、左右の水平尾翼の端部、垂直尾翼の端部及び航空機２の先端のいずれであるのかを特定することができる。

一方、損傷検知システム４については、雷電流が流れることによって損傷が発生し得る各位置に配置することができる。図１に示す例では、左右の主翼、左右の水平尾翼、垂直尾翼及び胴体に、それぞれある程度の間隔をあけて複数の損傷検知システム４が配置されている。従って、雷撃による損傷の有無のみならず、損傷の位置を特定することが可能である。

図１に例示されるように、複数の電流プローブ３及び複数の損傷検知システム４が航空機２の随所に配置される場合には、起動回路５を、落雷による雷電流が複数の電流プローブ３のうちの少なくとも１つを用いて検知された場合には、複数の損傷検知システム４の全部又は一部を起動させるように構成することができる。

雷電流が検知された場合に複数の損傷検知システム４の全部を起動させるようにすれば、起動回路５による複数の損傷検知システム４の制御アルゴリズムを簡易にすることができる。但し、全ての損傷検知システム４を起動させると、短期間ではあるものの、一時的な消費電力の増加に繋がる。

そこで、落雷による電流が複数の電流プローブ３のうちの少なくとも１つを用いて検知された場合には、落雷による電流の検知に用いられた電流プローブ３に関連付けられた損傷検知システム４のみを起動させるように起動回路５を構成することができる。すなわち、雷撃により損傷が生じた可能性がある部位を推定し、推定した部位に配置された損傷検知システム４のみを起動させるようにすることができる。これにより、損傷検知システム４の動作に伴う電力消費量を一層低減させることができる。

より具体的な例として、航空機２を、左側の主翼、右側の主翼、左側の水平尾翼、右側の水平尾翼、垂直尾翼及び胴体等の複数の構造体に区分けし、区分けされた構造体ごとに電流プローブ３による雷電流の検知及び損傷検知システム４の起動を行うようにすることができる。すなわち、雷撃を受けた構造体に配置された損傷検知システム４のみを起動させることができる。この場合には、同じ構造体に配置される単一又は複数の損傷検知システム４を、同じ構造体に配置される電流プローブ３に関連付けることができる。

上述したように、雷は、航空機２の翼端等の鋭利な部分に落ちやすく、航空機２には雷電流の入口と出口が生じる。雷電流の出口についても航空機２の鋭利な部分に形成される場合がある。従って、雷電流の入口側における電流プローブ３と、雷電流の出口側の電流プローブ３で、それぞれ雷電流が検知される可能性が高い。そこで、落雷による電流が複数の電流プローブ３のうちの２つの電流プローブ３を用いて検知された場合には、２つの電流プローブ３の間に配置される損傷検知システム４のみを起動させるようにしてもよい。

尚、航空機２を流れる雷電流が分岐する場合もある。この場合、雷電流の出口が複数の位置に形成されることになる。そのような場合においても、分岐した雷電流が出口側において複数の電流プローブ３でそれぞれ検出された場合には、入口側及び出口側における雷電流を検出した３つ以上の複数の電流プローブ３間に配置された損傷検知システム４のみを選択的に起動させるようにすることができる。

次に、雷撃検知システム１の第１の詳細構成例について説明する。

図３は、図１に示す雷撃検知システム１の第１の詳細構成例を示す図である。

電流プローブ３としては、光ファイバ電流センサ３Ａを用いることができる。光ファイバ電流センサ３Ａは、ファラデー効果を利用して落雷による電流を測定する電流センサである。光ファイバ電流センサ３Ａを用いると、電流波形を光信号の強度波形として検出することができる。

より具体的には、光ファイバ電流センサ３Ａは、シングルモード光ファイバをコイルのようにリング状又は螺旋状に配置して両端に１／４波長板を設けたものであり、１／４波長板を経由して得られる２つの円偏光がシングルモード光ファイバに両端から入射される。

この状態で、光ファイバ電流センサ３Ａの中心を雷電流が通過すると、雷電流によって形成される磁界によって２つの円偏光の偏向角が変化し、２つの円偏光には雷電流の大きさに応じた位相差が生じる。従って、位相差が生じた２つの円偏光を重ね合わせて得られる干渉光の強度は、雷電流の大きさに応じた値となる。このため、雷電流の強度を、干渉光の強度に変換して光ファイバ電流センサ３Ａから出力することができる。

従って、光ファイバ電流センサ３Ａは光源１０及び光検出器１１と光導波路１２で接続される。そして、光ファイバ電流センサ３Ａ、光源１０及び光検出器１１によって雷電流検出システム１３が形成される。すなわち、雷電流検出システム１３は、光源１０から光ファイバ電流センサ３Ａに測定光としてレーザ光を入射させ、光ファイバ電流センサ３Ａから干渉光として出力される光信号の強度を光検出器１１で検出することによって、光ファイバ電流センサ３Ａの中心を通る雷電流の電流値を測定するシステムである。

一方、損傷検知システム４は、航空機２の構造体２Ａにおける損傷の検知エリアＡに超音波を発振するアクチュエータ等の超音波振動子１４、損傷の検知エリアＡを透過した超音波の振動を表す波形信号を光信号に変換して検出する光ファイバ振動センサ１５、光ファイバ振動センサ１５で光信号として検出された超音波の波形信号に基づいて損傷を検知する信号処理系１６、送信信号を生成して超音波振動子１４に印加する信号生成回路１７及び信号生成回路１７に電力を供給することによって超音波振動子１４を駆動させるための電源１８で構成することができる。

超音波振動子１４及び光ファイバ振動センサ１５の数及び位置は、検知エリアＡの広さ及び形状に応じて適切に決定することができる。また、超音波振動子１４から発振され、検知エリアＡに生じた損傷で反射した反射波を検出できる位置に光ファイバ振動センサ１５を配置してもよい。その場合には、損傷の検知エリアＡで反射した超音波の振動を表す波形信号を光ファイバ振動センサ１５で光信号に変換して検出し、信号処理系１６では、超音波の波形信号に基づいて損傷を検知することができる。

尚、航空機に内蔵した光ファイバ振動センサ１５等のセンサで構造の健全性を診断するシステムは、Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ（ＳＨＭ）システムと呼ばれる。

光ファイバ振動センサ１５としては、ファイバ・ブラッグ・グレーティング（ＦＢＧ：Ｆｉｂｅｒ Ｂｒａｇｇ Ｇｒａｔｉｎｇ）センサや位相シフトＦＢＧ（ＰＳ−ＦＢＧ： Ｐｈａｓｅ−ｓｈｉｆｔｅｄ ＦＢＧ）センサが挙げられる。図３に示す例では、光ファイバ振動センサ１５の透過光が光信号として信号処理系１６に出力されるように光学系が構成されているが、光ファイバ振動センサ１５の反射光が光信号として信号処理系１６に出力されるように光学系を構成してもよい。

光ファイバ振動センサ１５で超音波の振動波形を光信号に変換するためには、光ファイバ振動センサ１５にレーザ光を入射させることが必要である。そこで、図３に例示されるように、雷電流を検出するための光ファイバ電流センサ３Ａにレーザ光を出力するための光源１０を、超音波の振動波形を検出するための光ファイバ振動センサ１５へのレーザ光の出力用としても用いることができる。つまり、共通の光源１０から光ファイバ電流センサ３Ａ及び光ファイバ振動センサ１５の双方に光を出射するようにすることができる。

また、航空機２の構造体２Ａに複数の損傷の検知エリアＡを設け、図１に例示されるように各検知エリアＡに損傷検知システム４を配置する場合には、各損傷検知システム４に備えられる光ファイバ振動センサ１５を光導波路１２で相互に接続することができる。換言すれば、航空機２の各部に光導波路１２を敷設し、敷設された光導波路１２に各損傷検知システム４に備えられる光ファイバ振動センサ１５を接続することができる。

そして、多数の光ファイバ振動センサ１５が接続される光導波路１２には、光ファイバ電流センサ３Ａも接続することができる。従って、電流プローブ３として光ファイバ電流センサ３Ａを用いれば、雷電流や超音波振動等の物理量を測定するための測定光を伝播させる光導波路１２及び測定光を出力する光源１０を共通化することができる。また、超音波振動センサ及び電流プローブ３のいずれも光ファイバセンサとすることによって、電線よりも軽い光ファイバで信号の伝送を行うことが可能となる。このため、雷撃検知システム１の搭載に伴う航空機２の重量増加を低減させることができる。

航空機２の各部に敷設される光導波路１２は、光ファイバで構成することができるが、ガラス光導波路等の無機光導波路又はポリマー（高分子）光導波路で構成することもできる。ポリマー光導波路は、本来、光信号によるプリント基板用の光学素子であり、有機光導波路、プラスチック光導波路、ポリマー光配線又はポリマー光回路等とも呼ばれる。

ポリマー光導波路は、クラッド層の内部にコア層を形成したものであり、コア層は高分子材料で形成する一方、クラッド層は樹脂シート等で形成することができる。ポリマー光導波路の特長としては、長さ方向に垂直な方向における光の損失が無い点、加工が容易である点、高密度化が可能である点及び実装が容易である点等が挙げられる。また、ポリマー光導波路同士を凹凸を発生させることなく容易に交差させることができるという利点がある。

信号処理系１６は、光ファイバ振動センサ１５で検出された超音波振動を表す光信号に基づいて検知エリアＡに損傷が発生したか否かを判定するシステムである。光ファイバ振動センサ１５からは光信号が出力されるため、信号処理系１６は、光信号を電気信号に変換する光電変換装置（光検出器）、アナログの電気信号をデジタルの電気信号に変換するＡ／Ｄ（ａｎａｌｏｇ−ｔｏ−ｄｉｇｉｔａｌ）変換器及びデジタルの電気信号に対する信号処理を行うコンピュータで構成することができる。また、光信号、アナログの電気信号及びデジタルの電気信号の少なくとも１つを対象とする光フィルタ等のノイズフィルタを設けることもできる。すなわち、信号処理系１６は、光フィルタ等の必要な光学素子と、光電変換装置、Ａ／Ｄ変換器及びプログラムを読込ませたコンピュータ等の電気回路とによって構成することができる。

損傷の有無の検知は、予め損傷が無い状態において取得された超音波の基準波形と、光ファイバ振動センサ１５で検出された超音波の振動波形とを比較することによって行うことができる。すなわち、光ファイバ振動センサ１５で検出された超音波の振動波形の、超音波の基準波形からの乖離量を表す指標値が、経験的又はシミュレーションによって決定された閾値を超えた場合に検知エリアＡに損傷が生じたと判定することができる。閾値処理の対象となる乖離量を表す指標値としては、超音波振動波形間のピーク値の差、面積差、最小２乗誤差或いは相互相関値等が挙げられる。

また、複数の光ファイバ振動センサ１５から出力される光信号が混在する場合には、波長別に信号処理を行うことによって、どの光ファイバ振動センサ１５から出力された光信号であるのかを特定することができる。その場合には、複数の光ファイバ振動センサ１５から出力される光信号を峻別できるように、各光ファイバ振動センサ１５の光透過特性又は光反射特性が決定される。

信号処理系１６において損傷が検知された場合には、ユーザに損傷が検知されたこと及びどの検知エリアＡで損傷が検知されたのかを通知することが重要である。そこで、操縦室等に備えられる表示装置に、損傷が検知されたこと及びどの検知エリアＡで損傷が検知されたのかを表示させる機能を信号処理系１６に設けることができる。もちろん、信号処理系１６に専用の表示装置を設けて損傷の検知結果を表示させるようにしてもよい。

他方、起動回路５は、電流プローブ３を用いて落雷が検知された場合に、少なくとも超音波振動子１４を駆動させるための電源１８を起動させるように構成することができる。これは、超音波振動子１４を駆動させるための電源１８において消費される電力が、損傷検知システム４内の消費電力において支配的であるためである。従って、超音波振動子１４を駆動させるための電源１８のみを被雷時における起動対象とすれば、起動回路５の回路構成及び制御を簡易としつつ、損傷検知システム４における電力消費量の低減を図ることができる。

図３に示すように、電流プローブ３が光ファイバ電流センサ３Ａである場合には、光ファイバ電流センサ３Ａで検出された雷電流が光信号に変換されて光導波路１２を伝播し、光検出器１１で検出される。従って、光検出器１１で雷電流に相当する光信号が検出された場合には、航空機２が雷撃を受け、光ファイバ電流センサ３Ａの中心を雷電流が流れたと判定することができる。

そこで、光検出器１１の出力側は、起動回路５と接続される。そして、起動回路５は、光検出器１１で雷電流に相当する光信号が検出された場合に、損傷検知システム４の電源１８を起動させるように構成される。

尚、信号処理系１６の構成要素に電力を供給するための電源についても、起動回路５による起動対象とすることができる。すなわち、航空機２が雷撃を受け、光ファイバ電流センサ３Ａの中心を雷電流が流れたと判定された場合にのみ、信号処理系１６の構成要素に電力を供給するための電源をＯＮにする制御を行うことができる。また、光ファイバ電流センサ３Ａに測定光としてレーザ光を出力するための光源１０とは別に、光ファイバ振動センサ１５に測定光としてレーザ光を出力するための光源を設ける場合には、光ファイバ振動センサ１５に測定光としてレーザ光を出力するための光源についても、起動回路５による起動対象とすることができる。

次に、雷撃検知システム１の第２の詳細構成例について説明する。

図４は、図１に示す雷撃検知システム１の第２の詳細構成例を示す図である。

図４に例示されるように、電流プローブ３としては、ロゴスキーコイル３Ｂを用いることもできる。ロゴスキーコイル３Ｂは、磁界の検出にコアを使用することなく電流を検出するコイルセンサである。具体的には、ロゴスキーコイル３Ｂは、空芯コイルの両端を積分器に接続して構成される。ロゴスキーコイル３Ｂを用いる場合においても、空芯コイルの中心を通る雷電流の波形を電気信号として検出することができる。

尚、電流プローブ３として変流器（ＣＴ：Ｃｕｒｒｅｎｔ Ｔｒａｎｓｆｏｒｍｅｒ）方式、ホール素子方式或いはゼロフラックス方式等の他のコイルセンサを用いることも可能である。但し、空芯コイルで構成されるロゴスキーコイル３Ｂを電流プローブ３として用いれば、他のコイルセンサを用いる場合に比べて航空機２の重量軽減効果が大きいという利点がある。

ロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサを電流プローブ３として用いる場合には、雷電流が電気信号として出力される。一方、図３に示す例と同様に超音波振動子１４及び光ファイバ振動センサ１５を備えた複数の損傷検知システム４を光導波路１２で接続する場合において、共通の光導波路１２を利用して雷電流の検出信号を伝送するためには、電流プローブ３から出力される雷電流の検出信号を、電気信号から光信号に変換することが必要となる。

そこで、ロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサの出力側には、落雷による電流を光信号に変換する電光変換素子として発光ダイオード２０が接続される。これにより、雷電流の波形を表す電気信号を光信号に変換することができる。他方、発光ダイオード２０からの光を受光することが可能な位置に光検出器２１が配置され、光検出器２１の出力側が光導波路１２と接続される。これにより、発光ダイオード２０によって空間を伝播する光信号を光導波路１２内に導くことができる。つまり、発光ダイオード２０と、光検出器２１とによって、電気信号を光信号に変換する変換装置２２を構成し、変換装置２２でロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサを光導波路１２に接続することができる。

光導波路１２内に導かれた雷電流の波形を表す光信号は、雷電流の検出用の光検出器１１によって検出することができる。そして、光検出器１１で雷電流に相当する光信号が検出された場合にのみ、起動回路５によって、損傷検知システム４を起動させることができる。

但し、ロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサを動作させる際には、光ファイバ電流センサ３Ａとは異なり、光源１０からの測定光が不要である。すなわち、光源１０から出力されるレーザ光は、各光ファイバ振動センサ１５用の測定光としてのみ使用される。そこで、光検出器１１で雷電流に相当する光信号が検出された場合にのみ、起動回路５によって、光源１０を起動させるようにしてもよい。すなわち、起動回路５による起動対象に光源１０を含めることができる。

尚、図４に示す構成例において起動回路５と、ロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサとの間における物理的な距離が短い場合には、変換装置２２を構成する光検出器２１で雷電流を検出し、起動回路５が、光検出器２１における雷電流の検出結果に基づいて損傷検知システム４を起動させるようにしてもよい。或いは、ロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサの出力側を直接起動回路５と接続し、コイルセンサから出力される電気信号を光信号に変換しないようにしてもよい。その場合には、起動回路５が、コイルセンサから雷電流が出力された場合にのみ損傷検知システム４を起動させるように構成される。

雷撃検知システム１の詳細構成例としては、図３及び図４に例示される詳細構成例に限らず、他の詳細構成例を採用することもできる。例えば、超音波振動を検出するために光ファイバセンサを用いずに超音波振動子を用いてもよい。すなわち、損傷の検知エリアＡを透過した超音波或いは損傷の検知エリアＡで反射した超音波反射波を超音波振動子で受信するようにしてもよい。その場合においても、超音波受信信号に対する同様な信号処理によって損傷を検出することができる。

また、超音波を発振させるための超音波振動子１４を設けずに、振動を検知する光ファイバ振動センサ１５のみを配置して損傷検知システム４を構成してもよい。その場合には、損傷の発生に伴って生じるアコースティック・エミッション（ＡＥ： Ａｃｏｕｓｔｉｃ Ｅｍｉｓｓｉｏｎ）による振動を光ファイバ振動センサ１５で検出することによって、損傷の有無を検出することができる。尚、ＡＥは、材料が変形する際、或いは材料に亀裂が発生する際に、材料に蓄えられていた歪エネルギが弾性波として放出される現象である。

（動作及び作用）
次に雷撃検知システム１を用いた航空機２の雷撃検知方法について説明する。

図５は、図１に示す雷撃検知システム１を用いた航空機２の雷撃検知の流れを示すフローチャートである。

まずステップＳ１において、航空機２の飛行前又は飛行直後等に雷撃検知システム１が起動し、スタンバイ状態となる。図３に示すように電流プローブ３が光ファイバ電流センサ３Ａであれば、光源１０が起動し、光ファイバ電流センサ３Ａに測定光が出力される。一方、図４に示すように電流プローブ３がロゴスキーコイル３Ｂであれば、積分器等の回路素子に必要な電力が供給される。

すなわち、雷電流を検知するための電流プローブ３を常時作動させる。これにより、航空機２が雷撃を受けた場合に損傷の有無及び損傷の発生エリアを特定することが可能となる。

航空機２の翼端等が被雷すると、ステップＳ２において、電流プローブ３を用いて航空機２への落雷が検知される。すなわち、電流プローブ３を通過する雷電流が検出される。

図３に示すように電流プローブ３が光ファイバ電流センサ３Ａであれば、光ファイバ電流センサ３Ａにおいて検出された雷電流は、光信号として光導波路１２を伝播し、光検出器１１で検出される。従って、光検出器１１で雷電流に相当する光信号を検出することによって、航空機２への落雷を検知することができる。

一方、図４に示すように電流プローブ３がロゴスキーコイル３Ｂであれば、ロゴスキーコイル３Ｂにおいて検出された雷電流は、変換装置２２において光信号に変換される。そして、雷電流に相当する光信号が光導波路１２を伝播し、光検出器１１で検出される。従って、光検出器１１で雷電流に相当する光信号を検出することによって、航空機２への落雷を検知することができる。

電流プローブ３を用いて落雷が検知された場合には、ステップＳ３において、航空機２を構成する構造部材の損傷を検知するための損傷検知システム４を起動回路５で起動させる。起動回路５で起動させる対象は、航空機２の各部分に配置された全ての損傷検知システム４としてもよいが、損傷検知システム４の起動に伴う消費電力の増加を抑える観点から、雷電流の通過によって損傷が発生する可能性がある部分に配置された損傷検知システム４のみを起動対象としてもよい。その場合には、雷電流の検出に用いられた電流プローブ３が配置された構造体２Ａに配置された損傷検知システム４のみを起動対象とすることができる。

具体的には、起動回路５が、少なくとも超音波振動子１４を駆動させるための電源１８を起動させる。また、図４に示すように電流プローブ３がロゴスキーコイル３Ｂである場合において、光源１０が起動していない場合であれば、起動回路５が、光源１０も起動させる。加えて、起動対象となる損傷検知システム４に備えられる未起動の各電源についても起動回路５が起動させる。

次に、ステップＳ４において、起動した損傷検知システム４で構造部材の損傷が検知される。具体的には、電源１８からの電力供給によって信号生成回路１７が動作し、信号生成回路１７において電気信号として送信信号が生成される。生成された送信信号は、超音波振動子１４に印加される。これにより、超音波振動子１４から構造体２Ａの検知エリアＡに向かって超音波が発信される。

検知エリアＡを透過した超音波による振動は、光ファイバ振動センサ１５で検出される。光ファイバ振動センサ１５で検出された超音波の振動を表す波形信号は、光信号として信号処理系１６に出力される。そうすると、信号処理系１６は、超音波の振動を表す波形信号に基づいて構造体２Ａの検知エリアＡに損傷が発生したか否かを判定する。具体的には、損傷が発生していない条件で予め取得された基準となる超音波の波形と、光ファイバ振動センサ１５で検出された超音波の波形が比較され、超音波の波形変化量が一定以上である場合には、構造体２Ａの検知エリアＡに損傷が発生したと判定される。

損傷が検知された場合には、損傷が検知された事実を表示装置に表示させることができる。この際、損傷の検知エリアＡについても表示装置に表示させることができる。このため、ユーザは、航空機２の着陸後の点検時はもちろん、航空機２の飛行中においても、雷撃時における損傷の有無及び損傷の発生位置を速やかに把握することができる。

以上のような航空機２の雷撃検知システム１及び雷撃検知方法は、電流プローブ３で航空機２への落雷が検知された場合に限り、起動回路５で損傷検知システム４を起動させて雷撃による損傷の有無を検知するようにしたものである。

（効果）
このため、雷撃検知システム１及び雷撃検知方法によれば、航空機２の飛行中であっても雷撃による損傷の有無を検出することができる。また、多数の損傷検知システム４を配置することによって損傷の発生位置を速やかに特定することが可能となる。このため、雷撃による損傷の発生を効率よくモニタリングすることができる。

しかも、超音波振動子１４を駆動させるための電源１８を含む損傷検知システム４を起動させるためには１００Ｖオーダの電圧が必要であり、数百Ｗの電力消費を伴うが、電流プローブ３で航空機２への落雷が検知された場合に限り、損傷検知システム４が起動回路５で起動するように構成されている。一方、電流プローブ３が光ファイバ電流センサ３Ａであれば、電流プローブ３を動作させるために要する作動電圧は数Ｖであり、消費電力は数Ｗ程度に過ぎない。他方、電流プローブ３をロゴスキーコイル３Ｂ等のコイルセンサで構成すれば、電流プローブ３を動作させるために要する作動電圧を不要にすることができる。このため、航空機２への雷撃検知システム１の搭載に伴う消費電力の増加を抑制することができる。

また、電流プローブ３で検出される雷電流の検出信号を光信号とし、かつ損傷を検出するためのセンサを光ファイバ振動センサ１５とすれば、雷電流に対応する光信号と、光ファイバ振動センサ１５に入射させる測定光を、共通の光導波路１２で伝送することが可能となる。しかも、電気信号ではなく光信号を処理することによって、電線よりも軽い光ファイバ等の光導波路１２で信号を伝送することができる。その結果、航空機２への雷撃検知システム１の搭載に伴う重量増加についても低減させることができる。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

１ 雷撃検知システム
２ 航空機
２Ａ 構造体
３ 電流プローブ
３Ａ 光ファイバ電流センサ
３Ｂ ロゴスキーコイル
４ 損傷検知システム
５ 起動回路
１０ 光源
１１ 光検出器
１２ 光導波路
１３ 雷電流検出システム
１４ 超音波振動子
１５ 光ファイバ振動センサ
１６ 信号処理系
１７ 信号生成回路
１８ 電源
２０ 発光ダイオード
２１ 光検出器
２２ 変換装置
Ａ 検知エリア

Claims (13)

1. 航空機への落雷を検知するための電流プローブと、
   前記航空機を構成する構造部材の損傷を検知する損傷検知システムと、
   前記電流プローブを用いて前記落雷が検知された場合に前記損傷検知システムを起動させる起動回路と、
   を有する雷撃検知システム。
2. 前記損傷検知システムは、
   前記損傷の検知エリアに超音波を発振する超音波振動子と、
   前記損傷の検知に用いられる前記超音波の波形信号を検出する光ファイバセンサと、
   を有する請求項１記載の雷撃検知システム。
3. 前記起動回路は、前記電流プローブを用いて前記落雷が検知された場合に、少なくとも前記超音波振動子を駆動させるための電源を起動させるように構成される請求項２記載の雷撃検知システム。
4. 前記電流プローブとして、ファラデー効果を利用して前記落雷による電流を測定する光ファイバ電流センサを有する請求項２又は３記載の雷撃検知システム。
5. 前記光ファイバ電流センサ及び前記光ファイバセンサの双方に光を出射する共通の光源を有する請求項４記載の雷撃検知システム。
6. 前記電流プローブとして、ロゴスキーコイルを有する請求項２記載の雷撃検知システム。
7. 前記ロゴスキーコイルから出力される前記落雷による電流を光信号に変換する電光変換素子と、
   前記光信号を検出する光検出器と、
   を有し、
   前記起動回路は、前記光検出器で前記光信号が検出された場合に前記損傷検知システムを起動させるように構成される請求項６記載の雷撃検知システム。
8. 前記航空機の複数の落雷検知箇所にそれぞれ配置される複数の電流プローブと、
   前記航空機の複数の損傷検知箇所にそれぞれ配置される複数の損傷検知システムと、
   を有し、
   前記起動回路は、前記落雷による電流が前記複数の電流プローブのうちの少なくとも１つを用いて検知された場合には、前記複数の損傷検知システムの全部又は一部を起動させるように構成される請求項１乃至７のいずれか１項に記載の雷撃検知システム。
9. 前記起動回路は、前記落雷による電流が前記複数の電流プローブのうちの少なくとも１つを用いて検知された場合には、前記落雷による電流の検知に用いられた電流プローブに関連付けられた損傷検知システムのみを起動させるように構成される請求項８記載の雷撃検知システム。
10. 前記起動回路は、前記落雷による電流が前記複数の電流プローブのうちの２つの電流プローブを用いて検知された場合には、前記２つの電流プローブの間に配置される損傷検知システムのみを起動させるように構成される請求項８又は９記載の雷撃検知システム。
11. 請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の雷撃検知システムを搭載した航空機。
12. 少なくとも各翼の端部に前記雷撃検知システムの電流プローブを配置した請求項１１記載の航空機。
13. 電流プローブを用いて航空機への落雷を検知するステップと、
    前記電流プローブで前記落雷が検知された場合に前記航空機を構成する構造部材の損傷を検知するための損傷検知システムを起動回路で起動させるステップと、
    起動した前記損傷検知システムで前記構造部材の損傷を検知するステップと、
    を有する雷撃検知方法。

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