JP4745385B2 - 飛行機の構造体の監視方法および監視装置 - Google Patents

Description

本発明は、飛行機の構造体の監視方法および監視装置に関するものである。本発明は、飛行機がその使用期間中やその耐用期間の間に受け続ける応力および衝撃をより良く評価算定することを目的とする。

従来技術では、飛行機の監視は、航空機の定期的な視覚による検査を含み、特にそれは寄航ごとに行われる。また、大規模な点検の際には、飛行機のいくつかの部分を取り外し、特に堅牢性の測定のために、いくつかの部材を交換する。交換された部材それ自体は、研究所で分析される。研究所での分析は、非破壊検査と破壊検査を含む。非破壊検査は、取り外した部材の様々な応力下での耐久性の信号を収集を含む。場合によっては、その使用条件の場で部材の耐久性を測定するために特殊な道具を構想することもできる。破壊検査では、交換された部材の耐久性の限界を測定する。そこから、その部材の経時劣化が推定され、この経時劣化と予想した経時劣化とを比較する。

そのような監視は不完全である。実際、そのような監視は、飛行機が受ける全てのイベントをリアルタイムに報告するわけではない。それは所定の瞬間の部分的な状態にすぎないのである。典型的には、ある物体の落下や工具や雹の落下が、飛行機の重要な部分、すなわち、レードーム、翼と尾部の前縁への落下を検出し、知らせることはできず、いかなる方法によっても評価算定することができない。また、大規模な点検の作業は、取り外しを必要とし、結果として飛行機の停止をもたらすので複雑である。調査をより詳細にしようとするほど点検作業は複雑になる。

本発明は、この問題、すなわち、飛行機の構造体の監視方法の不完全なことを解決することを目的とする。

本発明によると、この問題は、飛行機の有効耐用期間中にわたって飛行機に常時継続的な監視システムを備え付けることによって解決される。典型的には、この耐用期間は、飛行段階、および、空港または保守格納庫での待機段階を含む。監視システムは、飛行機の電力供給によって給電される電子システムである。したがって、特に待機段階中に維持される常時継続的な電力供給によって、飛行機が受けた全ての事象、イベントを収集することができる。この場合、研究所で実施された耐久性の測定は、音響測定によって交代されるか、少なくとも補完される。実際、本発明によると、飛行機の構造体にかけられた衝撃およびショック、そして応力もまた、衝撃点、ショック箇所または応力のゾーンで音波の発信の原因となることが確かめられた。したがって、繊細な箇所、上記の重要な部分に圧電センサのセットを設置することができる。これらのセンサは電子システムに接続されており、イベントが起きるとすぐに電子システムに知らせる。

このように、本発明では、強い応力もまた、衝撃とは性質の異なる音波の発信を引き起こし、これらのイベントの収集は飛行機の状態について有効に知らせることができることがわかった。単純にいうと、頻繁に雷雨を受ける航路を通る飛行機は、これらのイベントをより多く受けることになる。その飛行機は、たとえ外観が許容可能であっても、より経時劣化が進んでいることになる。本発明によると、これらの応力の激しい作用の割合を測定する。

したがって、本発明は、飛行機の構造体の監視方法であって、
‐この構造体上の衝撃、応力または経時劣化の作用を測定し、
これらの測定を実施するために、
‐この構造体の監視すべき部分に圧電センサを配置し、
‐飛行機の有効耐用期間の間、地上および飛行中に、これらのセンサによって発信される信号を常時継続的に収集し、中央処理装置において処理し、
‐これらの信号が、構造体内のセンサの箇所での音波の存在から生じる
ことを特徴とする飛行機の構造体の監視方法を目的とする。

本発明は、また、飛行機の構造体の監視装置を目的とするものであり、該装置は、この構造体上の衝撃、応力または経時劣化の作用を音響測定によって検出する、飛行機に搭載された装置、および、この搭載された装置の、搭載された安全作動装置を備える。

本発明は、以下の記載を読むことにより、および添付図面を検討することによってより明らかになるであろう。但し、これらは例示的に示したものであって、本発明を何ら限定するものではない。添付図面は、以下のとおりである。
‐図１は、本発明の方法および装置で測定した音響信号の振幅を時間で表示したものである。
‐図２では、同一の監視ゾーンに複数の圧電センサが存在する場合、測定した音響信号の時間のずれによって衝撃地点を位置特定することができる。
‐図３は、本発明による、飛行機内での様々なセンサの分布と、これらのセンサによって生成された信号の収集装置の概略図である。
‐図４は、本発明の記録装置の詳細な機能図である。
‐図５および図６は、本発明によるプリアンプ、調節、およびデータ取得系統の完全性管理の装置を図示したものである。
‐図７および図８は、圧電センサから発信された信号のプリアンプ装置（インピーダンス転換回路）および圧電センサの故障検出機構を図示したものである。

本発明では、音響の放射に係るアコースティック・エミッションの原理が活用されている。実際、本発明では、イベントの発生後からしばらく経過した飛行機の部分の状態よりも、（現象の始まりから数ミリ秒または数秒後以内の）まさにその瞬間に生じる一時的な現象に注目する。そのため、本発明は、特に、飛行機の耐用期間中にわたって経時劣化の推定を音響測定によりよく相関させるために、上記に記載の大規模な点検作業の後に行われて差し支えがあるわけではない。

音響テストは、機械的な応力下での材料の変形のふるまいを調査するための強力な方法である。アコースティック・エミッションは、材料内の急速なエネルギー放出によって生じた一時的な弾性波として定義できる。ここでは、音響テストは、損傷を検出することを可能にする非破壊的な検査技術として使用される。

材料のテストに音響原理を使用する電子装置は、特殊な計測学製品であり、したがって、計測製品である。それらは、以下の特定の用途、すなわち、
‐材料のふるまい、特に、亀裂伝播、弾力性、疲労、腐食、クリープおよび剥離の研究、
‐特に材料の処理、金属および合金への加工、介在物、焼割れ、空隙などの欠陥の検出、製造、変形工程、すなわち、圧延、鍛造、押出し、溶接およびろう付け（介在物、割れ、根本的な材料不足）といった製造工程中の非破壊的な検査、
‐構造体の監視、特に、金属構造体の連続的な監視、圧力チャンバ、配管、パイプライン、ブリッジ、ケーブルの周期的なテスト、
‐漏れの検出、
のために検討研究されている。

そのような音響計測装置は、石油化学および化学の分野で、貯蔵タンク、リアクタチャンバ、穿孔機、海洋掘削プラットホーム、パイプライン、バルブに適用される。また、該音響計測装置は、エネルギーの分野でも、原子炉チャンバ、蒸気生成器、セラミック絶縁体、変圧器に適用される。

また、このような装置は、航空学および宇宙工学の分野でも公知であり、研究所で、金属疲労、金属腐食を測定するために、そして複合構造体および金属構造体の研究に使用されている。

しかし、この分野では、他のいずれの分野とも同様に、このような装置は航空機または宇宙ロケットに搭載されるものとしては知られていない。該装置は、研究所において、安定した、とりわけ動きのない、取り外された部材にしか使用されていない。したがって、前述の課題に戻るようになる。

本発明では、信号を測定し、時間とともにデータを処理し、結果データを記録し、表示し、分析するアコースティック・エミッション系統を使用する。本発明では、信号を測定し、時間とともにデータを処理し、それを記録するアコースティック・エミッション系統を使用する。本発明では、飛行中の飛行機の振動を除去して、有効な音響信号だけを抽出することができることを示す。典型的には、本発明の方法では、力学的波動のバーストを測定するが、実際にはそのスペクトル成分は２０ｋＨｚ〜２ＭＨｚの間に含まれる。アコースティック系統によって、リアルタイムでデータを分析すること、つまり、時間領域においてバースト（高周波数信号）の特性を分析することができる。また、そこから周波数特性の分析を想定することもできる。さらに、アコースティック系統によって、ゾーン毎に、またはメッシュ毎に音響源を位置特定し、リアルタイムかつ自動的に音響源を認識し、分類し、音響バーストの特徴に応じて音響バーストをフィルタリングし、記憶し、現象の特徴的なデータを抽出することが可能となる。

本発明のシステムでは、また、自身の設定パラメータ、データの転送およびデータの記憶を管理することが可能となる。

したがって、本発明は、また、搭載システム、埋込みシステム、電気システム、電子システム、プログラム可能な電子システム、輸送用の安全性に関する設備の分野に適用される。本発明の装置は、衝撃の際に作動することから、これらの衝撃の検出の特定の機能性を示す。

そのため、本発明の装置は、ハードウェアおよびソフトウェアの作動の安全性の汎用機能性を備える。これらの作動安全機能性は、装置の外因性および内因性の故障の検出機構にある。外因性の機能性は、主に、例えば、センサまたは配線路の状態（断線、短絡、センサの配線路上の漏れ、さらにセンサの故障）の監視および検出であり、より正確には、これらのセンサが発信した信号の常時継続的な検出、飛行機外部の電力供給状態の監視、および、非常用バッテリを隣接させることによる装置の自立性の強化である。内因性の機能性は、装置の内部の故障を監視し、検出することを可能にしなければならない。これらのセルフ・テストは、主にバッファメモリおよびデータ記憶メモリの監視、例えばプロセッサのタスクの停止を回避するためのウォッチドッグ・タイマーを備えることによる、搭載ソフトウェアの監視である。この作動安全システムは、一般的に、装置またはシステムによって実現されるべき機能の故障を原因とする潜在的なリスクを含む。検出された故障の重大性に応じて、装置は故障作動モードを採用する。

したがって、本発明は、衝撃または応力の検出、処理および記録の方法および装置に関するものである。この装置は、複数のセンサを備える。各センサは、圧電性のものであって、機械構造体内に伝播する力学的波動をキャッチするためのものである。

本明細書では、下記の用語を使用するが、その意味は、図１、２および３に照らし合わせて明らかになる。
‐ＡＤＣ（Ａｎａｌｏｇ ｔｏ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｃｏｎｖｅｒｔｏｒ）：アナログデジタルコンバータ、
‐ＥＡ：アコースティック・エミッション、
‐ＣＮＤ：非破壊検査、
‐ＦＰＧＡ（Ｆｉｅｌｄ Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙｓ）：フィールド・プログラマブル・ゲート・アレイ、
‐ＤＳＰ（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）：デジタルシグナルプロセッサ、
‐ＲＴＣ（Ｒｅａｌ Ｔｉｍｅ Ｃｌｏｃｋ）：リアルタイムクロック、
‐音響信号の伝播時間は、関係する経路（この経路に関係する圧電センサ）での音響信号の到着時間と、別経路で最初に到着した音響信号の到着時間との差を示し、
‐音響信号の到着時間は、信号による最後の閾値超えに対応する時間を示し、
‐交番数ＮＡ（Ｎｏｍｂｒｅ ｄ’Ａｌｔｅｒｎａｎｃｅ）：信号による最初の閾値超えからの閾値超え数。

このように、図１では、測定した音響信号（後述するように電気信号に変換後）は振動形を有する。その振幅は、日付ｔ_１で閾値ＳＥＵＩＬを超える。日付ｔ_２で、その最大に達する。差ｔ_２−ｔ_１は、この信号の立上り時間である。この信号は、一実施例では約１００μｓのバースト時間を有する。バースト時間は、時間ｔ_１と時間ｔ_３の間で測定される。時間ｔ_３は、また、最後の閾値ＳＥＵＩＬを超えた後の一定時間（短い）に対応する。この時間中、信号エンベロープは、ここでは、四回の頂点に達し、一回は前兆波であり、一回は主波であり、二回は寄生波である。この逆算によって、４に等しい交番数が導かれる。測定された信号は、バースト時間中は高周波であり、遮断周波数がバースト平均時間の逆数の約５０倍であるローパスフィルタを用いて交番のエンベロープを抽出することができる。一方、信号は、振幅の正の絶対値の最大値と、振幅の負の絶対値の最大値（最小振幅の絶対値と呼ばれる）とを有する。図２は、音響信号の伝播時間、すなわち波の始まりと始まりの間の時間差、つまり第一のセンサに到達した第一の波および別のセンサに到達した同じ波との間の時間差を示す。

図３〜５は、ハードウェア構成要素およびソフトウェア構成要素を備えるシステムを示している。一実施例では、これらのハードウェアおよび搭載されたソフトウェアは、機能性設備を形成する。

この設備では、圧電性のセンサ１によって検出された音響信号は、アナログ電気信号に変換される。これらのアナログ信号は、別途に設置されたプリアンプ２（プリアンプ／アナログ調節器）によって使用できる電圧レベルに増幅できる。この場合、プリアンプはセンサ１の近傍に別途に設置されている。好ましくは、設備と一体化されたプリアンプによって増幅される。センサ１は、飛行機の繊細なゾーン、特にレードーム、翼と尾翼の前縁といった上記のゾーンに、ゾーン毎に配分されている。図３は、三つのゾーンの監視を示している。

例えば、２４個のセンサが四つの繊細なゾーンの各々に配分されている。増幅された各信号は、飛行機の大きさに対応する長い距離（１０〜５０ｍ）を進行されるように調節され、変調される。受信時に、該信号は信号処理ユニット３において復調され、測定され、処理されることができる。次に、デジタルシステムのデータは、監視装置４に転送され、該監視装置は、自身でデータをメモリに向けて転送し、システムの故障の検出戦略を操る。道具すなわち診断用ＰＣ５は、これらのデータのロードと記録、および、場合によってはこれらのデータの表示を促す。信号処理ユニット３は、アナログ／デジタルコンバータ、マルチプレクサ、ＦＰＧＡ回路、および／またはＤＳＰを備える。

飛行機の構造体内における各イベントは検出され、時刻記録され、主に振幅、交番回数、エネルギー、立上がり時間および持続時間に関して記載される。場合によっては、周波数スペクトルを測定することができる。イベントを特徴付けるバーストおよびパラメータは、信号デジタル処理ユニット３の出力バッファメモリに記憶され、ホスト処理装置に向けて転送されるまで待機中となる。

監視装置４は、信号デジタル処理ユニット３の単一のデータフローでのデータのタイミングのよい読み取りを調整するために役立つものであり、該読み取りは、システムが大量のデータを獲得することを可能にする大容量記憶用のマスストレージおよびバッファメモリに向けて行われる。

診断用装置５は、パーソナルコンピュータまたマイクロコンピュータ型である。該診断用装置は、装置のデータをダウンロードし、大容量マスストレージ、典型的にはハードディスクに向けて転送する。該診断用装置は、ディスプレイモニタでのデータの表示を生成することができる。該診断用装置は、入力／出力作業、特に、例えば閾値ＳＥＵＩＬの閾値、イベント後のタイムアウト（ｔｉｍｅ ｏｕｔ）時間といった装置のパラメータの設定および較正を処理する。閾値を定義し、その閾値を超えた信号を測定するように決定できるのだが、この閾値は飛行機が飛行中か地上に停止中かによって異なる。別の変形実施例では、信号の上閾値を決定し、この閾値を上回る信号についてアラーム信号を生成する。

本発明では、下記では設備と称される、そのようなシステムを利用し、該システムは同時に安全機能を備える。これらの安全機能は、設備の安全状態を達成するため、または、そのような状態を維持するために必要とされる。そのような安全機能は、電気システムまたは電子システム、またはプログラム可能な電子システム、または、ソフトウェアによって、またはリスク削減外部装置によって、十分な完全性のレベルを実現するように想定されている。

この目的で、本発明の装置は、そのほかに、下記の監視および診断の作動モードを備える。

監視モードは、下記の機能性を含む：
‐イベントパラメータの従来の検出および計算機能（センサおよびチャネルの番号、音響信号の伝播時間、信号の持続時間、最大値、最小値、エネルギー、交番数、立上り時間など）、
‐設備の外因性および内因性の故障を検出するための、システムを構成する各モジュールの安全性のセルフ・テスト機能、または監視機能、または完全性機能、
‐音響イベント、設備の寿命中の内部および外部の故障の記録および時刻記録機能、および、一つまたは複数のデジタルバスシステム上での、または有線通信、および／または、ワイヤレス通信の新規な手段上でのデータ転送機能性、
‐一つまたは複数のデジタルバスシステム上での、または有線通信、および／または、ワイヤレス通信の新規な手段上での、別途に設置された中央処理装置へ向けたデータ転送または通信機能。この別途に設置された中央処理装置は、診断用マイクロコンピュータまたは同一バスシステム上の他の設備であってもよい。

故障の重大さによって、設備は、低減化モードによって作動することもできる。

診断モードは、システムの再プログラミング、パラメータの較正および分析用データ（イベントおよび故障のパラメータ）の転送から成る。

本発明の利点は、特に、ハードウェアおよびソフトウェアのアーキテクチャのモジュール性という利点であり、圧電センサ１の互換性という利点であり、周辺機器やドライバの追加における展開能力という利点であり、システムのサイズを縮小する能力という利点であり、飛行機の構造体の利用段階全体にわたる前記構造体の機械的完全性の監視という利点である。

作動監視機能性は、有効化機能性、作動安全機能性および供給管理機能性をまとめる。

有効化機能性は、音響イベントパラメータの検出機能性および計算機能性と不可分である。この有効化機能性は、測定の信頼性の上昇をもたらす。この有効化機能性は、測定が実施された条件について自問することを必要とする。この点で、同様に、これらの条件は測定され、検出された音響イベントに関する測定と組み合わされる。

作動安全機能性は、内因性の擾乱（内部キューのオーバーフロー、メモリ、プロセッサのふるまいなど）および外因性の擾乱（静電気擾乱、給電遮断、電力供給線の障害、ケーブル接続の破損、たかだかアースへの漏れ、短絡、開回路、センサの破損）に対するデータの安全性または完全性に及ぶ。この後者の測定は、圧電センサ１を特徴付ける容量の測定によって実現される。このために企画されたテストは、ブール型の測定または結果である。テストは、その性質に応じて、周期的か非同期的である。テストに利用したいくつかの測定値の整合性を有効化するためには、これらの測定値は、フィルタリングされる。複数回にわたって実施した後、故障の確認が得られる。

給電管理機能性は、ハードウェア構成要素を用いた外部給電の調節、および、エネルギー貯蔵装置へのこの外部エネルギーの一部分の貯蔵からなる。この貯蔵は、外部給電が遮断された場合に利用可能である。

本発明の設備の詳細なアーキテクチャは、図４では、四つのモジュールを含む。第一のモジュールは信号処理モジュールＳＩＧＮＡＬ ＰＲＯＣＥＳＳＩＮＧであり、第二のモジュールはプロセッサモジュールＣＰＵであり、第三のモジュールはエネルギー監視モジュールＭＯＮＩＴＯＲＩＮＧであり、第四のモジュールは給電モジュールＰＯＷＥＲ ＳＵＰＰＬＹである。

信号処理モジュールは、センサ１からセンサｎの番号を付けた圧電センサ１、ｎ個のセンサに組み合わされたアナログ系統、アナログデジタルコンバータＣＡＮ１１、測定の処理および音響信号パラメータの抽出をリアルタイムに並列で実行するＦＰＧＡ回路１９をまとめる。

本発明の装置は、各センサにつき一つの調節アナログ系統を備える。調節系統は、音響パラメータ計算デジタル装置と一体化されており、公知の技術のデータ記録機器装置の場合のように、別途に設置されたアナログ系統に組み合わされているわけではない。

図５に示したアナログ系統は、センサｎについて選択可能な利得１／Ｃ_ｎを有する電荷プリアンプであって、遮断周波数１／Ｒ_ｎＣ_ｎ＝２０ＫＨｚに固定されたプリアンプ６と、ハイパスフィルタであって７の遮断周波数が２０ｋＨｚに固定されたハイパスフィルタ７と、バンドパスフィルタ８であって圧電センサ１の型に応じて遮断周波数がプログラム可能なバンドパスフィルタ８であり、これらを縦続に備える。このバンドパスフィルタは、スイッチまたＦＥＴ型トランジスタによって実現されたリレーによって短絡することができる。このアナログ系統は、また、設備を様々な型の圧電センサ１に適合させるために選択可能な利得０ｄＢ、２０ｄＢ、４０ｄＢ、６０ｄＢ、８０ｄＢを有する増幅器９と、２ＭＨｚのアンチエイリアシングフィルタ１０を備える。電荷プリアンプ６は、電圧プリアンプ９のようには距離／減衰の作用に反応しない。電荷プリアンプ６は、圧電センサ１のプリアンプ９からの距離とは無関係に信号の感度を維持する。

アースの漏れとプリアンプ６の給電電圧の漏れとの欠点を検出するために、複数のコンパレータ１２を実現する。これら複数のコンパレータは、有効電圧のレベルを、高い電圧および低い電圧と比較することによって検出する。これらのコンパレータは、配線路の故障をシステムに知らせる。この技術は、監視の継続性および配線路における良好な信頼性のレベルを付与する。

また、単安定マルチバイブレータ回路１３が、圧電センサ１の容量値を検証するために、利用される。圧電センサ１の容量の測定によって、センサ１のレベルでの、ある箇所の故障、ある箇所の配線路の断線、あるいは、ある箇所の短絡を検出することができる。一つのリレーによって、このマルチバイブレータは、センサに接続される。マルチバイブレータ１３から発信された信号は、センサの状態について知らせる。

電荷プリアンプ６は、図７では、インピーダンス転換回路である。このプリアンプ６は、センサから生じた電荷を比例した電圧信号に変換する。反転フィードバック回路に取り付けられた、スイッチまたは電界効果トランジスタＦＥＴによって実現されたリレー１６は、そこでは、選択されたコンデンサ１４のＣ_ｎの放電に、したがって、設備の準備に役立つ。コンデンサ１４のＣ_ｎと並列に取り付けられた選択された抵抗器１４のＲ_ｎは、遮断周波数１／Ｒ_ｎＣ_ｎのハイパスフィルタを形成し、ドリフトの問題を回避することができる。電荷プリアンプ６の利得１／Ｃ_ｎは、リレー（スイッチまたはＦＥＴトランジスタ）によって選択可能である。抵抗器Ｒ_ｉｎ１５およびコンデンサＣ_ｉｎ１５は異なり、どちらも調節することができるのだが、回路を均衡にし、入力のバイアス電流によって引き起こされる、直流給電または交流給電のオフセット誤差を減少させるために配置される。

システムのセンサの故障を抑制するために、単安定マルチバイブレータ１７を利用する回路が、図８では、直接作動の切替えによって組み込まれる。この単安定マルチバイブレータ１７は、該マルチバイブレータ１７の入力Ａに立上がりエッジ（または下がりエッジ）を送るとき、ＲＣに比例した幅のタイムスロットを生成し、抵抗器１８は考慮するセンサの型に応じて調節できる単安定マルチバイブレータの二つの端子に配置された基準の抵抗器である。圧電センサ１の容量の値は、タイムスロットの期間に比例する。この時間ｔを測定すると、センサ１の容量Ｃの値が得られる。

ｎ個の全ての経路は、図５の回路１１のようにｎ個のコンバータ回路によって並列に調節されている。これらの各アナログ／デジタルコンバータは、２０メガビット／秒の周波数で、１６ビットの精度でアナログ系統から情報をサンプリングする。これらの各コンバータは並列型である。これらの各コンバータは、１６ビットのデータバスによって信号をＦＰＧＡ回路１９に転送する。それらの各信号には、有効データ信号が付随している。

ＦＰＧＡ回路１９は、プログラム可能な閾値を超えるとすぐに、情報のリアルタイムで並列した処理を行う。本発明によって処理される測定は、特に下記のものである：
‐イベントの日付記録（１００ｎｓのクロックパルスによって増分されるレジスタの値に従う）、
‐経路番号、
‐信号の期間、
‐最大値、
‐最小値、
‐閾値超え数、
‐立上がり時間、
‐音響信号の伝播時間

ＦＰＧＡ回路１９は、衝撃から来る音響イベントのリアルタイムの取得機能およびこれらの音響イベントを特徴付けるパラメータのリアルタイムの計算を実現する。ＦＰＧＡ回路１９は、イベントのパラメータの記録用の、ＦＰＧＡ回路１９の内部ＤＰＲＡＭメモリに一時的なデータを記憶する機能を実現する。Ｆｌａｓｈ ＥＥＰＲＯＭ型の不揮発性メモリ２３内に測定を記憶する時間が極めて長いとき、そのようなメモリを使用することは適切である。実際、ＤＰＲＡＭメモリは、そのようなＦｌａｓｈ ＥＥＰＲＯＭメモリに情報を記録するのに有用な７０ｎｓよりも速い。

アナログ系統および給電の監視機能は、ＦＰＧＡ回路１９によって操作される。それらの機能は、同一の単一構成要素と一体化されている。

診断モードでは、システムはＦＰＧＡ回路１９に、音響パラメータの計算を可能にするパラメータ全体を転送することができる。

リセット信号を使用して、ＦＰＧＡ回路１９の全てのマルチバイブレータおよびレジスタを再初期化することができる。この信号は、図４のプロセッサ２０から来る。

ＣＰＵモジュールは、ランダムアクセスメモリＲＡＭ、ＦＬＡＳＨ型のマスストレージ２３、クロック管理モジュールであるＣＬＫマネージメント２６、リセットモジュールであるＲＥＳＥＴマネージメント２２、周辺機器ＲＴＣ２７、ＥＥＰＲＯＭメモリ２４がインターフェースするプロセッサ２０をまとめ、これら全ては同期シリアルバスによって接続されている。プロセッサ２０は、ＦＬＡＳＨ型のマスストレージ２３またはＥＥＰＲＯＭ２４に記憶されたパラメータから、無線周波の発信機／受信機へ向けた転送用のマスストレージの再読み取りから、取得系統の完全性の周期的検査から、メモリの完全性の検査から、電源の監視から、および、クロックＲＴＣ ２７の値の回収によるイベントの日付記録から、ＦＰＧＡ回路１９のロードおよび設定作業を実行する。

ＦＰＧＡ回路１９の内部ＤＰＲＡＭメモリはＦＰＧＡ回路１９の内部リソースによってアクセス可能であり、プロセッサ２０によって各経路につき８個のパラメータを書き込む。プロセッサ２０は各経路について該８個のパラメータを読み取ることによって、次に、これらのデータをＦＬＡＳＨ型のマスストレージ２３に書き込むことができる。ＤＰＲＡＭのメモリサイズは任意である。実際、Ｆｌａｓｈ２３へのデータ書き込み中のデータフローの流量（ミリ秒程度）は、二つの連続した衝撃の間の最小時間（百マイクロ秒程度）に対応する流量を大幅に上回る。任意的に、１０個の衝撃のデータサイズを上回るＤＰＲＡＭの深さをとる。

ＦＰＧＡ回路１９の書き込みとプロセッサ２０の読み取りとの間に制御システムが配置される（アドレスカウンタ）。ＤＰＲＡＭは、音響イベントおよび過去の故障の種類、ならびに、加算の検証、つまりチェックサム型の、保存された値の完全性の検証の情報をメモリに保持する。ＤＰＲＡＭは、初期化段階でプロセッサ２０によってテストされる。

バーストから抽出された音響データの計算は、レジスタから実行される。レジスタＳＥＵＩＬは、アプリケーション／用途に応じてオペレータが選択した任意の参照電圧の値を含む。特に、値ＳＥＵＩＬは飛行機が待機段階（さらには保守段階）または飛行段階にあるかによって変化させるように想定することができる。パラメータは、好ましくは、設計時および較正時に定義される。このパラメータはＥＥＰＲＯＭメモリ２４に記憶される。このパラメータは、位置決定センターを介して変更可能である。レジスタＴＤＵＲＥＥは、スライドウィンドウの期間である時定数を含む。このスライドウィンドウ（図１）によって、ＦＰＧＡ回路１９は経路上の音響バーストの終わりをリアルタイムで決定することが可能となり、パラメータの抽出過程を終了する。このウィンドウのレジスタの値ＴＤＵＲＥＥは、設計段階の時および較正段階の時に定義されるパラメータである。このパラメータは、位置決定センターを介して変更可能である。ウィンドウＴＤＵＲＥＥは、閾値超えがあるとすぐにアクティブ化される。ウィンドウＴＤＵＲＥＥはアクティブ化されたままであり、音響信号による閾値超えが起きる限り再始動できる。音響信号による閾値超えが期間ＴＤＵＲＥＥの間全く起きないとき、ウィンドウＴＤＵＲＥＥは非アクティブ化される。このパラメータは、ＥＥＰＲＯＭメモリ２４に記憶される。このパラメータは、位置決定センターを介して変更可能である。

あるレジスタは、ウィンドウ値ＴＯＵＴ＿ＭＡＸを含む。ウィンドウＴＯＵＴ＿ＭＡＸは、二次エコーを抑制することを可能にする取得抑制時間枠に対応する時定数である。経路上に音響バーストが検出されたとき、信号の跳ね返りに対応する後続のサンプルがフィルタリングされる。したがって、所定の経路上の信号の終わり次第、すなわち、カウンタＴＤＵＲＥＥが終了に到達し、閾値ＳＥＵＩＬを超えた信号が存在しなかったとき、カウンタＴＯＵＴ＿ＭＡＸが始動する。このカウンタＴＯＵＴ＿ＭＡＸがウィンドウ値ＴＯＵＴ＿ＭＡＸに達しない限り、ＦＰＧＡ回路１９はこの経路上のサンプルを考慮しない。このパラーメータはＥＥＰＲＯＭメモリ２４に記憶される。このパラメータは、位置決定センターを介して変更可能である。

稼動状態の全てのセンサが閾値ＳＥＵＩＬを超えた後の音響バーストを知らせたときは、すぐに音響イベントパラメータを記録しなければならない。しかしながら、いくつかのセンサがイベントを知らせないことがあり得る（センサの欠陥または高すぎる閾値電圧）。システムが際限なくイベントを待つことがないように、終了時間ＴＶＯＬ＿ＭＡＸを想定する必要がある。このパラメータは、ＥＥＰＲＯＭ２４に記録された、ＦＰＧＡ回路１９のレジスタにロードされた、レジスタＴＤＵＲＥＥおよびレジスタＴＯＵＴ＿ＭＡＸの値から計算される。音響信号の伝播時間は、（ｎ−１）×（ＴＤＵＲＥＥ＋ＴＯＵＴ＿ＭＡＸ）（ｎは経路数）に対応する。

衝撃の終わりと音響パラメータの計算の承認を各経路について特徴付けることができる条件は、条件ＣＯＮＤ１または条件ＣＯＮＤ２によって定義される。所定の経路上で、信号が検出されたとき、カウンタがその終了ＴＤＵＲＥＥに達し、信号が既に特徴付けられている経路を除いた残りの経路上でイベントが検出されず、および、カウンタがその終了ＴＯＵＴ＿ＭＡＸに達したならば、そのとき、条件ＣＯＮＤ１は満たされる。閾値を超えたサンプルがまだない経路が存在し、少なくとも一つの経路について信号が特徴付けられており、および、カウンタがその終了ＴＶＯＬ＿ＭＡＸに達したならば、そのとき、条件ＣＯＮＤ２は満たされる。

ウォッチドッグ・タイマー機能Ｗａｔｃｈｄｏｇ２１によって、ソフトウェアのシーケンスの時間的および論理的な監視が可能である。Ｗａｔｃｈｄｏｇ２１は、典型的にはプロセッサがループ中の時、プロセッサ２０の欠陥のあるプログラムシーケンスを検出することができる。プロセッサ２０は、Ｗａｔｃｈｄｏｇ２１に向けて所定の周波数のインパルスを発信しなければならない。故障の場合、プログラムの個々の要素は、プロセッサ２０のクロックが異常を示し、インパルスが発信されなくなっている期間中に処理され、それにより、Ｗａｔｃｈｄｏｇ２１によるＲＥＳＥＴマネージメント２２に向けた中断が始動され、該ＲＥＳＥＴマネージメントがリセットの性質を処理し、プロセッサ２０に向けて再初期化を行う。

リセットの種類の識別は、ＲＥＳＥＴマネージメントモジュール２２によって管理され、設備の再起動の原因が特定される。

以下の場合が検証される：
‐設備が完全に消されるようになる後（給電の遮断、冷えた状態でのリセット）の外部給電の再確立、
‐設備が完全に消されるようになる前（給電の遮断、熱い状態でのリセット）の外部給電の再確立、
‐外部または内部のＷａｔｃｈｄｏｇ２１のリフレッシュエラーによって起きるリセット、ＲＥＳＥＴ、
‐プロトコルによって制御される外部または内部のＷａｔｃｈｄｏｇ２１のリセットによって起きるリセット。

機能に関して、結果は以下の表１に示すとおりである。

マスストレージは、プロセッサ２０のハードウェア設定、起動プログラム、アプリケーションソフトウェア、音響測定の記録全体、およびマスストレージの故障以外の故障の記録を含むのに十分なサイズのＦＬＡＳＨ２３である。

周期的テストが、データの完全性を有効化するためにプロセッサ２０によって実行される。

ＥＥＰＲＯＭメモリ２４は、音響測定の設定パラメータおよびセルフ・テストに使用されるパラメータ（閾値、フィルタなど）を記憶し、マスストレージの欠陥、すなわち、欠陥のあるセクタを記憶する。

完全性のテストは、アクセス制御、アドレス指定、書き込み、読み取り、記憶（加算の検証、つまりチェックサム型の、保存された値の完全性の検査の情報）を含む。テストの性質に応じて、周期的か非同期的である。

ランダムアクセスメモリＲＡＭ２５は、ソフトウェアの変数の一時的な保存および実行中のソフトウェアに使用するのに十分なサイズのランダムアクセスメモリである。ＲＡＭ２５の完全性を有効化するためにプロセッサ２０によってテストが実行される。周期的テストは、予約メモリゾーンで待機中の値および記憶された値（チェックサム型の、保存された値の完全性の検査の情報）の周期的な読み取りから成る。これらのテストは、非同期的なテストによって補完され、該テストはアドレス指定、書き込み、記憶（チェックサム型の、保存された値の完全性の検査の情報）および読み取り時の故障を検出することから成る。

ＣＬＫマネージメントモジュール２６は、コンバータ１１、ＦＰＧＡ回路１９、プロセッサ２０にクロックパルスを分配する。また、このモジュールは、ドリフトを微小にするように保証し、直列接続された複数の抵抗器によって配線路のインピーダンスにドライバ回路のインピーダンスを適合させて、オーバーシュートを除去するために、クロックドライバ回路を含む。クロック用の回路は、位相調節ループに接続されている。

ＲＴＣ回路２７は、年‐月‐日‐時‐分‐秒のフォーマットで日付を与えるクオーツ時計に組み合わされた集積回路パッケージである。その精度は秒単位である。そのインターフェースは、保持する構成要素の型に応じて、ＳＰＩまたはＩ２Ｃフォーマットである。この構成要素は、カードの耐用期間中に少なくとも一度はプログラムされている（時間の初期化）。この時計のずれの補正装置は想定されていない。

ドライバ回路ＲＳ２３２ ２８は、ＭＡＸ２３２型の特有の回路であり、ＲＳ２３２接続によって、検証用のマイクロコンピュータへの接続を実行する。この回路によって、ＴＴＬ信号をＲＳ２３２型信号へ、および、その逆方向への変換が可能になる。入力／出力信号に接続された互いに逆方向のダイオード二つを設けることにより、過大な電圧の場合に回路が保護される。その専用回路は、経路の短絡から保護される。

バス上の通信プロトコルは、同期シリアル標準プロトコルＳＰＩまたはＩ２Ｃである。この型の用途に良く適したシリアルバスは、プロトコルＩ２Ｃを使用するものである。このバスに、周辺機器またはドライバ回路、すなわち、ＥＥＰＲＯＭメモリ２４、ＲＴＣ２７、バス通信ドライバ回路を付加することによって、本発明の装置の機能性を向上させることができる。特に、センサと中央処理装置の間のバスの状態をテストして、センサの信号を常時継続的に収集することができる。

通信は、ワイヤレス通信手段２９を用いて実行することができる。設備によって記録されたデータの収集は、いずれにしても有線シリアル接続を用いてローカルにおいて可能である。ワイヤレス通信接続によって、約１０メートルの距離でのデータ収集が可能となる。そのため、２．４ＧＨｚの搬送波の８０２．１１ｂ型のモジュールを使用する。通信はポイント・ツー・ポイントで実行される。

図４に示した監視モジュールは、電流のレベルを検出するもので、かつ、大きすぎる突入電流（短絡）への注意喚起を検出もする。ＭＯＮＩＴＯＲＩＮＧモジュール（監視モジュール）は、給電の欠陥による故障を検出し、過電圧からシステムを保護する。過電圧または低電圧が十分早期に検出されることによって、全ての出力が非課電ソフトウェアによって安全位置に置かれるようになるか、または第二のバッテリ給電ユニットへの移行が行なわれる。電圧のＭＯＮＩＴＯＲＩＮＧモジュールは二次電圧を監視し、電圧が、特定された範囲（上閾値と下閾値）に位置していなければ、安全位置に置く。ＭＯＮＩＴＯＲＩＮＧモジュールは、給電を遮断することで、システムを非課電に置きつつ安全停止させ、しかも、安全性に関する重要な全ての情報を記録する。

図４に示したＰＯＷＥＲ ＳＵＰＰＬＹモジュール（電源モジュール）は、飛行機のＣＥＭ規格ＤＯ−１６０、カテゴリーＢに係るＤＣ−ＤＣコンバータによって構成される電力供給装置である。

ＣＰＵモジュールの作動に必要な電圧の生成に加えて、電力供給装置は、外部電源の故障の場合に、バッテリ型のエネルギー貯蔵装置への切り替えを可能にする。

システムの状態図は、以下の各状態を備える。

ＭＩＳＥ ＥＮ ＭＡＲＣＨＥ（起動）過程
サブシステムＲＥＳＥＴマネージメント２２によって制御されるリセット信号ＲＥＳＥＴが始動された後、設備はＭＩＳＥ ＥＮ ＭＡＲＣＨＥ／起動段階に入る。

システムの給電電圧の降下もしくは消失がＴＢＡＴ１（ＥＥＰＲＯＭ２４でのパラメータ）以上に続き、Ｗａｔｃｈｄｏｇ２１からＲＥＳＥＴ信号が全く始動されないとき、そのとき、期間Ｔｐｏｗｅｒ＿ｒｅｃｏｖｅｒｉｎｇ（ＥＥＰＲＯＭ２４に記憶されたパラメータ）中に正しい電圧レベルに戻る場合、システムは給電の機能性をテストするリセットを実行しなければならない。

起動過程のふるまい、
起動時、設備はシステムの全ての重要な機能、すなわち、ＲＯＭ、ＲＡＭ、マスストレージ、ＥＥＰＲＯＭ２４の完全性、ＲＥＳＥＴマネージメント２２から出力された情報、給電の遮断、外部給電の電圧レベル、エネルギー貯蔵装置の電気容量、センサの完全性、たかだかアースへの漏れ、設定（存在するセンサの数）をテストする。

反転フィードバック回路に取り付けられたリレー１６（ＲＥＳＥＴ）は、選択したコンデンサ１４Ｃ_ｎを放電させ、設備の準備を可能にするために、閉じ位置に置かれる。

テストは、ソフトウェアテストである。いかなる場合も、システムが音響測定プロセスに入ることはない。

配線路の設定が検証され、給電電圧レベルが許容可能であり、および／または容量型のエネルギー貯蔵装置が許容可能なレベルに充電されたとき、システムは、定格機能のために起動過程を終了させる。

給電電圧が範囲外ならば、設備は起動過程にとどまる。

起動過程は、ＲＯＭおよびＲＡＭ２５のテストが偽である限り再始動される。

少なくとも一つの欠陥についてのエラー戦略が、設備を遮断することであれば、設備は遮断過程、つまりシャットダウンのために起動過程を終了させる。

圧電センサ１とアナログ系統との間のスイッチは、電荷プリアンプ６上に配置されている。プリアンプの反転フィードバック回路に取り付けられたリレー１６（ＲＥＳＥＴ）の接点は開位置に置かれる。

設備は、起動過程の終わりに、定格作動段階の過程に入る。

周期的診断
定格機能段階中、設備は周期的なセルフ・テストを実行する。設備は、音響測定が実行される条件（アルゴリズムの良好な展開の検証、電池のオーバーフロー、メモリ内のデータの記憶制御など）を有効化しなければならない。

定格機能段階中、設備は、非同期的な作用（通信プロトコル、アクセス制御、メモリの読み取り／書き込み、漏れについての閾値超え）についての診断を実行する。

欠陥がシャットダウン戦略に関係づけられているとき、あるいはまた、装置または設備の給電電圧の降下または消失がＴＢＡＴ１（ＥＥＰＲＯＭメモリ２４のパラメータ）以上に続くとき、そのときは、装置は遮断モードに入る。

問題のあるエラーが検出されたとき、装置は遮断モードに入る。給電の電圧と電力供給線の障害だけが引き続き診断される。ワイヤレス通信は、引き続きワイヤレスコントローラによって制御され、引き続き診断される。

ワイヤレス通信は許可される。給電の遮断は、装置または設備の停止を引き起こす。設備は、セクタが再度装置に給電するとき、および、まだＲＥＳＥＴ信号が一つも始動されていないとき、起動過程に進んで、再起動する。

装置は、測定の配線路上の欠陥、すなわち配線路上の漏れについて部分的な断線を定義する。欠陥のある配線路の診断は禁止されて、他の配線路は機能したままとなる。欠陥は知らされるが、システムはその状態にとどまる。

本発明の方法および装置で測定した音響信号の振幅を時間で表示した図。 同一の監視ゾーンに複数の圧電センサが存在する場合、測定した音響信号の時間のずれによって衝撃地点を位置特定する図。 本発明による、飛行機内での様々なセンサの分布と、これらのセンサによって生成された信号の収集装置の概略図。 本発明の記録装置の詳細な機能図。 本発明によるプリアンプ、調節、およびデータ取得系統の完全性管理の装置の図。 本発明によるプリアンプ、調節、およびデータ取得系統の完全性管理の装置の図。 圧電センサから発信された信号のプリアンプ装置（インピーダンス転換回路）および圧電センサの故障検出機構の図。 圧電センサから発信された信号のプリアンプ装置（インピーダンス転換回路）および圧電センサの故障検出機構の図。

符号の説明

１ 圧電センサ
２ アナログ調節器
３ 信号処理装置
４ 監視装置
５ 診断用装置
６ プリアンプ
７ ハイパスフィルタ
８ バンドパスフィルタ
２９ ワイヤレス通信手段

Claims (11)

1. 飛行機の構造体の監視方法であって、
   ‐この飛行機の構造体上の衝撃、応力または経時劣化を含む音響イベントの作用を測定するに際し、
   ‐飛行機の各ゾーンにつき圧電センサのアセンブリを用いて、その飛行機の有効耐用期間にわたって常時継続的に、複数のゾーンを監視し、
   ‐監視すべき構造体の各部分に前記圧電センサを配置し、
   ‐測定条件を指定し、
   ‐信号を測定するかを決定する上限閾値および下限閾値をセットし、前記閾値を飛行機が地上にいるかまたは飛行中であるかに応じて修正し、
   ‐前記信号が、構造体内の各圧電センサの箇所での音波の存在に帰結し、
   ‐各音響イベントで信号を１００マイクロ秒間測定し、
   ‐信号による閾値超え数を決定し、２０ｋＨｚから２ＭＨｚの範囲の周波数帯に位置する信号を抽出し、
   ‐受信した圧電性の信号をアナログ電気信号に変換し、
   ‐飛行機の有効耐用期間にわたって、地上および飛行中に、信号デジタル処理装置においてセンサからの信号を常時継続的に読み取りおよび処理し、
   ‐常時継続的に信号を収集するために、信号デジタル処理装置に接続されたセンサのアセンブリの動作を有効化し、
   ‐圧電センサの一つが故障した場合、または開回路が検出された場合、または監視用の装置に不具合がある場合に、アラーム信号を生成する過程を含むことを特徴とする、飛行機の構造体の監視方法。
2. 圧電センサをレードーム、翼前縁および尾翼に配置する、請求項１に記載の飛行機の構造体の監視方法。
3. ‐設備に常時継続的に給電するために、電気エネルギー供給を常時継続的に監視し、必要ならばそれをバッテリで補助することを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の構造体の監視方法。
4. ‐常時継続的に信号を収集するために、圧電センサと信号処理装置との間の通信バスの状態をテストすることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。
5. 測定した信号の収集のため、この信号の下記の各特性、
   ‐関係する各センサのパラメータ、
   ‐測定した音響イベントの日付、
   ‐測定した音波の周波数、
   ‐値が閾値より高い信号の交番数、
   ‐値が閾値より高い信号の交番バースト期間、
   ‐測定した信号の最大値、
   ‐測定した信号の最小値、
   ‐測定した信号の立上がり時間、
   ‐測定した信号の周波数スペクトル、
   ‐測定した信号の遅延、
   のうちの一つまたは複数を測定することを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。
6. 飛行機の構造体の監視方法であって、下記の操作：
   ‐圧電センサの存在を検証する操作、
   ‐ウォッチドッグ・タイマー機能を用いて、処理装置がループしないように監視する操作、
   ‐一つのゾーンにつき２４個のセンサを用いて飛行機の四つのゾーンを監視する操作であって、前記四つのゾーンとは飛行機のレードーム、この飛行機の翼前縁およびこの飛行機の尾翼であり、
   ‐イベントの期間がＥＥＰＲＯＭ型のメモリに記憶する時間より短いイベントを記録するために、急速バッファメモリに信号を記憶する操作、
   ‐信号の上閾値を決定し、この閾値を上回る信号についてアラーム信号を生成する操作、
   のうちの一つまた複数を備えることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一つに記載の飛行機の構造体の監視方法。
7. 飛行機の構造体上の衝撃、応力または経時劣化を含む音響イベントの作用からこの飛行機の構造体を監視するための装置であって、その装置が、下記の装置を含み、
   ‐検出装置であって、該検出装置が飛行機に搭載されていて、常時継続的に飛行機の複数のゾーンを監視するため、かつ各音響イベントで信号を１００マイクロ秒間測定するための圧電センサのセットを含み、前記イベントは上限閾値および下限閾値を決定され、前記信号は２０ｋＨｚから２ＭＨｚの範囲の周波数帯に位置するものであり、
   ‐圧電センサからの情報を収集するための装置であって、前記装置は、プリアンプ／アナログ調節器、信号デジタル処理装置、システムが大量のデータを獲得することを可能にするバッファメモリおよび大容量記憶装置に向けて単一のデータフローで、信号処理装置からのデータの読み取りを調整する機能をもつ監視装置（コントローラ）、そして診断用装置（ＰＣ）を含み、該診断用装置は、監視装置に接続されており、前記データのダウンロード、記録、読み取り、その飛行機の有効耐用期間にわたった常時継続的な圧電センサからの信号の処理、前記データの表示、イベント後の時間といった値である、飛行機が飛行中か地上にいるかに応じた閾値を含む装置のパラメータの設定および較正をし、データを大容量記憶メモリに転送するものであり、
   ‐搭載された前記検出装置の搭載された作動安全機能性のための装置、
   ‐圧電センサの一つが故障した場合、または開回路が検出された場合、または監視用の装置に不具合がある場合に、信号を生成するためのアラーム装置、
   とを含むことを特徴とする、飛行機の構造体の監視装置。
8. 検出装置によって生成されるアナログ信号の監視手段を備えることを特徴とする、請求項７に記載の飛行機の構造体の監視装置。
9. 前記信号デジタル処理装置が、アナログ／デジタルコンバータ、マルチプレクサ、ＦＰＧＡ回路、および／またはＤＳＰを備え、イベントを特徴付けるパラメータを記憶し、前記パラメータをプロセッサに転送する、請求項７に記載の飛行機の構造体の監視装置。
10. メインのバッテリに並列に接続されたアラームバッテリを備える、請求項７に記載の飛行機の構造体の監視装置。
11. 圧電センサの故障を検出するための回路を備える、請求項７に記載の飛行機の構造体の監視装置。

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