JPS5830899A - 航空機構造体の完全性評価システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、構造モーメント検出器を用いて、航空機又は
ヘリコプタの構造体に鋤く複数の力のうちの少なくとも
１つの選択された力の作用を表わシテいるデータを収集
して解読するシステムに％る。

構造モーメント検出器又は曲けこわさセンサとも称され
る光学センサは公知であり、これらセンサは基本的には
オートコリメータであって、動的な直線運動には不感で
あるが、センサの一熾に対する他趨の斜めのそりに感じ
るようになっている。

伺えば、このようなセンサは、ＲＯ８Ｓ　ｌ　ｒｅ氏の
米国特許＠　３．２２９．３／／号、並びにυ削ｔｅｄ
　　５ｔａｔｅｓＡｌｒ　ＦｏｒｃｅのＡｌｒ　Ｆｏｒ
ｃｅ　Ｓｙｓｔｅｍｓ　ＣｏｍｍａｎｃＪにより出版さ
れた１構造こわさセイサ：非破壊試験への応用ｌと亀す
る出版物Ｉ　Ｆｒａｎｋ　　Ｊ、５ｅｌｌａｒ。

Ｒｅ５ｅａｒｃｈ　　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ、　Ｐｕｂ
ｌｌｃａｔｌｏｎ　　５ＲＬ−ＴＲ−７３−００／り、
　　１９りＳ年ＩＯ月ＩＫ述べられている。又、１９７
？年６月−６日付のＱｋＵｂＯ氏の米国特許第ダ、ｌＳ
デ、ｑココ号並びにノ９７９年ｇ月ｌダ日付の米国％Ｉ
ＦＦ第ｑ、／６ダ、　１１７９号も参照されたい。

ＩＩ構造モーメント検出器用いて、構造体に働く力の作
用を御１定及び記録す゛るシステムも上記の出版物に述
べられている。、例えば、ＲＯ５Ｓ　Ｉ　ｒｅ氏の特許
には、構造モーメント検出器を用いて航空機の真の荷重
を感知（７、翼の荷重を安全作Ｉｍ＠界内に維持するよ
うに＠２機の姿勢を自動的に鉤整するような航空機用の
姿勢制御シス、テムが開示されている。　Ａｉｒ　　Ｆ
ｏｒｃｅ　の出版物及び０ｋｕｂｏ氏の特許には、構造
モーメント検出器を用いて、機体、ビルディング、航空
宇宙用の乗物、回転機械のベアリング、ダム等々の如き
撫々の構造体の１振動信号ｌ　を得るようなシステムが
開示されている。

本発＃４＃′ｉ、上記し九公知のセンサ（構造モーメン
ト検出！！１の改良に係り、航空機の構造完全性の測定
に％に用いられる構造情報検出器（構造モー１メント検
出器に改良された生偏号処理システムを追加し九もの）
の、最終用途への新規な適用に係る。

このようなシステム及び／又は七の適用はその細部にお
いては明確な目的に基いて各々多少の相違があるが、一
般的には、構造体に働く複数の力のうちの少なくとも７
つの選択された力の作用を表わすデータを収集及び解読
するシステムを構成１２、これは、構造体に働く上記複
数の力に応答１７て出力信号を発生するように構造体に
支持された少なくとも１つの構造モーメント検出器と、
上記出力信号を処理してその情報内容を修正する処理手
段（上記選択された力以外の力を表わす上記信号の成分
を除去することも含むンと、上記選択された力を与えた
結果と１−ての構造体の状態に応じたλ次慣号を作り出
すように上記処理されたｇｔ−１１１に操作を加える手
段とを備えている。

ここで用いられる％構造体に働く力ｌ　という飴は、構
造体に加えられる７次的な外力を含むだけでなく、外力
を加えたり或いは構造体の環境が変つ九すすることによ
妙生じる２次的な外部作用又は内部作用、例えばクラッ
クが生じることＫより構造体内に放出される歪エネルギ
、熱ストレス、重力により生じる作用、電磁力及びスト
レス、等々も含むものとする。

以下、絵付図面を参照して本発明の詳細な説明する。

本楯明によれは、航空機にか＼る構造荷重、航空機の残
りの耐用期限、航！２機の部品の状態、航空機の運転経
過、既知の荷重に伴なう構造部材のコンプライアンス、
航空機が現時点でその設計荷重を支持できるか否か、及
び現時点で効果的効率的に保守及び試験手順を実行でき
るか否か、を評価する目的で、構造体の疲労、進行性ク
ラックの検出、過負荷状態、荷重の経過、及び振動に関
する情報を与えるシステムに構造モーメント検出器が利
用される。

本発明による航空機の構造完全性測定システムの最終的
な機能は、構造完全性を評価することによって航空機の
重大°な構造故障を防止することである。

航空機の機体は、機体の予想耐用期＠に対（７て航空機
の平均荷重環境を計画することにより所望強度及び耐疲
労寿命の条件を満たすように設計される。上記の計Ｉｍ
ｉは、同様の運行に対１−て設計された同様の航空機に
関するそれまでの平均荷重データに２１！φて行なわれ
る。然し乍ら、航空機は多種多様の使い方をされるので
、このようにして推定される統計値を信頼限界値として
指定しにくい。

成る特定の航空機は最初の設計時に推定された予想荷重
経過とは甚だ異つ圧荷重経過をたどることがある。この
ような航空機は、ダメージが蓄積されているという点で
は、エンジン又は機体の作動時間記録が示唆するものよ
り実際上は相当に％古いｌ　ことになる。然し乍ら、航
空機は、通常は、累算飛行時間又はエンジン作動時間に
基いて重大欠陥に対して検査される。ここでは、航空機
が実際に経験１．圧荷重経過がこの時間数に相関すると
仮定している。従ってエラーのおそれがあることは明ら
かであり、ロッキー山脈に面して／ＤＯ時間飛行した場
合は、カンデスの小麦畑の上を１００時間飛行した場合
とは荷重環境が着しく異なる。

然し、航空機の構造完全性を評価する現在の技術では、
はとんど例外なく機体又はエンジンの作動時間を用９て
、検査を行なうべき時期を決定（７、次いで機体を実際
に検査【２て、疲労に対する残りの耐用期限を推定して
いる。

本発明のここに示す実施例によれば、構造モーメント検
出器を含むシステムを用いて航空機の構造完全性の評価
が行なわれるが、ここでは構造モーメント検出器は実際
上ダメージカウンタとして働いて、機体の疲労に対する
残・りの耐用期限の常時吏新される実時間推定値を与え
る。このシステムは、構造体にクラックが生じ死時にこ
れらクラックを監視して機体の疲労に対する残りの耐用
期限を常時評価しく構造体の欠陥の監視Ｊ１１部が設計
荷重に近いか又はこれを越えることにより機体に故障が
起ころうとしていることを警−報しく荷重の測定］、エ
ンジンに故障が起ころうと（７ていることを警報しく゛
振動の監視）、そして既知の荷重を受ける構造部材のコ
ンプライアンスを直接測定することにより、この機能を
果たす。

第７図を説明すれば、本発明の好ましい実施例において
は、機体１１２の選択された場所に複数個の構造モーメ
ント検出器１１１が取り付けられ、これらは測定さるべ
き選択されたノ等うメータに感じるように正しい向きに
される。これらの構造モーメント検出器１１１はケーブ
ル１１３を経て処理電子Ｗ＆［１１４（信号処理・バッ
ファ作用、八−〇変換、データ処理、データ記録及び編
集）へ接続され、そしてその出力１１５は適当に表示さ
れ＋１１６１及び／又は記憶される。

第２図には、航空機の構造完全性を測定するシステムが
砕細に示されており、これは一般的なシステムの特定の
適用例である。この一般的なシステムの信号処理・バッ
ファ装置が第２図に示されており、各々のセンサに対す
る個々のユニットとしては、電源１１７、電圧ホロワ１
１８及び信号増＠＠１１＠が含まれる。電源は調整され
た電力をセンサに与えると共に信号処理電子装置を付勢
する一電圧ホロワはセンサの出力を緩衝され友アナログ
電圧信号に変換する。信号増幅器は電圧ホロワからの信
号を増幅する。

アナログ−ｒジタルＩＡ−ＤＪコンパータハ、センサか
らのアナログ情報を、計算、処理、記録、編集及び表示
ユニットにより必要とされるデジタルフォーマットへと
個々に又は全体的に変換する。

基本的には、Ａ−Ｄコンバータはアナログ信号をサンプ
ルしく１２０＋、このサンプルされた値を一定電圧とし
て保持し＋１２１１、そして電圧レベル會コ迩データに
変換するｆ１２２＋。

データ処理コンピュータ１２３は、デジタルデータ１２
４を受は入れそして所定のグロダラムされ友やり方でこ
のデータに操作を加えて、このデジタルデータを、航空
機又はエンジンの構造完全性に関与した出力１２５へと
変換することのできる単／７レームコンピユータである
。上記出力１２５Ｆｉ、クラックの存在、クラックの程
度、航！２槍が経験１−た荷重、荷電の経過、構造体の
疲労に対する耐用期限、エンジン又はエンシン取付部の
完全性、及び振動に関する情報や、航空機又はエンジン
の構造完全性に関するその他の情報を含んでいる。

データ１鍮Ｏ編集装置１２６Ｖｉ、収集したデータ１２
５の７部又は全部を、後で使用するように永久的に記脅
し、そして更にこの収集したｒ−タを手動で編集する機
能も果九す。

データ表示・キーが−ド装［１２７Ｕ、コンピュータ１
２３から得たデータ１２！Ｓ又はデータ記録・編集ユニ
ットからの記録され編集されたデータ１２８を目に見え
るように表示する。史Ｋ、この装置１２７は、フィード
バラフルーグ１２９により、データグロセツサ１２３が
収集データ１２４を変換するやり方を所定通りに変吏す
るか、或いはフィードバラフルーグ１３０により、デー
タ１２５が記録、編集、表示又はデジタル化されるやり
方を所足通りに変更する。キーが−ド１２７はシステム
にデータ／指令を入力するためのものである。

ａｌ　　構造故障の監視 構造体の初期故障を検出する方法には、本質的に２つの
別々の方法がある。第１の方法は、構造体の周波数応答
及び／又はコンプライアンス並びに時間に伴なうその変
化を測定することである。

第λの方法は、クラックやその他の構造欠陥により構造
体に生じる電動波を＃ｊ定することである。

はとんどの航空機構造体ははソ弾性糸であると考えるこ
とができる。複合材料で形成された構造体でも、はっき
りと分かる再現性のある振動特性を有する。構造体の固
有振動モードは個々別々ではっきりと分かるものであり
、そして構造体の物理的な寸法及び材料の内在特性の関
数であることが分析及び実験の一方から分かっでいる。

これらのファクタが変化すると、構造体のｂｌｉｌｓｓ
動数及びそれに関連した振動モードも変化する。

耐用期間にわたってゆっくりと変化する航空機の成る特
性、例えば攬々の構造部材の弾力性、は歳ｖＪＫ地上で
の試験条件の下で部材のそりを観察しそしてその後振動
モ、−ドの周波数及び形状を常時監視することによって
校正される。本発明、によれば、これらΩモード形状及
び周波数の変化を監視することによりさし迫った構造故
障を＊＊することができる。更に、非常に小さなりラッ
クの成長による価撃波を容易に検出することもできる。

誘導路を高速で走行しそして離陸を行なってその同じ滑
走路上に着陸し、そして任意選択的なことではあるが、
風の影醤を排除する丸めに、停止、腰回及び高速走行の
ような規定の操縦を行なつ死後に逆方向に上記運転を繰
返えすように１うて特定の経路に航空機を飛ばすことＫ
より空気力学係数の初期校正力（行なわれる。雨や氷の
ような環境条件による空気力学係数の変化は、弾力性の
変化（構造体の固有モードの周波数を介して観察できる
）Ｋは関与せずＫそりの変化として観察される。

航空機質量のような急激に変化する変数は着ｐｎｉ装置
のそりや地面に対する支持点を観察することによって最
初に校正され、そしてｉの後、エンジンのサイクルをカ
ウントすると共に燃料の消費に伴なうモード形状及び周
波数の変化を観察することにより推定される。

これらの技術では、空気力学（耐用期限、横の力、及び
抗力）、慣性（重力荷重）、熱による作用、エンジン振
動による作用、”過渡的な空気力学作用、航空機サブシ
ステム（即ち、抗力ブレーキ、着陸Ｗ＆置、フラッグ及
びエンジン制御器）の作動に関与した部品のｌＩｆ造上
のそりを効果的に区別することができる。

構造モーメント検出器のセンサンヌテムにより感知され
た情報から、構造体のｇｌＪ埋的な寸法及びその材料の
内在特性の変化に伴なう構造体の固有モートの周波数変
化がマイクロプロセッサで測定される。

各々の構造体は７組の別々の固有振動数を有【７ており
、＃ｌｌ造体遺体しいものであって疲労がなくクラック
もない時にははっきりと（７たインパルス応答を有して
いる。クランクが生じたり疲労が生じたりして変化が起
きた時には、ｍ遺体の固有振動数が変わるためにインパ
ルス応答が変化する。

従って、構造体のイン・９ルス応答或いはこれと等価で
ある振動数スペクトルのいずれかを常時識別すれば、相
当なサイズの構造変化を識別することができる。

強度対菖量の比が蟻過なものにされ、多数の部品が構造
強度限界付近で作動するような航空様におｉて進行性ク
ラックを検出するためには実時間による別の解決策が必
要とされる。アルミニウムや、ファイバガラスや、高級
な複合物質のような材料が用いられたこのような航空機
では、疲労によって航空機の有効耐用期限が短縮され易
い、このような航空機が不利な荷重を偶発的に受けたり
或いは構造体の材料に思いもよらない欠陥がある場合に
は、急激に破壊に至るような構造故障が始まる。このよ
うな故障の初期の兆候は構造体のきわめて小さなりラッ
クとして現われ、これは比較的短い時間で構造故障を招
く。航空機のクラックを検出する公知の方法は航空機を
地上で目で見て点検し九り電子的に検査することをであ
る。この種の構造体では相当に小さいクラックでも非常
に重大であるから、この検査法は最龜経費がか＼る上に
比較的効率が悪い。

本発明によれば、これらのきわめて小さいクラックは、
フライト中にこれらが生じ走時に、クラックの発生によ
り企エネルだが実質的に放出されるという作用を利用す
ることにより検出される。

φエネルギの放出は構造モーメント検出器で検出するこ
とができ、マイクロ１ロセッサで処理を行なう時ＫＦｉ
、観察され九構造上の撓みを同時に誘起させ九慣性力及
び空気力学的な力からクラックの発生を区別することが
できる。

クラックは、付随的な力によって生じ九ストレスを緩和
しようとする際に材料に生じる。ストレスの緩和によっ
て歪エネルギが放出される。このエネルギは、（１）表
面におけるクラックの形成、そ１−て０クラツクを広げ
る運動エネルギ、の本質的に２つの形態で消費される。

クラック形成速度は材料中の音の速度よりも著Ｌ　＜遅
いことが知られている。例えば、アルミニウムの場合、
クラック形成速度は材料中の音速の３／１０　以下であ
る。それ故、クラックが短い距離しか広がらない場合に
も、音響欠陥が構造体を介して伝達されて、構造モーメ
ント検出器であるセンサ手段によって感知される。この
現象は、空気中での爆発において衝撃波が爆発生成物よ
り本非常に迅速に伝搬するのに似ている。

ガラスのような物質は、呈温において、魔性破壊を受け
る。例えば金属はこのようにならず、非常に低い温度で
もすべりｆ双晶形成によって変形することができる。金
属は脆性へを開によってこわれる時でも、こわれる前に
は成る程度の塑性変形が通常生じる。それ故、金属は予
め存在するクラックによってはこわれず、多くの場合に
は塑性変形グロセスにより核をなすべき開クラックによ
ってこわれる。現在の理論は、へき開被を生じるものと
して転位相互作用の考え方を取り入れている。異なつ九
すべり面における転位があいまって破面に新友な転位を
形成し、これによ妙クラックを生じさせる。或いは又、
所与の向でのすべりが成る種のバリヤによって阻止され
て転位の蓄積を招き、これによりクラックの核が生じる
。すべりに対する阻止力は、転位蓄積部の前方における
大きなストレスに耐え得るように非常に強くなければな
らなｉ、変形双晶及び結晶粒界は大きなストレスに耐え
る゛に充分な強度の阻止体である。

それ故、金属のような物質においては、クラックの形成
に加えて塑性変形がある丸めにエネルギが失なわれる。

クラックの進行中にすべりが生じた時には、転位の核形
成及び転位の進行中にエネルギが吸収される。塑性変形
に打ち勝つに要するエネルギが非常に大きくなつ九場合
にはクラック形成速度が落ちてクラック形成が停止する
。従ってこれらクラックをその発生後に検出することは
非常に困離な作業である。然し乍ら、クラックが発生す
る瞬間には、エネルギ放射によ妙、物質内に弱く駆動さ
れる周波数モード及び駆動音波が励起される。構造モー
メント検出器の周波数応答レンジは広いので、このよう
なエネルギ放出を容易に検出することができる。又、音
響パルスＦｉはつき抄し九ものであるから、到達時間挾
術を用いて音響パルスの大体の発生位置を確認すること
ができる。

ｂ）振動の監視 ＩＩＩ械シクシステム械的な具合いを指示するように機
械システムの振動信号を監視する考え方は既に確立され
ている。各々の作！Ｉ！Ｉ機械システムでは、これが正
しく作動している時に独特の振動信号が生じる。

故障が生じると、この振動信号が変化する。それ故、こ
の振動信号を適当に観察及び分析すれば、トラブルの位
置及びその程度を早期に指示できると共に、出費を招く
大きな故障を防止する上で役立てることができる。

航空機の実際の振動信号は多数の周波数を含んでいる。

これは、色々な部品が色々な個々の周波数及び色々な機
械共振周波数で振＃１．たりこれら信号が機械内で非直
線的に結合されたりすることによって生じる。それ故、
測定点における信号は複雑な振動波形となり、この波形
を個々の周波数成分に直してから分析を行なうように処
理しなければならな一〇 典型的な公知の振動監視システムは、センサ（振動トラ
ンスジューサ）と、信号プロセッサ（監視装置）と、適
当な表示装置又は警報発生装置とを備えている。一般に
使用されるセンサは圧電式の加速度針及び透！！ｍｌの
速度トランスジューサである。Ｉ￥ｉ定のクロヌオーパ
ー周波数に対（−では限定された法則があるが、一般的
な法則と１−ては、振ｌＩｂ１ｍ度は比較的周波数が低
い場合は速度に比例しそして周波数が高い場合は加速度
に比例する。従って、圧電トランスジューサ及び速度ト
ランスジューサは当然周波数によって別々に適用される
。更Ｋ、速度トランスジューサは一般に丈夫であり、広
い一度範囲にわたって作動し、信号対雑音比が比較的大
きい出力を発生するが、その周波数Ｆｉｔ！’１０００
ＨｚＶｃ＠定される。圧電式加速度針は汚染に対１−で
非常に敏感である。又、速度トランスジューサ及び圧電
式加速度針の周波数レンジは、これらを機械に取り付け
る方法によって着１、＜影響される。

速度トランスジューサ及び圧電式加速度針はどちらもそ
の取付面に対して垂′直方向の変位に応答する。然し乍
ら、本発明の構造モーメント検出器（ＳＭＤＩ　　Ｆｉ
、これが取り付けられた面に対して垂直な平面間の差を
測定し、即ち測定される運動は他のセンサに対して９０
０　である。

適当な取付体が速度トランスジューサ、歪計及び圧電式
加速度針に直接式わり得るということは重要ではない。

重要なことは、長さ／、Ｓインチ＋　３．７．を副ｌの
センサを横切って３．、ｇｘｉθ１ラジア・ンへという
程度に物体の面をそらせる（ｒＴｉの変位、ｔ、３ｘ　
１ｏ−ｓ　　−ｑイクロイ７チ（１３，ｎ　Ｘ　１０→
ｍ）Ｉような物体の横波及び縦波に構造モーメント検出
器が応答することである。これは新規で且つ独特のａｌ
ｌ定法であり、振動監視システム、臀に航空機の構造完
全性測定システムに適ｌ−九新丸な情報が与えられる。

これらの非常に小さいそりを測定するように、構造モー
メント検出器は０からＩ／　ＯＫＨ２まで本質的に平ら
な周波数応答を有している。これに対し、現在使用され
ている最良の振動監視システム［速度センサ及び加速度
センサを組合わせ九場合に与えられる平らな応答は０か
ら２０　ＫＨｚｔでに過ぎない。

Ｃ１航空機の荷重の測定 本発明のシステムの別の適用例として、航空機の宿々の
構造部材が特定荷重を支持する能力を直接調定するとい
う適用例がある。構造モーメント検出器の出力は次の通
りである。

／ 但１２、−一−−は航空機構造体の成る部材の笑効曲１ げこわさであり、ｆ（荷重）は構造部材への荷重による
局所的な曲げモーメントを示（、ている。構造部材がそ
の設計荷重を支持する能力は、設計荷重より小さい既知
の荷重を構造体にかけそ（７て構造モーメント検出器の
出力を用いて構造体の曲げこわさを測定することにより
評価することができる。構造部材がその設計荷重を支持
する能力に変化が生じると、部材の曲げこわさにも変化
が生じ、これらの変化を変化程度の指示に変換すること
ができる。この測定には、構造モーメント検出器の静的
＋　ｌ　Ｘ、Ｊ出力が使用される。

本発明によれば、上記１７た作動を反対に行なりて、航
空機の構造部材にか＼る実際の荷重が測定される。曲げ
こわさが既知であれば、センサの出力は荷重に対して直
接的な関係をもつ。

適当な信号処理を行ない、自動相関技術を用いて部材の
曲げこわさをＳ繁に求めそしてこの曲げこわさの値を用
いてその時の荷重を決定することができる。かくて、部
材の荷重支持能力及び実−の荷重の両方が分かれば、起
ころうとしてりる故障を予知することができる。

ｄ（変更され九栴造性能の測定 本発明のこの実施例によれば、成る目的で変更又は修理
されたか、又は氷が付着したり風によりダメージを受け
たり或いはその他の環境作用を受けることにより性能に
変化が生じたような航空機又は他の構造体の構造性能を
評価するシステムが提供される。このシステムは構造モ
ーメント検出器の独特のｌｌ１ｌ定値を用いて構造部材
の七の時の曲げこわさを推定するものである。上記の＃
１定値は設計値と比較され、推定値が作り出される。

このシステムのｌ実施例においては、いつ九んこわれて
溶接によって修理された梁にセンサが堆り付けられる。

この構造モーメント検出器の出力はＩＷ１１！され九梁
の曲げこわさの値を作り出すように処理される。この値
はζわれて１ない梁の値と比較され、修理によって構造
体がその元の強度に復帰し九かどうかが決定される。

別の実施例においては、他の部材を追加することによ抄
強度が増強された梁にセンサが取り付けられる。この構
造モーメント検出器の出力はこの強化された梁の曲げこ
わさの値を作り出すように処理される、この値は設計値
と比較され、所望の強度が得られたかどうかが決められ
る。

更に別の第３の実施例が第３図に示されている。

構造モーメント検出器１３１は風板１３２の先縁付近に
取り付けられる。この構造モーメント検出器の出力は曲
げこわさを決定ずぶように処理される（１３４１゜これ
により得られた値は、氷１３３が付着しているので〜そ
の設計値とは異なる。この差を用いて、航空機の翼に氷
が付着しているという指示が）母イロットに与えられる
。

ｅ）　ヘリコプタの構造完全性評価システム本発明のこ
の実り例によれば、ヘリコプタの構造完全性を評価する
システムが提供される。この実施例では、上記した航空
機の構造完全性の測定システムと、以下に述べる別の荷
重及び構造測定システムとの幾つかの特徴が組合わされ
て、特にへりコグタ栴遺体の構造完全性を測定すると一
つ特定の要件に適するようＫされたシステムが作られる
。ヘリコプタ構造体では、ヘリコプタのロータ装置の回
転数は比較的低いがその回転及び振動の振幅が大きいた
めに独特の問題が生じる。

ヘリコプタの事故を招く材料又は部品に関する技術的な
欠陥としては、（ハ動カプラント、（コ動力伝達装置、
（，７１駆動シヤフト、（碧ロータプレード及び（ｊロ
ータハブの欠陥が含まれる。これらの欠陥の主な原因は
、部品の鮒合が適切でなかったり、ストレスの来中度が
高かったり、繰返しの付勢によって疲労が生じたりする
ことである。

この実施例によれば、ヘリコプタ全体に複数のセンサが
取り付けられる。条件に応じ九フィルタ技術及び条件に
応じたノイズ打消技術を含む信号処理技術を用いて、ク
ラック発生及び進行信号からパックグランドノイズが分
離される。更に、上記の主な部品の振動（１１号も殻視
される。着しい変化を利用して構造完全性がｉｆ価され
る。

本発明のｌ実施例が第９図に示されている。構造モーメ
ント検出器１３５は回転−械部品の付近で主楕違部材に
旧って取り付けられる、検出器の出力は電子装置・マイ
クロ１０セツサ・記録ユニット１３６へ供給される。デ
ータは予めプログラムされた命令に基いて処理されそし
て適当な情報がパイロットに表示され＋１３７またり、
着陸後に保守作業員によって用いられるよりに記録され
たりする。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機の構造完全性を評価するように構造モー
メント検出器及びその関連電子・データ処理ユニットを
典型的に適用【−だところを示す概略図、 集２−は第１図の処理電子装置の信号処理・・１ツク丁
１部を評価に示す図、 第３図は航空機の部品の変吏された構造性能を評価する
システムを示す図、そ（〜て ＠ダ図はヘリコプタの構造完全性をｆＦｉｌｂするのに
本発明のシステムを用φた実施例を示す図である。 １１１・・・構造モーメント検出器 １１２・・・航空機　　　　１１３・・・ケーブル１１
４・・・処理電子装置１１７・・・を源１１８・・・電
圧ホロワ　　１１９・・・ｇ１号増幅器１２３・・・デ
ータ処理コンピュータ １２７・・・データ赤水装置・キーボー）”　ｖｔ＆１
２９．１３０・・・フィートノずツクルー！１３１・・
・構造モーメント慣用語 １３２・・・風板 １３５・・・［ｉモーメント恢出器 １３６・・・起録ユニット 第１頁の続き 優先権主張　０１９８１年５月２０日■米国（ＵＳ）［
有］２６５６８０

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 航空機構造体に働く複数の力のうちの少なくとも１つの
   選択された力の作用を表わしているデータを収集して解
   読するシステムにおｉて、上記構造体に支持され、上鮎
   構造体に働く上記複数の力に応じて出力信号を発生する
   少なくとも１つの構造モーメント検出器と、 上記出力信号を処理１２て、その情報内容を修正する手
   段であって、上記選択された力以外の力の作用を表わし
   ている上記信号の成分を除去することも行なうような手
   段と、 上記選択された力を与えたことによる上記構造体の状腸
   に応じた２次信号を作り出すように上記処理され九信号
   に操作を加える手段とを備えたことを特徴とするシステ
   ム。