JPS63285448A - 構造体の発生欠陥検知装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は繊維強化複合材料を使用する航空機、宇宙機器
、圧力容器、高速回転体等の稼動中に発生する繊維強化
複合材料の欠陥検知装置に関する。

（従来の技術〕 繊維強化複合材料（例えばＣ！ＦＲＰ　、　ＢＦＲＰ　
、　ＫＦＲＰ等）をたとえば第１１図に示すような航空
機の主翼他の構造材料に使用する場合、その構造物の飛
翔中もしくは運動中の健全性を監視する所ｉｌｌ″′オ
ンラインモニタリング″の手段としては１アコースチツ
クエンツシ璽ン法”があった。

これは第１２図に示すように、例えば主翼１０１−の内
面１．０２にアコースチックエミッシ璽ンＩＤ５検出用
のＡＩセンサー１０３を複数個とりつけ、主翼１０１、
に過大応力が発生することによりて主翼１０１゜が破損
する時に破損個所１０４から発生するアコースチックエ
ミッシ訝ン１０５をＡＥセンサＩΩ３で検出する。そし
て破損個所１．０４を表示手段１０６で表示することで
異常を知らせ、主翼１０１の安全ひいては航空機の安全
を確保する手段としていた。

しかし、ＡＥセンサー１０３は主翼１０１の破損時の検
出以外のさまざまの他の音源からの音、例えば主翼１０
１．０振動音や風切音なども検出し、真の異常の発見を
困難にするという欠点がある。現在では成る程度その欠
点はバイパスフィルター等の手段によりて除去されてい
るが、まだ不十分であるため、システムを常時搭載し、
航空機の飛翔中に生ずる損傷（例えば落雷などや疲労破
壊など）のオンラインモニタリング手段としては採用に
なりていないのが現状である。

〔発明が解決しようとする問題点〕

上記の通り、従来の技術であるアコースチックエミッシ
四ン法は構造物が破損した時に発生するアコースチック
エミッＳ／！Ｉン以外の各種雑音を拾い易く、得られた
信号が破損に由来するものか、それ以外のものに由来す
るものかの識別がきわめて困難であった。

本発明はこのような問題点を解決しようとするものであ
る。

〔問題点を解決するための手段〕

本発明は上記問題点解決の手段として次のように構成す
る。即ち、構造体の発生欠陥検知装置において、繊維強
化複合材料を用いた構造体と、上記繊維強化複合材料中
に埋設ないしはその表面に接着された光ファイバーと、
同光ファイバーの一端に設けられた光入射手段と、同光
ファイバーの他端に設けられた、受光手段とを備えた。

〔作用〕

本発明は上記のように構成するので次の作用な有する。

即ち、構造体が稼動中、繊維強化複合材料部が過荷重に
よって危険応力域に達したとき、その部位の光７アイノ
ーが切断して、一方の光入射手段から送られている光が
他方の受光手段に届かなくなり、＠消灯”するので早急
に内部損傷を察知できる。

〔実施例〕

本発明の一実施例について第１０図ないし第１０図によ
り説明する。

先ず、第１１図は、たとえば第１１図に示す航空機７の
主翼１０１１、尾翼１１１その他に使用されている繊維
強化複合材料のうち最も代表的な炭素繊維強化プラスチ
ックス（以下ＣＰ″ＲＰという）の基本的な構成を示す
図で、ＣＩ’ＲＰ　１は、直径約７〜８ミク四ンの炭素
繊維３を一方向に多数配向させた上、エポキシ樹脂４を
含浸させて半硬化状態としたプリプレグ２Ａ、同２Ｂ−
・同２Ｆを、炭素繊維３の方向がたとえば４５″づつ向
きが変る方向に交互に重ねてプリプレグ２とし、オート
クレーブと称する圧力容器に入れ、一定温度でキ為アリ
ンダして出来上りている。図中の０６，４５°、９０°
・・・の数字は炭素繊維３の向きの角度を示す。即ち、
シリプレグ２は本実施例では６層のプリプレグ２Ａ・・
・２ＦＪりなりており、プリプレグ２人が翼の外表側で
ある。

プリプレグ２人の中には第２図ないし第４図に示すよう
に炭素繊維３に沿つて適宜な間隔で直径約１００ミク四
ンの光ファイバー５が埋設されている。

この光ファイノ署−５は充分に長いものを用い、その両
端はＣＦＲＰ　１．が一単位で区切られる両端近傍でプ
リプレグ２人から充分にハン出させてお（。

以上は本実施例のＣ１’ＲＰ　１．の基本構成であるが
次にこれの使用例について説明する。第５図は第り図に
示す主翼１Ω１．の従来例の断面相当部位での適用例を
示すもので、主翼１０１．の上下両面に適宜の間隔で長
手方向に略平行に配設された光ファイバー５は自然に翼
断面を形成している。これら光ファイノ（−５′の両端
に充分、ハミ出した部分は一端は機体内に設置された光
照射端７に集められ。

他端は翼屋をそのまま縮小した型ないしはそれに近い形
に縮小されて、観察しやい適宜の個所に固定されている
。この状態で、第６図に示すように光照射端７に光源６
から光を照射すると、各光フアイバー５内を通った光は
他端に、ちょうど、第５図に示す翼凰のイルミネーシ嘗
ン状に輝点を創出することＫなる。ところが、たとえば
主翼１０１−を下方に曲げるような過大な荷重が掛り、
主翼１０１、の上翼面に大きな引張応力が生じ、第７図
（３）Ｋ示す主翼１０１の破断個所８に局部的な炭素繊
維３の破断が生じたとすると、同部位の光ファイバー５
も破断するので、光は通らなくなり、同図（Ｂ）に示す
ように光ファイバー５の（イ）の個所の輝点は消え℃、
あたかも光ファイバー５が消灯したように暗くなるので
その部位の翼基端から翼端間の何れかの位置に破断の生
じたことが分る。

航空機の主翼のような重要構造物に破断が生じると、通
・常は直ちに着陸して、翼は交換となるのでこのように
リアルタイムで局部破断の生じたことが分ればそれで本
実施例の目的は達せられるが、なお、翼の長さ方向の破
断位置も知りたい場合は、予め、上記した光７アイパー
５の埋設に倣りて、同光ファイメー５とたとえばθの交
り角を有するように光ファイバー５をプリプレグ２人内
に適宜の間隔で埋設し、それら多数の光ファイバー５′
がたとえば翼の最大厚の連続線（従りて翼基部から翼端
に走る）を横切る部位を基準にして第７図（Ｃ）に示す
ような形状に観察側を配列しておく。そして、やはり他
端から光を投射しておけば、同図の（ロ）Ｋ示す個所の
光ファイノ考−５′の灯が消えるので、第７図（Ｂ）の
消灯部位（イ）との組合わせから翼の長手方向の位置も
分る。なお、その際、光ファイバー５が略完全に翼の長
手方向に埋設されておれば、光ファイバー５に対して光
ファイバー５′の交り角θを９０°にすると光ファイノ
之−５に引張応力は発生しないのでθはＯ＠〜９０°の
中間にすることが望ましい。即ち、翼の長手方向の下向
きの曲げに対し、先に説明した通り、光ファイバー５に
は引張応力が発生するが、光ファイバー５′にはその応
力にＣｏｓθを乗じた応力しか発生しないのでθ＝９０
゜では応力はＯとな°す、光ファイバー５′は破断せず
、翼の長手方向の破断位置を知ることはできない゛こと
になる。又、同じ理由で、光ファイバー５の強も 度はＣｏｓθに相応させて低強度の影のを用いる必要が
生じる。そこで、同じ強度の光ファイバーを用いて破断
個所の翼の断面方向、長手方向側れの部位をも知るため
には、たとえば、炭素繊維３の向きとは無関係に翼の長
手方向に対し、光ファイバー５及び同５′が各４５°づ
つの角度、即ち相互に直交する角度に配設するのも一つ
の方法である。

或は、第１０図のプリプレグ２Ｂ及び２Ｄの炭素繊維３
の向きに沿って各党ファイバーを埋設してもよい。

なお、光ファイバーは構造体のＣＦＲＰ　１．の局部破
断、内部破断もしくはそれに近い状況が発生し【いるこ
とを知るために埋設するものであるから、ＣＦＲＰ　１
．の破断、詳しくはその部位の炭素繊維の破断強度より
高い強度を有していては意味を失う。

従りて炭素繊維より稍、低い強度の材料を用いるのが目
的に副う。この目的に副えば、材質は何でありてもよい
が、　ＣＦ’ＲＰ　ｉ、のキ瓢アリンダ温度に耐えるこ
と、エポキシ樹脂ないしはそれに相当するいわゆるバイ
ンダーとの親和性（濡れ性）の充分なことが要求される
。もし、親和性が低いと相互間の接着力が充分でなく、
引張りが生じたとき、炭素繊維３の破断する近傍でエポ
キシ樹脂４と光７アイパーとの境界の滑り力（剪断力相
当）が光ファイバーの引張り強さより小さくなりて、滑
りが生じ、光ファイバーのみは破断せず、目的を達しな
いことになる。

以上、プリプレグ２Ａ、同２Ｂ及び同２Ｄに光ファイバ
ーを同一方向Ｋ又は交叉させて埋設する例について説明
したが、各プリプレグ２Ａ、同２Ｂ・・・同Ｆのすべて
の炭素繊維３の方向に埋設しても勿論よい。

たとえば航空機の主翼は重線な曲げ以外に捩り、曲げと
捩り等さまざまな荷重を受けるが、それに応じて成る場
合はプリプレグ２人の炭素繊維３が成る場合はプリプレ
グ２Ｂの炭素繊維３が、以下同様に各プリプレグ２Ｃ・
・・２ｒの炭素繊維、３が、最大応力を発生することに
なるので、それら各炭素繊維３の向きに光ファイバーを
埋設することは相応の意味を持つ。なお、光ファイバー
の埋設ｈ−ｉ各プリプリプレグ２Ａ、同・・・同２Ｆの
中にのみ埋設される必要はなく、それらの各層間でもよ
（、或は引出される光ファイバーの両端がそれらの層間
から取出されてもよい。第８図、第９図はその一例を示
す。

光ファイバーに光を投射する位置は何処にあってもよく
、たとえば翼端に設け、他端のみ胴体に導いて点・滅を
確認するようにしてもよい。又その確認手段も肉眼でも
よく、警報灯としてもよく、或は警報ブザーとしてもよ
い。

第１θ図は；ンピ為−ターを用いて、異常個所等を表示
するようにした例で、航空機の主翼、胴体等に埋設され
た各光ファイバーの受光端（他方の光源からの光を受け
る側）はそれぞれの入力９Ａ。

同９Ｂ、同９Ｃとなりて各端末表示器１０Ａ、同Ｂ、同
ＣＫ入り、たとえば第７図（Ｂ）、同（ｑ等に対応する
光ファイバーの輝点群１１人、同１１Ｂ、同１．ＩＣと
なりて輝（。それらの正面にはＴＶカメラ１２Ａ、同１
２Ｂ。

同１２Ｃが据え付けられ、それらの輝点群１１Ａ、　Ｉ
ＩＢ　。

１１Ｃを常時又は間歇的に撮し取って情報処理装置１３
に送り、綜合画像として処理し、ＣＲＴ（モニタ）１４
に送って３次元の航空機像１５として表示し、もし、輝
点群１１Ａ　、　ＩＩＢ　、　１１Ｇの何処かに輝かな
い点、即ち、破断の表示があれば、それの生じた部位を
異常部分１６として表示する。異常部分１６は局部的に
点滅し、観察者の認識を確−４ると同時に、ブザーから
音声警報を発するようになりている。

以上はコンビエータ処理して異常部分をディスプレイす
る一例であるが、端末表示器１０Ａ、同１．ＯＢ。

ＩｊｌｉｌｌＯＣト’ｃ’ｖカメ？１２Ａ、同１２Ｂ、
ｆｍ１２ｃヲ省キ、入力９Ａ、同９Ｂ、同９Ｃを直接、
情報処理装置１３に送るようにしてもよい。

上記実施例ではすべて、光ファイバーはＣＦ’ＲＰ１、
内に埋設する例について説明したが、光ファイバーは必
ずしもＣＩ’ＲＰ　１．内に埋設される必要はなく、構
造表面に強力な接着剤によって貼着してもよい。一般に
曲げや、捩りを受ける構造物の強度はその構造の断面係
数に依存し、中立軸からみて最も遠い側の応力が最大と
なる。従って破断危険の生じやすい個所は、プリプレグ
にあってはその表皮近傍となる。従りてプリプレグの強
度より稍小さい強度の光ファイバーを表面に接着して破
断の有無を監視することは有効である。

なお、以上の説明で用いた強度の意味はたとえば光ファ
イバーの破断強さく終局強さ）と同時にヤング率をも含
むものとし、たとえば炭素繊維と略同等の強度を持りた
光ファイバーとは、炭素繊維と破断強さが略等しいと同
時にヤング率も略等しい光ファイバーを指すことになる
。従って　炭素繊維より稍小さい強度の光ファイバーを
望ムコとの意味は両者共有の伸び率に対し、光ファイバ
ーの方が少しく破断強度が小さいことを望むのと同義で
ある。又、上記実施例の対象構造は航空機の例に拠りた
が、本発明の適用は航空機に限られるものではなく、繊
維強化複合材料を用いた構造体であれば他の如何なるも
のであってもよい。

勿論、繊維も炭素繊維に限定される必要はない。

〔発明の効果〕

本発明は以上説明した通り次の効果を有する。

（１）　　構造体が稼動中でも瞬時に異常を知ることが
でき、人命保護に著しい寄与をなす。

（２）　　不具合個所が目視不可能な構造物の内奥であ
りても非破壊のまま確実に発見できる。

（３）　　光ファイバーの強度の選択によりて、構造体
が必ずしも破断に至らなくても危険域に入りたことを知
ることができる。

（４）構造体の内部破断が如何に小さくても発見の可能
性を有する。

（５）大きな構造体でも１１人の監視者が格別の注意を
集中することなく異常を発見できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例に用いる繊維強化複合材料の
基本構造の斜視図、第２図は本発明の一実施例のプリプ
レグの斜視図、第３図は同じくプリプレグから光ファイ
バーの両端がハミ出ている状況を禄すための斜視図、第
４図は第３図の光ファイバーに沿って見た断面図、第５
図は航空機の主Ｊ鑞に埋設した本発明の実施例の光７ア
イノ２−を主翼の断面で見た模式図、第６図は第５図に
示す光ファイバーを一個所に集約した状況を示した概念
図、第７図は第５図に示す光ファイバーが異常（輝かな
い）を示した状況の説明図で、（ト）は異常個所が主翼
の何れにあるかを示す概念的斜視図、（ト）は光ファイ
バーが１部（ヒンの部分）消灯状態になりている概念図
、（ｑは（至）に示す異常個所が主翼の長手方向の何れ
の部位にあるかを知るため、（至）の光ファイバーとは
別に、主翼を前方から見た際の特定の断面に相蟲する位
置を示せるよう配設した光ファイバーの受光端を羅列し
た概念図、第８図は各プリプレグ層の間から光ファイバ
ーを取出した例を示す断面図、第９図は、構造体の何れ
の個所に異常が生じたかを２次元座標で知るためＫ、Ｘ
方向、Ｙ方向に２系統の光ファイバーをプリプレグ２Ａ
、同２Ｂに配設した状況を示す模式的斜視図、第１０図
は本発明の一実施例の異常個所の表示装置の模式的説明
図、第１１図は繊維強化複合材料を用いた一般的な航空
機の斜視図、第臆図は第１１図の■−刈矢線に沿りて主
翼の断面で示した従来例の模式図である。 １．・・・ＣＦＲＰ　（炭素繊維強化プラスチックス）
２（２Ａ、２Ｂ・・・２Ｆ”）・・・プリプレグ、３・
・・炭素繊維。 ４・・・エポキシ樹脂、　　　　５．５’−・・光ファ
イバー。 ６・・・光源、　　　　　　　　　７・・・光照射端。 ８・・・破断個所。 ９Ａ、９Ｂ、９Ｃ・・・入力（光ファイノζ−からの光
信号）１０Ａ、　ＩＯＢ、　ｔｏｅ・・・端末表示器。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 繊維強化複合材料を用いた構造体と、上記繊維強化複合
   材料中に埋設ないしはその表面に接着された光ファイバ
   ーと、同光ファイバーの一端に設けられた光入射手段と
   、同光ファイバーの他端に設けられた受光手段とを備え
   てなることを特徴とする構造体の発生欠陥検知装置。