JPH06504121A - ホログラフィー干渉方法を用いる構造試験 - 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】 発明の名称：ホログラフィ−干渉方法を用いる構造試験技術分野 本発明はホログラフィ−干渉方法を用いる構造の試験に関する。それは（ａ）リ ベット付は又はボルト付は継手或いは構成要素の結合の効力及び（ｂ）疲労ひび がリベット又はボルトの部分に存在しないかを測定するため、リベット付け、ボ ルト付は及び接着した構造のそのままでの分析（ｉｎ−ｓｉｔｕ　ａｎａｌｙｓ ｉｓ）に特に適する。本出願において、本発明は、加圧し或いは負荷できる航空 機の胴体でのリベット付け、ボルト付は及び接着した接続の試験で特に有用であ る。本発明の他の特に有用な応用は目的物への損傷の存在又は弱構造の結果とし て欠陥の存在を確かめるため、複合材料から構成される目的物のそのままでの試 験である。本発明のその上の用途は損傷した複合又はアルミニウム構造等への複 合あて金の適用の効力のそのままでのチェックである。これら最後の２つの応用 では、本発明は、樹脂及びホウ素、炭素、ガラス等の繊維を含む複合物から作ら れた目的物の試験に特に有用である（しかしこれらに限定されない）。

発明の背景 強力な軽量の材料を用い、それらの正常な使用でかなりの応力にさらされる構造 物は、そのような材料の湾岸が結合した部分で特に疲労ひびの発達を受けやすい 。そのような構造の一例は最近の大きな航空機であり、本発明の開発が巨大な航 空機の胴体でのひび検出の問題により一部刺激されたので、この問題への本発明 の応用が本明細書で幾らか顕著になるであろう。

航空機事故の有意な数の原因が、胴体を形成する金属シートのりベット連結の周 辺で、航空機胴体での疲労ひび及び誤った結合の発達による構造故障であること が確認された。即ち、航空機構造での疲労ひびの検出は、それらの形成後できる だけ速やかにすることが決定的に重要な事であることが今や認識され、信頼でき るそのままでのひび検出技術の確立への手段にかなり委託されている。

幾つかの経済的ひび検出システムが現在存在する。これらのシステムは、渦電流 検出技術、超音波試験技術及び磁気ゴム応用を含む。不幸なことに、これらの技 術の各々は、各方法の感度が研究されている成分及び他の因子の形態に依存する ので、かなり限られた範囲の適用にしか適しない。光弾性、腐食性、波紋模様観 察及びシェアログラフイ（ｓｈｅａｒｏｇｒａｐｈｙ）のような現象を用いるひ び分析用の光学技術も開発されたが、これらの光学的技術（シェアログラフイは 別として）は実験室分析手段であり、リベット付け、ボルト付は又は接着構造の そのままでの試験に容易に適用し得ない。即ち、依然として航空機胴体構造での 接合箇所の試験に使用するための信頼できるそのままでのひび検出が必要である 。

上述したように、本発明は「複合物」として一般に知られる複合材料の実験でも 有用である。ホウ素、炭素、ガラス等の繊維を伴う樹脂を含む複合物は、今や構 造目的物及び機械的強さと軽重量の組合せが望ましい構造物にきちんと用いられ ている。このような目的物の例はヘリコプタ−のローターブレードである。

このような目的物についての一つの問題は、目的物の構造的強さに影響しつる複 合物の製造における誤りがしばしば見えないことである。そのような目的物の使 用から生じる他の問題は、それらの正常な使用中、それらが重大な衝撃を受ける と（例えばヘリコプタ−ローター上への鳥の打撃）、複合材料の構造完全状態が 、目的物が打撃を受けたという事実の可視的表示なしに影響される（即ち目的物 は損害を受ける）ことである。

このような複合材料で経験される特別の問題は、それらが可視的に損害を受けは り合せて修理した場合（時には３０層もの多くのはり合せ複合材料を用いること ）、はり合せが正しく適用されたかどうか知る手段がないことである。はり合せ 工程の間に得られる弱い接着の結果、何らの警告もな（複合材料から造られた目 的物の大惨事となる欠陥となる。同様に例えば航空機胴体の修理でアルミニウム 構造に適用されたホウ素複合バッチが基盤材料に正しく接着したがどうか試験す ることができる満足しうる技術は現在ない。

そのような複合材料から造られた目的物の構造完全状態を試験するのに用いられ て来た一つの技術は、「シェアログラフイ」として知られる技術である。この技 術は、ザ・ジャーナル・フォア・ノンデストラクチイブ・エバルエイション、８ 巻、１９８９．５５−６７頁に発表された「シェアログラフイ・ア・ノベル・ア ンド・プラクティカル・アプローチ・フォア・ノンデストラクチイブ・インスペ クンヨン」と題するＹＹユングによる文献に幾らか詳しく記載されている。それ は、又、オブティクス・アンド・レーザー・チクノロシイ、２３巻、１９９１． ２５−３０頁に発表された「フロラ・ブチクシコン・イン・コンボザイツ・ユー ジング・タイムーアベレージ・シェアログラフイー」と題するＳＬトー、ＨＭン アング、ＦＳチアウ及びＣＪティによる文献にも記載されている。

簡単に言うと、シェアログラフイーは、その区域から遠くにある画面に位置する 写真フィルム又は板上で試験されている目的物の表面の小区域のイメージングを 含む。その区域はレーザーからの拡大されたビームにより示される。像は、画面 の一対の横に煎断された像を生ずる「像−剪断カメラ」を用いるレーザー光の反 射から生じる。これらの像は重なり合い、像の上方に斑入りのでたらめの干渉図 形を生ずる。目的物が（例えば振動により）変形すると、反射した干渉している ビームの変位は斑入り図形を修正する。トー等は、彼等の前述の文献で、目的物 が連続的に振動すると、時間平均「シェアログラム」が写真エマルジョンに生じ ることを示す。シェアグラムは白色光源を用いて再構成できる。研究の下に、目 的物の区域にきすがあると（例えばひび）、シェアグラムの像は、目的物がほぼ きずの共振周波数（それは目的物の自然共振周波数よりも例外なくずっと高い周 波数である）で振動したということで、きずの区域の上で目立って異なる。

トー等により記載された技術は疑いもなくそれが推測されるきずの存在を示す可 能性があるが、それは振動数の範囲についてのシェアグラムの生成を必要とする 扱いにくく時間を浪費する技術である。トー等が彼等の文献で指摘するように、 「ホログラフィ−干渉方法におけるように、シェアログラフイーでの時間平均技 術は、定富状態振動研究に適用可能なだけである」。

加えて、損なわれうる複合目的物の区域が研究されていると、きずを検出できな いことは、区域が密接に配置された振動周波数の広範囲にわたり実施されたこと の観察でないかぎりきずが存在しないことを必ずしも意味しない。

トー等により引用されたホログラフィ−干渉方法技術は、エクスペリメンタル・ メカニクス、６月、１９７５．２４１−２４４頁に発表された「オフ−ティプル ・ホログラフィ−」と題するＤＢニューマン及びＲＧペンによる文献で少し詳細 に記載されている。その技術は添付される写真板を照らすため空間周波数フィル ターを伴うレーザーを利用するが、固体構造の表面から少し離れて配置する。回 折図形は写真板のエマルジョンに記録する。回折図形は、照射しているレーザー ビームと板を通過し、その上方に板が置かれた表面区域から反射した照射してい るビームの一部の干渉により生ずる。二次露光が目的物の異なる圧力レベルで同 じ写真板上で起きると、二つの回折図形が組合わさり、発達したエマルジョンを 適当な光で観察すると縞模様（ｆｒｉｎｇｅ）図形を与える。

ニューマン及びペンによる文献は、ホログラフィ−干渉技術を説明し、厚い振動 構造での構造変形を示す。それは比較的低い費用のそのような分析技術に注意を 引かせる。しかしながら、それは、逆反射塗料又はテープで被覆されていること を試験していることを強調しており、それはその技術が提示される用途を限定し ている。事実、ニューマンとペンは、彼等の技術を事実上、表面域が振動可能な 大きな目的物での観察可能な変形の分析に適用することに限定している。

本発明の開示 本発明の目的は、シート金属構造、損傷を受けたか又は欠点のある複合材料及び 損傷した複合材料又は金属シートに適用されたパッチでのリベット付け、ボルト 付は又は接着した接合箇所の構造上の完全状態を試験する信頼でき、使用が容易 で、そのままでの方法を提供することである。

この目的は、ニューマン及びペンによる前述の１９７５文献に記載されたホログ ラフィ−干渉方法技術の修飾形を用い達成される。

本発明者等は、リベット付は又はボルト付は接合箇所が２つの応圧状態にさらさ れ、ホログラフィ−干渉図形がその接合箇所から作られると、（ｉ）　事実上リ ベット付は又はボルト付は接合箇所について、（ｉｌ）　リベット又はボルトが 存在するが留め金としてよりむしろビンとして役立つ接合箇所について、及び （ｊｆｉ）　ひびがリベットの半球形をした頭又はボルトのヘッドの下にある材 料（、−形成した箇所に加圧された接合箇所に９いて観察される千ｅＡ図形が互 いに異なで１がそれらの相違は不変であり、モオ′１によｊｌｌ会合箇所特ゼが 干渉図形の形から判１祈゛テ゛きイ）コ−とを１１４１１戸・っ六発ｌ］１１バ 等１波、ヌ、ニューτ゛〕・・及［！べ、・のン”１と異なし、分析さｒで１． ・、ｉｌ゛）区↑Ｊ゛の表面（ユ逆反射媒体を適用する。Ｔノーはする要でない とい・）のは表面の゛（・、ぼこ！フザ射光に対する過度の背景［ノイズＪを導 入するのに充分て゛ないという条件で（４−の場合に、表面を簡単に磨くことは 、経験は多くの場合、存在する表面仕上げ１式相当なものであることを示したが 、通常背景ノイズを減する）干渉図形は、金属表面からの反射レーザー光を用い 検出できることも発見（、た。事実、逆反射表…の使用は、好ま（バない（良好 な特性縞斑枳についで、入射光と同じ分極を有する反射光を有することが必要で ある）反射光の分極をでたらめにすることができる。

さらに、本発明者等は、ホログラフィ−干渉方法技術が薄い＃ｌ構造物例え＋ｆ ｎベンｌ伺け、ホルト付（づ又は接ｔ＞−ｈでの、複合体での表面下のひび検出 に、又、金属シート又は複合体の表面に適用された多層補修剤での非接積載の検 出１用いうろことをも発見した。

加えて、本発明者等は、修飾ホログラフィ−干渉方法技術の使用により、土］。

述べた、渦電流、超音波又は磁気ゴムを使用する既知技術によっては検出されな いひび及び非接着区域又は地帯を明らかにできることを確かめた。

即ち、本発明によれば、リベット付け、ボルト付は又は接着した接合箇所、複合 材料、多層補修剤等の区域を試験する方法であって、以下を含む。

（ａ）　写真板又はフィルムを該区域の上方に、しかしそこから少し離れて振動 的に分離して取り付けること、 （ｂ）　該区域及び写真板又はフィルムをレーザーの拡大ビームで予め定めた期 間照射すること、 （Ｃ）　該区域に応力を加え、又は加えた応力を変えて、応力の変化により起き た該区域のわずかなゆがみを存在させること、（ｒｌ）　該区域及び写真板又は フィルムを同じ拡大１．ノーザービーム″Ｃ第二゛、の予め定めた期間照射；１ ，５、−０れによりホログラフィ−干渉像を写真板又は７、ルムＥ・）ゴール〉 ヨン内に生じさせるこ゛と、及び（Ｐ）　−う；、て得・月ｔ？−ホログラフｆ −干渉像の粒模様ん、舷側があり・うろよう（＝、■し、くリベット付け、ボル ト付は又は接着（た接合筒１〕〒、ｊ１３傷を受けていない、又は非欠陥複合材 料、正しく接着した多Ｎ補修剤又は該区域の正常状態からのホトグラフィーモ渉 少の縞模様と比較し７、該区域にＪｌ□る全ての構造上の欠陥の存在を測定する こと。

通常、区域の照射の第一と第二の期間は同一の長さの時間であろう。

ホログラフ／−王渉像の比較は縞模様図をデジタル化すること及び適当なコンビ 、−クーソノトウエアーを用い比較を行なうことによりなしうる。

本実襞方法は、構造の有意な変形があり、その圧力１ノベノトが変化するとき、 回い構造の実験に特に適、！ｉ１″ｌ″ある。

本発明の実施態様は、添付の図面を引用し、実施例のみにより記載され４二う。

図面の簡単な説明 図１ａ及び１ｂは航空機胴体でリベットを用いアルミニウムのシートが接合され うる、二つの慣用方法を示す断面図である。

図２は航空機の胴体でのリベット付は接合箇所の分析に本発明を採用した部分概 略例である。

図３は正しくリベット付けした接合箇所のホログラフィ−干渉像である。

図４はリベットの半球形ヘッドの下にあるひびを有するリベット付は接合箇所か ら得られたホログラフィ−干渉像である。

図５は本発明を用いる、複合材料から造られた目的物の区域を実験するために用 いた配列の部分概略例である。

図６及び７はレーザー取り付は台の位置を変えることなく航空機胴体の大きな区 域を試験するための配列の平面図及び立体図である。

図８は航空機胴体の長接合箇所の構造妥当性を試験するのに用いつる設備を（部 分的に概略）例示する。

図９は航空機胴体の接合箇所の試験に用いうる設備の他の実施態様を例示する。

例示した実施態様の詳細な説明 現代の航空機は、実質的に、１市から２ｍｍの厚さを有するアルミニウムシート から造られた溝壁圧力容器である。アルミニウムシートは図１ａ又は図１ｂに示 すようにリベットにより接合する。図１ａ型の接合箇所において、隣接する金属 シート１０及び１１は、一連のリベット１４によりシート１０及び１１に接続す るアルミニウム細片１３により覆われたそれらの継ぎ目１２を有する。例示した 配列で、リベットは半球形ヘッドを有し、それはリベットにより接続されている 表面を立派にしているが、実際にはりベントはしばしばさら穴に埋められる。

図１ｂ配列では、シート１０及び１１を互いにしっかり締めるため一定の間隔で リベット１４によるアルミニウムシート１０及び１１の簡単な重ね継ぎがある。

再び、リベットは半球形ヘッドリベットとして示されるが、それらはさら穴に埋 まりつる。図１ｂ配列において、重ね継ぎは、負荷が構造にかかると、リベット の線の中心にほぼ存在する軸の辺りで傾く傾向がある。

図１ａ及び１ｂに示される接合箇所がまず達成すると、リベット締めの作用はか たい接合箇所を生じる。負荷が接合箇所にかかると、一連のリベットの各のうち の−又は二のりベットは負荷を最初に取るが負荷が何回か取り除かれ、又、かか った後、負荷はリベットの間に均等に分配されることが見られる。それでもやは り、ゆるんだリベットが接合箇所に見られるのはまれではなく、それは与えられ た負荷をほとんど取らないか全く取らない。このようなゆるんだリベットは本発 明を用い検出できる。

同様の状況がボルトをリベットの代わりに用いる場合に存在する（それは時々、 航空機構造で、特に金属シートがより実質的に表面下の構成要素に付着している 場合である）。

航空機において、胴体の接合箇所上の負荷は、航空機胴体が圧縮されるときにか かる。もし加圧及び減圧の多くの環循から来る疲労の結果としてリベット又はボ ルトの近くにひびが発達する場合、それがリベット又はボルトの半球形ヘッドの 端に達すると、ひびはもしかすると危険でありうる。不幸にも、上述したように 、これまで、ひびが潜在的に危険な大きさになる前にひびの存在を観察するため の確実な、そのままでの非破壊的技術はなかった。そのような技術は、構造技術 者が「多位置損傷（ｍｕｌｔｉ−ｓｉｔｅ　ｄａｍａｇｅ）　Ｊと呼んでいるこ との発生の可能性のために必要である。多位置損傷は多くの小さなひびが構造中 にあるときに存在する。それぞれ各小さなひびが構造上に有意な結果を有するこ とは疑わしい。しかしながら、集合的に、ひびは構造物の実質的弱点を構成し非 常に危険な状況を造る。

図２は、本発明が航空機又は同様の金属シート構造物の胴体でのリベット付は接 合箇所の信頼度を研究するのに用いられる方法を示す。ホトグラフィー板又はフ ィルム２０は胴体（又は他の構造物）の金属シート１０及び１１のリベット付は 接合箇所２１の区域上方に取り付ける。この取り付けは、フィルム又は板２０の 端近くに両面接着テープ２２（図２の概略性のため、実際にその場合よりもずっ と厚く示した）を用い都合よく行なうことができる。取り付は配列の重要な特徴 は、（ｉ）フィルム又は板のエマルジョンと接合箇所２１の最も近い表面との間 に小間隔があること、及び（ｉｉ）間隔は、研究している区域からフィルム又は 板２０を振動的に（従って構造的に）分離しなければならず、それゆえにフィル ム又は板は、下にある区域の加圧が変化するとき、ゆがまない。両面接着テープ はこのような取り付けに理想的であることが判った。

その上方に板又はフィルム２１が取り付けられる表面が非常にざらざらしている と、図２に示されるようにホトグラフィーフィルム又は板２０を取り付ける前に 表面を磨くことが必要かも知れない。しかしながら、大抵の場合、接合箇所が巨 大な航空機の表面にあるときほとんどいつも、製造されたままの金属又は塗装表 面は磨く必要なしに得られるべき良好なホログラフィ−干渉像を得るに適するで あろう。小さな縞模様の解像のための限定因子（以下参照）は表面のきめの荒さ から起きた地の雑音である。区域２１の全てのきめの荒さの規模は縞模様間隔よ りも大であるべきである。本発明を用いて５０ミクロメートルもの接近した縞模 様を決った手段で検出できる。

空間周波数フィルター及びビーム拡大器を装備したレーザー２４をレーザービー ム２６が板２０上に投射するようホトグラフィーフィルム又は板２０かう離れて 取り付ける。レーザー２４と板２０の間の距離は臨界的ではない。通常、レーザ ー２４とその関連空間周波数フィルター及びビーム拡大器は、三脚台（図２には 示さない）上に取り付ける。しかしながら、三脚台の使用は必須ではない。実際 、良好な品實の干渉像が本発明者等により手持ちレーザーを使用して得られた。

板又はフィルム２０は、予め定めた状態の応力で胴体と共にビーム２６にさらさ れる。次いで胴体の応力を変え（通常、前もって減圧しておき、加圧する）、フ ィルム又は板を再びレーザービーム２６にさらす。通常、各！羅の時間は同じで ある。続くフィルム又は板の発達によりエマルジョン中の像を覆っている縞模様 の存在が明らかになる。そのような縞模様の例を図３及び４に示す。縞模様は、 ホトグラフィーエマルションと胴体の表面との間を移動するビームの通路の長さ の変化（構造物の応力が変化するとき）により、エマルジョン内の二つの回折図 形像間の干渉により起こり、エマルジョンへと後反射する。通路の長さでの差は 航空機外板での二つの圧力レベルの間の相対的歪により起こる。有効な接合箇所 ２１よりも小により、或いはリベット又はボルトのヘッドの下の、又は接合箇所 を覆っている細片１３の下のひびの存在により（図１の配列が用いられると）、 起きた外板での異常性が異常な縞模様図形を生ずる。

本発明を用いて得られた、良好なリベット付は接合箇所のホログラフィ−干渉像 を図３に示す。図３での矢印Ａは、リベットに加えられた負荷の方向を示す。

図３において、環状縞模様がリベットの上及び下に現れていることに注意。

図４は、本発明を用いて得られた、二次リベット付は接合箇所のホログラフィ− 干渉像である。加えられた負荷の方向は、再び矢印Ａにより示す。本例では、ひ びは、リベットのヘッドの下に存在した。リベット上部の縞模様はほとんど環状 であり、これに対しリベット下方の縞模様は全体に異なる図形を有することに注 意。

全ての異常な縞模様図形はリベット又はボルトの近辺での不完全な接合箇所の存 在を示すが、本発明を用いて観察される縞模様図形の性質から接合箇所の障害の 性質を分類することが可能である。本発明の開発において、標準縞模様図形をデ ジタル化し、コンピューターメモリーに蓄え、観察した縞模様図形もデジタル化 する。観察及び標準縞模様図形の比較を、次いで適当なコンピューターソフトウ ェアを用いて行ない、不完全な接合箇所を検出する。

図５に概略的に例示される複合体の構造完全性を研究するための配置において、 ホトグラフィーフィルム又は板２０は繊維複合材料（典型的には炭素繊維複合物 ）を用い構成される目的物５０（例えばヘリコプタ−のローターブレード）の表 面上の区域２１の上方に取り付ける。ホトグラフィーフィルム又は板は、フィル ム又は板のエマルジョンと区域２０の隣接表面の間に小さな間隔があり、板又は フィルムが目的物５０から振動的に離れるように取り付ける。上述したように、 そのような取り付は配置はフィルム又は板２０の端の近くに両面接着テープ２２ の細片を用いて行なうのが便利である。

本発明を用いる区域２１の研究のための目的物５０を支持する場合、目的物を加 圧することが必要でありうるか有利でありうる。

空間周波数フィルター及びビーム拡大器２５を装備したレーザー２４をホトグラ フィーフィルム又は板２０から離れて取り付け、拡大レーザービーム２６がフィ ルム又は板上に投射するようにする。図２の説明で述べたように、レーザー２４ とフィルム又は板２０との間の距離は臨界的でなく、又、通常、その空間周波数 フィルター及びビーム拡大器を伴うレーザーは、三脚台又は、望ましい位置にレ ーザーを保持するのに適した池の手段により支持する。

板又はフィルム２０は、目的物５０が減圧されるかその最初の加圧状態にあると き、レーザービーム２６にまずさらす。次いで目的物５０を加圧しく又は目的物 の加圧を変化する）、フィルム又は板を二回生のレーザービーム２６にさらす。

ホトグラフィーフィルム又は板を現像すると、縞模様がエマルジョン像の上方に 現れる。縞模様は、ホトグラフィーエマルションと目的物５０の近接表面の間の ビーム移動の通路の長さの変化による二つの像の間の干渉により生じ、エマルジ ョンへと後反射する。通路の長さでの相差は、目的物の加圧がなされるが変ると き、目的物１０の表面の歪（通常、約１０ミクロメーター）により生じる。ホト グラフィーフィルム又は板２０の下にあり、複合材料中の破損繊維の裂け、又は 中の弱い結合により生じた区域２］の異常性又は欠陥は、異常縞模様図形を生じ る。

ホログラフィ−干渉像で良好な品質の縞模様の生成を確実にすることは目的物５ ０の表面の処理が必要でないことを見出した。本発明はマントブラック表面を有 する複合体及び光学的に高い反射性表面を有する材料を効果的に用いた。

図５に示す配置は複合材料又は金属（例えばアルミニウム）構造物の損傷区域に 適用した多層パンチでの接着を研究するのにも用いられる。接着の試験は、パッ チの各層を適用した後、行ない得、又は貼り合せが完了した後に用い得、正しく 接着しなかったバッチ層の区域又は地帯の存在を検ａする。

全ての異常な縞模様図形は、区域２１の近辺での複合材料の欠陥の存在を示すが 、経験により、縞模様の歪の性質から、複合材料の繊維への損傷の範囲、又はバ ッチ層の非接着の範囲（例がありうるとして）を解釈することが可能である。

リベット付け、ボルト付は又は接着した結合箇所の分析におけるように、複合物 及びパンチについての標準縞模様図形はデジタル化しコンピューターメモリーに たくわえつる、そして観察した縞模様図形もデジタル化する。次いで観察及び標 準縞模様図形は適当なコンピューターソフトウェアを用いて比較でき、複合材料 の損傷区域又は不完全バッチを検出する。

航空機の胴体（又は他の部分）でのリベット付け、ボルト付は又は接着した接合 箇所の構造的完全性を試験するために本発明を用いる場合、航空機は暗（した格 納庫内に置き、ホトグラフィーフィルム又は板のエマルジョンが感じない波長を 有する光だけで照射すべきである。暗（した格納庫がないときは、航空機の暗く した一部分に対するおおいを使用しつる。レーザーの選択もホトグラフィー板の エマルジョンが感じる波長範囲による。例えば、航空機の赤色光照射はエマルジ ョンが紫外線波長に感じる場合に用いる。

同様に、繊維複合材料で造った目的物の構造的完全性を試験するために本発明を 用いる場合、目的物は通常暗くした場所に置き（又はおおいで覆い）、ホトグラ フィーフィルム又は板のエマルジョンが感じない波長を有する光でのみ照射する 。

航空機胴体試験への応用での本発明の別の開発において、ホトグラフィー干渉像 は、図６及び７に示される配置を用い、航空機の大きな区域のものを取りうる。

この配置では、フィルム細片又は一連のホトグラフィー板６０は、航空機胴体６ １の部分の接合箇所上短い距離に置（。関連する空間周波数フィルター及びビー ム拡大器を有するレーザー６４は既知の構造物の２軸位置調整装置６５上に取り 付ける。レーザー６４は拡大レーザービーム６６を発生し、それは装置６５の軸 の近くにレーザーの振動によりフィルム又は板６０の全長にわたって走査する。

図６及び７に示される配置の好ましい実施態様では、レーザー６４の移動はコン ピューターにより（既知技術を用い）調節する。細片又は板６０のエマルジョン 中の縞模様は、その上方をレーザービームが走査する胴体の部分の各区域に生ず る（最初、胴体が減圧されるとき、次いで胴体が加圧されるとき再び）。従って 、エマルションに生じた縞模様の試験は各リベットの有効性について情報を提供 する。図６及び７に示される配置により覆うことができる胴体の区域の最大範囲 は胴体の外形に依存する。典型的には、システムは写真フィルム又は板の平面が レーザービームに約３０°であるまで有効である。

上述したように、本発明を用いリベット付け、ボルト付は又は接着した結合箇所 を試験する間、格納庫を暗くし、航空機の加圧及び減圧を実施するのは必ずしも 便利でないことが予想される。多くの場合、金属シート結合箇所の完全性を評価 する間、航空機上で他の仕事を実施させることが望ましいであろう。従って本発 明者等は、図８及び９で特徴付けられる装置を工夫した。

図８で特徴付けられる装置は、レーザーの表面に設置された軌道（図８には示さ れない）に沿って走る移動支持体（図８には示されない）上に取り付けたレーザ ー８４を使用し、レーザー８４は胴体の外板の結合箇所上を走る。ずらりと並ん だ二重ガラス板８３を長い結合箇所の線の当たり少し離れて（振動分離取り付は 台８２を用い）取り付ける。

レーザーがガラス板の線状整列上方をゆっ（りと移動すると、ホトグラフィーフ ィルム８５の細片の長方形部分は、各対のガラス板の間に設置され、第一の暴露 が各長方形部分になされる。柔軟なカバー又はおおい８７は、軌道、ガラス板、 移動支持台、写真細片及びレーザー（関連する鏡８６付き）の全組み立て品を覆 い、胴体に対して密封したその端を有し望まない光の侵入を防ぐ。

レーザー８５は、胴体が最初の加圧状態にあるとき、写真細片８５の全長上を移 動する。次いで胴体に加えられた応力を変化させ、レーザーは、その出発位置へ ともどる。細片の各長方形部分の二次暴露は、レーザーがその出発位置にもどる 間になされ、細片のエマルジョン中の像に干渉縞模様を得る。続いて（フィルム 細片の現像後）縞模様の分析を実施し、フィルム細片により覆われた各結合箇所 の完全性を評価する。

胴体の区分に応力を加えるため全航空機に加圧することは必要でない。胴体の区 分の加圧又は負荷は、各々が胴体から離れて延びているがパッドに固（付着した レバーを有する、研究されている区域の各端近くの胴体表面への２つの真空パッ ドを適用することて行うことができる。胴体の区域上の負荷を変えるため、各レ バーの外端を他のレバ一方向へ、又はレバーから遠くに動かす。このような負荷 適用配！は、全航空機を加圧するのが都合がよいときに特に有用である。

この型の真空パッド負荷配置を伴い、便利に用いることができる、航空機胴体用 の結合箇所検査装置の他の実施態様は図９に示す。この検査装置は、事実上、結 合箇所のスナップを取るのに用いることができる。それは、胴体９８の表面に近 く位置するその縁の周りにシール９１を備える（大きなカメラ本体のような）光 密閉箱９０よりなる。箱９０は出口９２を経て低真空源に連絡し、箱９０内の圧 力を減じて、胴体上の全ての必要な位置に保持されるようにするか、又はシール ９１により囲まれた胴体構造の地帯に負荷をかけるようにする。

箱９０内に、２つのスプール９７の周りを回る長いフィルム９５がある。フィル ム９５は、一つのスプール９７から他のスプール９７へと回るように一対のガラ ス板９３をスプール９７の間に取り付け、ガラス板の間を通る。胴体に最も近い ガラス板は、胴体に対して足８８を固定するのに用いられる高い真空システムに 長いホース８９を経て連結する排出可能な足８８を有する。

レーザーからの光は、光ファイバー９４により箱９０内のレンズシステム９９に 通じる。レンズシステムは光ファイバー９４から出口に拡がり、ガラス板の下の 胴体の区域を照射する。

胴体の結合箇所を研究するために、ガラス板、そして箱９０も、結合箇所の上方 に置かれ、低真空及び高真空システムとも、適所にあるガラス板及び箱９０を有 効に固定するのを促進する。フィルム細片９５の新しい長さの部分を、スプール ９８の一つを巻き取ることによりガラス板の間に設置する（他のスプール９７は 必要としないフィルムを巻き取る）。次いでフィルムを、検査している結合箇所 上方で最初の応力を生じる真空バンド配置で照射する。次いで真空パッドレバー を動かし、胴体に加えられる負荷を変化させ、ガラス板の間のフィルム細片を再 び照射し、上述したようにフィルムのエマルジョン内の像に縞模様を形成させる 。別法として、箱９０中の低真空の変化、又は他の手段を構造物に負荷をかける のに用いつる。

航空機の胴体の区域に、応力をかけ又は加えられた応力を修飾するための真空バ ンド配置の使用に伴う一つの可能な不利益は、真空パッドの使用により生じるこ とができる荷重が、航空機胴体が加圧されている場合、飛行中、本当に経験する 荷重と同じでないことである。しかしながら、本発明は、航空機胴体試験に限ら れず、全ての薄い金属構造物での使用にも適し、リベット付け、ボルト付は又は 接着した結合箇所を本発明を用い試験した場合、又結合箇所が航空機の胴体にな い場合、結合箇所に負荷をかける全ての適当な手段をも使用しうる。

複合物及び多層パンチ並びにボルト付けした、接着したそしてリベット付けした 構造物の試験への適用において、本発明の特に重要な特徴は、構造物が負荷を取 る方法を変えるのに十分である、研究している区域のほとんど全ての異常性を検 出するその能力である。即ち、本発明により検出されるのは表面欠陥だけでない 。

本発明の特別の実施態様が上で例示され又、記載されたことを理解すべきである が、例示し、記載した実施態様の変更又は修飾は、本発明の概念から逸脱するこ となくなすことができる。そのような修飾の一例は図９に示され、ここではレー ザーからの光を光ファイバーを経て試験物の区域に与え、拡大レーザービームは レンズシステムを用い作られる。

Ω フロントベージの続き （８１）指定国　ＥＰ（ＡＴ、ＢＥ、ＣＨ，ＤＥ。

ＤＫ、ＥＳ、ＦＲ，ＧＢ、ＧＲ，ＩＴ、ＬＵ、ＭＣ，ＮＬ、　ＳＥ）、　ＡＵ、 　ＣＡ、ＪＰ、　ＫＲ，ＵＳ（７２）発明者　クラーク、ロバート・ケイ゛スオ ーストラリア連邦、２６１７、オーストラリアン・キャピタル・テリトリ−、シ ララング、ヨーガン・ブレイス８番

Claims (12)

【特許請求の範囲】
1. １．リベット付け、ボルト付け又は接着した結合箇所の区域、複合材料、多層パ ッチ等の試験方法であって、該方法は以下の連続的段階を含む、（ａ）該区域の 上方に、小間隔をあけ、振動的に分離して写真板又はフィルムを取り付けること 、 （ｂ）該区域及び写真板又はフィルムをレーザーの拡大ビームで予め定めた期間 照射すること、 （ｃ）該区域に応力を加え、又は加えた応力を変えること、その結果その応力の 変化により生じる該区域のわずかな歪みがある、（ｄ）該区域及び写真板又はフ ィルムを同じ拡大レーザービームで第二の予め定めた期間照射し、それによりホ ログラフィー干渉像を写真板又はフィルムのエマルジョン内に生じさせること、 及び （ｅ）かくして得られたホログラフィー干渉像の縞模様を、正しくリベット付け 、ボルト付け又は接着した結合箇所、損傷せず又は非欠陥の複合材料、正確に接 着した多層パッチ、又は該区域の正常状態からのホログラフィー干渉像の縞模様 と、事例がありうるように比較し、該区域での全ての構造的欠陥の存在を検出す ること。
2. ２．該第一と第二の照射の期間が実質的に等しい期間である請求項１の方法。
3. ３．コンピューターを用い、段階（ｄ）により得られた縞模様の図形をデジタル 化すること及び正しくリベット付け、ボルト付け又は接着した結合箇所、又は非 欠陥の複合材料又はパッチと該デジタル化した縞模様図形を比較することによる 段階（ｅ）の比較を達成することの段階を含む、請求項１又は請求項２の方法。
4. ４．写真板又はフィルムの該取り付けを両面接着テープのパッドを用いて達成す る、いずれかの先行請求項の方法。
5. ５．該区域が金属シート構造物のリベット付け、ボルト付け又は接着した結合箇 所の区域である、いずれかの先行請求項の方法。
6. ６．該区域が、広大区域、写真フィルムの細片又は該区域上方に取り付けている 一連の写真板であり、該区域及び写真フィルム又は板の各照射を該区域上に該レ ーザービームを走査することにより達成する、請求項５の方法。
7. ７．該レーザービームの該走査を取り付け位置の当たりのレーザーの回転移動に より達成する、請求項６の方法。
8. ８．該レーザービームの該走査を、運搬車上に該レーザーを取り付けること及び 拡大レーザービームが写真フィルム上を通過するよう該運搬車を移動することに より達成する、請求項６の方法。
9. ９．写真フィルムを一対の薄いガラス板の配列のガラスの間にはさみ、該配列の 一対の薄いガラス板の各々は、（ｉ）該結合箇所の部分から小間隔で振動的に分 離して且つ（ｉｉ）該配列の次の対のガラス板にごく近くに取り付ける、請求項 ６、請求項７又は請求項８の方法。
10. １０．（ａ）該拡大レーザービームは、レーザーからの光が光ファイバーを経て 供給されるレンズシステムにより光密閉ハウジング内に生じ、（ｂ）該ハウジン グは、該レンズシステムから離れたその末端で開き、該開口宋は柔軟なシールの 設備があり、これにより低真空システムは、該金属シート構造物の表面に対し配 置接合してハウジングを取り付けるのに用いうる、（ｃ）干渉像を、第一のスプ ール上に巻くが第二のスプールに移動しうる写真フィルムの細片のエマルジョン 中に得、該フィルム細片の部分は該第一と第二のスプールの間に置かれた一対の 薄いガラス板の間にはさむ、（ｄ）該スプールと該薄いガラス板はその開口端に 近隣する該ハウジング内に取り付け、そして （ｅ）該薄いガラス板の一つは、第二の真空システムにより与えられた吸引によ り金属シート構造物の表面に対し安全であるよう適用される空洞パッド上に取り 付ける、 請求項５の方法。
11. １１．該金属シート構造物か航空機の外板である、請求項５−１０のいずれか一 つの方法。
12. １２．添付の図面を引用して先に記載したと実質的に同じである、請求項１の方 法。