Smart lightning protection skin for realtime load monitoring of composite aircraft structures under multiple impacts
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荷重センサシートによる複合材製航空機全域の衝撃モニタリング
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- 1. 1Tokyo Institute of Technology 荷重センサシートによる 複合材製航空機全域の衝撃モニタリング 東京工業大学 鈴木豊明 鈴木良郎
- 2. 2Tokyo Institute of Technology 研究背景 超音波探傷 （構造全体） ×長時間 ×高コスト ○短時間 ○低コスト 提案手法 超音波探傷（限定された区間） 従来手法 CFRP航空機構造の損傷検査 CFRP CFRPの大型構造適用 衝撃モニタリング手法の確立による検査コストの削減 重量の50% (Boeing 787) CFRP航空機 胴体一体構造 鳥や雹による衝撃 目視困難な損傷の危険性 構造の衝撃モニタリング（検査区間の限定）
- 3. 3Tokyo Institute of Technology 提案手法：構造表面の荷重センサ化 耐雷機能を持った銅シールド 銅シールドの 荷重センサ化 耐雷用シールドを荷重センサ化、衝撃モニタリングに利用 重量増加を抑制しつつ荷重センシング機能を搭載 構造のスマート化 （耐雷機能付き 荷重センサシート） (xl,yl)
- 4. 4Tokyo Institute of Technology 研究目的 衝撃点の位置の推定を行う 耐雷機能付き荷重センサシートの構造設計 落錘衝撃試験による衝撃点の座標同定 準静的荷重試験による 検知荷重のしきい値の検証
- 5. 5Tokyo Institute of Technology 抵抗膜式タッチパッド概要 衝撃点の座標同定原理 抵抗膜式タッチパッドの座標検出原理を応用 配線を増やさず大面積化が可能 激しい温度差，環境に測定結果が影響を受けにくい 部分的な交換が可能 （駆動回路） （検出回路） 荷重 V （検出回路） （駆動回路） 荷重による接触 Vcc v x xmax0 測定電位V Vcc xi Vi 航空機構造の衝撃モニタリングにタッチパッド技術の有効性 測定された電位の値→座標同定
- 6. 6Tokyo Institute of Technology 荷重センサシートの構造 Silicone rubber GFRP plate Copper foil of circuit X Copper plate Copper foil of circuit Y 荷重で銅板と回路が接触 →タッチパッド技術が利用可能荷重センサ概要 拡大図 外部荷重によりシリコーンラバーシート圧縮 →銅版が回路に接触 GFRP板 回路Y シリコーン ラバーシート 銅板 回路X 銅板 シリコーン ラバーシート 突起 孔 GFRP板 銅箔 ニクロム線 （高抵抗） 回路 Y 回路 X 電気的接触 衝撃荷重 荷重 間隙 電流経路 GFRP 板 銅板 ラバーシート 回路 接触 5mm 5mm
- 7. 7Tokyo Institute of Technology 提案構造とタッチパネルの比較 マイクロドットスペーサ センサ上の任意点で検知 衝突物の大きさ問わず 検知荷重：大 →衝撃のみに対応 荷重を検知しない点が存在 特定の大きさの衝突物を想定 検知荷重：小 既存の抵抗膜式タッチパネル 提案手法の荷重センサシート 荷重 検知不可の例 × × 間隙 GFRP 板 銅板 ラバーシート 回路 荷重 電流経路 接触 検出回路 駆動回路
- 8. 8Tokyo Institute of Technology 2段階手順による高精度同定 2段階手順大型構造に対しても高速、高精度で衝撃位置同定 Step1 おおまかな 同定 Step2 詳細な同定 x座標同定 → y座標同定 x座標同定 → y座標同定 衝撃の瞬間（数ms）に4種類（各Stepのx，y座標）の測定を完了 （衝撃の間に回路の切り替えを3回行う） 座標同定を「おおまかな同定」「詳細な同定」の2段階で行う
- 9. 9Tokyo Institute of Technology 衝撃点の座標同定試験 荷重センサシート 孔 φ3.0 t 0.5 225 360 Unit:[mm] t:0.5 ニク ロム線 銅箔 銅板 突起(裏側) φ2.5 t 0.3 x y 112 t:0.7 258 × 衝撃点 シリ コ ーン ラ バーシート 回路Y 回路 X 225mm×360mmセンサシート センサ周辺を固定し固定部の中心に落錘 3.2kgの衝突子を100mmの高さから落錘 落錘試験図 衝突子 センサシート 治具 125 75
- 10. 10Tokyo Institute of Technology 回路のモード切り替え y座標おおまか同定モード y 座標[mm] 0 (1) 電位[V] y 座標[mm] 0 (2) 電位[V] x座標[mm] 0 (3) y座標詳細同定モード x座標おおまか同定モード 1Loop マイコンで電位のかけ方を0.25msごとに切替え 0.25msごとに切り替わる3種類の電位から 衝撃点の座標を同定 ト ラ ンジスタ B0 ニク ロム線 銅箔， 銅線 B1 B4 B5 B6 B7 PIC x y
- 11. 11Tokyo Institute of Technology 誤差 座標方向の長さに対する誤差 (1) y座標おおまかな同定 －15mm 4.17% (2) y座標詳細な同定 ＋5.5mm 1.53% (3) x座標おおまかな同定 ＋8.6mm 3.82% (2) +(3)平面上の誤差 10.3mm -4 -2 0 2 4 -4 -2 0 2 4 0 5 10 15 20 Impactload[kN] Electricalpotentialof point1[V] time[ms] -4 -2 0 2 4 8.5 9.5 10.5 11.5 1loop (1) (2) (3) 時間[ms] 電位[V] 荷重[kN] 衝撃点の座標同定試験結果 衝撃点 × 225 360 x y ○○ 推定された衝撃点 (おおまかな同定) 推定された衝撃点 (詳細な同定) 銅板の電位と衝撃荷重値の比較 衝撃荷重と同時に 電位発生を確認 0.25msごとに測定電位 が変わり，1msで一周する 0.37倍 5%以下(詳細な同定では1.5%)の 誤差で衝撃点座標を同定 2段階手順の有効性を実証 座標同定結果 電位の拡大図
- 12. 12Tokyo Institute of Technology -1 0 1 2 3 4 5 -1 0 1 2 3 4 5 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 銅板の電位[V] 押込み荷重[kN] 時間[s] 荷重検知のしきい値についての検討 翼面荷重と衝撃荷重を区別可能 （5kN荷重の5サイクル目で翼面荷重を誤検知・・・現実的問題なし） ※ B787–800 （主翼面積 325㎡，離陸重量 228t） 翼面荷重 ： Max 6.87×103 N/㎡ ・・・17.2N（5mm×5mm換算） 1サイクル 2サイクル 3サイクル 4サイクル 5サイクル 最大2kN×5サイクル 577N 116N 143N 134N 123N 最大5kN×5サイクル 484N 127N 202N 116N 11N 荷重検知のしきい値 押込み荷重[kN] 銅板の電位[V] 5mm×5mmのセンサシート 準静的荷重（2kN，5kN） ×5サイクル 直径16mm圧子 電位発生時の荷重を検証
- 13. 13Tokyo Institute of Technology 荷重検知のしきい値についての検討 ※ B787–800 （主翼面積 325㎡，離陸重量 228t） 翼面荷重 ： Max 6.87×103 N/㎡ ・・・17.2N（5mm×5mm換算） 1サイクル 2サイクル 3サイクル 4サイクル 5サイクル 最大2kN×5サイクル 577N 116N 143N 134N 123N 最大5kN×5サイクル 484N 127N 202N 116N 11N 荷重検知のしきい値 押込み荷重[kN] 銅板の電位[V] 5mm×5mmのセンサシート 準静的荷重（2kN，5kN） ×5サイクル 直径16mm圧子 電位発生時の荷重を検証 -1 0 1 2 3 4 5 0 1000 2000 3000 4000Indentationload[kN] Time -1 0 1 2 3 4 5 5000 6000 7000 8000 9000 Electricalpotential oflayer1[V] e[s] しきい値[kN] 荷重検知 翼面荷重と衝撃荷重を区別可能 （5kN荷重の5サイクル目で翼面荷重を誤検知・・・現実的問題なし）
- 14. 14Tokyo Institute of Technology 結言 耐雷機能付き荷重センサシートによる 衝撃点座標の同定手法の提案 2kNの衝撃点座標の同定を誤差5%以下， 詳細な同定では誤差1.5%で行った 2段階の手順で 座標同定精度を向上する手法を提案 センサへの繰り返し荷重が 荷重検知に問題ないことを確認した
Editor's Notes
- 近年，炭素繊維強化複合材料：CFRPの大型構造への適用が拡大しています． その代表例としてボーイング７８７など航空機への適用が挙げられ，従来の金属材料と比較して大幅な軽量化が実現可能です． しかし，CFRP特有の欠点として、外部から衝撃を受けて生じる目視困難な損傷が挙げられます． フライト中の航空機は鳥や雹などの衝突による損傷の危険を持ち， 損傷を看過したまま運航を続けることは重大な事故につながる恐れがあります． したがって、CFRP製の航空機には定期的な損傷検査が行われています． 現在は超音波探傷法などによる検査を行っていますが、探触子を構造全域に走査させる必要があるため，検査に長時間、高コストを要することが問題となります． そこで本研究では，損傷の原因となる衝撃を常にモニタリングする手法を提案します． 衝撃モニタリングで損傷の疑われる区間を限定することで，構造全体の損傷検査が不要となり検査の短時間化，低コスト化が見込めます．
- 本研究の衝撃のモニタリング手法ですが， 航空機表面に荷重センサの機能を付加し構造をスマート化することで行います． 現在，耐雷用途で航空機の表面に設置されている銅シールドを荷重センサと配線として使用し， 構造表面を覆う耐雷機能付き荷重センサシートとして衝撃モニタリングを行います． すでに設置されている構造を利用することで，重量増加を抑制することが可能です．
- まず、荷重センサシートの衝撃点の座標同定の原理ですが，抵抗膜式タッチパッドの技術を利用します． タッチパッドは上層：抵抗のほぼない検出回路と、下層：一様な抵抗を持つ駆動回路の2層からなり， 荷重点で上下層が橋洛することを利用して荷重点の座標を同定します． 下の駆動回路は電位を負荷することで一方向に一様な電位勾配が発生します． 荷重によって上下層が接触し，接触点における駆動回路の電位が検出回路に生じるため， 検出回路で測定された電位から荷重点の座標が得られます． この操作を瞬時に2方向について行うことで平面上の荷重点の座標を得ることが可能です． このタッチパッド技術を利用する利点として， 配線を増やすことなく大面積化が可能であり，重量増加を招かない点， フライト中の低温度状況や悪天候など厳しい環境の中であっても測定結果が影響を受けにくい点， 大型センサの一部が破損した場合でも全て入れ替える必要がなく，部分的な交換が可能である点が挙げられ，航空機構造のモニタリングに有効な手段であるといえます．
- 提案する荷重センサシートの構造は、図に示す多層構造となります 上層から順に， ＧＦＲＰの補強板 耐雷機能を備える銅板 孔付きシリコーンラバーシートのスペーサ その下に2種類の回路を重ねて配置します 右の拡大図に示す通り，銅板の下部には突起が5mm間隔に並んでおり，突起が銅線が交差する点の直上にくるよう配置します． このセンサが上部から荷重を受けた時，内部のシリコーンラバーシートが圧縮変形し，銅板と回路の各線が接触します． したがって先ほどのタッチパッド技術を利用して衝撃荷重を受けた点の座標を同定可能です．
- この構造とすることにより，既存のタッチパネルにはない利点が得られます 現在インターフェースに用いられる抵抗膜式タッチパネルでは2層の間に微小なマイクロドットスペーサを等間隔に並べ， 上層がたわむことを利用して駆動回路と検出回路を接触させます． しかし，この構造ではスペーサの直上に荷重が与えられた際や想定より巨大なものによって荷重を与えられた際に荷重が検出不可となる欠点があります． また，上層をたわませる構造上しきい値となる検知荷重を大きくすることが困難です． インターフェイスに用いられるタッチパッドは接触の見落としがあっても使用者が押しなおすことでリカバーできますが，衝撃モニタリングにタッチパッドを用いる場合衝撃の見落としは致命的な問題となります． 一方、提案手法の構造では，センサ上の任意の点で、かつ衝突物の大きさを問わず荷重を検知することが可能となり， また荷重検知のしきい値の上昇を実現しました． これにより，翼面荷重など航空機が定期的に受ける弱い荷重を検知せず，衝突物による強い衝撃のみを検知することが可能となります．
- さらに本研究では，タッチパッドの大型化に伴う誤差の増加を避けるため， 座標同定を2段階の手順で行う手法を採用しました． はじめに、通常通りセンサ全体の中から衝撃点の座標同定を行います． 次に，より細かく分割された区間に電位をかけ直し，それぞれの区間をタッチパッドとして再び座標同定を行います． この第2段階では，区間内の衝撃点の座標を同定可能である一方，どの区間上に衝撃点があるか特定できませんが， 第1段階によって衝撃点のおおまかな座標を同定しているため，第2段階で適用すべき区間を知ることができます． タッチパッドの誤差は区間の大きさに比例するため，2段階目の誤差は区間を分割した分低減することとなり， 大型構造に対しても高精度な衝撃点同定を実現可能です． 衝撃によって上下層が接触している時間は数ｍｓ程度であり， この数ｍｓの時間内に回路を切り替えて、各ステップのｘ座標、ｙ座標の同定、計4回の計測を行います． この2段階手順により，大型構造に対しても高速、高精度で衝撃点の座標同定が可能です．
- 以上の手法を試験によって確認するため， 225mm×360mmのセンサを作成して落錘衝撃試験を行いました． 今回の試験では，y方向に2段階手順を行います このセンサの図に示す点に3.2kgの衝突子を高さ100mmから落錘してセンサに衝撃荷重を与えました． 治具で挟むことで衝突点の周囲を固定し，航空機にセンサを貼付した状態を模擬しました．
- 試験に用いた回路を図に示します．落錘の衝撃によって銅板と回路が接触する時間は1msから2msであり， その時間中に3種類の測定を完了するために回路を0.25msで切り替え続けます． 今回の試験では，y方向のみ2段階手順を行うとし、それぞれy座標の大まかな座標同定，y座標方向にセンサを3分割した詳細な同定，x座標の同定 の3種のモードを回路が繰り返しとり，落錘の瞬間にこの3種類の電位が測定されます．
- 試験結果は以下の通りになります 落錘の衝撃が生じた瞬間に銅板で測定された電位を図に示します． 赤のラインはひずみゲージから測定した衝撃荷重の大きさを示します． 衝撃荷重が生じている瞬間に銅板に電位が生じていることが確認されます． また，このときの電位は0.25msごとに値を変え，それぞれの電位の値から衝撃点の座標が計算されます． 座標同定の結果を表に示します． 各座標方向の誤差は15mm，5%以下となっています． さらに，ｙ座標についての詳細な同定の結果では，誤差が0.37倍となっています． y方向に区間を3分割したため誤差が1/3程度になると予想されるため，この値は妥当な結果であると言えます． 平面内での推定座標のずれは10.3mmに抑えられました． 右下の図に実際の衝撃点と推定された衝撃点を示します． 以上の試験結果により，2段階手法の有効性と提案手法の精度が確認されました． 誤差が１．５％であれば，例えば全長３０ｍの航空機の機体に対して誤差は0.5ｍ程度となり，検査区間を大幅に削減可能です．
- 次に，センサ上の同じポイントに複数回の衝撃を受けた際の影響を調べるため， 準静的荷重をセンサに繰返し負荷した際の検知荷重の変遷を検証しました． 検証するポイントは ・繰返し荷重によって問題とならない弱い荷重である翼面荷重を誤検知するようにならないか ・荷重を除いた場合にセンサ内の接触がなくなるか の2点である． グラフの赤線は負荷した荷重を示し，黒線は銅板に生じる電位を示します． 今回は準静的試験のため，回路の電位を一定値として試験を行いました．電位が生じていることは銅板と回路が接触していることを表します． センサは5mm×5mmの部分に荷重をかけ，5サイクルの負荷を最大荷重2kNと5kNのパターンについて試験を行いました． （） このように，電位が生じた瞬間の荷重を表としたものがこちらになります． 航空機の翼面荷重は，翼の面積を重量で割ったもので簡易的に算出でき， 例えばボーイング787の翼は5mm×5mmの面積に17.2Nの翼面荷重を受けます． 今回の試験では5kNの荷重を5回同じ点に与えた際にしきい値が翼面荷重を下回り，問題ない荷重を誤検知することとなります． 実用上では全く同じ点に5回の衝突が生じることは現実的ではなく，提案したセンサが翼面荷重を誤検知する可能性は十分低いと言えます． また，各サイクル間では内部の接触がなくなっており，衝撃を受けた点を検知し続ける危険性はないと言えます．
- このように，電位が生じた瞬間の荷重を表としたものがこちらになります． 航空機の翼面荷重は，翼の面積を重量で割ったもので簡易的に算出でき， 例えばボーイング787の翼は5mm×5mmの面積に17.2Nの翼面荷重を受けます． 今回の試験では5kNの荷重を5回同じ点に与えた際にしきい値が翼面荷重を下回り，問題ない荷重を誤検知することとなります． 実用上では全く同じ点に5回の衝突が生じることは現実的ではなく，提案したセンサが翼面荷重を誤検知する可能性は十分低いと言えます． また，各サイクル間で除荷された状態では内部の接触がなくなっており，衝撃を受けた点を検知し続ける危険性はないと言えます．