航空機の機械部品の疲労を測定するシステムおよび方法、ならびに航空機メンテナンス方法
機械的応力に曝される航空機の部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労を測定するシステムは、部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）に実装された複数の応力センサ（Ｃｉ）を含み、各センサは、所定の機械的応力閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出し、この閾値（Ｓ（Ｃｉ））の超過を表すデータ信号（Ｓｉ）を配信するようになっている；システムは、これらのデータを記録する手段（１１）を含み、センサ（Ｃｉ）は、システムによって記録されたデータに基づいて、機械的応力による部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値を計算できるようにするために、異なる応力閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出するようになっている。こうして、部品のオーバーホールを最適化することが可能である。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、たとえば飛行機などの航空機の機械部品の疲労を測定するシステムおよび方法、ならびに航空機のメンテナンス方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
安全規則では航空会社が稼働する航空機の部品の疲労を監視することを要求しており、これらの部品は、多くの機械的応力（または負荷）に曝されている。したがって部品は、定期的および反復的に、オーバーホール（またはメンテナンス）を受ける。
【０００３】
たとえば、飛行機からターボジェットを懸架するための部品は、厳しい検査を受ける。サスペンションの各オーバーホールは、試験を実行するために、飛行機の稼働を停止させてサスペンションを取り外す必要性を生じる。オーバーホールの頻度は事前に決められており、オーバーホールは、部品の疲労の実態とは関係なく、各所定期間（たとえば２６００飛行サイクル（離陸−飛行−着陸）ごと）の満了時に、計画的に実行される。修理または交換などの介入を必要とする疲労の状態の発現後かなり経過してからオーバーホールを実行するリスクを負わないように、この期間は、たとえこのリスクが統計的に最小限のままであるとしても、それを超えると部品が破損するリスクのある最短期間として（計算によってまたは経験的に）選択されなければならない。したがって、この最短期間は偶発的な応力に曝された部品の状態に対応する；したがって、今まで偶発的な応力に曝されていなかったのでより長期間にわたって安全に使用されることができたはずの部品にも、多くのオーバーホールが実行される。最後に、部品が曝されてきた実際の応力が分析されないままで、その損傷の可能性に関していつも最悪のシナリオが採用され、その結果、しばしば尚早なオーバーホールを招く。
【０００４】
さらに、そして安全のため、破損のリスクが特定の閾値を超える期間にわたる使用期間を部品が達成しないように、実際に可能であるよりも短い期間部品が使用される。ここでも、部品の実際の使用状態が分析されないままで、最悪のシナリオに対応する基準が選択され、このため航空分野では従来、部品はその疲労実態に関わらず、その理論上の使用寿命の途中で交換される。したがって、部品の最終的な有効採算性（部品の理論的能力に対するその有効使用期間の比率）は５０％程度であり、これは改善されることが望ましいだろう。
【０００５】
さらに、頻繁なオーバーホール（飛行機からサスペンションを取り外し、その後推測的に異なる飛行機に再取り付けする必要が生じる）および飛行機の様々な部品の異なる使用寿命のため、サスペンションの使用寿命の監視は複雑である。特に、金属サスペンションに刻み込まれたシリアルナンバーが、時間とともに摩耗する可能性がある；この場合、その履歴を参照することができないので、リスクを冒さないために、その使用期間の推定は、たとえばこのサスペンションがこのタイプのサスペンションを装着した最初の飛行機に取り付けられ、それ以来連続的に飛行していることを考慮にいれて、最も悲観的な前提に基づいてなされなければならない；実際には、サスペンションが非常に早期に交換されることになるように、部品の使用はこの悲観的な非現実的前提よりも短い。
【０００６】
さらに、現在はサスペンションの疲労の間接的な表示が存在するものの、これらは推定に過ぎず、不確かな情報しか提供できない。このため、サスペンションの疲労状態を推定するために、飛行機が硬着陸などの例外的応力に曝されたか否かを判断する飛行機の慣性装置によって測定されたデータが、使用される場合もある；したがって、慣性装置から部品への負荷移動の計算が、実行される。とは言うものの、硬着陸はサスペンションに対して例外的な負荷を本当に印加する可能性があるとはいえ、これは体系的に該当するものではなく、たとえば力が吸収されてサスペンションに伝わっていないので、着陸が実際にサスペンションに応力を与えていないときでも、人はサスペンションをオーバーホールするように促されるかも知れない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２，９２３，５４０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
先行技術は、オーバーホールを予測するための疲労の測定の問題を本当に解決してはいない；これはむしろ、たとえば本出願人による仏国特許出願公開第２，９２３，５４０号明細書に記載されるように、部品の破損の検出に焦点を当てている。
【０００９】
本発明の目的は、これらの欠点を軽減すること、およびオーバーホールの適切性を改善して使用を最適化するために、航空機の機械部品の疲労をより測定しやすくすることである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明は、飛行機からのターボジェットのサスペンションに特に適用され、これらのサスペンションを形成する部品は、相当数の応力に曝される。とは言うものの、出願人は、その権利範囲を本願に限定する意図はなく、本発明は、応力に曝される航空機のいずれの部品においても、より一般的に適用され、利益を得る。
【００１１】
本発明は、機械的応力に曝される航空機部品の疲労を測定するシステムに関し、システムは部品に実装された複数の応力センサを含み、各センサは、所定の機械的応力閾値を検出してこの閾値の突破を表すデータ信号を配信するために配置され、システムはこれらのデータを記録する手段を含み、センサは、システムによって記録されたデータに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値を計算できるようにするために、異なる応力閾値を検出するために配置されている。
【００１２】
システムによって記録されたデータは、好ましくは各閾値を破る発生回数である。
【００１３】
したがって、部品が曝されてきた応力に関連づけられた部品の実際の疲労の良好な推測を得ることができる。何らかの方法で、センサは様々な閾値を超える応力の発生回数を「計数」することができ、これらの発生は部品に対する結果的な損傷（すなわち疲労）をそこから差し引くことを可能にするシステムによって、記録される。全ての応力は増加的に分解され、センサの各閾値が１増分を形成する。
【００１４】
したがって、部品の使用を最適化することが可能である。特に、その疲労の知識に基づいて、部品のオーバーホールの適切性を判断することが可能であり、この選択は、部品が実際に被った疲労に基づいてなされ、（これらが通常使用の応力であれ、偶発的応力であれ、例外的応力であれ）実際に吸収された応力とは無関係に、全ての部品に適用される一般統計に対応してなされるものではない。
【００１５】
システムによって記録されたデータはまた、所定期間経過後にその疲労実態とは無関係に部品が廃棄される先行技術とは異なり、その実際の損傷が正当と見なす場合にのみ、部品を交換することも可能にする。
【００１６】
システムによって記録されたデータに基づいて部品の寸法決定を改善するために、本発明によるシステムを試験航空機に装着することが、さらに可能である。本発明により、部品の認証のために航空機製造者によって提供された値を確認することも、可能である；特に、本発明の方法によって複素疲労スペクトルが決定された場合には、このスペクトルは、航空機製造者によって提供されたスペクトルと比較されることが可能である。
【００１７】
部品のシリアルナンバーが摩耗した場合には、その疲労の推測によってその有効使用期間を見積もることが可能であることは、特筆すべきである。さらに、そして特に、部品が曝されてきた非例外的応力の数は、その使用期間の良好な近似値を提供する。
【００１８】
１つの応力閾値から別の応力閾値への増分（すなわち、連続する閾値を隔てる間隔）は、一定または変更可能であってもよい。これは、特定の応力の範囲に対するセンサの数を集中させることを可能にする。
【００１９】
特定の一実施形態によれば、システムは、データ記録手段を含む処理装置、およびデータを処理装置に送信する手段を含むセンサを、含む。
【００２０】
処理装置は、データに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値を計算できるようにするデータを分析する手段を、含んでもよい。
【００２１】
別の実施形態によれば、各センサはデータ記録手段を含む。
【００２２】
好ましくは、システム（具体的には選択される実施形態に応じて処理装置またはセンサ）は、部品の疲労の推定値を計算するために配置された、データを−好ましくは要求に応えて−これらのデータを分析する遠隔手段に送信する手段を、含む。これらの遠隔手段はたとえば、作業者によって保持される携帯機器を含んでもよい；したがって携帯機器は、部品の疲労状態を確認するために、作業者の機器上でシステムからのデータを受信するだけで十分である。
【００２３】
好適な実施形態によれば、センサは機械的変形センサである。
【００２４】
好適な実施形態によれば、センサはＭＥＭＳタイプである。
【００２５】
ＭＥＭＳという略語は、「微小電気機械（ｍｉｃｒｏｅｌｅｃｔｒｏｍｅｃｈａｎｉｃａｌ）システム」を意味する。慣習的に、当業者はこれらのマイクロシステムをＭＥＭＳの略語で呼び、したがって以下の記載においてこれが使用される。これらは、チップ上に、（１ミリメートルまたは１マイクロメートル程度の）極小スケールで、電子的計算部材のみならず、計算部材にデータを供給し、あるいはこれらによって制御される、機械的部材も組み込むシステムである。これらの機械的および電子的部材は、特定の機能、本例においては、機械的応力のデータを捕捉する少なくとも１つの機能およびデータを記録および／またはデータを送信する機能を実現するために、使用される。したがって、ＭＥＭＳタイプのシステムは、微小電子的および微小機械的部材を含む。これらは通常、電子的部材には集積回路を用いて、そして機械的部材には微小機械加工を用いて、製造される。
【００２６】
ＭＥＭＳタイプのシステムは小型化されているので、これらの空間的要求は低く、これは航空機の部品にとって有利である。この低空間要求の結果として、１つの同じ部品上に複数のセンサを提供し、ひいては測定の精度を向上させることが容易に可能となり、疲労の状態は、より多くの応力閾値に分解される。
【００２７】
特定の一実施形態によれば、１つの同じ応力閾値を検出するために、少なくとも２つのセンサが配置される。こうして、１つのセンサが故障した場合でも、別のセンサが当該応力閾値を検出することができる。
【００２８】
本発明は、金属部品に特に良好に適用され、その疲労は、これらに印加される機械的応力に対して特に敏感である。
【００２９】
本発明はまた、機械的応力に曝される航空機部品の疲労を測定する方法にも関し、ここで：
応力閾値の突破が部品の所定点で測定され、閾値は点ごとに異なり、
各閾値を破る測定の発生回数が記録され、
この発生回数に基づいて、部品の疲労の推定値が計算される。
【００３０】
このようなメンテナンス方法は、上述のシステムの全ての利点を提供する。
【００３１】
好適な実施形態によれば：
各閾値について、総発生回数に基づいて、前記閾値の突破であって上限（ｈｉｇｈｅｒ）閾値未満の測定の発生回数が計算され、
各閾値について、前記計算発生数に対応するこれらの閾値の間の多くの応力の印加に対応する部品の相当疲労が計算され、
計算された相当疲労は、部品の総疲労を得るために加算される。
【００３２】
好適な実施形態によれば、方法は、先に説明されたシステムを用いて適用される。
【００３３】
本発明はまた、機械的応力に曝される少なくとも１つの部品、および先に説明されたシステムに準じて疲労を測定するシステムを含む、航空機メンテナンス方法にも関し、ここで：
システムによって記録されたデータを送信する要求がシステムに送信され、
データが受信され、
これらのデータに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値が計算される。
【００３４】
このようなメンテナンス方法は、上述のシステムの全ての利点を提供する。具体的には、部品の疲労を確認するためにシステムによって記録されたデータを受信すれば十分なので、部品を取り外さずにオーバーホールの適切性に関する判断をすることを可能にする。
【００３５】
好適な実施形態によれば、携帯用送受信器によって、無線で要求が送信されてデータが受信される。
【００３６】
携帯機器の使用は特に簡単であり、ユーザが航空機のそばに立って、とりわけ部品のオーバーホールを制御するために単純に要求を送信しデータを受信することを、可能にする。
【００３７】
特に、異なる部品に実装された疲労を測定するいくつかのシステムから生成されたデータの受信に、１つの同じ携帯機器が使用され得るようにすることが、可能である。したがって、これらの部品全体のオーバーホールを制御することが、可能である。
【００３８】
好適な実施形態によれば、この場合、携帯機器は、部品の疲労の推定値を計算できるようにする、処理手段を含む。
【００３９】
本発明は、以下の添付図面を参照して、本発明のシステムおよび方法の好適な実施形態の以下の説明を用いて、より良く理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】第一のタイプのサスペンションによって航空機の構造から懸架されているターボジェットの、下流から見た、模式的斜視図である。
【図２】ターボジェット上で使用可能な第二のタイプのサスペンションの、上流から見た、模式的斜視図である。
【図３】機械的応力に対するセンサの応答を支配する法則を表す、本発明のシステムの模式図である。
【図４】所定期間中に本発明のシステムのセンサによって記録されたデータを表すヒストグラムである。
【発明を実施するための形態】
【００４１】
図１を参照すると、当業者にとって周知の方式で、ターボジェット１は、それによって外気がターボジェット内に吸入されるファン２、および高圧圧縮機の上流の低圧圧縮機を含み、これらの圧縮機は、空気を圧縮するために配置されており、出口において圧縮空気は、やはり圧縮された燃料を用いてこれが燃焼される燃焼室まで案内される；既燃ガスは、高圧タービンの後、出口においてこれらが排気ノズルを通じてターボジェットから放出される、低圧タービンまで案内される。
【００４２】
ターボジェットの様々な部分が、ケーシングに収容されている。図１に示されるターボジェット１は特に、上流に、ファンケーシングおよび中間ケーシングと呼ばれるケーシング３を含み、下流に排気ケーシング４を含む。中間ケーシング３および排気ケーシング４は、ターボジェット１の構造体の構造ケーシングである。
【００４３】
中間ケーシング３は、上流転がり軸受によってターボジェット１の低圧および高圧スプールのロータ軸を支持するハブ３ｃに、半径方向アーム３ｂによって接続されている外部シュラウド３ａを含む。同様に、排気ケーシング４は、低圧および高圧スプールのロータ軸の下流転がり軸受が実装されているハブを支持する、外部シュラウド４ａを含む。
【００４４】
エンジン１は、これが推進する、図示されない航空機の構造から、航空機の構造にそれ自体固定されているパイロンＰまたはエンジン支柱Ｐにフロントサスペンション５およびリアサスペンション６の双方が取り付けられていることによって、懸架されている。
【００４５】
フロントサスペンション５は、中間ケーシング３の適合取り付け筐体に受容されているスナウト７を含むタイプである。リアサスペンション６は、排気ケーシング４に直接取り付けられたビーム８を含む。このようなサスペンションは、当業者にとって周知であり、この記載の文脈において、これらについてより詳細に記載する必要はない。
【００４６】
航空機からターボジェットを懸架する装置の特定の部品に、疲労を測定するシステム１０が配置されている。より正確には、システムは、部品が曝される応力による疲労を測定できることが望ましい、これらの部品の各々に配置される。各測定システムは、その部品上に配置されたｎ個のセンサＣｉ（ｉ＝１〜ｎ）を含む。
【００４７】
図１の例において、測定システム１０は、フロントサスペンション５のスナウト７に設けられ、リアサスペンション６のビーム８に、リアサスペンション６のビーム８を中間ケーシング４ａおよびパイロンＰに接続する各連接棒に、設けられている。
【００４８】
図２には、第二のタイプのサスペンションによるターボジェットのサスペンションに包含され、本発明による疲労を測定するシステム１０をそこに提供することが可能な、特定の要素が示されている。図２は、このようなターボジェットのたった１つのビームＰ’、フロントサスペンション５’、およびリアサスペンション６’を示しており、これらの要素は単独で示されているが、しかしその状況において、２つの円Ｃａ、Ｃｂのみが、サスペンション５’、６’が実装されるターボジェットのケーシングを模式的に示すために描かれている。フロントサスペンション５’は、当業者によって一般的に「ヨーク」と呼ばれ、それ自体が連接棒によってターボジェットの中間ケーシングに接続されている中間ビーム９ｂに、連接棒によって接続されている直線ビーム９ａを含む；このタイプのサスペンションは、当該分野においてよく知られている。リアサスペンション６’に関しては、単一のビームを含む。
【００４９】
上記のように、航空機からターボジェットを懸架する装置の特定部品の疲労を推定することができることが、望ましい。したがって、本発明による疲労を測定するシステム１０は、たとえばパイロンＰ’上、フロントサスペンション５’のビーム９ａ上、フロントサスペンション５’の中間ビーム（ヨーク）９ｂ上、およびリア・サスペンション・ビーム６’上など、疲労を監視することが望ましい部品の各々に、設けられる。サスペンション装置の特定の連接棒に測定システム１０を設けることも、さらに可能である。
【００５０】
図２と同様に図１において、システム１０のみが参照されており、センサＣｉは、その寸法が非常に小さいので、図示されていない。
【００５１】
最後に、本発明の疲労を測定するシステム１０が、その簡素性のため、ターボジェットまたは航空機の多くの部品上に配置され得ることは、理解される。
【００５２】
特定の一実施形態によれば、いくつかの異なる測定システム１０が１つの同じエンジンに取り付けられ、各測定システム１０は特に、エンジンの自由度の方向に印加される応力による疲労の測定に特化されている。エンジンは、通常は３つの垂直方向に並進およびこれらの方向を中心に回転する、６つの自由度を含む；これらの６つの自由度は、引張圧縮において作用する６つの連接棒によってモデリングされることが可能である；測定システム１０のセンサは引張圧縮力を測定するので、各システム１０は、連接棒にかかる応力による疲労を監視することができる。したがって、エンジンにいくつかのシステム１０を設けることが可能であり、各システム１０は１つの連接棒の疲労を測定する；特定の一実施形態によれば、１つのシステム１０が各連接棒に設けられ、こうして全ての自由度が監視されることが可能となる。
【００５３】
測定システム１０のセンサＣｉは好ましくは、ｎ個のセンサＣｉ（ｉ＝１からｎ）の異なる位置が１つの同じタイプの変形および好ましくは引張および／または圧縮応力に曝される、部品の領域内に配置される。たとえば、システムが連接棒の疲労を測定するために配置される場合、センサＣｉは好ましくは、連接棒の中央部に配置される。
【００５４】
部品が平面に対して対称的であり、疲労を測定するシステムがこの平面に対して垂直な応力による疲労を測定するためにその上に配置されている場合には、センサＣｉは、好ましくは片側から反対側に向かってセンサＣｉの閾値を交互に変化させることによって、対称面の両側に配置されることが可能であることは、特筆すべきである。このため、たとえば、図２に示されるパイロンＰ’は、ほぼ軸Ｗに沿って延在し、この軸Ｗを含む対象面Ｐｓに対して通常対称的であって、センサＣｉは平面Ｐｓの両側に分布することが可能であり、この平面Ｐｓの両側で連続する閾値を交互に変化させる。
【００５５】
たとえば接合、ネジ留めによって、またはこれらを材料に直接埋め込むことによってなど、疲労を測定することが望ましい部品にセンサＣｉを固定するために、いくつかの方法を用いることが考えられる。センサＣｉが固定されている小さい板を部品にネジ留めすることも、可能である。
【００５６】
本発明による疲労を測定するシステム１０はここで、図３および図４を参照して、それ自体としておよびいずれかの部品を参照して、さらに詳細に記載される。
【００５７】
システム１０は複数ｎの応力センサＣｉ、たとえば図３および図４のこの例においては５つのセンサＣ１、Ｃ２、Ｃ３、Ｃ４、Ｃ５を含む（ｎ＝５）。センサＣ１〜Ｃ５は、これが受ける機械的応力から生じる疲労を測定することが望ましい部品に、取り付けられる。
【００５８】
本発明のシステム１０の記載を容易にするために、センサに割り当てられた値は概念的であり、システムの動作を理解するだけのために設計されている。当業者はシステム（具体的にはセンサの数、これらが検出する応力閾値の値、および検出される閾値の数）を、特に使用される材料に応じて、作業者がシステム１０に取り付ける部品に適合させるだろう。
【００５９】
センサＣｉはこの例において変形センサであり、応力に応じた部品の変形が、「μｄｅｆ」の記号で表されて当業者にとって周知の、「微小変形」と呼ばれる単位のない大きさで表される；この大きさは、周知の式μｄｅｆ＝ΔＬ／Ｌによる長さの単位に関連する伸長に対応する。たとえば、１ｍの長さの部品における１ｍｍの伸長は、０．００１／１＝１．０００μｄｅｆの変形に対応する。
【００６０】
このように、材料が受けた応力の結果として、部品の変形が生じ、したがってμｄｅｆで表される（フックの法則を適用）。したがって変形センサは応力センサである。したがって、印加された圧力は変形から直接推定されるので、本記載の残りは、応力閾値または変形閾値の応力または変形の概念を区別せずに使用することは、容易に理解されるだろう。
【００６１】
一例として以下に再現されるのは、図３のセンサの変形閾値（以下により詳細に紹介される）と、鋼（またはインコネルまたは「ＩＮＣＯ」）およびチタンの関連応力との間のおおよそのマッピングである；与えられた変形に関連づけられた応力（およびその逆）がこれら２つのタイプの材料について同じではないことは、明らかである。
【表１】
【００６２】
各センサＣ１〜Ｃ５は、機械的応力の所定レベルまたは閾値を検出するために、およびこの閾値が破られた場合にデータ信号（この場合にはビット）を配信するために、配置されている。言い換えると、センサＣ１〜Ｃ５は各々が所定閾値応力のセンサであり、各センサは、この閾値応力よりも大きい応力の発生回数を計数することを可能にする。
【００６３】
システム１０のセンサＣ１〜Ｃ５の各々の反対側で、図３に示されているのは、応力に応じてセンサＣｉによって配信される信号Ｓｉ（ｉ＝１から５）、すなわちこれが受ける変形μｄｅｆ（Ｃｉ）（ｉ＝１から５）、を表す図である。先に説明されたように、各センサＣｉ（ｉ＝１から５）は、これが受ける変形に応じた信号Ｓｉを配信する：
変形μｄｅｆ（Ｃｉ）がセンサＣｉを起動する閾値を下回る場合には、Ｓｉ＝０（この例において信号の不存在に対応）、そして
変形μｄｅｆ（Ｃｉ）がセンサＣｉを起動する閾値を超える場合には、Ｓｉ＝１（１ビットに対応）。
【００６４】
この例において、図３よりわかるように：
第一センサＣ１は、Ｓ（Ｃ１）＝１０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第二センサＣ２は、Ｓ（Ｃ２）＝２０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第三センサＣ３は、Ｓ（Ｃ３）＝３０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第四センサＣ４は、Ｓ（Ｃ４）＝４０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第五センサＣ５は、Ｓ（Ｃ５）＝５０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有する。
【００６５】
センサＣｉが取り付けられる部品が変形を受けるとき、各センサＣｉは実質的にこの同じ変形を受ける。これが受ける変形が起動閾値を下回る場合には、センサは信号を送信しない；変形がその起動閾値を超える場合にはセンサは信号（ビット）を送信する。さらに、記載される実施形態において、長期間の負荷の場合にも、センサＣｉは１ビットしか送信しない；センサＣｉは、応力レベルがその閾値Ｓ（Ｃｉ）を再び超える前にそれより下に戻る場合にのみ、新たなビットを送信する。
【００６６】
一例として、部品が３３００μｄｅｆに等しい変形を受ける場合を考えてみよう；この場合、センサＣ１、Ｃ２、およびＣ３はビットを送信するが、センサＣ４およびＣ５は送信しない。
【００６７】
これらが設けられる航空機の使用中のセンサＣ１〜Ｃ５のデータ（すなわち、これらが各々送信したビットの数）は、測定システム１０の処理装置１１のメモリに記録および保存され、この処理装置１１は、たとえば、センサＣ１〜Ｃ５が取り付けられている領域の近くに取り付けられ、図３に模式的に示されるように、電波１２によってこれらと通信することが、可能である。より正確には、ビットを送信するときに、センサＣｉは電波１２によってデータ信号を処理装置１１に送信し、この信号はセンサＣｉの識別情報を含んでいる；処理装置１１はその後、当該センサＣｉのカウンタを増加させることができる。センサデータの電子記録は周知の手法であり、ここでは詳細に記載する必要はない；これは伝統的に使用されているだろう。処理装置１１は、「全自動デジタルエンジン制御（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ）」を意味するＦＡＤＥＣの略語で知られる、ターボジェットのコンピュータに含まれてもよい。ここではセンサＣｉと処理装置１１との間の電波（高周波または低周波）によるデータ通信が記載されるが、しかしプロトコルに関わらず、有線または無線の、その他いずれの通信手段も考えられることは、言うまでもない。
【００６８】
あるいは、センサＣｉからのデータは、センサ内に直接配置されている手段に、直接記録されることも可能である。
【００６９】
データ記録手段に関わらず、使用期間の後に、システムは、各センサＣ１〜Ｃ５の各々が受けてきた、それぞれの閾値よりも高い変形の数に関するデータを含む。
【００７０】
図４は、所定期間中に（たとえば、センサＣ１〜Ｃ５が取り付けられた部品が使用のため取り付けられたときから）システム１０のセンサによって記録されたデータを表すヒストグラムを示す。このヒストグラムは、ｘ軸において、当該センサＣ１〜Ｃ５を表し、ｙ軸において、所定期間中に各センサが送信した１に等しい信号の数Ｎを表す。
【００７１】
これは、第一センサＣ１は８０００ビット（その起動閾値１０００μｄｅｆよりも高い変形を８０００回受けたことを意味する）を送信し、第二センサＣ２は４０００ビット（その起動閾値２０００μｄｅｆよりも高い変形を４０００回受けたことを意味する）を送信し、第三センサＣ３は２０００ビットを送信し、第四センサＣ４は１０００ビットを送信し、第五センサＣ５は１０００ビットを送信したことを、示している。
【００７２】
センサＣ１〜Ｃ５によって記録されたデータより、部品が受けてきた総損傷ＤＴＯＴＡＬ、したがってその疲労（疲労は損傷に対応）を、計算することが可能である。
【００７３】
一般的な（そして周知の）方式で、所定の応力Ａ（または変形Ａ）に曝された部品により受けた損傷Ｄは、以下の式（マイナーの式）によって定義される：
Ｄ＝ｎ（Ａ）／Ｎ（Ａ）
ここで、ｎ（Ａ）は応力（変形）Ａの印加をもたらす事象の発生回数（周期）を表し、
Ｎ（Ａ）は、破損するまでに部品が耐えられる応力（変形）Ａの印加をもたらす事象の発生回数（周期）を表す（この値は従来、ヴェーラー（Ｗｏｅｈｌｅｒ）曲線と呼ばれる曲線によって決定される）。
【００７４】
このため、損傷Ｄが１に等しいとき、部品は破損する；損傷が０に等しいとき、部品は全く損傷しない。
【００７５】
各センサＣｉによって送信される信号の数は、それが受けた疲労を表すが、これは、部品が曝されてきた様々な変形の発生回数の関数だからである。センサＣｉによって記録されたデータから、センサＣｉごとの相当損傷Ｄｉを推定することが可能である；この相当損傷Ｄｉは、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）よりも高いが上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）よりも低い応力の印加から生じる損傷に対応する。
【００７６】
疲労の法則は、そこに印加される全ての応力から生じる部品の総損傷ＤＴＯＴＡＬが、線形に分解されて各範囲の応力の相当損傷の合計になることが可能であることを、教示している。言い換えると全ての応力がセンサＣｉの連続する閾値の間の間隔に対応する応力の範囲に分割された場合、部品の損傷ＤＴＯＴＡＬの良好な近似値は、各応力範囲の相当損傷Ｄｉの合計によって得られ、すなわち
【数１】
となる。
【００７７】
ＤＴＯＴＡＬを計算するために、このセンサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間に含まれる応力の発生回数ｎ（Ｃｉ）が、センサＣｉ（ｉ＝１から５）によって記録されたデータから、各センサＣｉについて計算される。センサＣｉの相当損傷Ｄｉがその後この数ｎ（Ｃｉ）に基づいて、当該応力の範囲を表す１つ以上の応力にこれを適用することによって、計算されることが可能である。応力の範囲における応力の正確な分布を知らなくても、この例において近似値を求めることは可能である；いくつかのソリューションが考えられる：
２つの閾値の間の変形の平均値（μｄｅｆ（ａｖｅｒａｇｅ）＝（Ｓ（Ｃｉ）＋Ｓ（Ｃｉ＋１））／２）を使用すること、および結果的に生じる損傷Ｄｉがこの平均変形μｄｅｆ（ａｖｅｒａｇｅ）の発生回数ｎ（Ｃｉ）から生じるものであると考えることが、可能である；
閾値の間に適用されるべき加重平均を決定するために統計的分析を実行すること、およびこの加重平均を使用することが、可能である；
安全のため、応力範囲の上限（Ｓ（Ｃｉ＋１））を取ること、および相当損傷Ｄｉがこの上限Ｓ（Ｃｉ＋１））に対応する変形の発生回数ｎ（Ｃｉ）に対応すると考えること（いわゆる「控えめな」前提）が、可能である。
【００７８】
その他の近似値も可能である。本発明の好適な実施形態において、飛行における安全に関する最も要求の厳しい基準を満たすために、最終近似（控えめな仮定）が選択される。したがって、計算された変形Ｄｉは実際の変形よりも大きい。
【００７９】
センサＣｉによって計数された発生回数ｎ（Ｃｉ）を決定するために、センサＣｉのビットの合計Ｎ（Ｃｉ）から、このセンサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）に対する上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）よりの高い応力に対応する全ての信号を減じる必要がある。
【００８０】
したがって、全ての発生回数ｎ（Ｃｉ）を決定するために、我々は、最も高い閾値を有するセンサＣ５から始める。
【００８１】
したがって、たとえば図４において：
ｎ（Ｃ５）＝Ｎ（Ｃ５）＝１０００なので、センサＣ５はその閾値Ｓ（Ｃ５）＝５０００μｄｅｆよりも高い応力を１０００回計数した；
ｎ（Ｃ４）＝Ｎ（Ｃ４）−Ｎ（Ｃ５）＝０なので、センサＣ４は、その閾値Ｓ（Ｃ４）＝４０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ５）との間の応力を計数しなかった（具体的には、カウンタＣ４の全てのビットはＳ（Ｃ５）よりも高い応力に対応するので、これらは既にセンサＣ５によって計数済みである）；
ｎ（Ｃ３）＝Ｎ（Ｃ３）−Ｎ（Ｃ４）＝２０００−１０００＝１０００なので、センサ３は、その閾値Ｓ（Ｃ３）＝３０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ４）との間の応力を１０００回計数した；
ｎ（Ｃ２）＝Ｎ（Ｃ２）−Ｎ（Ｃ３）＝４０００−２０００＝２０００なので、センサＣ２は、その閾値Ｓ（Ｃ２）＝２０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ３）との間の応力を２０００回計数した；
ｎ（Ｃ１）＝Ｎ（Ｃ１）−Ｎ（Ｃ２）＝８０００−４０００＝４０００なので、センサ１は、その閾値Ｓ（Ｃ１）＝１０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ２）との間の応力を４０００回計数した。
【００８２】
上記で計算されたｎ（Ｃｉ）の各々について、Ｎ（Ｓ（Ｃｉ＋１））であるところの部品の相当損傷Ｄｉ（Ｄｉ＝ｎ（Ｃｉ）／Ｎ（Ｓ（Ｃｉ＋１）））は、部品の破損を招く上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）の変形に対応する応力の発生回数である（上記の近似値参照）。
【００８３】
最後に、先に説明されたように、部品が被る総損傷ＤＴＯＴＡＬは、各範囲の応力に対応する損傷の合計に等しく、すなわちｎ個のセンサについて
【数２】
である。
【００８４】
一例として、５つのセンサを備えるシステムが説明されてきた。これはより多くのまたは少ないセンサを含んでもよく、より一般的はｎ個のセンサを含んでもよいことは、言うまでもない。したがって、上記の様々な式は、ｉ＝１からｎについて使用される。
【００８５】
再び、そしてより総合的な方式で、ｎ個のセンサに対する本発明の方法の好適な実施形態の適用が、説明される。方法はこの場合、以下のステップを含む：
１）ｎ個のセンサＣｉは、それらの閾値Ｓ（Ｃｉ）よりも高い応力の発生回数Ｎ（Ｃｉ）を測定し；
２）これらのデータＮ（Ｃｉ）は時間ｔにわたって記録され；
３）各センサＣｉについて、全発生回数Ｎ（Ｃｉ）（ｉ＝１からｎ）に基づいて、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間の応力に対応する発生回数ｎ（Ｃｉ）が以下の式にしたがって計算され；
ｎ（Ｃｎ）＝Ｎ（Ｃｎ）；
ｉ＜ｎの場合、ｎ（Ｃｉ）＝Ｎ（Ｃｉ）−Ｎ（Ｃｉ＋１）；
４）各センサＣｉについて、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間の応力の範囲に対応する部品の相当損傷Ｄｉが計算され；
５）部品の総損傷ＤＴＯＴＡＬが以下の式にしたがって計算される；
【数３】
【００８６】
言い換えると、本発明のシステムおよび方法により、増分センサＣｉ（ｉ＝１からｎ）が取り付けられ、各センサは応力閾値Ｓ（Ｃｉ）（およびしたがって連続する応力のｎ個の範囲に分割された応力）に設定されている、部品について、各範囲の応力に対応する相当疲労（相当損傷Ｄｉ）への分割に基づく総疲労（総損傷ＤＴＯＴＡＬ）を得ることを可能にする複素疲労スペクトルを、得ることができる。
【００８７】
したがって、簡素化されたメンテナンス方法を適用することが可能である。
【００８８】
たとえば、作業者は、センサＣｉによって記録されたデータを受信するための装置１３を保有してもよい。図３に示されるシステムの例において、装置１３は、システムの処理装置１１と電波１２によって通信するために配置されている；当然ながら、その他いずれかの形態の通信が提供されてもよい。
【００８９】
当然ながら、システム１０がセンサＣｉによって測定されたデータの記憶用の処理装置を含んでいない場合には、センサが記録したデータをそこに個別に送信するように、センサＣｉと直接通信するために装置１３が配置されてもよい。
【００９０】
装置１３は、上述の方法により、記録されたデータ（センサＣｉのビットＮ（Ｃｉ）（ｉ＝１からｎ））に基づいて、部品の対応する損傷ＤＴＯＴＡＬを計算できるようにする、計算ソフトウェアプログラム（アルゴリズム）を備える処理装置を含む。
【００９１】
したがって、作業者は自らの装置１３を部品（たとえば飛行機のサスペンション）に近づけ、装置は、自動的にまたは命令にしたがって、センサＣｉによって記録されたデータをダウンロードし、サスペンションの損傷ＤＴＯＴＡＬ、すなわち疲労を計算し、これによって結果的に作業者が判断を下すことができるようになる。たとえば：
損傷ＤＴＯＴＡＬが０から０．３の間であれば、オーバーホールは不要であり；
損傷ＤＴＯＴＡＬが０．３から０．８の間であれば、オーバーホールは必要であり；
損傷ＤＴＯＴＡＬが０．８より大きければ、部品は交換されなければならない。
【００９２】
さらに、分析は、作業者自身によってではなく、装置１３によって自動的になされると、考えることが可能である。こうして、オーバーホールが必要ではない場合には、装置１３は信号を発信せず（またはたとえば青信号を発信し）、オーバーホールが必要な場合には、装置１３は音声信号を発信する（またはたとえば赤信号を発信する）。
【００９３】
装置１３によって収集された情報が、コンピュータサーバまたはこの情報を受信して処理するために配置されたその他いずれかの装置に、自動的にまたは作業者の要求に応じて、送信されると考えることも可能である。
【００９４】
ユーザの希望に応じて、その他いずれの操作も考えられる。具体的には、部品の疲労の監視は、特定レベルの疲労を超過したときに第三者（飛行機のパイロット、その製造者、その作業者、コンピュータサーバ、またはその他の要素など）に自動的に警告する処理装置１１（たとえばＦＡＤＥＣ）によって、自動的に実行されると、考えることが可能である。
【００９５】
最後に、本発明のシステム１０は、部品が曝される応力を計数し、結果的に複素疲労スペクトルを構成することを、可能にする。システム１０はまた、部品の使用期間中の事象履歴を正確に捕捉することも、可能にする。低振幅閾値を有するセンサは、より具体的には部品の通常使用に関する、すなわちそれが初めて使用されたときからの有効使用期間に関する情報を、提供する。高振幅閾値を有するセンサは、より具体的には、たとえば硬着陸などの部品が曝されてきた例外的応力に関する情報を、提供する。このためシステムは、部品のエンドユーザにとって、良好なメンテナンスツールである。
【００９６】
特定の一実施形態によれば、センサが一定間隔でビットを配信させるクロックを含むことが考えられるが、このビットは、センサがその閾値を破る応力に曝されていないときには０に等しく、センサがその閾値を破る応力に曝されているときには１に等しい。これは、デジタルセンサを用いれば可能であろう。
【００９７】
好適な実施形態において、その閾値より高い応力による励起の場合にのみ信号を配信する機械的センサを使用することが、好ましい；このような機械的センサは、使用のみならずエネルギーの供給も簡単であるという利点を有する。
【００９８】
システム１０は正の変形（μｄｅｆが正の値のみを取る）に関して説明されてきたことに注目してほしい。別の実施形態によれば、システムは、正の閾値（μｄｅｆ＞０）を取るセンサ、および／または負の閾値（μｄｅｆ＜０）を取るセンサを含んでもよく、これは、たとえば１つの方向（引張）および別の方向（圧縮）の応力を計数することを、可能にする。
【００９９】
同じ応力閾値を有するいくつかのセンサ（少なくとも２つ）を提供することが可能であることも、特筆すべきである。これは、これらセンサの１つが故障したときに、別のものがまだこの閾値に対応する応力の発生回数を計数できるようにする。ちなみに、１つの閾値に関する（その）または全てのセンサが故障した場合には、故障した場合の閾値のセンサの応力が低閾値のセンサによって計数されることになるので、複数のセンサの存在によって誤差を最小化することができることも、特筆すべきである。
【０１００】
当然ながら、センサの数が多いほど、連続する閾値の間の増分がより小さいため、そのうちのいくつかが故障した場合において安全性がより高くなり、また総疲労の計算がより正確になる。増分は、全て同一であってもよく、あるいは漸進的であってもよい；増分の漸進の値は、最も一般的な応力範囲においてより正確な測定値、および（いずれにせよ非常に高い応力を発生する）例外的応力についてより不正確な測定値を有することができるものである。好ましくは、それが受ける損傷の判定にとって望ましい精度に応じて、２個から５０個のセンサが１つの部品に配置される。
【０１０１】
たとえば、最小検出変形は１０００μｄｅｆ（第一センサＣ１の閾値）に等しくてもよく、最大検出変形は、２００μｄｅｆに等しい連続する閾値の間の間隔をもって、５０００μｄｅｆ（最後のセンサＣｎの閾値）に等しくてもよい（この場合、閾値がそれぞれ１０００、１２００、１４００、．．．、５０００に等しい、２１個のセンサが設けられている）。
【０１０２】
本発明のシステム１０は、部品上に配置されるものとして説明されてきたが、しかしこれは、複数の部品からなる構造体に配置され、アセンブリの疲労が監視されるようにしてもよい。
【０１０３】
航空用途において、センサは好ましくは、−５５℃から６００℃（特にターボジェットサスペンションの場合）の範囲の温度に耐えられるべきであり、油および燃料の飛沫に耐えられるべきである。これらはまた好ましくは、腐食および汚染、特に水、塩、砂、およびスラッジの噴霧に関わるものにも、耐えられるべきである。さらに、有利なことにこれらは、浸透検査などの非破壊検査、渦電流、Ｘ線などの印加にも耐えられるべきである。好ましくはこれらは、様々な波長（無線、可聴など）との電磁適合性を有するべきである。センサはまた、数十キロヘルツ程度であってもよいターボジェットの機械的振動、特にターボジェットの回転部品の回転によるもの（低圧スプールで１分あたり０から５５００回転、および高圧スプールで１分あたり０から２０，０００回転）にも耐えることができ、数十から数万Ｇ（９．８１ｍ．ｓ−２）の衝撃に耐えられるべきである。好ましくはこれらはまた、様々なタイプの負荷の下での静的および準静的たわみにも耐えるべきである。
【０１０４】
センサはまた、部品の使用寿命を通じてその疲労状態を監視するように設計されているので、少なくともこれらが取り付けられることが意図されている部品と同じ使用寿命を有するべきである。たとえば、その使用寿命は、６０年、または７０，０００または８０，０００飛行サイクル（離陸−飛行−着陸）より長くてもよい。
【０１０５】
好ましくは、センサは、その閾値を超える応力の発生回数１０９回超を持ちこたえることができる。それらの使用およびそれらに対する動的負荷の印加を通じて、センサは好ましくは、それらの動作において悪影響を受けてはならない。
【０１０６】
好ましくは、センサの電源は、航空機の電源から独立している。
【０１０７】
本発明のシステムは、ターボジェットサスペンション装置、特にこれらの装置の連接棒、そのビーム、あるいはその他のパイロンにとって、特に有利である。本発明のシステムはまた、飛行機の着陸装置上に、または制動棒上に、有利に配置されてもよい。一般的に、これは装着可能な（すなわちその上にセンサを取り付けることが可能な）、そしてその使用が複素疲労スペクトルの取得を正当化する様々な応力を発生させる、いずれの部品上にも配置されてよい；これはとりわけ、ターボジェットの様々な連接棒およびシャックルの場合である。
【０１０８】
本発明のセンサは、たとえば（少ない発生回数で破損が発生し、明白な塑性変形が先行する、高応力下の）オリゴサイクリック疲労の各領域、疲労の各領域（または応力が減少するとき増大するいくつかのサイクル後に破損が見込まれる場合の制限的持久）、および無制限持久の各領域のために、ヴェーラー曲線において従来指定された応力の下の様々なタイプの疲労を監視することを、可能にする；当然ながら、部品は通常この領域に対応する応力によって破損が発生し得る前に交換されるので、無制限持久の領域はあまり重要ではない。
【０１０９】
本発明の好適な実施形態によれば、システム１０のセンサＣｉは、導入部で既に説明されたＭＥＭＳタイプの装置（またはセンサ）に取り付けられる。
【０１１０】
ＭＥＭＳタイプの装置は、その小ささのため、応答時間が著しく短い微小機構を含み、これが非常に迅速な反応時間を装置に提供することを、特筆することが可能である。
【０１１１】
さらに、このような装置は、ターボジェットの部品に容易に収容されることができる。これらはまた電源内蔵式であってもよく、したがって自律的であり、これによって取り付けが容易になり、アセンブリの安全を保証する。ＭＥＭＳタイプの装置の電源内蔵手段は、たとえばターボジェットの周囲エネルギーを電気エネルギーに変換するように配置された手段（たとえば周囲ガスを用いて電力を発生して装置に動力供給するマイクロタービン）からなってもよい。さらに、ＭＥＭＳタイプの装置のセンサによって測定されたデータを処理する手段が、この同じ装置に設けられることも可能である。
【０１１２】
本発明は好適な実施形態を参照して記載されてきたが、その他の実施形態も考えられることは言うまでもない。具体的には、記載された様々な実施形態の特徴は、不適合性がなければ、ともに組み合わせられることが可能である。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、たとえば飛行機などの航空機の機械部品の疲労を測定するシステムおよび方法、ならびに航空機のメンテナンス方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
安全規則では航空会社が稼働する航空機の部品の疲労を監視することを要求しており、これらの部品は、多くの機械的応力（または負荷）に曝されている。したがって部品は、定期的および反復的に、オーバーホール（またはメンテナンス）を受ける。
【０００３】
たとえば、飛行機からターボジェットを懸架するための部品は、厳しい検査を受ける。サスペンションの各オーバーホールは、試験を実行するために、飛行機の稼働を停止させてサスペンションを取り外す必要性を生じる。オーバーホールの頻度は事前に決められており、オーバーホールは、部品の疲労の実態とは関係なく、各所定期間（たとえば２６００飛行サイクル（離陸−飛行−着陸）ごと）の満了時に、計画的に実行される。修理または交換などの介入を必要とする疲労の状態の発現後かなり経過してからオーバーホールを実行するリスクを負わないように、この期間は、たとえこのリスクが統計的に最小限のままであるとしても、それを超えると部品が破損するリスクのある最短期間として（計算によってまたは経験的に）選択されなければならない。したがって、この最短期間は偶発的な応力に曝された部品の状態に対応する；したがって、今まで偶発的な応力に曝されていなかったのでより長期間にわたって安全に使用されることができたはずの部品にも、多くのオーバーホールが実行される。最後に、部品が曝されてきた実際の応力が分析されないままで、その損傷の可能性に関していつも最悪のシナリオが採用され、その結果、しばしば尚早なオーバーホールを招く。
【０００４】
さらに、そして安全のため、破損のリスクが特定の閾値を超える期間にわたる使用期間を部品が達成しないように、実際に可能であるよりも短い期間部品が使用される。ここでも、部品の実際の使用状態が分析されないままで、最悪のシナリオに対応する基準が選択され、このため航空分野では従来、部品はその疲労実態に関わらず、その理論上の使用寿命の途中で交換される。したがって、部品の最終的な有効採算性（部品の理論的能力に対するその有効使用期間の比率）は５０％程度であり、これは改善されることが望ましいだろう。
【０００５】
さらに、頻繁なオーバーホール（飛行機からサスペンションを取り外し、その後推測的に異なる飛行機に再取り付けする必要が生じる）および飛行機の様々な部品の異なる使用寿命のため、サスペンションの使用寿命の監視は複雑である。特に、金属サスペンションに刻み込まれたシリアルナンバーが、時間とともに摩耗する可能性がある；この場合、その履歴を参照することができないので、リスクを冒さないために、その使用期間の推定は、たとえばこのサスペンションがこのタイプのサスペンションを装着した最初の飛行機に取り付けられ、それ以来連続的に飛行していることを考慮にいれて、最も悲観的な前提に基づいてなされなければならない；実際には、サスペンションが非常に早期に交換されることになるように、部品の使用はこの悲観的な非現実的前提よりも短い。
【０００６】
さらに、現在はサスペンションの疲労の間接的な表示が存在するものの、これらは推定に過ぎず、不確かな情報しか提供できない。このため、サスペンションの疲労状態を推定するために、飛行機が硬着陸などの例外的応力に曝されたか否かを判断する飛行機の慣性装置によって測定されたデータが、使用される場合もある；したがって、慣性装置から部品への負荷移動の計算が、実行される。とは言うものの、硬着陸はサスペンションに対して例外的な負荷を本当に印加する可能性があるとはいえ、これは体系的に該当するものではなく、たとえば力が吸収されてサスペンションに伝わっていないので、着陸が実際にサスペンションに応力を与えていないときでも、人はサスペンションをオーバーホールするように促されるかも知れない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２，９２３，５４０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
先行技術は、オーバーホールを予測するための疲労の測定の問題を本当に解決してはいない；これはむしろ、たとえば本出願人による仏国特許出願公開第２，９２３，５４０号明細書に記載されるように、部品の破損の検出に焦点を当てている。
【０００９】
本発明の目的は、これらの欠点を軽減すること、およびオーバーホールの適切性を改善して使用を最適化するために、航空機の機械部品の疲労をより測定しやすくすることである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明は、飛行機からのターボジェットのサスペンションに特に適用され、これらのサスペンションを形成する部品は、相当数の応力に曝される。とは言うものの、出願人は、その権利範囲を本願に限定する意図はなく、本発明は、応力に曝される航空機のいずれの部品においても、より一般的に適用され、利益を得る。
【００１１】
本発明は、機械的応力に曝される航空機部品の疲労を測定するシステムに関し、システムは部品に実装された複数の応力センサを含み、各センサは、所定の機械的応力閾値を検出してこの閾値の突破を表すデータ信号を配信するために配置され、システムはこれらのデータを記録する手段を含み、センサは、システムによって記録されたデータに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値を計算できるようにするために、異なる応力閾値を検出するために配置されている。
【００１２】
システムによって記録されたデータは、好ましくは各閾値を破る発生回数である。
【００１３】
したがって、部品が曝されてきた応力に関連づけられた部品の実際の疲労の良好な推測を得ることができる。何らかの方法で、センサは様々な閾値を超える応力の発生回数を「計数」することができ、これらの発生は部品に対する結果的な損傷（すなわち疲労）をそこから差し引くことを可能にするシステムによって、記録される。全ての応力は増加的に分解され、センサの各閾値が１増分を形成する。
【００１４】
したがって、部品の使用を最適化することが可能である。特に、その疲労の知識に基づいて、部品のオーバーホールの適切性を判断することが可能であり、この選択は、部品が実際に被った疲労に基づいてなされ、（これらが通常使用の応力であれ、偶発的応力であれ、例外的応力であれ）実際に吸収された応力とは無関係に、全ての部品に適用される一般統計に対応してなされるものではない。
【００１５】
システムによって記録されたデータはまた、所定期間経過後にその疲労実態とは無関係に部品が廃棄される先行技術とは異なり、その実際の損傷が正当と見なす場合にのみ、部品を交換することも可能にする。
【００１６】
システムによって記録されたデータに基づいて部品の寸法決定を改善するために、本発明によるシステムを試験航空機に装着することが、さらに可能である。本発明により、部品の認証のために航空機製造者によって提供された値を確認することも、可能である；特に、本発明の方法によって複素疲労スペクトルが決定された場合には、このスペクトルは、航空機製造者によって提供されたスペクトルと比較されることが可能である。
【００１７】
部品のシリアルナンバーが摩耗した場合には、その疲労の推測によってその有効使用期間を見積もることが可能であることは、特筆すべきである。さらに、そして特に、部品が曝されてきた非例外的応力の数は、その使用期間の良好な近似値を提供する。
【００１８】
１つの応力閾値から別の応力閾値への増分（すなわち、連続する閾値を隔てる間隔）は、一定または変更可能であってもよい。これは、特定の応力の範囲に対するセンサの数を集中させることを可能にする。
【００１９】
特定の一実施形態によれば、システムは、データ記録手段を含む処理装置、およびデータを処理装置に送信する手段を含むセンサを、含む。
【００２０】
処理装置は、データに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値を計算できるようにするデータを分析する手段を、含んでもよい。
【００２１】
別の実施形態によれば、各センサはデータ記録手段を含む。
【００２２】
好ましくは、システム（具体的には選択される実施形態に応じて処理装置またはセンサ）は、部品の疲労の推定値を計算するために配置された、データを−好ましくは要求に応えて−これらのデータを分析する遠隔手段に送信する手段を、含む。これらの遠隔手段はたとえば、作業者によって保持される携帯機器を含んでもよい；したがって携帯機器は、部品の疲労状態を確認するために、作業者の機器上でシステムからのデータを受信するだけで十分である。
【００２３】
好適な実施形態によれば、センサは機械的変形センサである。
【００２４】
好適な実施形態によれば、センサはＭＥＭＳタイプである。
【００２５】
ＭＥＭＳという略語は、「微小電気機械（ｍｉｃｒｏｅｌｅｃｔｒｏｍｅｃｈａｎｉｃａｌ）システム」を意味する。慣習的に、当業者はこれらのマイクロシステムをＭＥＭＳの略語で呼び、したがって以下の記載においてこれが使用される。これらは、チップ上に、（１ミリメートルまたは１マイクロメートル程度の）極小スケールで、電子的計算部材のみならず、計算部材にデータを供給し、あるいはこれらによって制御される、機械的部材も組み込むシステムである。これらの機械的および電子的部材は、特定の機能、本例においては、機械的応力のデータを捕捉する少なくとも１つの機能およびデータを記録および／またはデータを送信する機能を実現するために、使用される。したがって、ＭＥＭＳタイプのシステムは、微小電子的および微小機械的部材を含む。これらは通常、電子的部材には集積回路を用いて、そして機械的部材には微小機械加工を用いて、製造される。
【００２６】
ＭＥＭＳタイプのシステムは小型化されているので、これらの空間的要求は低く、これは航空機の部品にとって有利である。この低空間要求の結果として、１つの同じ部品上に複数のセンサを提供し、ひいては測定の精度を向上させることが容易に可能となり、疲労の状態は、より多くの応力閾値に分解される。
【００２７】
特定の一実施形態によれば、１つの同じ応力閾値を検出するために、少なくとも２つのセンサが配置される。こうして、１つのセンサが故障した場合でも、別のセンサが当該応力閾値を検出することができる。
【００２８】
本発明は、金属部品に特に良好に適用され、その疲労は、これらに印加される機械的応力に対して特に敏感である。
【００２９】
本発明はまた、機械的応力に曝される航空機部品の疲労を測定する方法にも関し、ここで：
応力閾値の突破が部品の所定点で測定され、閾値は点ごとに異なり、
各閾値を破る測定の発生回数が記録され、
この発生回数に基づいて、部品の疲労の推定値が計算される。
【００３０】
このようなメンテナンス方法は、上述のシステムの全ての利点を提供する。
【００３１】
好適な実施形態によれば：
各閾値について、総発生回数に基づいて、前記閾値の突破であって上限（ｈｉｇｈｅｒ）閾値未満の測定の発生回数が計算され、
各閾値について、前記計算発生数に対応するこれらの閾値の間の多くの応力の印加に対応する部品の相当疲労が計算され、
計算された相当疲労は、部品の総疲労を得るために加算される。
【００３２】
好適な実施形態によれば、方法は、先に説明されたシステムを用いて適用される。
【００３３】
本発明はまた、機械的応力に曝される少なくとも１つの部品、および先に説明されたシステムに準じて疲労を測定するシステムを含む、航空機メンテナンス方法にも関し、ここで：
システムによって記録されたデータを送信する要求がシステムに送信され、
データが受信され、
これらのデータに基づいて、機械的応力による部品の疲労の推定値が計算される。
【００３４】
このようなメンテナンス方法は、上述のシステムの全ての利点を提供する。具体的には、部品の疲労を確認するためにシステムによって記録されたデータを受信すれば十分なので、部品を取り外さずにオーバーホールの適切性に関する判断をすることを可能にする。
【００３５】
好適な実施形態によれば、携帯用送受信器によって、無線で要求が送信されてデータが受信される。
【００３６】
携帯機器の使用は特に簡単であり、ユーザが航空機のそばに立って、とりわけ部品のオーバーホールを制御するために単純に要求を送信しデータを受信することを、可能にする。
【００３７】
特に、異なる部品に実装された疲労を測定するいくつかのシステムから生成されたデータの受信に、１つの同じ携帯機器が使用され得るようにすることが、可能である。したがって、これらの部品全体のオーバーホールを制御することが、可能である。
【００３８】
好適な実施形態によれば、この場合、携帯機器は、部品の疲労の推定値を計算できるようにする、処理手段を含む。
【００３９】
本発明は、以下の添付図面を参照して、本発明のシステムおよび方法の好適な実施形態の以下の説明を用いて、より良く理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】第一のタイプのサスペンションによって航空機の構造から懸架されているターボジェットの、下流から見た、模式的斜視図である。
【図２】ターボジェット上で使用可能な第二のタイプのサスペンションの、上流から見た、模式的斜視図である。
【図３】機械的応力に対するセンサの応答を支配する法則を表す、本発明のシステムの模式図である。
【図４】所定期間中に本発明のシステムのセンサによって記録されたデータを表すヒストグラムである。
【発明を実施するための形態】
【００４１】
図１を参照すると、当業者にとって周知の方式で、ターボジェット１は、それによって外気がターボジェット内に吸入されるファン２、および高圧圧縮機の上流の低圧圧縮機を含み、これらの圧縮機は、空気を圧縮するために配置されており、出口において圧縮空気は、やはり圧縮された燃料を用いてこれが燃焼される燃焼室まで案内される；既燃ガスは、高圧タービンの後、出口においてこれらが排気ノズルを通じてターボジェットから放出される、低圧タービンまで案内される。
【００４２】
ターボジェットの様々な部分が、ケーシングに収容されている。図１に示されるターボジェット１は特に、上流に、ファンケーシングおよび中間ケーシングと呼ばれるケーシング３を含み、下流に排気ケーシング４を含む。中間ケーシング３および排気ケーシング４は、ターボジェット１の構造体の構造ケーシングである。
【００４３】
中間ケーシング３は、上流転がり軸受によってターボジェット１の低圧および高圧スプールのロータ軸を支持するハブ３ｃに、半径方向アーム３ｂによって接続されている外部シュラウド３ａを含む。同様に、排気ケーシング４は、低圧および高圧スプールのロータ軸の下流転がり軸受が実装されているハブを支持する、外部シュラウド４ａを含む。
【００４４】
エンジン１は、これが推進する、図示されない航空機の構造から、航空機の構造にそれ自体固定されているパイロンＰまたはエンジン支柱Ｐにフロントサスペンション５およびリアサスペンション６の双方が取り付けられていることによって、懸架されている。
【００４５】
フロントサスペンション５は、中間ケーシング３の適合取り付け筐体に受容されているスナウト７を含むタイプである。リアサスペンション６は、排気ケーシング４に直接取り付けられたビーム８を含む。このようなサスペンションは、当業者にとって周知であり、この記載の文脈において、これらについてより詳細に記載する必要はない。
【００４６】
航空機からターボジェットを懸架する装置の特定の部品に、疲労を測定するシステム１０が配置されている。より正確には、システムは、部品が曝される応力による疲労を測定できることが望ましい、これらの部品の各々に配置される。各測定システムは、その部品上に配置されたｎ個のセンサＣｉ（ｉ＝１〜ｎ）を含む。
【００４７】
図１の例において、測定システム１０は、フロントサスペンション５のスナウト７に設けられ、リアサスペンション６のビーム８に、リアサスペンション６のビーム８を中間ケーシング４ａおよびパイロンＰに接続する各連接棒に、設けられている。
【００４８】
図２には、第二のタイプのサスペンションによるターボジェットのサスペンションに包含され、本発明による疲労を測定するシステム１０をそこに提供することが可能な、特定の要素が示されている。図２は、このようなターボジェットのたった１つのビームＰ’、フロントサスペンション５’、およびリアサスペンション６’を示しており、これらの要素は単独で示されているが、しかしその状況において、２つの円Ｃａ、Ｃｂのみが、サスペンション５’、６’が実装されるターボジェットのケーシングを模式的に示すために描かれている。フロントサスペンション５’は、当業者によって一般的に「ヨーク」と呼ばれ、それ自体が連接棒によってターボジェットの中間ケーシングに接続されている中間ビーム９ｂに、連接棒によって接続されている直線ビーム９ａを含む；このタイプのサスペンションは、当該分野においてよく知られている。リアサスペンション６’に関しては、単一のビームを含む。
【００４９】
上記のように、航空機からターボジェットを懸架する装置の特定部品の疲労を推定することができることが、望ましい。したがって、本発明による疲労を測定するシステム１０は、たとえばパイロンＰ’上、フロントサスペンション５’のビーム９ａ上、フロントサスペンション５’の中間ビーム（ヨーク）９ｂ上、およびリア・サスペンション・ビーム６’上など、疲労を監視することが望ましい部品の各々に、設けられる。サスペンション装置の特定の連接棒に測定システム１０を設けることも、さらに可能である。
【００５０】
図２と同様に図１において、システム１０のみが参照されており、センサＣｉは、その寸法が非常に小さいので、図示されていない。
【００５１】
最後に、本発明の疲労を測定するシステム１０が、その簡素性のため、ターボジェットまたは航空機の多くの部品上に配置され得ることは、理解される。
【００５２】
特定の一実施形態によれば、いくつかの異なる測定システム１０が１つの同じエンジンに取り付けられ、各測定システム１０は特に、エンジンの自由度の方向に印加される応力による疲労の測定に特化されている。エンジンは、通常は３つの垂直方向に並進およびこれらの方向を中心に回転する、６つの自由度を含む；これらの６つの自由度は、引張圧縮において作用する６つの連接棒によってモデリングされることが可能である；測定システム１０のセンサは引張圧縮力を測定するので、各システム１０は、連接棒にかかる応力による疲労を監視することができる。したがって、エンジンにいくつかのシステム１０を設けることが可能であり、各システム１０は１つの連接棒の疲労を測定する；特定の一実施形態によれば、１つのシステム１０が各連接棒に設けられ、こうして全ての自由度が監視されることが可能となる。
【００５３】
測定システム１０のセンサＣｉは好ましくは、ｎ個のセンサＣｉ（ｉ＝１からｎ）の異なる位置が１つの同じタイプの変形および好ましくは引張および／または圧縮応力に曝される、部品の領域内に配置される。たとえば、システムが連接棒の疲労を測定するために配置される場合、センサＣｉは好ましくは、連接棒の中央部に配置される。
【００５４】
部品が平面に対して対称的であり、疲労を測定するシステムがこの平面に対して垂直な応力による疲労を測定するためにその上に配置されている場合には、センサＣｉは、好ましくは片側から反対側に向かってセンサＣｉの閾値を交互に変化させることによって、対称面の両側に配置されることが可能であることは、特筆すべきである。このため、たとえば、図２に示されるパイロンＰ’は、ほぼ軸Ｗに沿って延在し、この軸Ｗを含む対象面Ｐｓに対して通常対称的であって、センサＣｉは平面Ｐｓの両側に分布することが可能であり、この平面Ｐｓの両側で連続する閾値を交互に変化させる。
【００５５】
たとえば接合、ネジ留めによって、またはこれらを材料に直接埋め込むことによってなど、疲労を測定することが望ましい部品にセンサＣｉを固定するために、いくつかの方法を用いることが考えられる。センサＣｉが固定されている小さい板を部品にネジ留めすることも、可能である。
【００５６】
本発明による疲労を測定するシステム１０はここで、図３および図４を参照して、それ自体としておよびいずれかの部品を参照して、さらに詳細に記載される。
【００５７】
システム１０は複数ｎの応力センサＣｉ、たとえば図３および図４のこの例においては５つのセンサＣ１、Ｃ２、Ｃ３、Ｃ４、Ｃ５を含む（ｎ＝５）。センサＣ１〜Ｃ５は、これが受ける機械的応力から生じる疲労を測定することが望ましい部品に、取り付けられる。
【００５８】
本発明のシステム１０の記載を容易にするために、センサに割り当てられた値は概念的であり、システムの動作を理解するだけのために設計されている。当業者はシステム（具体的にはセンサの数、これらが検出する応力閾値の値、および検出される閾値の数）を、特に使用される材料に応じて、作業者がシステム１０に取り付ける部品に適合させるだろう。
【００５９】
センサＣｉはこの例において変形センサであり、応力に応じた部品の変形が、「μｄｅｆ」の記号で表されて当業者にとって周知の、「微小変形」と呼ばれる単位のない大きさで表される；この大きさは、周知の式μｄｅｆ＝ΔＬ／Ｌによる長さの単位に関連する伸長に対応する。たとえば、１ｍの長さの部品における１ｍｍの伸長は、０．００１／１＝１．０００μｄｅｆの変形に対応する。
【００６０】
このように、材料が受けた応力の結果として、部品の変形が生じ、したがってμｄｅｆで表される（フックの法則を適用）。したがって変形センサは応力センサである。したがって、印加された圧力は変形から直接推定されるので、本記載の残りは、応力閾値または変形閾値の応力または変形の概念を区別せずに使用することは、容易に理解されるだろう。
【００６１】
一例として以下に再現されるのは、図３のセンサの変形閾値（以下により詳細に紹介される）と、鋼（またはインコネルまたは「ＩＮＣＯ」）およびチタンの関連応力との間のおおよそのマッピングである；与えられた変形に関連づけられた応力（およびその逆）がこれら２つのタイプの材料について同じではないことは、明らかである。
【表１】
【００６２】
各センサＣ１〜Ｃ５は、機械的応力の所定レベルまたは閾値を検出するために、およびこの閾値が破られた場合にデータ信号（この場合にはビット）を配信するために、配置されている。言い換えると、センサＣ１〜Ｃ５は各々が所定閾値応力のセンサであり、各センサは、この閾値応力よりも大きい応力の発生回数を計数することを可能にする。
【００６３】
システム１０のセンサＣ１〜Ｃ５の各々の反対側で、図３に示されているのは、応力に応じてセンサＣｉによって配信される信号Ｓｉ（ｉ＝１から５）、すなわちこれが受ける変形μｄｅｆ（Ｃｉ）（ｉ＝１から５）、を表す図である。先に説明されたように、各センサＣｉ（ｉ＝１から５）は、これが受ける変形に応じた信号Ｓｉを配信する：
変形μｄｅｆ（Ｃｉ）がセンサＣｉを起動する閾値を下回る場合には、Ｓｉ＝０（この例において信号の不存在に対応）、そして
変形μｄｅｆ（Ｃｉ）がセンサＣｉを起動する閾値を超える場合には、Ｓｉ＝１（１ビットに対応）。
【００６４】
この例において、図３よりわかるように：
第一センサＣ１は、Ｓ（Ｃ１）＝１０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第二センサＣ２は、Ｓ（Ｃ２）＝２０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第三センサＣ３は、Ｓ（Ｃ３）＝３０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第四センサＣ４は、Ｓ（Ｃ４）＝４０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有し；
第五センサＣ５は、Ｓ（Ｃ５）＝５０００μｄｅｆに等しい起動閾値を有する。
【００６５】
センサＣｉが取り付けられる部品が変形を受けるとき、各センサＣｉは実質的にこの同じ変形を受ける。これが受ける変形が起動閾値を下回る場合には、センサは信号を送信しない；変形がその起動閾値を超える場合にはセンサは信号（ビット）を送信する。さらに、記載される実施形態において、長期間の負荷の場合にも、センサＣｉは１ビットしか送信しない；センサＣｉは、応力レベルがその閾値Ｓ（Ｃｉ）を再び超える前にそれより下に戻る場合にのみ、新たなビットを送信する。
【００６６】
一例として、部品が３３００μｄｅｆに等しい変形を受ける場合を考えてみよう；この場合、センサＣ１、Ｃ２、およびＣ３はビットを送信するが、センサＣ４およびＣ５は送信しない。
【００６７】
これらが設けられる航空機の使用中のセンサＣ１〜Ｃ５のデータ（すなわち、これらが各々送信したビットの数）は、測定システム１０の処理装置１１のメモリに記録および保存され、この処理装置１１は、たとえば、センサＣ１〜Ｃ５が取り付けられている領域の近くに取り付けられ、図３に模式的に示されるように、電波１２によってこれらと通信することが、可能である。より正確には、ビットを送信するときに、センサＣｉは電波１２によってデータ信号を処理装置１１に送信し、この信号はセンサＣｉの識別情報を含んでいる；処理装置１１はその後、当該センサＣｉのカウンタを増加させることができる。センサデータの電子記録は周知の手法であり、ここでは詳細に記載する必要はない；これは伝統的に使用されているだろう。処理装置１１は、「全自動デジタルエンジン制御（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ）」を意味するＦＡＤＥＣの略語で知られる、ターボジェットのコンピュータに含まれてもよい。ここではセンサＣｉと処理装置１１との間の電波（高周波または低周波）によるデータ通信が記載されるが、しかしプロトコルに関わらず、有線または無線の、その他いずれの通信手段も考えられることは、言うまでもない。
【００６８】
あるいは、センサＣｉからのデータは、センサ内に直接配置されている手段に、直接記録されることも可能である。
【００６９】
データ記録手段に関わらず、使用期間の後に、システムは、各センサＣ１〜Ｃ５の各々が受けてきた、それぞれの閾値よりも高い変形の数に関するデータを含む。
【００７０】
図４は、所定期間中に（たとえば、センサＣ１〜Ｃ５が取り付けられた部品が使用のため取り付けられたときから）システム１０のセンサによって記録されたデータを表すヒストグラムを示す。このヒストグラムは、ｘ軸において、当該センサＣ１〜Ｃ５を表し、ｙ軸において、所定期間中に各センサが送信した１に等しい信号の数Ｎを表す。
【００７１】
これは、第一センサＣ１は８０００ビット（その起動閾値１０００μｄｅｆよりも高い変形を８０００回受けたことを意味する）を送信し、第二センサＣ２は４０００ビット（その起動閾値２０００μｄｅｆよりも高い変形を４０００回受けたことを意味する）を送信し、第三センサＣ３は２０００ビットを送信し、第四センサＣ４は１０００ビットを送信し、第五センサＣ５は１０００ビットを送信したことを、示している。
【００７２】
センサＣ１〜Ｃ５によって記録されたデータより、部品が受けてきた総損傷ＤＴＯＴＡＬ、したがってその疲労（疲労は損傷に対応）を、計算することが可能である。
【００７３】
一般的な（そして周知の）方式で、所定の応力Ａ（または変形Ａ）に曝された部品により受けた損傷Ｄは、以下の式（マイナーの式）によって定義される：
Ｄ＝ｎ（Ａ）／Ｎ（Ａ）
ここで、ｎ（Ａ）は応力（変形）Ａの印加をもたらす事象の発生回数（周期）を表し、
Ｎ（Ａ）は、破損するまでに部品が耐えられる応力（変形）Ａの印加をもたらす事象の発生回数（周期）を表す（この値は従来、ヴェーラー（Ｗｏｅｈｌｅｒ）曲線と呼ばれる曲線によって決定される）。
【００７４】
このため、損傷Ｄが１に等しいとき、部品は破損する；損傷が０に等しいとき、部品は全く損傷しない。
【００７５】
各センサＣｉによって送信される信号の数は、それが受けた疲労を表すが、これは、部品が曝されてきた様々な変形の発生回数の関数だからである。センサＣｉによって記録されたデータから、センサＣｉごとの相当損傷Ｄｉを推定することが可能である；この相当損傷Ｄｉは、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）よりも高いが上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）よりも低い応力の印加から生じる損傷に対応する。
【００７６】
疲労の法則は、そこに印加される全ての応力から生じる部品の総損傷ＤＴＯＴＡＬが、線形に分解されて各範囲の応力の相当損傷の合計になることが可能であることを、教示している。言い換えると全ての応力がセンサＣｉの連続する閾値の間の間隔に対応する応力の範囲に分割された場合、部品の損傷ＤＴＯＴＡＬの良好な近似値は、各応力範囲の相当損傷Ｄｉの合計によって得られ、すなわち
【数１】
となる。
【００７７】
ＤＴＯＴＡＬを計算するために、このセンサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間に含まれる応力の発生回数ｎ（Ｃｉ）が、センサＣｉ（ｉ＝１から５）によって記録されたデータから、各センサＣｉについて計算される。センサＣｉの相当損傷Ｄｉがその後この数ｎ（Ｃｉ）に基づいて、当該応力の範囲を表す１つ以上の応力にこれを適用することによって、計算されることが可能である。応力の範囲における応力の正確な分布を知らなくても、この例において近似値を求めることは可能である；いくつかのソリューションが考えられる：
２つの閾値の間の変形の平均値（μｄｅｆ（ａｖｅｒａｇｅ）＝（Ｓ（Ｃｉ）＋Ｓ（Ｃｉ＋１））／２）を使用すること、および結果的に生じる損傷Ｄｉがこの平均変形μｄｅｆ（ａｖｅｒａｇｅ）の発生回数ｎ（Ｃｉ）から生じるものであると考えることが、可能である；
閾値の間に適用されるべき加重平均を決定するために統計的分析を実行すること、およびこの加重平均を使用することが、可能である；
安全のため、応力範囲の上限（Ｓ（Ｃｉ＋１））を取ること、および相当損傷Ｄｉがこの上限Ｓ（Ｃｉ＋１））に対応する変形の発生回数ｎ（Ｃｉ）に対応すると考えること（いわゆる「控えめな」前提）が、可能である。
【００７８】
その他の近似値も可能である。本発明の好適な実施形態において、飛行における安全に関する最も要求の厳しい基準を満たすために、最終近似（控えめな仮定）が選択される。したがって、計算された変形Ｄｉは実際の変形よりも大きい。
【００７９】
センサＣｉによって計数された発生回数ｎ（Ｃｉ）を決定するために、センサＣｉのビットの合計Ｎ（Ｃｉ）から、このセンサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）に対する上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）よりの高い応力に対応する全ての信号を減じる必要がある。
【００８０】
したがって、全ての発生回数ｎ（Ｃｉ）を決定するために、我々は、最も高い閾値を有するセンサＣ５から始める。
【００８１】
したがって、たとえば図４において：
ｎ（Ｃ５）＝Ｎ（Ｃ５）＝１０００なので、センサＣ５はその閾値Ｓ（Ｃ５）＝５０００μｄｅｆよりも高い応力を１０００回計数した；
ｎ（Ｃ４）＝Ｎ（Ｃ４）−Ｎ（Ｃ５）＝０なので、センサＣ４は、その閾値Ｓ（Ｃ４）＝４０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ５）との間の応力を計数しなかった（具体的には、カウンタＣ４の全てのビットはＳ（Ｃ５）よりも高い応力に対応するので、これらは既にセンサＣ５によって計数済みである）；
ｎ（Ｃ３）＝Ｎ（Ｃ３）−Ｎ（Ｃ４）＝２０００−１０００＝１０００なので、センサ３は、その閾値Ｓ（Ｃ３）＝３０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ４）との間の応力を１０００回計数した；
ｎ（Ｃ２）＝Ｎ（Ｃ２）−Ｎ（Ｃ３）＝４０００−２０００＝２０００なので、センサＣ２は、その閾値Ｓ（Ｃ２）＝２０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ３）との間の応力を２０００回計数した；
ｎ（Ｃ１）＝Ｎ（Ｃ１）−Ｎ（Ｃ２）＝８０００−４０００＝４０００なので、センサ１は、その閾値Ｓ（Ｃ１）＝１０００μｄｅｆと上限閾値Ｓ（Ｃ２）との間の応力を４０００回計数した。
【００８２】
上記で計算されたｎ（Ｃｉ）の各々について、Ｎ（Ｓ（Ｃｉ＋１））であるところの部品の相当損傷Ｄｉ（Ｄｉ＝ｎ（Ｃｉ）／Ｎ（Ｓ（Ｃｉ＋１）））は、部品の破損を招く上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）の変形に対応する応力の発生回数である（上記の近似値参照）。
【００８３】
最後に、先に説明されたように、部品が被る総損傷ＤＴＯＴＡＬは、各範囲の応力に対応する損傷の合計に等しく、すなわちｎ個のセンサについて
【数２】
である。
【００８４】
一例として、５つのセンサを備えるシステムが説明されてきた。これはより多くのまたは少ないセンサを含んでもよく、より一般的はｎ個のセンサを含んでもよいことは、言うまでもない。したがって、上記の様々な式は、ｉ＝１からｎについて使用される。
【００８５】
再び、そしてより総合的な方式で、ｎ個のセンサに対する本発明の方法の好適な実施形態の適用が、説明される。方法はこの場合、以下のステップを含む：
１）ｎ個のセンサＣｉは、それらの閾値Ｓ（Ｃｉ）よりも高い応力の発生回数Ｎ（Ｃｉ）を測定し；
２）これらのデータＮ（Ｃｉ）は時間ｔにわたって記録され；
３）各センサＣｉについて、全発生回数Ｎ（Ｃｉ）（ｉ＝１からｎ）に基づいて、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間の応力に対応する発生回数ｎ（Ｃｉ）が以下の式にしたがって計算され；
ｎ（Ｃｎ）＝Ｎ（Ｃｎ）；
ｉ＜ｎの場合、ｎ（Ｃｉ）＝Ｎ（Ｃｉ）−Ｎ（Ｃｉ＋１）；
４）各センサＣｉについて、センサＣｉの閾値Ｓ（Ｃｉ）と上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１）との間の応力の範囲に対応する部品の相当損傷Ｄｉが計算され；
５）部品の総損傷ＤＴＯＴＡＬが以下の式にしたがって計算される；
【数３】
【００８６】
言い換えると、本発明のシステムおよび方法により、増分センサＣｉ（ｉ＝１からｎ）が取り付けられ、各センサは応力閾値Ｓ（Ｃｉ）（およびしたがって連続する応力のｎ個の範囲に分割された応力）に設定されている、部品について、各範囲の応力に対応する相当疲労（相当損傷Ｄｉ）への分割に基づく総疲労（総損傷ＤＴＯＴＡＬ）を得ることを可能にする複素疲労スペクトルを、得ることができる。
【００８７】
したがって、簡素化されたメンテナンス方法を適用することが可能である。
【００８８】
たとえば、作業者は、センサＣｉによって記録されたデータを受信するための装置１３を保有してもよい。図３に示されるシステムの例において、装置１３は、システムの処理装置１１と電波１２によって通信するために配置されている；当然ながら、その他いずれかの形態の通信が提供されてもよい。
【００８９】
当然ながら、システム１０がセンサＣｉによって測定されたデータの記憶用の処理装置を含んでいない場合には、センサが記録したデータをそこに個別に送信するように、センサＣｉと直接通信するために装置１３が配置されてもよい。
【００９０】
装置１３は、上述の方法により、記録されたデータ（センサＣｉのビットＮ（Ｃｉ）（ｉ＝１からｎ））に基づいて、部品の対応する損傷ＤＴＯＴＡＬを計算できるようにする、計算ソフトウェアプログラム（アルゴリズム）を備える処理装置を含む。
【００９１】
したがって、作業者は自らの装置１３を部品（たとえば飛行機のサスペンション）に近づけ、装置は、自動的にまたは命令にしたがって、センサＣｉによって記録されたデータをダウンロードし、サスペンションの損傷ＤＴＯＴＡＬ、すなわち疲労を計算し、これによって結果的に作業者が判断を下すことができるようになる。たとえば：
損傷ＤＴＯＴＡＬが０から０．３の間であれば、オーバーホールは不要であり；
損傷ＤＴＯＴＡＬが０．３から０．８の間であれば、オーバーホールは必要であり；
損傷ＤＴＯＴＡＬが０．８より大きければ、部品は交換されなければならない。
【００９２】
さらに、分析は、作業者自身によってではなく、装置１３によって自動的になされると、考えることが可能である。こうして、オーバーホールが必要ではない場合には、装置１３は信号を発信せず（またはたとえば青信号を発信し）、オーバーホールが必要な場合には、装置１３は音声信号を発信する（またはたとえば赤信号を発信する）。
【００９３】
装置１３によって収集された情報が、コンピュータサーバまたはこの情報を受信して処理するために配置されたその他いずれかの装置に、自動的にまたは作業者の要求に応じて、送信されると考えることも可能である。
【００９４】
ユーザの希望に応じて、その他いずれの操作も考えられる。具体的には、部品の疲労の監視は、特定レベルの疲労を超過したときに第三者（飛行機のパイロット、その製造者、その作業者、コンピュータサーバ、またはその他の要素など）に自動的に警告する処理装置１１（たとえばＦＡＤＥＣ）によって、自動的に実行されると、考えることが可能である。
【００９５】
最後に、本発明のシステム１０は、部品が曝される応力を計数し、結果的に複素疲労スペクトルを構成することを、可能にする。システム１０はまた、部品の使用期間中の事象履歴を正確に捕捉することも、可能にする。低振幅閾値を有するセンサは、より具体的には部品の通常使用に関する、すなわちそれが初めて使用されたときからの有効使用期間に関する情報を、提供する。高振幅閾値を有するセンサは、より具体的には、たとえば硬着陸などの部品が曝されてきた例外的応力に関する情報を、提供する。このためシステムは、部品のエンドユーザにとって、良好なメンテナンスツールである。
【００９６】
特定の一実施形態によれば、センサが一定間隔でビットを配信させるクロックを含むことが考えられるが、このビットは、センサがその閾値を破る応力に曝されていないときには０に等しく、センサがその閾値を破る応力に曝されているときには１に等しい。これは、デジタルセンサを用いれば可能であろう。
【００９７】
好適な実施形態において、その閾値より高い応力による励起の場合にのみ信号を配信する機械的センサを使用することが、好ましい；このような機械的センサは、使用のみならずエネルギーの供給も簡単であるという利点を有する。
【００９８】
システム１０は正の変形（μｄｅｆが正の値のみを取る）に関して説明されてきたことに注目してほしい。別の実施形態によれば、システムは、正の閾値（μｄｅｆ＞０）を取るセンサ、および／または負の閾値（μｄｅｆ＜０）を取るセンサを含んでもよく、これは、たとえば１つの方向（引張）および別の方向（圧縮）の応力を計数することを、可能にする。
【００９９】
同じ応力閾値を有するいくつかのセンサ（少なくとも２つ）を提供することが可能であることも、特筆すべきである。これは、これらセンサの１つが故障したときに、別のものがまだこの閾値に対応する応力の発生回数を計数できるようにする。ちなみに、１つの閾値に関する（その）または全てのセンサが故障した場合には、故障した場合の閾値のセンサの応力が低閾値のセンサによって計数されることになるので、複数のセンサの存在によって誤差を最小化することができることも、特筆すべきである。
【０１００】
当然ながら、センサの数が多いほど、連続する閾値の間の増分がより小さいため、そのうちのいくつかが故障した場合において安全性がより高くなり、また総疲労の計算がより正確になる。増分は、全て同一であってもよく、あるいは漸進的であってもよい；増分の漸進の値は、最も一般的な応力範囲においてより正確な測定値、および（いずれにせよ非常に高い応力を発生する）例外的応力についてより不正確な測定値を有することができるものである。好ましくは、それが受ける損傷の判定にとって望ましい精度に応じて、２個から５０個のセンサが１つの部品に配置される。
【０１０１】
たとえば、最小検出変形は１０００μｄｅｆ（第一センサＣ１の閾値）に等しくてもよく、最大検出変形は、２００μｄｅｆに等しい連続する閾値の間の間隔をもって、５０００μｄｅｆ（最後のセンサＣｎの閾値）に等しくてもよい（この場合、閾値がそれぞれ１０００、１２００、１４００、．．．、５０００に等しい、２１個のセンサが設けられている）。
【０１０２】
本発明のシステム１０は、部品上に配置されるものとして説明されてきたが、しかしこれは、複数の部品からなる構造体に配置され、アセンブリの疲労が監視されるようにしてもよい。
【０１０３】
航空用途において、センサは好ましくは、−５５℃から６００℃（特にターボジェットサスペンションの場合）の範囲の温度に耐えられるべきであり、油および燃料の飛沫に耐えられるべきである。これらはまた好ましくは、腐食および汚染、特に水、塩、砂、およびスラッジの噴霧に関わるものにも、耐えられるべきである。さらに、有利なことにこれらは、浸透検査などの非破壊検査、渦電流、Ｘ線などの印加にも耐えられるべきである。好ましくはこれらは、様々な波長（無線、可聴など）との電磁適合性を有するべきである。センサはまた、数十キロヘルツ程度であってもよいターボジェットの機械的振動、特にターボジェットの回転部品の回転によるもの（低圧スプールで１分あたり０から５５００回転、および高圧スプールで１分あたり０から２０，０００回転）にも耐えることができ、数十から数万Ｇ（９．８１ｍ．ｓ−２）の衝撃に耐えられるべきである。好ましくはこれらはまた、様々なタイプの負荷の下での静的および準静的たわみにも耐えるべきである。
【０１０４】
センサはまた、部品の使用寿命を通じてその疲労状態を監視するように設計されているので、少なくともこれらが取り付けられることが意図されている部品と同じ使用寿命を有するべきである。たとえば、その使用寿命は、６０年、または７０，０００または８０，０００飛行サイクル（離陸−飛行−着陸）より長くてもよい。
【０１０５】
好ましくは、センサは、その閾値を超える応力の発生回数１０９回超を持ちこたえることができる。それらの使用およびそれらに対する動的負荷の印加を通じて、センサは好ましくは、それらの動作において悪影響を受けてはならない。
【０１０６】
好ましくは、センサの電源は、航空機の電源から独立している。
【０１０７】
本発明のシステムは、ターボジェットサスペンション装置、特にこれらの装置の連接棒、そのビーム、あるいはその他のパイロンにとって、特に有利である。本発明のシステムはまた、飛行機の着陸装置上に、または制動棒上に、有利に配置されてもよい。一般的に、これは装着可能な（すなわちその上にセンサを取り付けることが可能な）、そしてその使用が複素疲労スペクトルの取得を正当化する様々な応力を発生させる、いずれの部品上にも配置されてよい；これはとりわけ、ターボジェットの様々な連接棒およびシャックルの場合である。
【０１０８】
本発明のセンサは、たとえば（少ない発生回数で破損が発生し、明白な塑性変形が先行する、高応力下の）オリゴサイクリック疲労の各領域、疲労の各領域（または応力が減少するとき増大するいくつかのサイクル後に破損が見込まれる場合の制限的持久）、および無制限持久の各領域のために、ヴェーラー曲線において従来指定された応力の下の様々なタイプの疲労を監視することを、可能にする；当然ながら、部品は通常この領域に対応する応力によって破損が発生し得る前に交換されるので、無制限持久の領域はあまり重要ではない。
【０１０９】
本発明の好適な実施形態によれば、システム１０のセンサＣｉは、導入部で既に説明されたＭＥＭＳタイプの装置（またはセンサ）に取り付けられる。
【０１１０】
ＭＥＭＳタイプの装置は、その小ささのため、応答時間が著しく短い微小機構を含み、これが非常に迅速な反応時間を装置に提供することを、特筆することが可能である。
【０１１１】
さらに、このような装置は、ターボジェットの部品に容易に収容されることができる。これらはまた電源内蔵式であってもよく、したがって自律的であり、これによって取り付けが容易になり、アセンブリの安全を保証する。ＭＥＭＳタイプの装置の電源内蔵手段は、たとえばターボジェットの周囲エネルギーを電気エネルギーに変換するように配置された手段（たとえば周囲ガスを用いて電力を発生して装置に動力供給するマイクロタービン）からなってもよい。さらに、ＭＥＭＳタイプの装置のセンサによって測定されたデータを処理する手段が、この同じ装置に設けられることも可能である。
【０１１２】
本発明は好適な実施形態を参照して記載されてきたが、その他の実施形態も考えられることは言うまでもない。具体的には、記載された様々な実施形態の特徴は、不適合性がなければ、ともに組み合わせられることが可能である。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機械的応力に曝される航空機部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労を測定するシステムであって、システムは、部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）に実装された複数の応力センサ（Ｃｉ）を含み、各センサは、所定の機械的応力閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出し、この閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破を表すデータ信号（Ｓｉ）を配信するために配置されており、システムはこれらのデータを記録する手段（１１）を含み、
センサ（Ｃｉ）は、１つの同じ応力の異なる閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出するために配置されており、この閾値は、各センサの閾値突破発生回数に基づいて、当該機械的応力による部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値を計算することを可能にするように段階分けされていることを特徴とする、システム。
【請求項２】
データ記録手段を含む処理装置（１１）を含み、センサ（Ｃｉ）は処理装置（１１）にデータを送信する手段を含む、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
各センサ（Ｃｉ）がデータ記録手段を含む、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値を計算するために配置された、データを分析する遠隔手段（１３）にこれらのデータを送信する手段を含む、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
センサ（Ｃｉ）がＭＥＭＳタイプのセンサである、請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム。
【請求項６】
特定の機械的応力に曝される航空機部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労を測定する方法であって、
前記機械的応力の所定の閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出することが可能なセンサが部品上に配置され、前記センサは互いに対して段階分けされており、各々が前記応力によるその閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破を表すデータ信号（Ｓｉ）を配信することが可能であり、
各閾値（Ｓ（Ｃｉ））を破る測定の発生回数（Ｎ（Ｃｉ））が記録され、
この発生回数（Ｎ（Ｃｉ））に基づいて、前記応力によって発生した部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値が計算される、方法。
【請求項７】
各閾値（Ｓ（Ｃｉ））について、総発生回数（Ｎ（Ｃｉ））に基づいて、前記閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破であって上限閾値（Ｓ（Ｃｉ＋１））未満の測定の発生回数（ｎＣｉ）が計算され、
２つの連続する閾値（Ｓ（Ｃｉ）、Ｓ（Ｃｉ＋１））の間の各間隔について、前記計算発生数（ｎ（Ｃｉ））に対応する多くの応力の、および上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１））のそれに等しい応力値の印加に対応する、部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の相当疲労（Ｄｉ）が計算され、
閾値（Ｓ（Ｃｉ）、Ｓ（Ｃｉ＋１））の各間隔について計算された相当疲労（Ｄｉ）は、部品の総疲労（ＤＴＯＴＡＬ）を得るために加算される、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
請求項１から５のいずれか一項に記載のシステムを用いて適用される、請求項６および７のうちの１つに記載の方法。
【請求項９】
機械的応力に曝される少なくとも１つの部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）、および請求項１から５のいずれか一項に記載のシステムに準じて疲労（１０）を測定するシステムを含む、航空機メンテナンス方法であって、
システムによって記録されたデータ（１０）を送信する要求がシステム（１０）に送信され、
データが受信され、
これらのデータに基づいて、当該機械的応力の各々による部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値が計算される、メンテナンス方法。
【請求項１０】
携帯用送受信器（１３）によって、無線で要求が送信されてデータが受信される、請求項９に記載のメンテナンス方法。
【請求項１】
機械的応力に曝される航空機部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労を測定するシステムであって、システムは、部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）に実装された複数の応力センサ（Ｃｉ）を含み、各センサは、所定の機械的応力閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出し、この閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破を表すデータ信号（Ｓｉ）を配信するために配置されており、システムはこれらのデータを記録する手段（１１）を含み、
センサ（Ｃｉ）は、１つの同じ応力の異なる閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出するために配置されており、この閾値は、各センサの閾値突破発生回数に基づいて、当該機械的応力による部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値を計算することを可能にするように段階分けされていることを特徴とする、システム。
【請求項２】
データ記録手段を含む処理装置（１１）を含み、センサ（Ｃｉ）は処理装置（１１）にデータを送信する手段を含む、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
各センサ（Ｃｉ）がデータ記録手段を含む、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値を計算するために配置された、データを分析する遠隔手段（１３）にこれらのデータを送信する手段を含む、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
センサ（Ｃｉ）がＭＥＭＳタイプのセンサである、請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム。
【請求項６】
特定の機械的応力に曝される航空機部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労を測定する方法であって、
前記機械的応力の所定の閾値（Ｓ（Ｃｉ））を検出することが可能なセンサが部品上に配置され、前記センサは互いに対して段階分けされており、各々が前記応力によるその閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破を表すデータ信号（Ｓｉ）を配信することが可能であり、
各閾値（Ｓ（Ｃｉ））を破る測定の発生回数（Ｎ（Ｃｉ））が記録され、
この発生回数（Ｎ（Ｃｉ））に基づいて、前記応力によって発生した部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値が計算される、方法。
【請求項７】
各閾値（Ｓ（Ｃｉ））について、総発生回数（Ｎ（Ｃｉ））に基づいて、前記閾値（Ｓ（Ｃｉ））の突破であって上限閾値（Ｓ（Ｃｉ＋１））未満の測定の発生回数（ｎＣｉ）が計算され、
２つの連続する閾値（Ｓ（Ｃｉ）、Ｓ（Ｃｉ＋１））の間の各間隔について、前記計算発生数（ｎ（Ｃｉ））に対応する多くの応力の、および上限閾値Ｓ（Ｃｉ＋１））のそれに等しい応力値の印加に対応する、部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の相当疲労（Ｄｉ）が計算され、
閾値（Ｓ（Ｃｉ）、Ｓ（Ｃｉ＋１））の各間隔について計算された相当疲労（Ｄｉ）は、部品の総疲労（ＤＴＯＴＡＬ）を得るために加算される、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
請求項１から５のいずれか一項に記載のシステムを用いて適用される、請求項６および７のうちの１つに記載の方法。
【請求項９】
機械的応力に曝される少なくとも１つの部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）、および請求項１から５のいずれか一項に記載のシステムに準じて疲労（１０）を測定するシステムを含む、航空機メンテナンス方法であって、
システムによって記録されたデータ（１０）を送信する要求がシステム（１０）に送信され、
データが受信され、
これらのデータに基づいて、当該機械的応力の各々による部品（７、８、Ｐ、Ｐ’、９ａ、６’）の疲労の推定値が計算される、メンテナンス方法。
【請求項１０】
携帯用送受信器（１３）によって、無線で要求が送信されてデータが受信される、請求項９に記載のメンテナンス方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公表番号】特表２０１３−５１１０５１（Ｐ２０１３−５１１０５１Ａ）
【公表日】平成２５年３月２８日（２０１３．３．２８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５３９２８４（Ｐ２０１２−５３９２８４）
【出願日】平成２２年１１月１５日（２０１０．１１．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０６７４５５
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０６１１４１
【国際公開日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２５年３月２８日（２０１３．３．２８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年１１月１５日（２０１０．１１．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０６７４５５
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０６１１４１
【国際公開日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
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