[0002] 本申请要求均于2010日9月29日提交的系列号为61/387，980和61/387，976的美国临时申请的优先权，因此它们通过引用并入本文。
技术领域
[0003] 本
发明涉及管理飞机机队的创新系统和方法。更具体地，本发明涉及使用无损检测方法和
预测分析来管理飞机机队。
背景技术
[0004] 飞机运输中事故繁发，这已经引发人们对航空公司评估它们各个机队内的飞机适航性的能
力的关注。随着
机身老化，组成机身部件的材料特性由于与飞行和着陆相关的
应力和应变而改变。此外，机身材料的状态可能有超出弹性点（即，材料返回其原状的点）、以及发展至塑化点、或更糟地超出塑化直至失效的危险。因此，在飞机部件的寿命周期期间，会在飞机部件上进行定期地检测和测试。这种检测和测试由主管部
门指示、并且基本上以经验证据为
基础。
[0005] 飞机的检测和测试分成两种领域：有损测试与无损检测（NDI）、无损测试（NDT）或无损评估（NDE）。在
说明书后文中使用的术语“NDI”包含有由如上所述的NDT和NDE所传达的含义。有损测试的领域顾名思义要求受到仔细检查的飞机部件被损坏，以确定该飞机部件的品质。这会导致代价高昂，原因在于有可能已经通过检测程序的飞机部件被损坏，并且不再适于使用。常常，在有损测试于样品（例如取样）上而并非实际部件上完成的情况下，有损测试可能会、也可能不会反映实际部件在飞机的
飞行包线内能够或将要承受的力。
[0006] 另一方面，NDI的明显优点在于直接应用到处于实际环境中的实际飞机部件或子部件。在实验情境中，执行NDI的数种重要方法在下文中列出和总结。
[0007] 放射线摄影术包含通过使材料受到穿透性照射而检测所述材料。虽然使用
中子辐射已经可以完成有效的损坏探测，但
X射线是在本技术中使用的最常见的辐射类型。飞机部件制造中使用的许多材料易于适用于X射线。在一些情况下，探测
缺陷需要不透明的渗透剂。
[0008] 常常用作近期检测技术的一部分的实时X射线允许在实施维修程序的同时观察要仔细检查的区域。通过使用
立体视觉技术已经实现
分辨率的一些改进，在所述立体视觉技术中，X射线从以约15度偏移量的双重装置发出。当一起观察时，这些双重图像给出材料的三维视图。仍然，X射线的精确度大体不优于正负10%的
空隙率。然而，中子（N-射线）能探测正负1%范围内的空隙率。因为使用辐射源，所以应用放射线摄影术的困难引发安全考量。但是，除了使用传统的有关非放射线摄影术的方法探测金属和复合结构中的内部缝隙之外，X射线和中子还用于探测
固化之后的蜂窝芯的对准误差、由于湿气侵入而形成的吹芯（blown cores）、以及
腐蚀。
[0009] 超声方法是探测
复合材料缝隙的最常见的无损检测方法。如此执行该方法，即以超声
能量扫描材料、同时为获得
信号的衰减（减弱）监控反射的能量。探测缝隙多少与
频率有关，并且最常应用的
频率范围和扫描方法被称为“C型扫描”。在这种方法中，
水用作发送装置和样品之间的
偶联剂。因此，样品浸在水中，或者水在信号发射器和样品之间喷射。这种方法即使探测在十分厚实的样品中的缺陷也是有效的，并且可以用于提供厚度轮廓。C型扫描的精确度能用于正负1%的范围内的空隙率。称为L型扫描的稍微
修改的方法能通过使用
波速探测样品的硬度，但需要该样品的
密度已知。
[0010] 另一无损检测方法是声-超声方法，除了一些
传感器单独地用于发送信号、而另外一些传感器用于接收信号之外，声-超声方法类似于超声方法。然而，两种传感器都位于样品的同侧，从而探测反射的信号。这种方法比标准超声方法更能定量和便携。
[0011] 又另一无损检测方法是声发射方法，其包含探测由受到应力的样品发射的声音。应力能是机械的，但并非必须是机械的。在实际应用中，事实上，最常应用的是
热应力。除了对于证据充分和简单的形状（诸如圆筒形
压力容器）以外，还不可能实现定量解释。
[0012] 热像方法（有时称为“红外热像方法”）是又另一种无损检测方法，其探测进行检测的表面上的相对
温度的差异。被检测表面上的相对温度的差异由于内部缝隙的存在而产生。因此，热像能够识别那些缝隙的
位置。然而，如果内部缝隙微小或远离表面，那么它们可能不会被探测到。在热像方法中有大体两个操作模式，即主动和被动操作模式。在主动操作模式中，样品受到应力（经常是机械的且通常是振动的），并且所发射的热量被探测到。在被动操作模式中，样品被外部加热，并且产生的热梯度被探测到。
[0013] 又另一种无损检测方法是光学全息摄影术，其使用激光摄影术来给出称为“全息摄影”的三维图样。这种方法通过应用双重图像方法探测样品的缝隙，根据所述双重图像方法，应力在拍摄图样的次数之间被引入样品，同时拍摄两张图样。这种方法的适用性已经受限，原因在于需要将摄影机和样品与振动隔离。然而，认为
锁相可能消除这个问题。施加到样品上的应力经常是热应力。如果使用应力的
微波源，那么能探测到样品的湿气含量。对于复合材料而言，这种方法对探测密集型蜂窝和
泡沫夹层构造中的脱粘尤其有用。一种相关方法称为剪切
干涉法。在这种方法中，激光与相同的两次曝光技术一起使用，所述两次曝光技术就如同在应力施加于各曝光次数之间的全息摄影术中那样。然而，在这种情况下，可使用图像剪切摄影机，在所述图像剪切摄影机中，来自两个图像的信号
叠加，以提供干涉图案并由此展现样品中的应变。根据这种方法，在特定区域中探测应变，并且图案的尺寸能给出集中在该区域中的应力指示。因此，剪切干涉法允许量化评价缺陷的严重性。量化评价的属性、剪切干涉法相对于全息摄影术的相对更高的可移动性、以及使用机械、热、和其它技术给样品施加应力的能力使这种方法从其引入就被广泛接受。
[0014] 遗憾的是，当前商用工业检测和维修方法具有数种缺点。作为示例，上述无损检测方法很大程度上受限于实验室分析。当前商用工业检测和维修方法效率低、成本高并且不标准。再如，这些检测和维修方法在过去的20或30年中改变很少或没有改变，并且也没有解决“老化飞机”的安全问题。以现状而言，飞机部件的
检测限于“敲击试验”、视觉检测、以及
涡流分析。此外，检测时间表主要根据轶事证据发展和更新，所有这些都过于频繁地以航空灾难为基础。
[0015] 尽管对于探测缺陷而言，丰富的诊断工具大多用在实验情境中，但是需要一种创新系统和方法以用于有效的飞机机队管理，并且不具有当前飞机检测方法和系统遭遇的上述缺点。
发明内容
[0016] 根据前述内容，一方面，本发明提供使用一个或多个NDI系统的系统和过程，其揭示在相同部件上的不同类型的缺陷。
[0017] 另一方面，本发明提供管理飞机机队的方法。方法包括：（i）为飞机型号开发黄金体系
数据库，用于应用于探测缺陷的每个无损检测系统；（ii）使用不同类型的无损检测系统、以及与每个不同类型的无损检测系统关联的黄金体系数据库定期地检测所述飞机型号的多个候选飞机，以识别存在于多个候选飞机上的缺陷；（iii）维修或监控在多个候选飞机上探测到的缺陷；（iv）通过分析由检测多个候选飞机所获得的集合的缺陷数据，进行趋势分析；以及（v）通过使用趋势分析的结果执行预测分析，维护包括多个候选飞机的飞机机队。
[0018] 然而，通过连合
附图阅读特定
实施例的以下说明内容，将更好的理解操作本发明的构造和方法、以及其附加的目标和优点。
附图说明
[0019] 图1是根据本发明的一个实施例的机队管理系统的一些主要部件在
机器人包络（或称为包络迹线）内部的透视图。
[0020] 图1A通过X-轴线示出根据本发明的一个实施例的一个机器人运动系统。
[0021] 图2是根据本发明的优选实施例的机队管理系统的前视图，其用于管理商用飞机机队。
[0022] 图2A示出根据本发明的优选实施例的到如图1A所示的在X-轴线上的
导轨的连接件。
[0023] 图3是如图2所示的商用飞机机队管理系统的侧视图。
[0024] 图3A示出根据本发明的优选实施例的垂直桅杆的
支撑件。
[0025] 图4是根据本发明的优选实施例的N-射线系统的侧视图。
[0026] 图4A示出根据本发明的优选实施例的桅杆的截面。
[0027] 图5是根据本发明的优选实施例的X-射线系统的侧视图。
[0028] 图5A示出根据本发明的优选实施例的桅杆驱动系统的一些主要部件。
[0029] 图6是根据本发明的一个实施例的N-射线轭架的侧视图。
[0030] 图7是根据本发明的一个实施例的X-射线轭架的侧视图。
[0031] 图8是根据本发明的优选实施例的N-射线轭架的可调节下腿部的侧视图。
[0032] 图9是根据本发明的优选实施例的X-射线轭架的可调节下腿部的侧视图。
[0033] 图10是根据本发明的优选实施例的激光轭架的
俯仰轴、滚
转轴和侧摆轴的侧视图。
[0034] 图11是根据本发明的优选实施例的激光处理飞机的前视图。
[0035] 图12是激光处理飞机的前视图，并且激光和飞机的配置方式根据本发明的优选实施例示出。
[0036] 图13是根据本发明的优选实施例的机队管理系统的顶视图。
[0037] 图14是根据本发明的优选实施例的用于飞机机队管理过程的
流程图。
[0038] 图15是根据本发明的优选实施例的用于开发特定飞机型号的黄金体系数据库的方法的流程图，并且开发所述黄金体系数据库以用于应用于探测缺陷的每个NDI系统。
[0039] 图16示出具有各种部件和子部件的范例性飞机的平面视图。
[0040] 图17示出根据本发明的优选实施例的扫描方案，用于通过使用机动性N-射线放射摄影系统（“MNRS”）来检测飞机平尾的范例性右侧前缘盒段。
[0041] 图18示出根据本发明的优选实施例的扫描方案，用于通过使用机动性X-射线放射摄影系统（“MXRS”）来检测飞机平尾的范例性右侧前缘盒段。
[0042] 图19示出根据本发明的优选实施例的缺陷图谱，所述缺陷图谱通过叠加由NNRS和MXRS检测飞机平尾的范例性右侧前缘盒段找到的缺陷制备。
[0043] 图20示出根据本发明的优选实施例的X-射线和N-射线成像配置方式，应用于获取体积测量结果。
[0044] 图21A示出根据本发明的优选实施例的缺陷图谱，所述缺陷图谱通过叠加由MNRS和MXRS检测范例性水平平尾来施行的缺陷（例如，湿气、腐蚀和空隙）探测而制备。
[0045] 图21B示出在范例性水平平尾中找到的各种缺陷的范例性数据总结。
[0046] 图22示出在对需要维修或拆卸的缺陷性部件进行趋势分析之后产生的范例性表格。
[0047] 图23A和23B示出根据本发明的优选实施例的流程图，用于管理或维修使用NDI系统在飞机的部件或子部件中找到的缺陷，以及当维修需要从飞机上移除缺陷性部件或子部件时的情况。
[0048] 图24A和24B示出根据本发明的优选实施例的流程图，用于管理或维修使用NDI系统在飞机的部件或子部件中找到的缺陷，以及当维修在完整无损的飞机上施行时的情况（即，缺陷性部件或子部件没有从飞机上移除）。
具体实施方式
[0049] 在以下说明内容中，列出众多具体细节以提供对本发明的彻底理解。然而，对本领域技术人员而言显而易见的是，本发明在不受限于这些具体细节中的一些或所有的情况下实施。在其它情况下，没有详细地描述众所周知的过程步骤，从而不会不必要地使本发明显得隐晦。
[0050] 本发明认识到，当前商用的安全完整性由于不确定飞机结构的缺陷程度而一直在妥协让步。为此，本发明旨在对飞机以及飞机的部件或子部件执行NDI的系统和过程。本发明的某些关键方面包含系统的和自动化的检测方法、以及与对比的黄金体系数据库（在本领域中也称为“参照”或“标准”）相联接的装置，以允许预测分析，所述预测分析基于在多个候选飞机中找到的缺陷的趋势分析。在本说明书中使用的术语“候选飞机”指为缺陷探测而经历检测的飞机。一个飞机机队包括多个候选飞机。
[0051] 本发明的NDI系统和方法容纳于一结构之内或在一结构内执行，所述结构优选配置成包封场所。所述结构包括壁、顶棚、以及地板。机库的门入口限定于壁。此外，所述结构利用
混凝土作为屏蔽物，以减弱发射到包封场所外侧的辐射。在本发明的某些实施例中，可应用各种安全措施。作为示例，可设置互锁装置，从而当职员因为通往包含过量辐射的房间的门被打开而可能遇到危险时，可以防止辐射发射。可以提供其它措施、诸如钥匙控制和密码验证，以防止辐射发射或其它潜在的危险活动发生，诸如机器人系统在授权职员未
许可的情况下运动。优选提供辐射监控和警报系统，以探测异常辐射程度和提供警告。
[0052] 对于每个应用于探测缺陷的NDI系统或方法，提供撑架以支撑多个机器人。壁、顶棚、以及机库门入口被设计成支撑撑架，从而允许跨越在检测、测试或评估下的物品的平移（例如，沿X-轴线）。撑架设计成适应结构负荷，同时在优于正负约0.250英寸、并且优选优于正负约0.120英寸的窄范围的公差内维护机器人位置在六个运动轴上的精确度和可重复性，这将在下文中描述。撑架适应各种类型的结构负荷，例如地板负荷、
风负荷、
地震带中的负荷、以及来自机器人
质量的负荷。
[0053] 在优选的实施例中，本发明的检测飞机部件或子部件的NDI系统包括梁构型，用于支撑和允许滑架平移。梁通过端架（end trucks）安装在附接至撑架的导轨上，从而沿设施或X-轴线的长度提供运动。滑架沿梁的长度移动，从而提供在Y-轴线上的运动。伸缩管或桅杆在垂直位置上附接至滑架，从而提供在Z-轴线上的运动。在桅杆的底部处，提供三个运动轴（即，轭架的俯仰轴、
滚转轴、以及侧摆轴），检测装置附接至这三个运动轴。平移允许系统将完整无损的飞机扫描到部件程度或子部件程度。滑架联接至桅杆结构，用于支撑和允许轭架的平移。
[0054] 桅杆包括多个管，所述管能伸缩地移动以提供在垂直方向上的大范围运动、并且同时支撑大量质量。在本发明的一个实施例中，梁构型高架地
定位（例如，接近建筑的顶棚）。建筑和梁构型形成龙门，用于支撑滑架以及安装在桅杆上的轭架。在本发明的一个优选实施例中，轭架包括两个部件，它们可以伸缩地延伸以调节轭架的喉深。
[0055] 在本发明的另一个实施例中，轭架配置成适应机翼的弯曲度变化的表面。特别地，第一构件配置成支撑束源，而第二构件配置成支撑成像装置。在本发明的替换性实施例中，桅杆支撑激光超声扫描器。在本实施例中，激光超声扫描器附接至检测和测试装置的桅杆，并且配置有
旋转轴，以允许在多个方向上扫描飞机（包括其部件或子部件）的复杂表面。
[0056] 实时X-射线放射摄影在运动中完成，利用机器人的多轴运动来以约一英寸每秒和约三个英寸每秒之间的速率、以及以约三倍和约五倍之间的放大率扫描。在桅杆（附接有轭架）的底部处的任何钟摆或摇摆效应会导致实时放射摄影图像无焦点，或替代性地对操作员而言变得扭曲和不可读。有问题的钟摆或摇摆效应被认为由两个单独的共振频率引起：即，机器人的基于机器人结构的质量和刚性的基本频率；以及机器人所安装的
外壳设施，当一个或多个机器人在运动时，所述外壳设施具有其自身的共振频率。安装至单一端架的两个单独的平行桥车设有骑跨两个平行桥车的滑架，并且只要桥车的长度不超过某个长度（一般地，约180英尺），位于两个单独的桥车之间的桅杆就能产生可接受的结果。一般地，单一的导轨桥车允许桥车的长度不超过约九十六英尺。
[0057] 现存的机库结构可以被修改，或者可以建设新设施以减弱能使机器人检测读值扭曲的任何钟摆效应和共振频率。
[0058] 设施改型或新设计将基于三个单独的需求，即，地震、在一个或多个机器人运动的情况下的设施共振频率、以及机器人包络。现场勘查可以确定地震活动、地面水的位置、泥土类型、泥土紧实性，并且可能导致将设施地基建成隔振垫。机器人处于静态位置时的设施的共振频率被建模，以评估机器人的钟摆效应、并且确定满足设施的承重壁的频率要求所需的
钢和混凝土的加固量。被认为的是，随着机器人靠近机库门地移动，钟摆效应变得不可接受。因此，可以对混凝土机库的门头进行适当修改，并且可以在地面高度上设置
横杆（lateral tie）或门脚（footer）。这种修改固化结构的包含机库门的一侧，以在使用机器人检测飞机期间将任何共振频率减弱到可接受的程度。机器人包络基于在设施内受到检测的飞机的类型确定。被包迹考虑在内，并且使任何共振频率减弱，以提供检测精确度和可重复性。
[0059] 飞机机翼的检测需要操纵面延伸至允许完全的机翼检测。这种机翼的配置方式导致在机翼的前缘和
后缘表面的前端和后端处的锐利的径向表面转动，并且使得普通的“C”形轭架不能顺随这些区域以执行零件的完全检测。解决这种问题的方法是提供一种修改的C形轭架，所述C形轭架具有下臂，所述下臂具有类似于双接头的关节连接式构件，以允许下臂在操纵面的下方卷起。
[0060] 当完成建筑、机器人、以及
末端执行器的初步设计时，可以执行整个系统的建模，以确保机器人定位的精确度和可重复性。可以分析由机器人运动、以及
加速和减速引起的系统部件的振荡刺激。系统部件的设计可以被修改以最大化期望的特性（诸如机器人定位的精确度和可重复性），同时最小化不期望的特性（诸如不需要的系统部件的振荡刺激）。
[0061] 以下描述的图1-13示出在本发明的某些实施例中使用的应用本发明的方法的各种系统和子系统。机器人式高架定位器（ROP）（例如，如图1所示）是类似高架
起重机的龙门机器人。ROP允许在三个直线方向（即，X、Y和Z）上和三个旋转方向（即，以下描述的侧摆轴、俯仰轴和滚转轴）上的运动。大体上，为了分别在这些方向上运动，ROP使用变速DC
电机14（其在图1A中更详细地示出）、变速箱16、以及
编码器22，所述编码器22包括具有轮子52的驱动机构18。使电机转动（从而使机器人移动）的动力由
控制器20供应。每个电机14包括编码器22，编码器22将有关行程距离的信息指示给控制器20。电机14也包括螺线管刺激型电动
盘式制动器24，每当控制器20没有将动力提供给电机14时，所述
盘式制动器24将机器人保持在固定位置。对于机器人12能够移动的每个方向，也有绝对定位的分析器26，其经由编码器22指示控制器20关于机器人的位置。分析器26内部的限位
开关28防止电机14
驱动轮式驱动机构18超过其行程末端。给电机14的动力和给控制器20的信号经由缆线32供应（如图1所示），缆线32完全绝缘并且具有军用标准的连接器。如图
1A所示，根据本发明的一个实施例，始终使用重型无摩擦
轴承36以最大化系统可靠性。
[0062] 如图1和1A所示，桥车38沿第一直线方向（即，X-轴线）在滑道40上移动。滑道40由安装在轨架44（图2A中示出）上的多组双平行导轨42（图2中示出）制成。图2示出检测架间48的每个
侧壁46上的一个导轨42（以及中心撑架43上的两个导轨42）。导轨42具有用于水准测量和平行对准的调节器50，如图2A所示。
[0063] 如图1A和2所示，轮子52设计成支撑桥车38的端架。一对轮子52在导轨42上骑行。每对轮子具有自身的电机14和自身的分析器26。桥车38包封和支撑驱动机构18。随着电机14转动，轮子52转动，以使得桥车38在导轨42上前后移动。双电机14/分析器
26的配合方式使得控制器20能够避免桥车38在导轨42上歪斜。如果分析器26中的限位开关28失效而允许操作员恰好将桥车38移动至导轨42的末端，那么桥车38上的减震器
54和导轨42上的末端止动件56可防止桥车38冲击壁58。在桥车38的每个末端上设置有
曲柄59作为人工备用的运动系统，以允许桥车在没有电机14的情况下移动。
[0064] 图1和2示出第二直线方向（即，Y-轴线），在所述第二直线方向上，空中吊运车60沿在两个导轨42之间延伸的跨梁39移动。类似于X-轴线，空中吊运车60以悬吊关系沿跨梁39移动，如图3A所示。跨梁39是盒段形的，并且具有隔开的平行垂直导轨64和隔开的平行水平导轨68，两者形成包封盒段体。
[0065] 空中吊运车60的重量支承在其轮子52上，所述轮子52在每个垂直导轨64的相反外表面上骑行。随着电机14转动，轮子52也转动，以使得空中吊运车60在跨梁39上（沿Y-轴线）左右移动。一个轮组52在一个垂直导轨64的下缘上骑行，而另一轮组52在相反的垂直导轨64的上缘上骑行，以阻止空中吊运车60（以及因此桅杆70）倾斜。跨梁39优选在空载时具有约二分之一英寸的向上突伸的中心
冠部68（如图2所示），并且在空中吊运车60移动至跨梁39中间时向下弯弓二分之一英寸。从而跨梁39因此沿长度标准化（即，水平）。如果分析器26中的限位开关28失效而允许操作员将空中吊运车60移动至导轨42的末端，那么跨梁39上的减震器54和跨梁末端上的末端止动件56可防止空中吊运车60撞击壁58。在每个空中吊运车60上设置曲柄62作为人工备用的系统，从而允许空中吊运车60沿跨梁39重新定位。空中吊运车的驱动方式类似于图1A中所示。
[0066] 空中吊运车60上的桅杆70经由定位器92沿第三直线方向（即，Z-轴线）上下移动，如图5A所示。桅杆70优选能够升降至少5000磅，并且设计成系统的任何单一零件的失效都不会造成它的位于桅杆70的自由末端处的传感器阵列落到桅杆行程的底部。桅杆70是盒段形的内伸缩管74，其中盒段形外管78的内表面上的轮子76在导轨80上骑行，如图4A所示。桅杆70被双缆线84升降（图4A和5A中示出），并且具有两个鼓86（示出仅一个以简示）。随着电机14转动，每个鼓86使缆线84展开，从而升降内管74。每个鼓86具有安装在其
驱动轴89上的制动器88，以防止如果一个制动器88失效时管74掉落。实施成
过载离合器的负载感测机构90设置在升降系统的制动器88上，以使得如果传感器支撑轭架100（例如，如图2所示）随着上下升降而捕获目标、或如果有系统过载时，桅杆停止。这种负载感测机构90也将使定位器92在升降系统的一个部件退出操作时停止。对于备用系统而言，每个缆线/鼓系统能够在全负载时升降桅杆。如果升降系统超速，那么监控安培数的另外的传感器94将会再次执行以触发紧急停止。图1的曲柄79设置在每个桅杆70上作为人工备用的运动系统。
[0067] 三个旋转轴结合于每个检测轭架100，如图6至9所示。如前所述的轭架100是C形结构，所述C形结构具有跨越发射源和接收器之间的间隙的可调节张口“M”。具有不同输出的两个X-射线源102、104（如图7和9所述）安装在轭架100的顶部支撑件101上，并且图像接收器106通过臂103安装在底部。轭架100也可以支撑避免碰撞的面板110。面板是压敏护套且安装在桅杆70的所有下端部上。压敏面板通过在存在触发压力的情况下指示停止信号而防止与飞机严重地
接触。在扫描飞机表面的过程中，表面（例如机翼）定位在X-射线源102和104以及N-射线源108、与成像器106之间（图6和8中示出）。胶片源107可能作为成像器106的补充或代替成像器106。
[0068] 第一旋转轴112（即，侧摆轴）使检测轭架100在底部桅杆70处在水平面中旋转。第二旋转轴114（即，俯仰轴）使检测轭架100在底部桅杆70在垂直面中枢转。第三旋转轴116（即，滚转轴）使检测轭架100在俯仰轴的末端处在一平面中旋转；这个平面垂直于俯仰轴定向。值得注意的是，X-射线源102和104以及N-射线源108能独立地绕116a旋转。此外，每个臂（例如，底臂103或侧臂）可能改变长度，如图8和9示出的双向箭头“A”所示。连接底臂和侧臂103、113的
连杆117能绕弯曲箭头“C”旋转，以结合沿箭头“A”调节伸缩臂的长度来调节可调节开口“M”的尺寸。
[0069] X-射线源102和104安装在可移动的支撑件上，以使得仅两个发射源之一可能通过绕116a旋转而在成像过程中瞄准成像器106。这种称为转盘（turret）120的支撑件（图7中示出）可由步进电机122旋转90度（图9中示意性示出）。除非需要经由在成像器106处旋转的胶片源107做永久性记录，否则仅瞄准成像器106的X-射线源被启动。替代地，胶片源107能绕轴119旋转（由图7中的箭头119a指示），以将胶片源107定向到X-射线源102和104。X-射线源102和104根据被扫描的目标、其厚度、以及其合成物（例如，与金属相对的合成物）而被引至就位。成像器106是图像增强器，其将X-射线图像传给控制房间操作员的CRT屏幕。底臂103可能也携载其它类型的X-射线成像系统111，用于背向散射的X-射线（逆几何X-射线）。发送器单元111示出为靠近成像器106安装。
光电倍增管109（图1中示出）定位在飞机内部，以从发送器111接收数字图像。接收器105也位于飞机结构产品的内部，并且将待发送的数字成像信息传给控制房间操作员。专门用于N-射线或X-射线的轭架操纵和成像能力能够相互结合。
[0070] 因为飞机内部结构（诸如机翼）的厚度改变，X-射线源的输出（千伏穿透功率（KVP），毫安
电流（MA））优选由机器人
坐标系控制，以允许X-射线穿透功率的缓升或缓降。这允许成像清楚准确。这种方式也允许操作员集中注意力于所观察的图像，并且不会因为飞机结构的材料厚度的改变而持续调节输出。更重要的是，每一个飞机都基于同样的设置、状况和相关的黄金体系数据库而被检测。
[0071] 轭架100也包含有些类似于
吹风机的热枪150。这在X-射线和N-射线的轭架上都使用，以允许操作员验证和辨别
铝或复合结合结构内部存在的湿气、水或
燃料。当前，工业NDI方法和系统不能辨别湿气和
密封剂之间的差异。一旦缺陷区域被X-射线或N-射线检测系统或方法探测到，热量就通过轭架的热枪150施加到该特定区域。产出的热量被在施加热量处的结构上的红外
高温计151监控，从而不会超限（优选为160度华氏温度）。如果湿气存在，那么由于被加热的结构区域内的空气膨胀，所施加的热量引起
流体远离热源地迁移。热图像在加热之前和之后拍摄。交替的“之前和之后”的图像在操作员的CRT屏幕上闪映，并且完成图像减影。其中的差异允许操作员观察湿气的迁移。这种程序的重要之处在于定位飞机结构或部件内的入水路径。
[0072] 激光超声（“激光UT”）装置130也安装至龙门机器人系统12。如同轭架100，装置130（图10中示出）联接至滑架132（图2中示出）并安装至滑架132的桅杆134，所述滑架
132具有如同对先前的空中吊运车和桅杆所描述的旋转轴。激光UT装置130允许通过使用步进电机135而沿X-轴线（沿线L）和Y-轴线（沿线G上下）运动、以及作旋转运动（例如，约箭头112、114、116）。激光UT装置的旋转运动允许其到达机身区域的下侧，同时由在机身上方的龙门机器人系统12支撑，如图10、11和12所示。图10的镜子136从外壳130内接收激光能量“L”，并且通过镜子旋转、引入和桅杆旋转、以及扫描将能量分布到被扫描的表面上，如图12所示。反射的激光提供另外的诊断。
[0073] 设置激光UT龙门机器人系统以检测完整无损的飞机和从飞机移除的部件两者。在本发明的优选实施例中，利用诸如X-射线、N-射线和激光UT的部件成像系统预先检测飞机备用部件、以及后置检测从飞机移除的被维修部件，以确保维修过程和程序充分。
[0074] 本发明的实施例包括机器人成像检测方法和系统，诸如实时X-射线、N-射线和激光UT。当单独地使用时，某些成像检测方法找寻某些飞机结构缺陷。根据本发明的某些实施例，N-射线成像检测方法学定位和成像以下结构整体性的缺陷，诸如从包括内部湿气、腐蚀、内部燃料
泄漏、以及密封剂空隙在内的群组中选出的一个缺陷。类似地，实时X-射线成像检测方法学找寻和成像以下结构整体性的缺陷，诸如从包括湿气、腐蚀、裂痕、疲劳损坏、附带损坏、缝隙、
变形、以及异物在内的群组中选出的一个缺陷。激光UT检测方法学找寻和成像以下结构整体性的缺陷，诸如从包括脱粘、层离、冲撞损坏、材料寿命、间隙、以及空隙在内的群组中选出的一个缺陷。
[0075] 优选对照预定的接受/拒绝标准来评估缺陷，以确定纠正的养护和维修行为，如以下连合图23A的步骤2310所说明的。在某些本发明的优选实施例中，缺陷被监控一段时间，以确定缺陷的长度、宽度和深度的生长情况。可以通过使用X-射线、N-射线和激光UT体积测量技术、并且通过识别飞机的所有部件中的每个缺陷的尺寸（长度、宽度和深度）和位置完成基准（baseline）。这种方法提供通过机翼或任何构成部件的分层摄影视图，以在部件的结构材料的多层内定位缺陷的准确位置。可以在存在于部件材料的最内层和最外层之间的多个材料层中识别出缺陷。作为示例，这种方法提供部件的多层复合材料内的脱粘或空隙的二维和三维分层摄影视图，以在材料内和部件的复合材料的特定层之间确定在特定的X-轴线、Y-轴线和Z-轴线位置处的缺陷的确定长度、宽度和深度。
[0076] 无论复合材料结构或金属结构的配置方式如何，激光UT方法学都会定位缺陷。当结合任何给定的飞机或部件使用时，或当监控部分的或完整的飞机机队、或部分的或完整的类似飞机的机队时，可以以高精确度识别出在部件/子部件上、或单一位置处的一系列多个部件上、或每个部件/子部件的多个位置上的各种类型的结构缺陷和差异，以描绘部件/子部件或一系列部件/子部件内的缺陷或瑕疵趋势。例如，还可以由部件/子部件的零件编号、系列号以及给定飞机上使用的尾号分析和识别缺陷或瑕疵。可能由检测编号、飞行时数、
起飞和着陆周期的次数、以及部件的寿命周期期间的任务数量来记录和
跟踪每个缺陷的或差异的尺寸。在本发明的某些实施例中，由日期和时间、检测和养护维修的位置、检测编号、飞行时数、起飞和着陆周期的次数、以及部件的寿命周期期间的任务数量来记录和跟踪每个缺陷的或差异的尺寸生长。
[0077] 可以基于从部件到部件的方式、并且可以基于部件内的缺陷生长来规划和预测将来的结构缺陷和瑕疵。此外，可以预测飞机部件内的缺陷生长率，继而可以限制飞机机队的最大飞行速度，从而抑制另外的缺陷生长。预测分析也可以用于估计部件养护的时间、替换或维修部件或部件内的零件的库存要求、以及关联的工作流程天数和预算要求。可以通过飞机的型号和系列、以及将部件的零件编号和系列号匹配至飞机机队中的飞机尾号来规划和预测结构问题。飞机部件的零件编号、以及系列号、以及历史检测和养护维修数据通过日期和时间、检测和养护维修的位置、检测次数、飞行时数、起飞和着陆周期的次数、以及任务数量被捕获、输入、或下载和储存在包含闪存和无线蓝牙的非易失性的固态计算
机芯片、或嵌入部件中的无线通信的其它形式上。计算机存储芯片通过无线通信捕获的数据和显示装置而无需拆卸飞机或部件就可读。
[0078] 根据本发明的实施例，激光UT利用脉冲的激光，以将超声
声波引入复合材料或金属材料。脉冲激
光源通过沿X和Y位置平移的镜子而沿飞机或构成零件的表面移动，以实现对飞机或飞机部件的逐项扫描。扫描的脉冲长度（为零件的表面上的
激光束定时）能以达240个脉冲每秒的速率完成。现在的先进技术限于表面扫描，并且它们不会使复合材料或表面涂层剥蚀。
[0079] 在当前的复合材料的
制造过程中，为了实现所需形状，利用粘结成形器（bond former）被用于嵌套复合布或半固化
树脂系统。这种粘结成形器由金属或复合材料制成且涂覆有
脱模剂，以允许新固化的零件被移除而不破坏零件或粘结型号。脱模剂浸透入新零件的树脂系统并且必须在应用涂料、粘合涂层或其它涂层之前被移除，以实现合适的粘结强度和表面
张力，从而用于粘结。
[0080] 移除脱模剂或表面涂层（诸如涂料）的现有先进方法通过人工和机械手段完成，诸如手动磨砂或高压介质冲击。当强制地尝试将脱模剂从树脂系统移除时，这些人工和机械的剥离方法将新零件的复合
纤维暴露于过度的损害当中。
[0081] 根据本发明的某些实施例，用于检测和验证飞机部件的复合状况的激光UT被修改和改进，以包括激光剥蚀，从而在检测过程期间精确地和有效地移除复合材料上的表面涂层。这能例如通过增加脉冲激光的输出、或修改脉冲的长度、或通过修改激光输出和脉冲长度的组合来完成。剥蚀以光源和脉冲率（部件的材料表面上的适时的脉冲长度）的功率增加为基础。剥蚀能力和脉冲率可能基于材料的类型和被移除的涂层厚度而改变。激光UT能测量剥离涂层之前和之后的涂层厚度。因此，由本发明的某些实施例所提供的方法仅影响树脂系统或基质，而不影响部件材料的复合纤维。由此，部件的完整性不受这种移除涂层的方法的影响。在飞机部件服勤之前的制造和维修期间，这种方法提供表面涂层的精确剥离、减少制造和维修时间、并且为以下准备过程节省成本：准备最终的材料表面涂层的过程、为应用粘结剂准备最终的材料表面的张力的过程、以及为维修而准备材料表面涂层的剥离的过程。服勤的飞机需要定期地检测、养护和维修，这要求移除和重新应用涂料或涂层服务。上述方法在单一激光UT检测应用期间提供检测和移除涂料和其它涂层。
[0082] 参考视图，其中在各个视图中，相同的附图标记代表相同的零件，根据本发明的一个实施例，图1A的附图标记10指示用于飞机部件和/或子部件的无损检测和测试系统。
[0083] 以上讨论的每个NDI系统具有其自身的机器人。每个单独的机器人具有“原始”位置以验证精确度和纠正可能（诸如从地震）重新定位的机器人运动。这个示例是用于X-射线和N-射线检测系统的原始位置固定件。原始位置固定件优选反向的“L”形平板钢180（可在图2中找到），其垂直腿部180b附接至壁46，其中水平腿部180a自壁起设置有大约四英尺的悬垂部分。平钢板的悬垂水平腿部180a平行于混凝土设施的地板。通过悬垂板180a的中心钻出约0.030-英寸的小孔181。在X-射线系统开启的情况下，CRT屏幕包含十字（就像猎枪瞄准镜），用于以5倍的几何放大率将十字定位在悬垂孔的中心。这提供原始位置的初始化步骤（校准），并且优选在每一个飞机检测之前执行，并且也用于所有机器人和每个检测方法（X-射线、N-射线和激光UT）。激光对准度依靠于均匀厚度板183，所述均匀厚度板183在已知位置处具有自均匀厚度起的至少两个变型部V1和V2。激光在扫描变型部（例如，沉孔）时优选根据相对长度和距离反射已知的变型部。在图2A中，导轨42能通过椭圆形槽51对准成允许导轨42相对于其支撑板44运动。J型
螺栓将导轨42和板44支撑在壁58中。J型螺栓50的
螺纹自由末端包括
垫圈“W”和
螺母“N”，用于垂直和横向修整。
[0084] 如先前所述，本发明具有至少一个、并且优选三个或更多的机器人。使用多个机器人提供数种优点。作为示例，多个机器人允许同时检测飞机的数个区域，由此减少需要检测飞机的时间。如其它示例，多个机器人避免对单一的长支撑梁的需求，这将减少定位精确度和可重复性。如在又一其它示例中，多个机器人允许每个机器人专门地设计成检测飞机的特定区域，由此允许适应各个区域的特别属性。
[0085] 提供撑架12、43和导轨42以支撑多个机器人。壁58、顶棚59、以及机库门入口61设计成支撑撑架和导轨，从而允许直线平移。结构（例如飞机机库）内的撑架的位置设计成适应结构负荷（由于机器人的重量，机器人运动产生不能接受的共振频率等），同时在正负约0.120英寸的窄范围的公差内维护机器人位置在六个运动轴上的精确度和可重复性。所述结构适应各种类型的结构负荷，例如地板负荷、风负荷和来自机器人的质量负荷。
[0086] 检测设施设计成防止职员受到辐射危害（包括X射线和中子）。提供（图2A的）屏蔽物63（包括壁、门、和窗的屏蔽物）。提供互锁装置201（图3）以防止当职员诸如在门打开而可能遇到危险时辐射发射。提供其它措施、诸如钥匙控制和密码验证以防止在授权职员没有许可的情况下，辐射发射或其它潜在的危险活动（诸如机器人系统的运动）。提供辐射监控和警报系统203以探测异常辐射程度和提供警告。
[0087] 一种用于提供辐射安全的技术的示例是，即使壁、门、顶棚和视窗设计成以三英尺的距离接受最大辐射，也不允许X-射线或N-射线源瞄准这些表面。在本发明的优选实施例中，机器人定位器仅允许辐射源瞄向混凝土架间的地板57、或飞机结构。这通过为遍及设施的机器人运动编程实现。除了在以下更加详细讨论的扫描方案中之外，在飞机检测操作的过程中辐射源是不操作的。这称为“机器人接近”。X-射线和N-射线源都是开启系统或开启/关闭系统。开启/关闭系统可以在扫描方案的检测操作或校准开始时被接通。这种
辐射防护系统的禁用是出于养护机器人或发射源的目的，并且由优选已知于一级监督员和养护职员的
软件代码控制。
[0088] 提供一种设计无损检测、测试和评估系统的方法，其用于具有精确机器人系统的飞机部件。确定建筑的尺寸和结构要求、以及初步设计建筑。分析建筑的初步设计以识别可能使这种建筑共振的任何频率（地震带）。例如，可以应用诸如有限元频率分析技术。基于分析的结果，建筑的初步设计可以被修改以纠正任何缺陷。
[0089] 确定待容置在建筑内的机器人的尺寸、结构和功能要求，并且初步设计机器人。分析机器人的初步设计以识别可能使这种机器人共振的任何频率。分析建筑的共振频率和机器人的共振频率之间的任何相互作用。基于分析的结果，建筑和机器人之一或两者的初步设计可以被修改以纠正任何缺陷。
[0090] 确定安装在机器人上的任何末端执行器的尺寸、结构和功能要求，并且初步设计末端执行器。分析末端执行器的初步设计以识别这种末端执行器可能共振的任何频率。分析任何其它元件（诸如建筑或机器人）之间的干扰。基于分析的结果，建筑、机器人、或末端执行器中的任何或所有的初步设计可以被修改以纠正任何缺陷。
[0091] 待考虑的其它因素是设施所位于的地震区的类型。不同的地震区可能呈现具有不同特性的地震，例如地震的振动和运动处于主要的某些频率范围。基于地理数据确定设施所位于的位置的这种频率范围。基于预期的来自地震的刺激，分析建筑、机器人、和末端执行器的初步设计。基于分析的结果，可以修改建筑、机器人、或末端执行器的任何或所有的初步设计以纠正任何缺陷。当完成建筑、机器人、和末端执行器的初步设计后，可以执行整个系统的建模，以确保机器人定位的精确度和可重复性。可以分析由机器人运动、以及加速和减速产生的系统部件的振荡刺激。系统部件的设计可以被修改以最大化期望的特性（诸如机器人定位的精确度和可重复性），同时最小化不期望的特性（诸如不需要的系统部件的振荡刺激）。
[0092] 图16示出范例性飞机1600的平面视图，其作为机队养护的部分在上述机器人包络中受到检测。为了便于说明，以下描述仅某些主要部件和子部件。
[0093] 飞机1600包括各种部件和子部件。如图16所示，飞机1600包括以下部件，诸如左侧机翼1602、右侧机翼2602、左侧水平平尾或
尾翼1604（这些术语在说明书中相互交换地使用）、右侧水平尾翼2604、左侧垂直尾翼1606、以及右侧垂直尾翼2606。这些部件还包括子部件。作为示例，左侧机翼1602包括子部件诸如左侧翼尖1602a、左侧副翼1602b、左侧
襟翼1602c。类似地，右侧机翼1602包括以下子部件，诸如右侧翼尖2602a、右侧副翼2602b、右侧襟翼2602c。
[0094] 作为另一示例，左侧水平尾翼1602包括以下子部件，诸如左侧前缘盒段1604a和左侧后缘盒段1604b，并且右侧水平尾翼2604包括以下子部件，诸如右侧前缘盒段2604a和右侧后缘盒段2604b。左右垂直尾翼1606和2602分别包括以下子部件，诸如左侧前置盒段1606a、左侧转矩盒段1606b、左侧后置盒段1606c、右侧前置盒段2606a、右侧转矩盒段2606b、和右侧后置盒段2606c。
[0095] 范例性飞机1600类似F-15航空器，但是飞机1600可以是任何飞机或航空器，并且也可以包括商用飞机。本领域技术人员将理解到，不同的飞机包括不同的部件或子部件，并且即使不同的飞机具有相同的部件或子部件，它们也可能具有不同的部件或子部件尺寸。作为示例，虽然F-15具有左侧垂直尾翼（例如，由图16中的附图标记1606表示）和右侧垂直尾翼（（例如，图16中的附图标记2606），但是商用飞机仅具有单一的垂直尾翼。然而，尽管在不同类型的飞机中有这些不同的部件/子部件配置方式，本发明的系统和方法允许有效的自动化机队检测。
[0096] 本发明的NDI系统和过程优选包含对完整无损的飞机或从飞机上移除的部件和/或子部件执行无损检测和测试的特征。本发明的这些系统和方法包括数据库，其包含与
原型飞机或部件（比较标准）的至少一个轮廓相关的
电子信息，所述原型飞机或部件在恒定的环境状况下保持在包封场所中（例如，恒定的温度、湿度和压力）。
[0097] 虽然本发明的方法和系统的优选实施例应用于飞机机队，本发明并非受限于此。本发明的方法和系统也应用于其它航空器和其它类型的
飞行器（例如，
直升机、无人机和
航天器）。术语“飞机”和“航空器”在说明书中已经相互交换地使用。此外，除了上述飞行器，如同在说明书中使用的术语“飞机”和“航空器”，它们还包括能够从空气获取支撑而飞行的有人机或无人机、以及能够沿亚轨道或轨道在太空飞行的航天器。
[0098] 图14是根据本发明的优选实施例的维护飞机机队的流程图1400。飞机机队包括多个候选飞机。在本实施例中，过程1400开始于步骤1402，其包括为特定飞机型号开发黄金体系数据库，用于应用于探测缺陷的每个NDI系统。换言之，黄金体系数据库是为使用特定NDI系统（例如，X-射线或N-射线检测系统）的特定飞机型号开发。作为示例，如果X-射线和N-射线检测系统用于检测特定型号的候选飞机，那么可根据步骤1402为X-射线检测系统开发第一黄金体系数据库，并且为N-射线检测系统开发第二黄金体系数据库。如以后将要说明的，在后续检测或缺陷分析步骤的过程中，在这个步骤中开发的黄金体系数据库将用作“参照数据库”。对开发黄金体系数据库的更详细的说明在下文中连合对图15的说明内容呈现。
[0099] 接下来，步骤1404包括使用不同类型的NDI系统定期地检测特定型号的多个候选飞机，以执行从一群组中选出的一个步骤，所述群组包括：使用与每个NDI系统相关联的不同的黄金体系数据库生成缺陷报告；以及为经历检测的多个候选飞机中的每个部件或每个子部件开发基准。换言之，使用特定NDI系统检测候选飞机所产生的结果（其优选包括缺陷报告和/或基准）与为NDI系统和候选飞机的特定型号开发的黄金体系数据库相比较。
[0100] 步骤1406包括维修或监控在多个候选飞机上探测到的缺陷，如将连合图23和24更加详细说明的。
[0101] 优选沿平行轨迹到步骤1406，步骤1408被执行并且包括通过分析从检测多个候选飞机所获得的集合的缺陷数据而进行趋势分析。趋势分析包括从一群组中选出的至少一个分析，所述群组包括：应用布尔逻辑规则；通过叠加从包括X-射线系统、N-射线系统和激光UT检测系统的群组中选出的一个或多个系统所获得的图像，跟踪在多个候选飞机的部件或子部件中找到的缺陷种类；跟踪单一位点的缺陷位置或多位点的缺陷位置；跟踪缺陷尺寸；定期地跟踪缺陷的生长；跟踪多个候选飞机上的低观测性涂层；跟踪多个候选飞机上的涂料瑕疵；应用布尔逻辑规则；以及进行统计分析。在优选的实施例中，本发明的趋势分析会通过将缺陷与从一群组中选出的至少一个项目相关联而将探测到的缺陷
指定给候选飞机之一，所述群组包括
飞机制造商、飞机类型、飞机型号、飞机尾号、飞机零件名称、飞机零件系列号、以及编号的飞机部件或子部件位置。关于趋势分析的更多细节已经在上文中提供，并且也将在关于图22的下文讨论中提供。
[0102] 在优选实施例中，本发明的过程1400包括有步骤1410，所述步骤1410包含通过执行预测分析来维护飞机机队，并且使用在步骤1408中进行的趋势分析的结果。预测分析包括从一群组中选出的至少一个分析，所述群组包括：应用布尔逻辑规则，推断所述多个候选飞机的部件或子部件的剩余寿命，推断所述多个候选飞机的剩余寿命，推断何时所述多个候选飞机的所述部件或所述子部件应当退役，推断所述多个候选飞机的所述部件或所述子部件的负载极限，为所述多个候选飞机推断需要的养护周期，以及为所述多个候选飞机推断对备用零件的库存需求，为多个候选飞机推断在养护周期期间需要的养护资源。
[0103] 在本发明的某些实施例中，布尔逻辑规则被应用于在属于服勤的飞机机队的多个候选飞机上进行趋势分析。作为示例，对于在F-15C飞机机队中的候选飞机，X-射线和N-射线机器人检测系统和方法用于检测左侧和右侧水平尾翼的前缘盒段，以探测缺陷。记录对于每种类型的缺陷（即，粘结裂痕、吹芯、单元格腐蚀（cell corrosion）、裂痕、受损芯，湿气、表皮腐蚀、空隙等）所探测到的缺陷的总和、以及它们自原点起在X和Y坐标系上的各自的位置。接下来，由缺陷的类型和位置产生的结果被叠加到飞机的左右水平尾翼的数字模拟图像上，从而允许为工程分析实现趋势的视觉识别和统计分析。在本发明的优选实施例中，附加的步骤跟随形成飞机的部件或子部件的数字模拟图像的步骤。例如，当飞机机队情况和机队趋势有关存在于部件或子部件的区域中的缺陷、缝隙和瑕疵时，施行监控飞机机队情况和识别机队趋势的步骤。作为另一示例，为工程分析施行如此步骤，以将数据、数字图像和统计分析自动地电子传递给工程
计算机系统。在本发明的其它实施例中，某些数据、数字图像和统计分析被传送到政府监管机构（例如，联邦航空管理局），以满足监管报告要求。
[0104] 根据本发明的优选实施例，布尔逻辑规则也可以用于进行预测分析。在以上示例中，将某些缺陷特性叠加到数字模拟图像上，并且左右前缘盒段的统计分析允许某些类型的预测分析，诸如基于工程分析确定地面机队的需求、限制机队的操作临界值、以及确定机队的养护周期（例如，每6个月或每12个月）。
[0105] 本领域技术人员将理解到，F-15C的以上示例可以类似地应用到F-35A机队，其中激光UT机器人检测系统用于检测F-35A飞机机队中的候选飞机的右侧机翼前缘。对于F-35A飞机机队的预测分析和趋势分析以非常类似于上述F-15C飞机机队的方式施行。
[0106] 图15示出根据本发明的优选实施例的用于开发黄金体系数据库的过程1500的流程图。过程1500包括步骤1502，其包括将特定型号的参照飞机定位在机器人包络内的空间中。作为示例，每个型号和系列的飞机定位至用于前轮的特定地点，并且主
起落架的轮胎被定位。飞机部件/子部件可以对准地板上的线。被后续检测的相同型号和系列的其它候选飞机也将为粗略定位使用地板上的那些线。然后使用千斤顶205将飞机顶至就位（如图3所示），将负载从轮胎和
致动器上卸下。因此，飞机变得固定就位并不能再由于压力环境改变造成的轮胎压力改变或致动器中的液压损耗而移动。限定面边界的边缘被示教至在一个或多个NDI检测系统所使用的一个或多个机器人。
[0107] 接下来，步骤1504包括将部件或子部件定位机器人包络内的空间中，以使得在后续检测特定型号的候选飞机期间，使用机器人将候选飞机中的相应的部件或子部件自动地定位在空间中。在这个步骤中，部件或子部件的至少两个或多个边缘优选被示教至与NDI系统相关联的每个机器人。
[0108] 步骤1506包括为定位在空间中的部件或子部件示教扫描方案。为后续应用于探测候选飞机中的缺陷的每个NDI系统示教这个步骤中的扫描方案。以这种方式，为应用于缺陷探测的每个NDI系统施行过程1500，继而施行有效的飞机机队管理。
[0109] 图17示出为使用MNRS的右侧水平尾翼（例如，图16的水平尾翼2604）的右侧前缘盒段（例如，图16的前缘盒段2604a）开发的范例性扫描方案1700。扫描方案1700以图解形式展现在图17中，即，使MNRS机器人沿Y-轴线1704移位对应使MNRS机器人沿X-轴线1702移位。在图15的步骤1506中，如同图17所示的扫描方案被示教至MNRS机器人并且所示教的信息存为黄金体系数据库的一部分。线1706代表随着MNRS机器人在检测期间扫描右侧前缘盒段，由所述MNRS机器人跟踪的运动路径。本领域技术人员将理解到，扫描方案1700是范例性图解，代表后续检测过程期间MNRS机器人的运动平面，并且为候选飞机的每个或关键部件和/或子部件形成扫描方案。
[0110] 图18示出为使用MXRS的右侧水平尾翼（例如，图16的水平尾翼2604）的右侧前缘盒段（例如，图16的前缘盒段2604a）开发的其它范例性扫描方案1800，这相反于连合图17描述的使用MNRS的方式。如同扫描方案1700，扫描方案1800也以图解形式展现在图18中，即，使MXRS机器人沿Y-轴线1804的移位对应使MXRS机器人沿X-轴线1802的移位。
扫描方案1800也被示教至MXRS机器人，并且存为黄金体系数据库的一部分。线1806代表随着MXRS机器人在检测期间扫描右侧前缘盒段，由MXRS机器人跟踪的运动路径。
[0111] 扫描方案对于每个机器人成像方法（诸如N-射线、X-射线或激光UT）而言是不同的，原因在于由于飞机结构的类型使得
视野和关注区域不同。然而，部件/子部件或面板上的X和Y-轴线坐标系仍然相同。如以后将要说明的，这允许：每个检测方法（例如，X-射线、N-射线、逆几何和激光UT）的结果在总布置图上被识别；允许检测的结果叠加以识别多位点损坏；以及允许下载每个飞机检测的结果，以在相同的部件、子部件或面板上叠加，从而确定趋势分析和型号飞机机队的情况。
[0112] 扫描方案的使用有助于飞机机队的自动化检测。作为示例，一旦整个飞机已经被示教至本发明的系统，那么每个NDI方法的扫描方案就能部分地或整体地应用到候选飞机上，以施行检测。
[0113] 其中，使用特定NDI系统检测部件或子部件为该部件或子部件并且为该特定NDI系统产生缺陷报告。缺陷报告包含从一群组中选出的至少一个项目，所述群组包括缺陷种类、缺陷位置和缺陷尺寸。缺陷位置优选检测部件或子部件在（x，y）坐标系中的缺陷位置。可以通过聚集一个或多个缺陷位置而为部件或子部件形成缺陷图谱，。这样形成的缺陷图谱与用于缺陷探测的特定NDI系统相关联。
[0114] 分别从不同的NDI系统生成的两个或多个缺陷图谱可以叠加在单一图谱上以产生集成图谱，其用作该部件或子部件的历史记录。图19示出由叠加两个缺陷图谱产生的集成的缺陷图谱1900，所述两个缺陷图谱通过使用MXRS和MNRS检测右侧水平尾翼的右侧前缘盒段产生。集成图谱1900是图解代表图，其通过指出缺陷在X-轴线和Y-轴线上的位置而示出缺陷位置。如图19所示，在集成图谱1900上限定有所检测子部件的形状1906，即，右侧水平尾翼的右侧前缘盒段。在形状1906的内部呈现一个或多个缺陷。集成图谱1900也优选呈现文字说明，以传达位于缺陷位置处的一个或多个符号或字母的意义。作为示例，在一个以“M”和“m”标记并且具有约（-5，-5）的坐标的缺陷位置1908处，MNRS和MXRS检测都传达出湿气存在于该位置。
[0115] 图20示出X-射线或N-射线的体积成像配置方式2000，其可以用于在部件和/或子部件检测期间提供所获得的基准图像。在这种配置方式中，可以是X-射线成像源或N-射线成像源的辐射成像源2004被用于检测子部件2002。辐射源2004定位于子部件2002的一侧，以使得辐射束在成像过程期间入射到子部件上。布置在子部件2002另一侧的辐射源探测器2006探测穿过子部件传递的辐射。在体积测量过程以形成缺陷的三维图像期间，辐射源2004围绕工作点2008周围做关节型转动。
[0116] 根据本发明的一个实施例的体积测量通过精确的
机器人关节转动完成。精确的机器人显像通过使机器人绕工作点在一圈中旋转360度而完成，从而导致辐射源2004和探测器2006都类似地旋转。
[0117] 本发明的某些实施例包括二维（“2D”）和三维（“3D”）数据捕获和成像检测的方法以及技术。识别缺陷尺寸或差异尺寸的数据在X-轴线、Y-轴线和Z-轴线上被捕获。模拟胶片和数字图像捕获和示出在X和Y坐标系上的缺陷或差异。一旦缺陷或差异被识别到，系统就能够沿着一个圆绕缺陷工作点或缺陷目标做关节转动，从而在最少8个成像工作站处或至少在该圆的每45度处捕获工作点或目标的图像。3D图像可以通过在绕缺陷的工作点或目标在一个圆中做关节转动而重构，从而在最少16个成像工作站或至少在该圆的每22.5度处捕获工作点或目标的图像。然后邻近的成像工作站的图像被重叠以提供3D图像。
生成重构的多个图像的计算机被用于生成分层摄影图像。部件内的缺陷或差异的位置如此被识别，即通过自部件的X和Y原点起的X-轴线、Y-轴线和Z-
轴距离、以及缺陷在部件的最内层和最外层之间置位的层。将部件内的缺陷和差异的尺寸和位置示出的数据、胶片和图像记录有部件的零件编号和系列号，并且部件在检测时记录有飞机尾号。部件可以在其寿命周期期间如此被用在多个飞机上，即通过将部件从飞机上卸下、维修或更新、而后放入旋转的备用库存以供在经历养护和维修的任何飞机上使用。
[0118] 图像的显示利用2D和3D的前或后投影屏幕、显示器和监视器完成。当观察投影屏幕、显示器和监视器要求配带这些眼镜装置时，观察者可以带上主动式
快门眼镜（active shudder glasses）或被动式偏光眼镜。X-射线和N-射线扫描方案被修改以完成这个任务。可以利用这些方法捕获和观察实时或偏移图像，诸如体积测量，所述体积测量探测和提供以下数据和图像，即在结构材料中捕获到的缺陷或差异的长度、宽度和深度。数据和图像捕获和观察方法通常用于检测由多层金属材料和复合结构材料组成的飞机部件。这种方法识别缺陷和差异的尺寸和位置，以监视部件的养护，从而有助于应用重新维修程序和维修技术、并且验证维修程序之后的情况。
[0119] 图21A示出两个部件的缺陷图谱之间的比较，一个图谱用于左侧水平尾翼，而另一图谱用于右侧水平尾翼（例如，如图16中所示，用于左侧水平尾翼1604的图谱并列于用于右侧水平尾翼2604的图谱）。部件的缺陷图谱示出在左侧水平尾翼的左侧前缘中的左侧区2102、以及在右侧水平尾翼的右侧前缘中的相应的右侧区2104。左侧区2102包括没有在相应的右侧区2104中找到的湿气缺陷。在不希望受限于理论的前提下，在一个区中存在某些缺陷、而在第二区中没有所述缺陷的情况传达出它们有制造缺陷。因此，本发明的缺陷分析将与制造期间引入的缺陷量和缺陷类型有关的反馈回路提供给制造过程，和维修过程将不同。
[0120] 图21A还示出移动飞机的检测结果、以及对左右水平尾翼部件的检测结果的比较。值得注意的是，缺陷位置比较起来并不类似。根据本发明的优选实施例，工程处理调查和确定某些缺陷（诸如疲劳、使用不适当材料产生的缺陷、以及制造和组装过程导致的缺陷）存在的原因、或存在于一个区中而不在其它相应区中的原因。
[0121] 图21B是总结在右侧水平尾翼中找到的缺陷的表格代表图。缺陷的总结为子部件分栏，使分布飞机的左侧上的缺陷并列于分布在飞机的相应右侧上的缺陷。此外，对于每个子部件，也跟踪和总结属于特定缺陷种类（例如，粘结断裂、吹芯、单元格腐蚀、裂痕、受损芯、湿气、表皮腐蚀和空隙）的缺陷数量。此外，缺陷的总结也报告关于通过MXRS检测（在图21B中示为“MX”）找到的和通过MNRS检测（在图21B中示为“MN”）找到的缺陷数量。作为示例，图21B示出了使用MXRS在左侧后置盒段中找到的腐蚀单元格的数量是13，并且使用MNRS在左侧后置盒段中找到的腐蚀单元格的数量是是3。被认为的是，MXRS和MNRS检测之间的结果的显著差异允许各种可能的结论，所有这些结论都报告出制造和维修过程。
[0122] 图22展现范例性趋势分析飞机机队的50架飞机。其中的所有各种部件和子部件都沿左列示出，并且剩余列示出对十架、二十架、三十架、四十架和五十架飞机的分析。作为示例，对四十架飞机的趋势分析识别出缺陷部件。对于机翼部件而言，趋势分析示出30%的襟翼、85%的副翼和43.8%的翼尖有缺陷性。类似地，对于水平尾翼，趋势分析示出66.3%的后置盒段和75%的前缘盒段有缺陷性。对于垂直尾翼，趋势分析示出50%的前置盒段、30%的转矩盒段、和55%的后置盒段有缺陷性。如上所述，对于每个部件和/或子部件，图21B提供在部件/子部件中找到的缺陷类型。对于水平尾翼的后缘和前缘盒段而言，图21B示出缺陷主要湿气位点和表皮腐蚀。
[0123] 如上所述，趋势分析允许监控飞机机队情况和识别机队趋势，由于趋势分析涉及在部件或子部件的区域中存在的缺陷、缝隙和瑕疵。这种分析基于开发缺陷类型和缺陷位置的结果。在飞机的水平尾翼是关注的部件的情况下，已经说明的是这些结果可以在左右水平尾翼的数字模拟图像上叠加，从而允许为工程分析而对趋势进行视觉识别和统计分析。可以应用于缺陷类型、缺陷严重性、以及缺陷频率（数据监视的情况）的布尔逻辑规则协助预测或替代地推断养护活动，以有效地管理飞机机队。本发明的养护活动包括但不限于使飞机机队着陆、限制监管飞行负载的机队的操作临界值、以及电子触发养护方案、实行、以及报告。在本发明的其它实施例中，布尔逻辑规则确定推荐的检测频率，以监视机队的缺陷情况（例如，缺陷生长）、和/或养护或维修处理方案。
[0124] 以下布尔逻辑运
算法则基于趋势分析的结果，并且代表根据本发明为服勤的F-15C航空器机队（以下称为“F-15C机队”）应用的养护和处理方案的示例：
[0125] 如果F-15C机队LHS SC>或=5并且如果ML>8%，那么F-15C机队LHS TCTO XI和NI=12并且ALC-I99061-02；
[0126] 并且如果ML<8%，那么F-15C航空器LHS ALC-R890444-01；并且如果ML>8%，那么F-15C航空器LHS ALC-RR890526-01；并且如果ML>10%，那么F-15C航空器T=80%；并且那么F-15C机队XI和NI=60和ALC-M890538-00；
[0127] 如果F-15C机队LHS SC<5，如果ML<8%，那么F-15C航空器ALC-R890444-01，并且如果ML>8%，那么F-15C航空器LHS ALC-RR890526-01，并且如果ML>10%，那么F-15C航空器T=80%，并且那么F-15C机队XI和NI=60和ALC-M890538-00。
[0128] 根据这种运算法则，如果在属于服勤的F-15C航空器机队的10%或更多的50F-15C航空器（“F-15C航空器”）中探测到左侧水平尾翼（“LHS”）有表皮腐蚀（以上由“SC”表示），那么可以根据不同的缺陷测量的结果，为飞机机队和特定飞机推荐不同的行动。如果材料损失（“ML”）对整个机队而言大于8%，那么在时间兼容技术指令（“TCTO”）之下并且依照处理方案ALC-I99061-02，通过X-射线检测（“XI”）和N-射线检测（“NI”）检测整个F-15C航空器机队被安排在12个月内进行。然而，如果材料损失小于8%，那么对于满足该材料损失情况的F-15C航空器而言，提供指令以依照ALC-R890444-01维修左侧水平尾翼中的湿气侵入路径。
[0129] 对于受到材料损失大于8%的特定航空器而言，依照处理方案ALC-RR890526-01为左侧水平尾翼安排维修和替换。此外，如果该航空器的材料损失测量为大于10%，那么提供指令以将该航空器的飞行操作临界值的推力（“T”）减小至最大性能的80%，直到F-15C航空器完成左侧水平尾翼的替换。对于这种材料损失情况，在左侧水平尾翼依照处理方案ALC-R890444-01维修、或依照处理方案ALC-RR890526-01替换和维修之后（在十二个月养护周期内的情况下），依照处理方案ALC-M890538-00而通过X-射线检测（“XI”）和N-射线检测（“NI”）检测整个F-15C航空器机队被安排在此后六十个月内发生。
[0130] 在相同的示例中，如果在F-15C航空器机队的50架航空器的小于10%中、于左侧水平尾翼探测到表皮腐蚀，并且如果F-15C航空器机队的材料损失小于8%，那么提供指令以依照ALC-R890444-01在每个所探测的F-15C航空器的左侧水平尾翼中维修湿气侵入路径。对于受到材料损失大于8%的特定F-15C航空器而言，为左侧水平尾翼安排依照处理方案ALC-RR890526-01的维修和替换。此外，如果航空器的材料损失测量为大于10%，提供指令以将该航空器的飞行操作临界值的推力（“T”）减少至最大性能的80%，直到完成左侧水平尾翼的替换。对于这种材料损失情况，在左侧水平尾翼依照处理方案ALC-R890444-01维修、或依照处理方案ALC-RR890526-01替换和维修之后（在十二个月养护周期内的情况下），依照处理方案ALC-M890538-00而通过X-射线检测（“XI”）和N-射线检测（“NI”）检测整个F-15C航空器机队被安排在此后的六十个月内发生。
[0131] 处理方案ALC-I99061-02，ALC-R890444-01，ALC-RR890526-01，和ALC-M890538-00由数字代码式驱动表格组成。这种表格一般地由飞机维修站的程序和检测、养护和维修必需的过程组成。
[0132] 此外，这种表格也可以包含必需的和相互相关的维修站资源的数字子表格。相互相关的维修站资源的示例包括但不限于设施、装备、人力、工时、服务时间、以及直接和间接的成本、以及检测、养护和维修过程中的利用的相同序列。作为示例，用于ALC-RR890526-01的表格驱动程序可以在应用布尔逻辑规则自动地选出，包括：（a）识别维修程序和/或开发新的或附加的程序；（b）识别维修所需的直接和间接的材料；（c）识别维修所需的任何特别工具作业和装备；（d）识别或确定满足维修程序需要的机械工、技工和专家维修团队的认证和培训；（e）在维修程序中安排原型开发；（f）识别或开发用于过程的技术数据；（g）识别可供备用件的量；（h）为示例1A中的备用件检测缺陷；（i）维修瑕疵备用件，将其准备为替换零件；j）为适当维修重新检测所有维修后的备用件；（k）为安排资源识别或确定维修
时间线；（1）安排所需的设施、装备、库存、材料、以及人力资源；（m）安排在维修站处引入维修的飞机机队；（n）推断维修预算；（o）为水平尾翼维修引导飞机机队；（p）维修拆卸的左侧或右侧水平尾翼；（q）在放入备用库存之前，为维修后的左侧或右侧水平尾翼检测缺陷。
[0133] 图23A示出根据本发明的优选实施例的需要移除缺陷性部件或子部件的飞机检测的过程2300。在本实施例中，本发明的过程2300开始于步骤2302。步骤2302包括将待受到一个或多个NDI系统检测的候选飞机定位在机器人包络内的空间中。接下来，步骤2304包括将候选飞机的部件或子部件定位在机器人包络内的空间中。
[0134] 一旦飞机和部件或子部件定位在空间中，一个或多个NDI系统就会定位成开始扫描步骤。步骤2306包括根据为该部件或该子部件开发的扫描方案扫描部件或子部件。如上所述，与NDI系统关联的每个机器人在先前形成黄金体系数据库的过程期间被示教一扫描方案（例如，图15的步骤1506）。
[0135] 步骤2308包括识别缺陷，以为部件或子部件生成缺陷报告（例如，展现每个缺陷的种类、位置和尺寸），和/或为部件或子部件开发基准。在以下步骤2310中，询问是否有任何缺陷需要被维修。如前所述，优选对照预定接受/拒绝标准来评估缺陷，以确定纠正的养护和维修行动。
[0136] 如果确定没有识别到需要维修的缺陷，那么过程2300移动至步骤2312，其包括在施行诸如上述的检测步骤时定期地监控缺陷。监控包括跟踪缺陷的长度、宽度和深度的生长。
[0137] 然而，如果确定需要维修一个或多个缺陷，那么过程2300移动至步骤2314，其包括从飞机移除需要维修的部件或子部件。在步骤2314之后，包含在过程2300中的各种步骤在图23B中展示。
[0138] 根据图23B，步骤2316跟随步骤2314（图23A）并且包括维修部件或子部件以修补缺陷（一个或多个）的步骤。接下来，步骤2318包括为维修后的部件或维修后的子部件开发“离机”扫描方案，并且将离机扫描方案储存在数据库中，以使得所述离机扫描方案与维修后的部件或维修后的子部件的系列号相关联。“离机”扫描方案看起来类似于图17和18中示出的扫描方案。然而，顾名思义，“离机”扫描方案在部件或子部件离开飞机时开发。那么，步骤2320被施行且包括检测部件或子部件以确定缺陷是否被适当地维修的步骤。
[0139] 步骤2322询问缺陷是否被适当地维修。如果确定缺陷没有被适当地维修，那么过程2300返回步骤2316，在此处再次施行维修。步骤2318、2320和2322跟随维修步骤2316。以这种方式，可以根据图23B中示出的回路施行步骤2316、2318、2320和2322，直到缺陷被适当地维修。
[0140] 然而，如果确定缺陷被适当地维修，那么过程2300向前移动至步骤2324，在此处进行其它询问。在步骤2324中，询问是否应该在此时将适当维修后的部件或适当维修后的子部件安装在飞机上。换言之，步骤2324询问是否应该将其它的部件或子部件安装在候选飞机上，而不是安装维修后的部件或维修后的子部件。为各种原因可以提出这个询问。作为示例，如果维修过程长并且消耗时间，来自库存的其它部件或子部件被安装在候选飞机上，从而候选飞机迅速地恢复功能。
[0141] 如果在步骤2324中确定该维修后的部件或子部件应该在此时安装在候选飞机上，那么过程2300移动至步骤2332，其要求将维修后的部件或维修后的子部件安装在飞机上。接下来，在步骤2334中，将为维修后的部件或维修后的子部件新开发的扫描方案并入飞机的全部扫描方案中。在本发明的优选实施例中，通过将为维修后的部件或维修后的子部件开发的扫描方案指定给候选飞机的尾号而施行步骤2334。
[0142] 如果在步骤2324中确定该维修后的部件或子部件不应该在此时安装在候选飞机上，那么过程2300移动至步骤2326，其要求保持维修后的部件或维修后的子部件作为库存。接下来，在步骤2328中，维修后的部件或维修后的子部件被安装在其它飞机上，所述其它飞机不同于移除部件或子部件的飞机，如图23A的步骤2314所述。
[0143] 步骤2330包括将为维修后的部件或维修后的子部件新开发的扫描方案并入维修后的部件或维修后的子部件所安装的飞机的全部扫描方案中。因此，对于后续检测飞机而言，存在更新的黄金体系数据库以有效地识别缺陷。
[0144] 图24A示出根据本发明的一个优选实施例的用于飞机检测的过程2400的流程图，其不要求移除缺陷性部件或子部件。
[0145] 过程2400优选开始于步骤2402，其包括将待受到一个或多个NDI系统检测的候选飞机定位到机器人包络内的空间中。在步骤2402中，通过比较飞机的当前位置与飞机的参照位置，飞机以一偏移量置位。参照飞机位置优选存储为飞机的黄金体系数据库的一部分。偏移量优选代表飞机的当前位置与飞机的参照位置之间的差异。
[0146] 接下来，步骤2404包括将候选飞机的部件或子部件定位在机器人包络的内的空间中。如同步骤2402，步骤2404也以一偏移量置位。然而，在步骤2404中，偏移量可以被称为“部件偏移量”或“子部件偏移量”，其产生于部件或子部件的当前位置与存储在黄金体系数据库中的部件或子部件的参照位置之间的比较。
[0147] 然后施行步骤2406，以根据为该部件或该子部件开发的扫描方案扫描部件或子部件，以使得扫描方案抵消部件偏移量或子部件偏移量。换言之，当定位在空间中的部件或子部件的参照点（即，零-零坐标）与部件或子部件以偏移量建立时，扫描方案被开启。
[0148] 接下来，步骤2408包括识别缺陷，以为部件或子部件生成缺陷报告（例如，展现每个缺陷的种类、位置和尺寸），和/或为部件或子部件开发基准。从步骤2408获得的缺陷报告和/或基准在步骤2410中被存档，所以以后可以在从多个飞机收集的数据上进行趋势分析、或可以为部件或子部件进行基准比较。在步骤2408之后，询问是否有任何缺陷需要维修。
[0149] 如果确定没有识别到需要维修的缺陷，那么过程2400移动至步骤2414，其包括在施行诸如上述的检测步骤时定期地监控缺陷。
[0150] 然而，如果确定需要维修一个或多个缺陷，那么过程2400移动至步骤2416（图24B中示出），其包括维修部件或子部件以修补缺陷（一个或多个）的步骤。接下来，步骤2418被施行且包括检测部件或子部件以确定缺陷是否被适当地维修。
[0151] 步骤2420询问缺陷是否被适当地维修。如果确定缺陷没有被适当地维修，那么过程2300返回步骤2416，在此处再次施行维修。步骤2418和2420跟随维修步骤2416。以这种方式，步骤2416、2418和232可以根据图24B中示出的回路施行，直到缺陷（一个或多个）被适当地维修。
[0152] 然而，如果确定缺陷被适当地维修，那么过程2400可能在步骤2422处结束，其包括将飞机的全部扫描方案中的扫描方案结果存储到数据库。在本发明的优选实施例中，通过将扫描方案指定给飞机尾号来施行步骤2422。
[0153] 在本发明的某一实施例中，一旦维修后的部件通过检测之后（即，步骤2322（图23）和2420（图24）中的询问被肯定地回答），存档数据和图像就通过部件的零件编号和系列号、以及通过部件所安装的飞机的尾号被指定和记录到该特定的部件。由完整无损的飞机系统或部件系统检测所有部件的方式从开始到结束都通过尾号、零件编号和系列号被存档和索引。备用零件在安装之前被检测，并且最终被识别和索引给特定的飞机尾号。
[0154] 值得注意的是，经历检测的候选飞机并非绝对需要被顶至就位以实现稳定。在这种情况下，飞机可以在机器人包络内以正负八个英寸定位至地板上的线标。然后机器人力图将视觉边缘定位在飞机上。一旦被定位，机器人就自动地认识到所示教的飞机所位于的参照之处，以及后继制造飞机所定位之处。如上所述，这被称为偏移量并且透明于系统操作员。在所有制造飞机上，扫描方案的精确度优选约千分之一英寸的0.120倍。考虑到没有两架飞机会准确地相同，系统操作员能通过操作杆控制人工地使机器人对准每一个部件或子部件上的开始零-零坐标，允许从飞机到飞机的每个部件或每个子部件的扫描精确度有约千分之一英寸的0.120倍。为了精确的测量和评估缺陷，人工对准方式也能通过对准至特定缺陷完成。
[0155] 提供本发明的所公开方面的说明内容，以使得本领域的任何技术人员能够制造或使用本发明。这些方面的各种修改将对本领域技术人员而言显而易见，并且本文所定义的基本原理可以施加到其它方面而不与本发明的精神或范围分离。此外，如此描述本发明，应该显而易见的是，可以采取众多的结构修改和修正而不偏离从本发明的各种实施例的范围和清楚意义，如上文列出和下文通过
权利要求所描述的那样。
