Способ и система разработки эталонной базы данных для конкретного способа неразрушающего контроля

СПОСОБ И СИСТЕМА РАЗРАБОТКИ ЭТАЛОННОЙ БАЗЫ ДАННЫХ ДЛЯ КОНКРЕТНОГО СПОСОБА НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ Описан способ управления самолетным парком. Способ включает: (i) разработку эталонной базы данных для модели самолета и для каждой системы неразрушающего контроля, реализованной для обнаружения дефектов; (ii) проверку в течение некоторого промежутка времени ряда самолетовкандидатов указанной модели самолета с применением различных типов систем неразрушающего контроля и указанной эталонной базы данных, связанной с каждым из указанных типов систем неразрушающего контроля, с целью идентификации дефектов, присутствующих в указанном ряду самолетов-кандидатов; (iii) устранение или отслеживание дефектов, обнаруженных в ряду самолетов-кандидатов; (iv) проведение анализа тенденций путем анализа сборных данных о дефектах, полученных в результате проверки ряда самолетов-кандидатов; и (v) техническое обслуживание самолетного парка, который включает ряд самолетов-кандидатов, посредством выполнения упреждающего анализа с применением результатов указанного анализа тенденций. Родственные заявки Заявка на настоящее изобретение заявляет приоритет предварительных заявок на патенты США,имеющих 61/387980 и 61/387976, поданных 29 сентября 2010 г., включенных посредством ссылки в настоящий документ во всех отношениях. Область изобретения Настоящее изобретение относится к новым системам и способам управления самолетными парками. В частности, настоящее изобретение относится к управлению самолетными парками с применением способов неразрушающего контроля и упреждающего анализа. Предпосылки изобретения Частые трагические события в авиационных перевозках вызвали озабоченность по поводу способности авиакомпаний оценивать годность к полетам самолетов в их соответствующих самолетных парках. По мере износа корпуса самолета характеристики материалов, составляющие компоненты корпуса самолета, изменяются по причине напряжений и деформаций, связанных с полетами и посадками. Кроме того, существует риск того, что состояние материала корпуса самолета может выйти за пределы точки упругости (т.е. точки возвращения материала в его исходное состояние) и распространиться в точку пластификации или, того хуже, за пределы пластификации - к разрушению. Как результат, в течение срока службы компонента самолета с ним проводятся периодические проверки и испытания. Указанные проверки и испытания санкционированы руководящими органами и, в значительной степени, основываются на экспериментальных данных. Проверки и испытания самолетов разделяются на две сферы: разрушающих испытаний и неразрушающего контроля (NDI), неразрушающих испытаний (NDT) или неразрушающей оценки (NDE). Термин "NDI" в том смысле, как он будет использоваться в дальнейшем в данном описании, охватывает значения, передаваемые терминами NDT и NDE так, как они описаны выше. Сфера разрушающих испытаний, как подразумевает ее наименование, требует разрушения компонента самолета, подвергаемого тщательному исследованию, с целью определения качества этого компонента самолета. В результате, такая попытка может оказаться дорогостоящей, поскольку компонент самолета, который мог бы успешно пройти процедуру, разрушается и больше не является пригодным для применения. Часто, когда разрушающие испытания выполняются на образцах (например, на пробных образцах), а не на действующих компонентах, разрушающее испытание может отражать или может не отражать силы, которые действующий компонент мог бы выдерживать в пределах диапазона режимов полета самолета. С другой стороны, NDI обладает очевидным преимуществом, являясь непосредственно применимым к действующим компонентам или субкомпонентам самолета в реальных условиях их эксплуатации. Ниже перечислены и подытожены некоторые важные способы NDI, выполняемые в лабораторных условиях. Радиография включает проверку материала путем воздействия на него проникающего излучения. Не смотря на то, что эффективное обнаружение повреждений было осуществлено с применением нейтронного излучения, рентгеновское излучение является наиболее известным типом излучения, используемым в этой методике. Большинство материалов, используемых для изготовления компонентов самолетов, являются приемлемыми для рентгеновского излучения. В некоторых случаях для обнаружения дефектов необходимо непрозрачное проникающее вещество. Рентгеновское излучение в реальном времени, часто использующееся в современных методиках проверки, позволяет проверять исследуемую зону непосредственно в ходе выполнения ремонтной процедуры. Некоторое увеличение разрешающей способности было достигнуто путем применения стереоскопической методики, где рентгеновское излучение испускается из спаренных устройств, смещенных примерно на 15. При совместном рассмотрении указанные спаренные изображения дают трехмерное изображение материала. И все же точность рентгеновского излучения, в общем, не лучше, чем 10% объема пустот. Нейтроны (нейтронное излучение), однако, могут обнаруживать объемы пустот в диапазоне 1%. Трудность во внедрении радиографии поднимает вопрос об угрозе безопасности, поскольку используется источник радиационного излучения. Тем не менее, в дополнение к обнаружению внутренних изъянов в металлах и композитных конструкциях с применением традиционных методов, не относящихся к радиографии, рентгеновское излучение и нейтроны полезны для обнаружения неправильного расположения сотовых заполнителей после отверждения, окисленных заполнителей из-за проникания влаги и коррозии. Наиболее распространенным способом неразрушающего контроля для обнаружения дефектов в композиционных материалах является ультразвуковой способ. Способ выполняется путем сканирования материала ультразвуковой энергией с одновременным отслеживанием отраженной энергии по ослаблению (убыванию) сигнала. Обнаружение дефектов в некоторой степени зависит от частоты и диапазона частот, а наиболее часто употребляемым способом является т.н. способ кругового сканирования"C-scan". В данном способе в качестве связующего агента между передающим устройством и образцом используется вода. Поэтому либо образец погружается в воду, либо вода распыляется между датчиком сигнала и образцом. Данный способ является эффективным при обнаружении дефектов даже в тех образцах, которые обладают существенно большей толщиной, и он может использоваться для создания профиля толщины. Точности кругового сканирования могут находиться в диапазоне 1% объема пустот. Немного модифицированный способ, именуемый "L-scan", может определять жесткость образца путем применения фазовой скорости, однако для этого требуется, чтобы была известна плотность образца. Еще один способ неразрушающего контроля, акусто-ультразвуковой способ, сходен с ультразвуковым способом за исключением того, что для отправки сигнала используются отдельные датчики, а для приема сигнала используются другие датчики. И те, и другие датчики, однако, располагаются на одной и той же стороне образца, и, таким образом, определяется отраженный сигнал. Данный способ является более количественным и мобильным, чем стандартный ультразвуковой способ. Еще один способ неразрушающего контроля, способ испускания звука, включает обнаружение звуков, испускаемых образцом, который подвергается действию напряжения. Напряжением может быть, но необязательно является, механическим. Фактически, на практике чаще всего используются термические напряжения. Количественная интерпретация до сих пор не является возможной, кроме как для хорошо задокументированных и простых форм (таких, как цилиндрические сосуды высокого давления). Еще одним способом неразрушающего контроля, который обнаруживает разности в относительных температурах на подвергающейся проверке поверхности, является термография (иногда именуемая"ИК-термографией"). Разности в относительных температурах на проверяемой поверхности возникают из-за присутствия внутренних дефектов. В результате, термография способна идентифицировать местоположение этих дефектов. Однако если внутренние дефекты невелики или удалены от поверхности, они могут не быть обнаруженными. В общем, в термографии существует два режима работы, т.е. активный и пассивный режимы работы. В активном режиме работы образец подвергается действию напряжения(обычно, механического и, часто, вибрационного), и определяется излучаемое тепло. В пассивном режиме работы образец подвергается внешнему нагреву и определяются результирующие температурные градиенты. Еще один неразрушающий способ контроля, оптическая голография, использует лазерную фотографию для получения трехмерных изображений, называющихся "голографией". Данный способ обнаруживает дефекты в образцах путем применения метода двойного изображения, согласно которому два изображения получаются при индуцировании напряжения на образце между моментами времени съемки. Данный способ получил ограниченное признание из-за необходимости изолировать камеру и образец от вибраций. Однако считается, что данную проблему можно устранить посредством фазовой синхронизации. Напряжения, которые прикладываются к образцу, обычно являются термическими. Если используется микроволновой источник напряжений, можно определить содержание влаги в образце. Для композиционного материала, данный способ особенно полезен при обнаружении нарушения связей в толстых сотовых конструкциях и конструкциях с заполнителем из пеноматериала. Связанный способ называется ширографией. В этом способе используется лазер с той же методикой двойной экспозиции, что и в голографии, где напряжение прикладывается между экспозициями. Однако в данном случае используется камера со сдвигом изображения, в которой сигналы двух изображений накладываются, давая интерференционную картину и, таким образом, выявляя напряжения в образцах. Согласно данному способу, напряжения обнаруживаются в конкретной зоне, и размер картины может указывать на напряжения, сосредоточенные в данной зоне. Как результат, ширография позволяет количественно оценивать степень серьезности дефекта. Отличительной чертой количественной оценки является относительно более высокая мобильность ширографии в сравнении с голографией, и возможность вызывать напряжения в образце с применением механических, термических и других методик обеспечили данному способу широкое признание с момента его внедрения. К сожалению, современные коммерческие промышленные способы проверки и ремонта страдают от некоторых недостатков. Например, вышеописанные способы неразрушающего контроля, в значительной степени, ограничены лабораторным анализом. Современные коммерческие промышленные способы проверки и ремонта являются неэффективными, дорогостоящими и нестандартизированными. В качестве еще одного примера, указанные способы контроля в последние 20-30 лет подверглись незначительным изменениям или не подверглись изменениям вообще и не решили проблемы безопасности при "старении самолета". В нынешнем состоянии проверка компонентов самолета ограничивается "проверкой простукиванием", визуальным контролем и анализом вихревых токов. Более того, расписание проверок вырабатывается и обновляется, в первую очередь, в зависимости от отдельных примеров, которые слишком часто основываются на катастрофах на авиалиниях. Несмотря на изобилие диагностических средств для обнаружения дефектов, главным образом доступных в лабораторных условиях, то, что поэтому необходимо, - это новые системы и способы эффективного управления самолетным парком, которые не страдают от вышеописанных недостатков, встречающихся в современных способах и системах проверки самолетов. Краткое описание изобретения В виду вышесказанного, в одной из особенностей, настоящее изобретение предусматривает системы и процессы, использующие одну или несколько систем NDI, выявляющие различные типы дефектов на одних и тех же компонентах. В другой особенности, настоящее изобретение предусматривает способ управления самолетным парком. Способ включает: (i) разработку эталонной базы данных для модели самолета для каждой системы неразрушающего контроля, реализованной с целью обнаружения дефектов; (ii) проверку в течение некоторого промежутка времени ряда самолетов-кандидатов указанной модели самолета с применением различных типов систем неразрушающего контроля и эталонной базы данных, связанной с каждым из различных типов систем неразрушающего контроля, с целью идентификации дефектов, присутствующих в ряду самолетов-кандидатов; (iii) устранение или отслеживание дефектов, обнаруженных в ряду самолетов-кандидатов; (iv) проведение анализа тенденций путем анализа сборных данных о дефектах, полученных в результате проверки ряда самолетов-кандидатов; и (v) техническое обслуживание самолетного парка, включающего ряд самолетов-кандидатов, посредством выполнения упреждающего анализа с применением результатов анализа тенденций. Однако конструкция и способ действия изобретения совместно с его дополнительными целями и преимуществами будут более понятны из следующих описаний конкретных вариантов осуществления изобретения при прочтении в связи с сопроводительными фигурами. Краткое описание графических материалов Фиг. 1 - вид в перспективе некоторых основных компонентов системы управления парком внутри роботизированной рабочей зоны в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Фиг. 1 А показывает одну из роботизированных систем перемещения по оси X в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Фиг. 2 - вид спереди системы управления парком в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, предназначенной для управления парком пассажирских самолетов. Фиг. 2 А показывает прикрепление к рельсу по оси X, как показано на фиг. 1 А, в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 3 - вид сбоку системы управления парком пассажирских самолетов, показанной на фиг. 2. Фиг. 3 А показывает опору вертикальной мачты в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 4 - вид сбоку нейтронной системы в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 4 А показывает сечение мачты в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 5 - вид сбоку рентгеновской системы в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 5 А показывает некоторые основные компоненты системы привода мачты в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 6 - вид сбоку отклоняющей системы нейтронного излучателя в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Фиг. 7 - вид сбоку отклоняющей системы рентгеновского излучения в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения. Фиг. 8 - вид сбоку регулируемой нижней опоры отклоняющей системы нейтронного излучения в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 9 - вид сбоку регулируемой нижней опоры отклоняющей системы рентгеновского излучения в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 10 - вид сбоку поворота в продольной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота в поперечной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота относительно вертикальной оси отклоняющей системы лазера в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 11 - вид спереди лазера, обращенного к самолету, в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 12 - вид спереди лазера, обращенного к самолету, где конфигурация лазера показана в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 13 - вид сверху системы управления парком в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 14 - схема технологического процесса для процесса управления самолетным парком в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 15 - схема технологического процесса для способа разработки эталонной базы данных в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения для определенной модели самолета, разрабатываемая для каждой системы NDI, реализованной для обнаружения дефектов. Фиг. 16 - вид в плане одного из образцов самолета, содержащего различные компоненты и субкомпоненты. Фиг. 17 показывает план сканирования в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, предназначенный для проверки образца правого переднего кессона ста-3 024739 билизатора самолета с применением подвижной системы нейтронной радиографии ("MNRS"). Фиг. 18 показывает план сканирования в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, предназначенный для проверки образца правого переднего кессона стабилизатора самолета с применением подвижной системы рентгеновской радиографии ("MXRS"). Фиг. 19 показывает карту дефектов в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, подготовленную путем наложения дефектов, обнаруженных в результате проверки посредством MNRS и MXRS образца правого переднего кессона стабилизатора самолета. Фиг. 20 показывает конфигурации рентгено- и нейтронографии, реализуемые для получения объемного измерения, в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения. Фиг. 21 А показывает карту дефектов в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, подготовленную путем наложения обнаружений дефектов (например,влаги, коррозии и пустот), осуществленных посредством проверки MNRS и MXRS образца горизонтального стабилизатора. Фиг. 21 В показывает сводку данных о различных дефектах, обнаруженных в образце горизонтального стабилизатора. Фиг. 22 показывает пример таблицы, являющейся результатом проведения анализа тенденций для дефектных компонентов, требующих ремонта или демонтажа. Фиг. 23 А и 23 В показывают схему технологического процесса в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, предназначенную для управления или устранения дефектов, обнаруженных в компоненте или субкомпоненте самолета с применением системы NDI,когда ремонт требует извлечения дефектного компонента или субкомпонента из самолета. Фиг. 24 А и 24 В показывают схему технологического процесса в соответствии с предпочтительными вариантами осуществления настоящего изобретения, предназначенного для управления или устранения дефектов, обнаруженных в компоненте или субкомпоненте самолета с применением системы NDI,когда ремонт осуществляется на неповрежденном самолете (т.е. дефектный компонент или субкомпонент из самолета не извлекается). Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения В нижеследующем описании с целью обеспечения исчерпывающего понимания настоящего изобретения излагается множество конкретных подробностей. Однако специалистам в данной области будет очевидно, что настоящее изобретение используется на практике без ограничения некоторыми или всеми указанными конкретными подробностями. В других случаях хорошо известные этапы процессов подробно не описаны с тем, чтобы без необходимости не затруднять понимание изобретения. Настоящее изобретение признает, что в настоящее время полнота обеспечения техники безопасности постоянно подвергается риску по причине отсутствия определения степени дефектности корпуса самолета. С этой целью настоящее изобретение направлено на системы и процессы, выполняющие NDI самолетов и их компонентов или субкомпонентов. Некоторые ключевые особенности настоящего изобретения включают способы и устройства систематического и автоматизированного контроля, связанные с сопоставлением с эталонной базой данных (дополнительно известной в данной области как "рекомендованная" или "стандартная" база данных), позволяющей осуществлять упреждающий анализ, основывающийся на анализе тенденций дефектов, обнаруживаемых в ряду самолетов-кандидатов. Термин "самолет-кандидат", используемый в данном описании, относится к самолету, проходящему проверку с целью обнаружения дефектов. Самолетный парк включает ряд самолетов-кандидатов. Системы и способы NDI согласно настоящему изобретению содержатся, или осуществляются,внутри конструкции, предпочтительно сконфигурированной как рабочая зона. Конструкция включает стены, потолок и пол. В одной из стен определены входные ангарные ворота. Кроме того, конструкция использует бетон в качестве экрана, предназначенного для ослабления излучения наружу из замкнутого пространства. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения могут реализовываться различные меры безопасности. Например, могут предусматриваться механизмы блокировки, предназначенные для предотвращения излучения тогда, когда персонал может оказаться в опасности по причине того, что открыты ворота в помещение, содержащее избыточные количества излучения. Для предотвращения излучения или других потенциально опасных действий, таких как перемещение роботизированных систем без санкции уполномоченного персонала, могут применяться и другие меры, такие как клавишное управление и проверка пароля. Для обнаружения аномальных уровней радиации и обеспечения оповещения предпочтительно предусматриваются системы дозиметрии и аварийной сигнализации. Для каждой системы или способа NDI, реализуемого для обнаружения дефектов, предусматриваются кронштейны, служащие опорой для нескольких роботов. Стены, потолок и входные ангарные ворота сконструированы так, чтобы они служили опорой для кронштейнов, допуская поступательное перемещение (например, по оси X) через элементы, подвергаемые проверке, испытанию или оценке. Кронштейны рассчитаны на размещение нагрузки на конструкцию и, в то же время, на поддержание точности и воспроизводимости позиции робота по шести осям перемещения, описанным ниже, в узких пределах допусков точнее, чем приблизительно 0,250 дюймов, и предпочтительно точнее, чем 0,120 дюймов. Они размещают различные типы нагрузок, например нагрузку на пол, ветровую нагрузку, нагрузку в сейсмоопасных зонах и нагрузку массы роботов. В предпочтительных вариантах осуществления изобретения системы NDI, обладающие признаками изобретения, предназначенные для проверки компонента или субкомпонента самолета, включают балочное приспособление, предназначенное для того, чтобы служить опорой для каретки и позволять ей поступательно перемещаться. Балка монтируется на рельсах, прикрепленных к кронштейнам посредством ходовых тележек, обеспечивающих перемещение вдоль длины установки, или оси X. Каретка перемещается вдоль длины балки, обеспечивая перемещение по оси Y. Телескопическая труба, или мачта, прикрепляется к каретке в вертикальном положении, обеспечивая перемещение по оси Z. В нижней части мачты предусматривается три оси перемещения, т.е. горизонтальная ось поворота в продольной плоскости, горизонтальная ось поворота в поперечной плоскости, вертикальная ось поворота отклоняющей системы, к которой прикрепляется устройство контроля. Поступательные перемещения позволяют системе сканировать неповрежденный самолет до уровня компонента, или до уровня субкомпонента. Каретка связана с конструкцией мачты для того, чтобы служить опорой отклоняющей системе и позволять ей поступательно перемещаться. Мачта включает ряд труб, выдвигающихся телескопически, обеспечивая широкие пределы перемещения в вертикальном направлении и, в то же время, служащие опорой для больших величин массы. В одном из вариантов осуществления изобретения балочное приспособление располагается вверху, например вблизи потолка здания. Здание и балочное приспособление образуют портал, предназначенный для того, чтобы служить опорой для каретки, и дополнительно отклоняющей системы, смонтированной на мачте. В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения отклоняющая система включает два элемента, выдвигающиеся телескопически для регулировки глубины зева отклоняющей системы. В другом варианте осуществления настоящего изобретения отклоняющая система является сконфигурированной для вмещения поверхностей, изменяющих кривизну крыла. В частности, конфигурации первого опорного элемента служит опорой для источника излучения, а второй опорный элемент служит опорой для изображающего устройства. В одном из альтернативных вариантов осуществления изобретения мачта служит опорой для лазерного ультразвукового сканера. В этом варианте осуществления изобретения лазерный ультразвуковой сканер прикрепляется к мачте устройства проверки и испытаний и настраивается с осями вращения так, чтобы допускать сканирование по нескольким направлениям сквозь сложные поверхности самолета, в том числе его компоненты или субкомпоненты. Рентгеновская радиография в реальном времени выполняется в движении с использованием многоосного перемещения роботов с целью сканирования со скоростью, находящейся в пределах между приблизительно одним и приблизительно тремя дюймами в секунду, и с увеличением, находящимся в пределах между приблизительно трехкратным и приблизительно пятикратным увеличением. Какой-либо маятниковый эффект, или эффект качания, в нижней части мачты (с прикрепленной отклоняющей системой) приводит к тому, что радиографическое изображение в реальном времени становится несфокусированным или, в альтернативном случае, становится искаженным и нечитаемым для оператора. Считается, что неясный маятниковый эффект, или эффект качания, вызывается двумя отдельными резонансными частотами, т.е. основной частотой робота, основывающейся на массе и жесткости конструкции робота, и креплением робота к вмещающей его установке, обладающей своей собственной резонансной частотой тогда, когда один или несколько роботов находятся в движении. Приемлемые результаты достигаются при условии, что два отдельных параллельных моста монтируются на одних и тех же ходовых тележках с кареткой, охватывающей оба параллельных моста с обеих сторон, и с мачтой, расположенной между этими двумя отдельными мостами, если только длина моста не превышает определенную длину, как правило, приблизительно 180 футов. При условии, что мост является однорельсовым, он, как правило,допускает длину моста, не превышающую приблизительно девяносто шесть футов. Для ослабления какого-либо маятникового эффекта и резонансных частот, искажающих показания роботизированных проверок, может быть модифицирована конструкция существующих ангаров, или могут быть построены новые установки. Модификация установки, или ее новая конструкция, могла бы основываться на трех отдельных требованиях, т.е. сейсмическом требовании, требовании к резонансной частоте установки с одним или несколькими роботами, находящимися в движении, и требованием к роботизированной рабочей зоне. Инженерно-геологические изыскания могут определять сейсмическую активность, местоположение грунтовых вод, тип почвы, уплотнение грунтов, что в результате приводит к строительству фундамента сооружений как виброизоляционной опоры. Для оценки маятникового эффекта роботов и для определения величины армирования стали и бетона, необходимых для соответствия несущих стен сооружения частотным требованиям, моделируется резонансная частота сооружения с роботами в статическом положении. Считается, что, когда роботы перемещаются ближе к воротам ангара, маятниковые эффекты становятся недопустимыми. Поэтому в бетонную перемычку ангарных ворот можно внести соответствующие модификации, а на уровне земли может предусматриваться растянутый поперечный элемент или подкладка. Эти модификации придают жесткость поперечной части конструкции, содержащей ворота анга-5 024739 ра, с целью ослабления любых резонансных частот до приемлемых уровней в ходе проверки самолета с использованием роботов. Роботизированная рабочая зона определяется на основе типа самолета, подвергаемого проверке внутри установки. Рабочая зона рассчитывается с учетом этого, и любые резонансные частоты ослабляются с целью обеспечения точности и воспроизводимости проверки. Проверка крыльев самолета требует, чтобы рулевые поверхности были выпущены, допуская полную проверку крыльев. Указанная конфигурация крыльев вызывает поворот острой радиальной поверхности на переднем и заднем концах поверхностей передней и задней кромок крыльев и неспособность обычной С-образной отклоняющей системы приспосабливаться к этим зонам для выполнения полной проверки данной детали. Решение этой проблемы заключается в создании модифицированной С-образной отклоняющей системы с нижним манипулятором, содержащим шарнирно-сочлененное рычаг, сходный с двойным шарниром, для того, чтобы позволить нижнему манипулятору подгибаться под плоскость управления. После завершения предварительных разработки зданий, роботов и рабочих органов, для обеспечения точности и воспроизводимости позиционирования роботов, может выполняться моделирование системы в целом. Может быть проанализировано колебательное возбуждение компонентов системы в результате движения и ускорения и замедления роботов. Конструкции компонентов системы могут модифицироваться с целью максимизации таких желательных характеристик, как точность и воспроизводимость позиционирования роботов, с одновременной минимизацией таких нежелательных характеристик,как нежелательное колебательное возбуждение компонентов системы. Описываемые ниже фиг. 1-13 показывают различные системы и подсистемы, используемые в некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения с целью реализации, среди прочего, способов настоящего изобретения. Роботизированный мостовой манипулятор (ROP) (например, показанный на фиг. 1) представляет собой робота на подвижной платформе, имеющей сходство с мостовым краном.ROP допускает перемещение в трех линейных направлениях (например, X, Y и Z) и трех направлениях вращения (т.е. поворота в продольной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота в поперечной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота относительно вертикальной оси). В общем, для движения в каждом из этих направлений он использует электродвигатель 14 постоянного тока с регулируемой скоростью вращения (более подробно показанный на фиг. 1 А), коробку передач 16 и кодовый датчик 22 положения, включающий приводной механизм 18, содержащий колеса 52. Энергия для включения двигателя (и, таким образом, приведения робота в движение) подается посредством регулятора 20. Каждый двигатель 14 включает кодовый датчик 22 положения, который дает указания регулятору в отношении расстояния перемещения. Двигатель 14 дополнительно включает электрический дисковый тормоз 24 с электромагнитом под напряжением, который удерживает робота в застывшем положении всякий раз, когда регулятор 20 не подает энергию в двигатель 14. Для каждого направления, в котором способен двигаться робот 12, дополнительно имеется фазовый датчик 26 положения для определения абсолютного положения, дающий указания регулятору 20 в отношении местоположения робота посредством кодового датчика 22 положения. Концевые выключатели 28 внутри фазового датчика 26 положения предохраняют двигатель 14 от приведения в движение колесного приводного механизма 18 по окончании его перемещения. Энергия в двигатель 14 и сигналы в регулятор 20 подаются через кабели 32 (как показано на фиг. 1), которые полностью изолированы и содержащие соединители военного стандарта качества. Как показано на фиг. 1 А, в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения для максимального увеличения надежности системы, повсюду используются подшипники 36 качения, предназначенные для работы в тяжелых условиях. Как показано на фиг. 1 и 1 А, мост 38 перемещается в первом линейном направлении (т.е. по оси X) по подкрановому пути 40. Подкрановый путь 40 изготавливается из наборов двух параллельных рельсов 42 (показанных на фиг. 2), смонтированных на консолях 44 рельсов (показанных на фиг. 2 А). Фиг. 2 показывает по одному рельсу 42 на каждой боковой стене 46 (и два рельса 42 на центральной консоли 43) смотровой площадки 48. Рельсы 42 содержат натяжные болты 50, предназначенные для регулировки уровня и параллельной ориентации, как показано на фиг. 2 А. Колеса 52, как показано на фиг. 1 А и 2, сконструированы для того, чтобы они служили опорой для ходовых тележек 38 моста. Пара колес 52 едет по рельсам 42. Каждая пара колес имеет свой собственный двигатель 14 и свой собственный фазовый датчик 26 положения. Мост 38 вмещает приводной механизм 18 и служит для него опорой. При вращении двигателя 14 колеса 52 крутятся, перемещая мост туда и обратно по рельсам 42. Сдвоенная схема двигатель 14/фазовый датчик 26 положения позволяет регулятору 20 избегать перекоса моста 38 на рельсах 42. Если концевые выключатели 28 в фазовом датчике 26 положения отказали, таким образом, допуская, чтобы оператор переместил мост к самому концу рельсов 42, амортизаторы 54 на мосте 38 и концевые упоры 56 на рельсах 42 предохраняют мост 38 от удара о стены 58. В качестве дублирующей системы движения, на каждом из концов моста 38 предусматривается кривошип 59, позволяющий перемещать мост без двигателя 14. Фиг. 1 и 2 показывают второе линейное направление (т.е. ось Y), где тележка 60 перемещается вдоль пролета 39, проходящего между двумя рельсами 42. Как и в случае оси X, тележка перемещается вдоль пролета 39 в зависимой взаимосвязи, как показано на фиг. 3 А. Пролет 39 является коробчатым и содержит расположенные на расстоянии друг от друга параллельные вертикальные рельсы 64 и расположенные на расстоянии друг от друга параллельные горизонтальные рельсы 68, образующие замкнутый короб. Вес тележки 60 опирается на ее колеса 52, едущие по противоположным наружным поверхностям каждого из вертикальных рельсов 64. При вращении двигателя 14 колеса 52 дополнительно вращаются,перемещая тележку 60 влево и вправо (по оси Y) по пролету 39. Одна колесная пара 52 едет по нижней кромке одного из вертикальных рельсов 64, и вторая колесная пара 52 едет по верхней кромке противоположного вертикального рельса 64, удерживая тележку 60 (и, таким образом, мачту 70) от опрокидывания. Пролет 39 предпочтительно содержит выступающую вверх центральную шелыгу свода 68 (как показано на фиг. 2) размером приблизительно половины дюйма в отсутствие нагрузки и выгибающуюся на полдюйма вниз, когда тележка 60 перемещается к серединепролета 39. Таким образом, пролет 39 поэтому является нормализованным (т.е. горизонтальным) по длине. Если концевые выключатели 28 в фазовом датчике 26 положения отказали, позволяя оператору перемещать тележку 60 к концу рельсов 42,амортизаторы 54 на пролете 39 и концевые упоры 56 на концах пролета предохранят тележку 60 от удара о стены 58. На каждой тележке, в качестве ручной дублирующей системы, предусматривается кривошип,позволяющий переориентировать тележку 60 по пролету 39. Привод тележки сходен с приводом, представленным на фиг. 1 А. Третье линейное направление (т.е. ось Z) перемещает мачту 70 на тележке 60 вверх и вниз посредством позиционера 92, показанного на фиг. 5 А. Предпочтительно мачта 70 способна поднимать груз весом по меньшей мере 5000 фунтов, и она сконструирована так, чтобы отказ любой отдельной части системы не приводил к падению ее матрицы датчиков, расположенной на свободном конце мачты 70, в нижнюю часть рабочего хода мачты. Мачта 70 представляет собой коробчатую внутреннюю телескопическую трубу 74 с колесами 76 на внутренней поверхности коробчатой наружной трубы 78, едущими по рельсам 80, как показано на фиг. 4 А. Мачта поднимается посредством двух тросов 84 (показанных на фиг. 4 А и 5 А) и содержит два барабана 86 (для простоты иллюстрации, показан только один из них). При вращении двигателя 14 каждый из барабанов 86 развертывает трос 84, поднимающий внутреннюю трубу 74. Каждый барабан 86 имеет тормоз 88, прикрепленный к его приводному валу 89 для предохранения трубы 74 от отказа в случае отказа одного из тормозов 88. На тормозе 88 подъемной системы предусматривается механизм 90 измерения нагрузки, реализованный как предохранительная муфта, предназначенная для остановки мачты в случае, если отклоняющая система 100 (например, показанная на фиг. 2),служащая опорой для датчика, должна остановиться на объекте тогда, когда она поднимается, или опускается, или если имеет место перегрузка системы. Указанный механизм 90 измерения нагрузки дополнительно будет останавливать позиционер 92 тогда, когда один из компонентов подъемной системы выходит из строя. В качестве дублирующей системы, каждая система трос/барабан способна поднимать мачту с полной нагрузкой. Если подъем превысил скорость, другой датчик 94, отслеживающий силу тока, дополнительно будет действовать для приведения в действие аварийного останова. На каждой мачте 70, в качестве ручной дублирующей системы движения, предусматривается кривошип 79. Как показано на фиг. 6-9, в каждую смотровую отклоняющую систему 100 включается три оси вращения. Отклоняющая система 100, как упомянуто ранее, представляет собой С-образную конструкцию с регулируемым раскрытием "М", охватывающим зазор между источниками и приемником. Два рентгеновских источника 102, 104 (как показано на фиг. 7 и 9), имеющих отличающиеся выходные характеристики, монтируются на верхней опоре 101 отклоняющей системы 100, а приемник 106 изображений монтируется внизу посредством манипулятора 103. Отклоняющая система 100 дополнительно может служить опорой для обшивки 110, предназначенной для исключения столкновений. Обшивка представляет собой чувствительную к давлению облицовку, и она монтируется на всех нижних оконечностях мачты 70. Чувствительная к давлению обшивка предохраняет от грубого контакта с самолетом, передавая сигнал остановки при наличии запускающего давления. В ходе сканирования поверхностей самолета,поверхность (например, крыло) располагается между рентгеновскими источниками 102 и 104 и нейтронным источником 108 (показанными на фиг. 6 и 8) и устройством 106 получения изображений. Устройство 106 получения изображений может дополняться или вытесняться источником 107 пленки. Первая ось 112 вращения (т.е. ось качания) вращает смотровую отклоняющую систему 100 в горизонтальной плоскости в нижней части мачты 70. Вторая ось 114 вращения (например, ось наклона) поворачивает смотровую отклоняющую систему 100 в вертикальной плоскости в нижней части мачты 70. Третья ось 116 вращения (т.е. ось ротации) вращает смотровую отклоняющую систему 100 в плоскости на конце оси наклона; эта плоскость ориентирована перпендикулярно оси наклона. Заслуживает внимания то, что рентгеновские источники 102 и 104 и нейтронный источник 108 являются независимо вращающимися относительно 116 а. Кроме того, каждый манипулятор (например, нижний манипулятор 103 или боковой манипулятор) могут изменяться по длине, как показано двойными стрелками "А" на фиг. 8 и 9. Элемент 117, соединяющий нижний и верхний манипуляторы 103, 113 может вращаться вокруг изогнутой стрелки "С" для регулировки размеров регулируемого раскрытия "М" в сочетании с телескопированием длины манипулятора вдоль по стрелке "А". Рентгеновские источники 102 и 104 монтируются на подвижной опоре так, чтобы только один из источников мог быть направлен на устройство получения изображений 106 в ходе съемки путем вращения вокруг 116 а. Данная опора, называемая турелью 120 (показана на фиг. 7), поворачивается на 90 шаговым двигателем 122 (схематически показан на фиг. 9). Если не требуется постоянная регистрация посредством источника 107 пленки, вращающегося вместо устройства 106 получения изображений, может активироваться только рентгеновский источник, направленный на устройство 106 получения изображений. В альтернативном варианте, источник 107 пленки может вращаться вокруг оси 119 (обозначенной на фиг. 7 стрелкой 119 а) для ориентации источника 107 пленки в направлении рентгеновских источников 102 и 104. Рентгеновские источники 102 и 104 индексируются в положении в зависимости от подвергаемого сканированию объекта, его толщины и его состава (например, состава в отношении металла). Устройство 106 получения изображений представляет собой электронно-оптический преобразователь, направляющий рентгеновское изображение на ЭЛТ-экран оператора центра управления. Нижний манипулятор 103 дополнительно может нести систему 111 получения изображений другого типа, предназначенную для обратного рентгеновского рассеяния (обратной рентгеновской геометрии). Датчик 111 показан как смонтированный вблизи устройства 106 получения изображений. Фотоумножители 109 (показанные на фиг. 1) располагаются внутри самолета для приема цифровых изображений из датчика 111 отправки изображений. Приемники 105 дополнительно размещаются на внутренней стороне конструкций серийного самолета и направляют информацию о получении цифровых изображений, подлежащих отправке,операторам центра управления. Манипуляционные мощности отклоняющей системы и мощности получения изображений, указываемые или для нейтронного, или для рентгеновского излучения, могут быть включены в другую отклоняющую систему. По причине варьируемого изменения толщины внутренних конструкций самолета (таких как крылья), выходные характеристики рентгеновского источника (KVP - проникающая способность в киловольтах, МА - ток в миллиамперах) предпочтительно управляются роботизированными координатами, позволяющими наращивать, или снижать проникающую способность рентгеновского излучения. Это позволяет осуществлять получение ясных и четких изображений. Это дополнительно позволяет оператору сосредотачивать внимание на просматриваемых изображениях, а не постоянно регулировать выходные характеристики из-за изменения в толщине материала конструкции самолета. Еще более важно то, что все до единого самолеты обследуются на основе одних и тех же настроек, условий и соответствующей эталонной базы данных. Отклоняющая система 100 дополнительно содержит струйную воздушную сушилку 150, сходную с феном для сушки волос. Он используется и на рентгеновских, и на нейтронных отклоняющих системах для того, чтобы позволить оператору проверять и различать присутствие влаги, воды или топлива внутри алюминиевой или композитной монолитной конструкции. Современные промышленные способы и системы NDI не способны проводить различие между влагой и герметиком. Когда рентгеновской или нейтронной системой или способом проверки обнаруживается дефектная зона, к данной конкретной зоне применяется струйная воздушная сушилка 150 отклоняющей системы. Генерирование тепла отслеживается инфракрасным пирометром 151 так, чтобы на конструкции, к которой прикладывается тепло, не превышался предел предпочтительно 160F. Если влага присутствует, приложенное тепло вызывает перетекание текучей среды в направлении от источника тепла из-за расширения воздуха внутри нагреваемой зоны конструкции. Перед нагревом и после нагрева получаются тепловые изображения. Изображения "до и после" поочередно высвечиваются на ЭЛТ-экране оператора, и выполняется вычитание изображений. Разность позволяет оператору следить за перетеканием влаги. Данная процедура является важной при определении местоположения путей вхождения воды внутрь конструкции или компонента самолета. К роботизированной портальной системе 12 дополнительно прикрепляется лазерное ультразвуковое("лазерное УЗ") устройство 130. Как и отклоняющая система 100, устройство 130 (показанное на фиг. 10) связано с кареткой 132 (показанной на фиг. 2) и мачтой 134, смонтированной на тележке с такими же осями вращения, что и описанные выше для тележки и мачты. Лазерное УЗ-устройство 130 допускает перемещение по оси X (по линии L) и по оси Y (вверх и вниз по линии G) и вращательное движение (например, вокруг стрелок 112, 114, 116) путем применения шаговых двигателей 135. Вращательное движение лазерного УЗ-устройства позволяет ему достигать зон в нижней части фюзеляжа и, в то же время,опираться на роботизированную портальную систему 12, находящуюся над фюзеляжем, как показано на фиг. 10, 11 и 12. Зеркало 136 по фиг. 10 принимает энергию лазерного излучения "L" изнутри корпуса 130 и распределяет эту энергию по сканируемой поверхности путем вращения зеркала, индексирования и вращения мачты и сканирования, как показано на фиг. 12. Отраженное лазерное излучение в дальнейшем обеспечивает диагностику. Лазерная ультразвуковая портальная роботизированная система предназначена для проверки, как неповрежденного самолета, так и компонентов, извлекаемых из самолета. В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения системы получения изображений компонентов, такие как рентгеновская, нейтронная и лазерная УЗ, используются для предварительной проверки комплектующих компонентов, а дополнительно для последующей проверки отремонтированных компонентов, извлечен-8 024739 ных из самолета, чтобы убедиться в соответствии процесса и процедур ремонта требованиям. Варианты осуществления настоящего изобретения включают такие способы и системы роботизированного контроля с получением изображений, как рентгеновское излучение в реальном времени, нейтронное излучение и лазерное ультразвуковое излучение. При их применении по отдельности, определенные способы контроля обнаруживают определенные дефекты конструкции самолета. Согласно некоторым вариантам осуществления настоящего изобретения методика нейтронографического контроля обнаруживает местоположения и получает изображения таких дефектов целостности конструкции, как дефекты, выбранные из группы, состоящей из внутренней влаги, коррозии, внутренних утечек топлива и пустот в герметиках. Аналогично, методика рентгенографического контроля в реальном времени обнаруживает и получает изображения таких дефектов целостности конструкции, как дефекты, выбранные из группы, состоящей из влаги, коррозии, трещины, усталостного повреждения, сопутствующего повреждения, щелей, деформаций и инородных тел. Методика лазерного ультразвукового контроля обнаруживает и получает изображения таких дефектов целостности конструкции, как дефекты, выбранные из группы, состоящей из нарушения связей, расслоений, повреждений при ударе, срок службы материала,пористость и пустоты. Предпочтительно дефекты оцениваются в сравнении с предварительно определенными критериями принятия или неприятия с целью определения действий по техническому обслуживанию с устранением неисправностей и ремонту, как описывается ниже в связи с этапом 2310 по фиг. 23 А. В некоторых предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения дефекты отслеживаются в течение некоторого времени с целью определения увеличения дефекта в длину, ширину и глубину. Базис может достигаться с применением рентгеновских, нейтронных и лазерных ультразвуковых методик объемных измерений и путем идентификации размера (длины, ширины и глубины) и местоположения каждого из дефектов во всех компонентах самолета. Данный способ создает послойные изображения сквозь крыло или какую-либо составную часть с целью точного определения местоположения дефекта в нескольких слоях материала конструкции компонента. Дефект может быть идентифицирован в нескольких слоях материала, существующих между самым внутренним слоем материала компонента и самым наружным слоем. Например, способ создает двумерные и трехмерные послойные изображения нарушения связей,или пустоты, внутри многослойного композиционного материала компонента для того, чтобы определить длину, ширину и глубину дефекта в определенном положении на осях X, Y и Z внутри материала и между конкретными слоями композиционного материала компонента. Лазерная ультразвуковая методика устанавливает местоположение дефекта независимо от композитной или металлической конфигурации конструкции. При использовании в сочетании с любым данным самолетом или компонентом, или при отслеживании частичного или полного самолетного парка,или частичных или полных парков сходных самолетов, можно идентифицировать различные типы дефектов конструкций, а различия могут быть идентифицированы на компоненте/субкомпоненте или в ряду из нескольких компонентов в одном местоположении, или в нескольких местоположениях на каждом компоненте/субкомпоненте с высокой точностью для того, чтобы очертить тенденцию дефекта, или неисправности, внутри компонента/субкомпонента или ряда компонентов/субкомпонентов. Например,дефекты, или недостатки, могут в дальнейшем анализироваться и идентифицироваться по номеру детали компонента/субкомпонента, серийному номеру и применению на самолете с данным бортовым номером. Размер каждого дефекта, или неисправности, может регистрироваться и отслеживаться по количеству проверок, количеству летных часов, количеству циклов взлета и посадки и количеству вылетов в течение срока службы компонента. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения рост размеров каждого дефекта, или неисправности, регистрируется и отслеживается по дате и времени, проверке,техническому обслуживанию и местоположению ремонта, количеству проверок, количеству летных часов, количеству циклов взлета и посадки и количеству вылетов в течение срока службы компонента. Будущие дефекты и недостатки конструкции могут быть сформулированы и спрогнозированы на покомпонентной основе, и они могут основываться на росте дефектов внутри компонента. Кроме того, можно прогнозировать скорость роста дефектов в компоненте самолета, что, в свою очередь, может ограничивать максимальную скорость полета для самолетного парка с целью подавления дальнейшего роста дефектов. Для оценки времени между техническим обслуживанием компонента, требуемых запасов для замены и ремонта компонента, или деталей внутри компонента, и связанных с этим дней рабочего процесса и бюджетных потребностей, дополнительно может применяться упреждающий анализ. Конструкционные задачи могут быть сформулированы и спрогнозированы по модели и серии самолета, по согласованию номера детали и серийного номера компонента с бортовым номером самолета в самолетном парке. Номер детали компонента самолета, серийный номер и данные об истории проверок, технического обслуживания и ремонтов регистрируются, вводятся, или загружаются, и сохраняются в памяти по дате и времени, местоположению проверки, технического обслуживания и ремонта, количеству проверок, количеству летных часов, количеству циклов взлета и посадки и количеству вылетов в течение срока службы компонента, на энергонезависимой, твердотельной компьютерной микросхеме,содержащей флеш-память и беспроводное средство связи Bluetooth, или другую форму беспроводного средства связи, внедренного в компонент. Компьютерная микросхема памяти является считываемым устройством сбора и отображения данных беспроводной связи без демонтажа самолета или компонента. В соответствии с вариантами осуществления настоящего изобретения лазерный УЗ использует импульсный лазер для введения ультразвуковой волны в композиционный или металлический материал. Импульсный лазерный источник перемещается вдоль поверхности самолета, или его составной части,посредством поступательно движущегося зеркала, перемещающегося в положение с координатами X и Y для выполнения планового сканирования самолета, или компонента самолета. Длительность импульса при сканировании (время, в течение которого лазерный луч находится на поверхности детали) может достигать уровня до 240 импульсов в секунду. Имеющиеся современные технологии ограничиваются сканированием поверхности, и они не подвергают абляции композиционные материалы или защитные слои. В современном процессе изготовления композиционных материалов для достижения требуемой формы используется образователь связей, предназначенный для монтажа композитной ткани или пропитанных смолистых систем. Указанный образователь связей изготавливается из металла или композиционного материала и покрывается антиадгезионной смазкой, позволяющей извлекать недавно отвержденную деталь, не разрушая деталь или образователь связей. Антиадгезионная смазка пропитывает смолистую систему новой детали, и ее необходимо удалить перед нанесением краски, клеящих веществ или других покрытий с целью достижения надлежащей прочности связей и поверхностного натяжения при адгезии. Имеющиеся современные способы удаления смазки для пресс-формы или защитных покрытий, таких как краска, выполняются ручными и механическими средствами, такими как ручная зачистка или продувка абразивным материалом под высоким давлением. При попытке удаления смазки для прессформы из смолистой системы, указанные ручные и механические способы снятия покрытия подвергают композитные волокна новой детали избыточному повреждению. Согласно некоторым вариантам осуществления настоящего изобретения для проверки и контроля состояния композита компонента самолета, лазерный УЗ модифицируется и усовершенствуется для включения лазерной абляции с целью точного и эффективного удаления защитных покрытий с композитного материала в ходе процесса проверки. Это выполняется, например, путем увеличения выходной мощности импульсного лазера или путем модификации длительности импульса, или путем сочетания модификации выходной мощности лазера и длительности импульса. Абляция основывается на усилении мощности источника света и частоты импульсов (длительности импульса во времени на поверхности материала компонента). Абляционная мощность и частота импульсов могут изменяться на основе типа материала и толщины покрытия, подлежащих удалению. Лазерный УЗ может измерять толщину покрытия перед снятием покрытия и после. В результате, способы, предусматриваемые некоторыми вариантами осуществления настоящего изобретения, оказывают влияние только на смолистую систему или матрицу, а не на волокна композита материала компонента. По существу, целостность компонента этим способом удаления покрытий не затрагивается. В ходе изготовления и ремонта перед тем, как компонент самолета вводится в эксплуатацию, данный способ обеспечивает тщательное снятие защитного покрытия, сокращение времени изготовления и ремонта и экономию средств в ходе завершающей подготовки поверхности материала, окончательной подготовки поверхностного натяжения материала для применения адгезионного связывания и снятие покрытия с поверхности материала при подготовке к ремонту. Обслуживаемый самолет требует периодической проверки, технического обслуживания и ремонта, что требует удаления покрытий и повторного обслуживания по покраске и нанесению покрытий. Описанный выше способ предусматривает проверку и удаление краски и других покрытий в ходе разового применения лазерного УЗ-контроля. При рассмотрении графических материалов, где сходные ссылочные позиции обозначают похожие детали на различных чертежах, ссылочная позиция 10 по фиг. 1 А указывает системы неразрушающего контроля и испытаний согласно одному из вариантов осуществления изобретения для компонентов и/или субкомпонентов самолета. Каждая из обсужденных выше систем NDI имеет своего собственного робота. Каждый отдельный робот имеет исходное положение для проверки точности и для исправления возможного изменения местоположения перемещения робота (как, например, в результате землетрясений). Примером такого положения является фиксирующее приспособление исходного положения для систем рентгеновского и нейтронного контроля. Фиксирующее приспособление исходного положения предпочтительно представляет собой плоскую стальную пластину 180 в форме перевернутой буквы "L" (находящуюся на фиг. 2),вертикальная опора 180b которой прикрепляется к стене 46 с приблизительно четырехфутовым выступом из стены, обеспечиваемым горизонтальной опорой 180 а. Горизонтальная опора 180 а выступа плоской стальной пластины параллельна бетонным воротам установки. Через центр пластины 180 а выступа просверлено небольшое отверстие 181 диаметром приблизительно 0,030 дюймов. При включении рентгеновской системы, ЭЛТ-экран содержит перекрестья (как в прицеле охотничьей винтовки) для расположения перекрестий в центре отверстия выступа с пятикратным геометрическим увеличением. Это обеспечивает этап инициирования исходного положения (калибровки), и он предпочтительно выполняется перед всеми без исключения проверками самолета, а дополнительно для всех роботов и для каждого способа контроля (рентгеновского, нейтронного и лазерного ультразвукового). Лазерная калибровка основывается на пластине 183 с однородной толщиной, содержащей по меньшей мере два отклонения, V1 иV2, от указанной однородной толщины в известных положениях. При сканировании отклонений (например, глухих отверстий), лазер предпочтительно отражает известные отклонения в зависимости от относительной длины и расстояния. На фиг. 2 А рельсы 42 могут выравниваться посредством овальных канавок 51, допускающих перемещение рельса 42 относительно его опорной плиты 44. Крючковой болт служит опорой для рельса 42 и плиты 44 в стене 58. Свободный резьбовой конец крючкового болта 50 включает шайбы "W" и гайки "N" для вертикальной и поперечной выверки. Как было определено ранее, настоящее изобретение содержит по меньшей мере один и предпочтительно три или большее количество роботов. Использование нескольких роботов обеспечивает некоторые преимущества. Например, несколько роботов позволяют одновременно проверять несколько зон самолета, посредством чего сокращается время, необходимое для проверки самолета. В качестве другого примера, наличие нескольких роботов позволяет избежать необходимости в единственной длинной опорной балке, которая может уменьшать точность и воспроизводимость позиционирования. В качестве еще одного примера, наличие нескольких роботов допускает, чтобы каждый робот был специально рассчитан на проверку определенных зон самолета, посредством чего допускается приспосабливание к специфическим характерным признакам различных зон. Для обеспечения опоры для нескольких роботов предусмотрены кронштейны 12, 43 и рельсы 42. Стены 58, потолок 59 и входные ангарные ворота 61 рассчитаны на обеспечение опоры для кронштейнов и рельсов, допускающие линейное поступательное перемещение. Расположение кронштейна в конструкции, например в самолетном ангаре, рассчитано на размещение нагрузки на конструкцию (вызванной весом робота, перемещениями робота, приводящими к недопустимым резонансным частотам, и т.д.) и, в то же время, на сохранение точности и воспроизводимости позиции робота по шести осям перемещения в узких пределах допусков приблизительно 0,120 дюймов. Конструкция размещает нагрузку на конструкцию различных типов, например нагрузку на пол, ветровую нагрузку и нагрузку массы роботов. Смотровая установка рассчитана на защиту персонала от радиационной опасности (в том числе, от рентгеновского излучения и нейтронов). Предусматривается экранирование 63 (по фиг. 2 А), в том числе экранирование стен, ворот и окон. Для предотвращения испускания излучения тогда, когда персонал может оказаться под угрозой, например когда ворота открыты, предусматриваются механизмы блокировки 201 (по фиг. 3). Другие меры, такие как клавишное управление и проверка пароля, предусматриваются для предотвращения испускания излучения или других потенциально опасных действий, таких как движение роботизированных систем, без санкции уполномоченного персонала. Системы 203 дозиметрии и аварийной сигнализации предусматриваются для обнаружения аномальных уровней радиации и обеспечения оповещения. Одним из примеров методик, используемых для обеспечения радиационной безопасности, является то, что хотя стены, ворота, потолок и смотровые окна, рассчитаны на принятие максимальной радиации на расстоянии трех футов, они не допускают направления рентгеновских и нейтронных источников излучения на эти поверхности. В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения позиционеры роботов допускают направление источника излучения только на бетонный пол 57 площадки или на одну из конструкций самолета. Это выполняется путем программирования перемещения роботов по всей установке. Во всех случаях, кроме как по плану сканирования, который более подробно описан ниже, в ходе операции проверки самолета, источники излучения не действуют. Это называется "роботизированным подходом". И рентгеновские, и нейтронные источники являются либо включенными системами, либо системами двухпозиционного регулирования. Ток на системы двухпозиционного регулирования может подаваться в начале операции проверки по плану сканирования или калибровки. Отключение данной системы радиационной защиты выполняется для целей технического обслуживания робота или источника и управляется машинной программой, известной предпочтительно диспетчеру первого уровня и специалистам по техническому обслуживанию. Предусматривается способ проектирования системы неразрушающего контроля, испытаний и оценки для компонента самолета, содержащей прецизионную роботизированную систему. Определяются размерные и конструкционные требования к зданию, и выполняется эскизноепроектирование конструкции здания. Эскизный проект здания анализируется с целью идентификации каких-либо частот (в сейсмоопасных зонах), с которыми указанное здание может вступать в резонанс. Например, может применяться такая методика, как частотный анализ конечного элемента. На основе результатов этого анализа,эскизный проект здания может быть модифицирован для исправления каких-либо недостатков. Определяются размерные, конструкционные и функциональные требования к роботам, подлежащим монтажу внутри здания, и выполняется эскизное проектирование роботов. Эскизный проект роботов анализируется с целью идентификации каких-либо частот, с которыми роботы могут вступать в резонанс. Анализируются любые взаимодействия между резонансными частотами здания и резонансными частотами роботов. На основании полученных результатов, эскизные проекты здания и роботов могут модифицироваться как совместно, так и по отдельности с целью исправления каких-либо недостатков. Определяются размерные, конструктивные и функциональные требования к рабочим органам, мон- 11024739 тируемым на роботах, и выполняется эскизное проектирование рабочих органов. Эскизный проект исполнительных органов анализируется с целью идентификации каких-либо частот, с которыми указанные рабочие органы могут вступать в резонанс. Анализируются какие-либо прерывания между другими элементами, такими как здание или роботы. На основе результатов анализа, эскизный проект любого или всех зданий, роботов или рабочих органов может модифицироваться для исправления каких-либо недостатков. Другим фактором, подлежащим рассмотрению, является тип сейсмоопасной зоны, в которой будет расположена установка. Различные сейсмоопасные зоны могут проявлять землетрясения, обладающие различными характеристиками, например землетрясения обладают вибрацией и перемещением предпочтительно в некотором диапазоне частот. Данный диапазон частот определяется для местоположения, в котором будет расположена установка, на основе геологических данных. Эскизные проекты зданий, роботов и рабочих органов анализируются на основе ожидаемого возбуждения в результате землетрясений. На основе результатов анализа, эскизные проекты любого или всех зданий, роботов или рабочих органов могут быть модифицированы для исправления каких-либо недостатков. После выполнения эскизных проектов зданий, роботов и рабочих органов, для того, чтобы гарантировать точность и воспроизводимость позиционирования роботов, может выполняться моделирование системы в целом. Может быть проанализировано колебательное возбуждение компонентов системы в результате движения роботов и их ускорения и замедления. Конструкции компонентов системы могут модифицироваться с целью максимального увеличения таких желательных характеристик, как точность и воспроизводимость позиционирования роботов, и, в то же время, с целью минимизации таких нежелательных характеристик, как нежелательное колебательное возбуждение компонентов системы. Фиг. 16 показывает примерный вид сверху самолета 1600, который, в качестве части технического обслуживания парка, подвергается проверке в вышеописанной роботизированной рабочей зоне. Для облегчения обсуждения, ниже описываются только некоторые основные компоненты. Самолет 1600 включает различные компоненты и субкомпоненты. Как показано на фиг. 16, самолет 1600 включает такие компоненты, как левое крыло 1602, правое крыло 2602, левый горизонтальный стабилизатор (так как указанные термины в данном описании взаимозаменяемы), правый горизонтальный стабилизатор 2604, левый вертикальный стабилизатор 1606 и правый вертикальный стабилизатор 2606. Эти компоненты дополнительно включают субкомпоненты. Например, левое крыло 1602 включает такие субкомпоненты, как левый концевой обтекатель 1602 а крыла, левый элерон 1602b, левый закрылок 1602 с. Аналогично, правое крыло 1602 включает такие субкомпоненты, как правый концевой обтекатель 1602 а крыла, правый элерон 1602b, правый закрылок 1602 с. В качестве другого примера, левый горизонтальный стабилизатор 1602 включает такие субкомпоненты, как левый передний кессон 1604 а и левый задний кессон 1604b, а правый горизонтальный стабилизатор 1602 включает такие субкомпоненты, как правый передний кессон 2604 а и правый задний кессон 2604b. Левый и правый вертикальные стабилизаторы 1602 и 2602 включают такие субкомпоненты, как,соответственно, левый передний кессон 1606 а, левый кессон 1606b, левый задний кессон 1606 с, правый передний кессон 1606 а, правый кессон 1606b и правый задний кессон 1606с. Пример самолета 1600 имеет сходство с летательным аппаратом F-15, однако самолет 1600 может представлять собой любой самолет или летательный аппарат, и дополнительно может включать пассажирский самолет. Специалисты в данной области примут во внимание, что разные самолеты включают разные компоненты и субкомпоненты, и даже если разные самолеты содержат одинаковые компоненты или субкомпоненты они могут иметь разные размеры компонентов или субкомпонентов. Например, хотяF-15 содержит левый вертикальный стабилизатор (например, обозначенный на фиг. 16 ссылочной позицией 1606) и правый вертикальный стабилизатор (например, ссылочная позиция 2606 на фиг. 16), пассажирский самолет содержит один единственный вертикальный стабилизатор. Тем не менее, системы и способы согласно настоящему изобретению допускают эффективную автоматическую проверку парка,несмотря на указанные различные конфигурации компонентов/субкомпонентов в самолетах различных типов. Системы и процессы NDI согласно настоящему изобретению предпочтительно содержат признаки,предназначенные для выполнения неразрушающего контроля и испытаний неповрежденных самолетов или компонентов и/или субкомпонентов извлекаемых из самолета. Указанные системы и способы, обладающие признаками изобретения, включают базу данных, содержащую электронную информацию, относящуюся по меньшей мере к одному профилю прототипа самолета или компонента (эталон сравнения), сохраняемому в рабочей зоне при постоянных условиях окружающей среды (например, при постоянной температуре, влажности и давлении). Несмотря на то, что предпочтительные варианты осуществления способов и систем, обладающих признаками изобретения, применимы к самолетному парку, настоящее изобретение, таким образом, не ограничивается. Способы и системы согласно настоящему изобретению применимы к летательным аппаратам и другим типам летных транспортных средств (например, к вертолетам, беспилотным летательным аппаратам и космическим аппаратам). Термины "самолет" и "летательный аппарат" в данном описании использованы взаимозаменяемо. Кроме того, поскольку термины "самолет" и "летательный аппарат" в данном описании использованы в дополнение к вышеупомянутым летным транспортным средствам,они включают пилотируемые и беспилотные транспортные средства, способные летать, опираясь на воздух, и космические аппараты, способные к суборбитальному и орбитальному космическому полету. Фиг. 14 представляет схему 1400 технологического процесса, предназначенного для технического обслуживания самолетного парка согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения. Самолетный парк включает несколько самолетов-кандидатов. В данном варианте осуществления изобретения процесс 1400 начинается на этапе 1402, который включает разработку эталонной базы данных для конкретной модели самолета и для каждой из систем NDI, реализованных для обнаружения дефектов. Иными словами, эталонная база данных разрабатывается для конкретной модели самолета с применением конкретной системы NDI (например, системы рентгеновского или нейтронного контроля). Например, если для проверки самолетов-кандидатов определенной модели используется рентгеновская или нейтронная система контроля, то, согласно этапу 1402, первая эталонная база данных разрабатывается для системы рентгеновского контроля, а вторая эталонная база данных разрабатывается для системы нейтронного контроля. Как будет разъяснено позднее, эталонная база данных, разрабатываемая на данном этапе, служит в качестве "справочной базы данных" в ходе последующих этапов проверки или анализа дефектов. Более подробное разъяснение разработки эталонной базы данных представлено ниже в связи с описанием к фиг. 15. Следующий этап, этап 1404, включает проверку в течение некоторого промежутка времени ряда самолетов-кандидатов определенной модели с применением систем NDI различных типов с целью выполнения одного их этапов, выбранного из группы, состоящей из генерирования отчета о дефектах с использованием различных эталонных баз данных, связанных с каждой из систем NDI, и разработку базиса для каждого компонента или каждого субкомпонента в ряду самолетов-кандидатов, подвергающихся проверке. Иными словами, результаты (которые предпочтительно включают отчет о дефектах и/или базис) проверки самолетов-кандидатов с применением определенной системы NDI сравниваются с эталонной базой данных, разработанной для данной системы NDI и для самолетов-кандидатов определенной модели. Этап 1406 включает устранение или отслеживание дефектов, обнаруженных в ряду самолетов-кандидатов, что будет более подробно разъяснено в связи с фиг. 23 и 24. Предпочтительно на параллельном пути к этапу 1406 выполняется этап 1408, включающий проведение анализа тенденций путем анализа сборных данных о дефектах, полученных в результате проверки ряда самолетов-кандидатов. Анализ тенденций включает по меньшей мере один анализ, выбранный из группы, состоящей из применения правил булевойлогики, отслеживания категорий дефектов, обнаруженных в компоненте или субкомпоненте ряда самолетов-кандидатов путем наложения изображений,полученных из одной или нескольких систем, выбранных из группы, состоящей из рентгеновской системы, нейтронной системы и системы лазерного УЗ-контроля, отслеживание местоположения дефекта с единственным центром или местоположений дефекта с несколькими центрами, отслеживание размеров дефекта, отслеживание роста дефекта в течение некоторого промежутка времени, отслеживание трудно просматриваемых покрытий в ряду самолетов-кандидатов, отслеживание недостатков краски в ряду самолетов-кандидатов, применение правил булевой логики и проведение статистического анализа. В предпочтительных вариантах осуществления изобретения анализ тенденций согласно настоящему изобретению приписывает обнаруженный дефект одному из самолетов-кандидатов путем связывания этого дефекта по меньшей мере с одним элементом, выбранным из группы, состоящей из изготовителя самолета,типа самолета, модели самолета, бортового номера самолета, наименования детали самолета, серийного номера детали самолета и местоположения компонента или субкомпонента самолета по номеру. Больше подробностей в отношении анализа тенденций представлено выше, а дополнительно представлено ниже в обсуждении, относящемся к фиг. 22. В одном из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения процесс 1400, обладающий признаками изобретения, завершается на этапе 1410, включающем техническое обслуживание самолетного парка посредством выполнения упреждающего анализа, использующем результаты анализа тенденций, который был проведен на этапе 1408. Упреждающий анализ включает по меньшей мере один анализ, выбранный из группы, состоящей из применения правил булевой логики, проектирования остаточного срока службы компонентов или субкомпонентов указанного ряда самолетов-кандидатов, проектирования остаточного срока службы указанного ряда самолетов кандидатов, проектирования того, когда указанные компоненты или указанные субкомпоненты указанного ряда самолетов-кандидатов должны быть выведены из эксплуатации, проектирования ограничений нагрузки для указанных компонентов или указанных субкомпонентов указанного ряда самолетов-кандидатов, проектирования необходимых циклов технического обслуживания для указанного ряда самолетов-кандидатов, проектирования потребностей в запасе комплектующих для указанного ряда самолетов-кандидатов и проектирования необходимых ресурсов технического обслуживания в ходе циклов технического обслуживания для указанного ряда самолетов-кандидатов. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения для проведения анализа тенденций в ряду самолетов-кандидатов, принадлежащих к обслуживаемому самолетному парку, применяются пра- 13024739 вила булевой логики. Например, для самолетов-кандидатов в парке самолетов F-15C, роботизированные рентгеновские и нейтронные системы и способы контроля используются при проверке левого и правого передних кессонов горизонтального стабилизатора с целью обнаружения дефектов. Регистрируется совокупность обнаруженных дефектов для каждого типа дефекта (т.е. трещины клейкого вещества, окисления заполнителя, коррозии ячеек, трещины, повреждения заполнителя, влаги, коррозии обшивки, пустоты и т.д.) и соответствующие им местоположения в системе координат X и Y относительно начала координат. Затем результаты по типу и местоположению дефектов накладываются на цифровом модельном изображении левого и правого горизонтальных стабилизаторов самолета, позволяя визуально идентифицировать и статистически анализировать тенденции для технического анализа. В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения за этапом формирования цифрового модельного изображения компонента или субкомпонента самолета следуют дополнительные этапы. Например, осуществляются этапы отслеживания состояния самолетного парка и идентификации тенденций парка в том, как они связаны с дефектами, изъянами и недостатками, присутствующими в одной из областей компонента или субкомпонента. В качестве другого примера, осуществляется этап, предназначенный для автоматической электронной передачи данных, цифрового изображения и статистического анализа в технические компьютерные системы для технического анализа. В других вариантах осуществления настоящего изобретения определенные данные, цифровые изображения и статистический анализ отправляются в правительственный регулирующий орган (например, в Федеральное управление авиации) для соответствия требованиям регулирующей отчетности. Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения правила булевой логики дополнительно могут применяться для проведения упреждающего анализа. В приведенном выше примере, наложение некоторых дефектных свойств на цифровом модельном изображении и статистический анализ левого и правого передних кессонов позволяет выполнять на основе технического анализа некоторые типы упреждающего анализа, такие как определение необходимости в запрете подниматься в воздух для парка, ограничении эксплуатационного порога для парка и определение для парка цикла технического обслуживания (например, каждые 6 мес. или каждые 12 мес.). Специалисты в данной области примут во внимание, что приведенный выше пример F-15C аналогично применим к парку F-35A, где роботизированная система лазерного УЗ-контроля используется для проверки носка правого крыла самолетов-кандидатов в парке самолетов F-35A. Упреждающий анализ и анализ тенденций для парка самолетов F-35A осуществляется способом, весьма сходным со способом,описанным выше для парка самолетов F-15C. Фиг. 15 показывает схему 1500 технологического процесса согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, предназначенного для разработки эталонной базы данных. Процесс 1500 включает этап 1502, включающий определение местоположения эталонного самолета определенной модели в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны. Например, самолет каждой модели и серии располагается в определенном месте с выровненными шинами передней опоры шасси и основных опор шасси. Компоненты/субкомпоненты самолета могут быть выровнены по линиям на полу. Другие самолеты-кандидаты той же самой модели и серии, проверяющиеся впоследствии, дополнительно будут применять эти линии на полу для грубого позиционирования. Затем самолет поднимается в определенное положение с использованием подъемников 205 (как показано на фиг. 3), что снимает нагрузку с шин и приводов. Таким образом, самолет становится фиксированным в определенном положении и больше не может перемещаться из-за изменения давления в шинах, приписываемого изменениям условий окружающей среды или потере гидравлического давления в приводах. Контурам, определяющим границы самолета, обучается один или несколько роботов, используемых в одной или нескольких системах NDI-контроля. Следующий этап, этап 1504, включает определение местоположения компонента или субкомпонента в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны так, чтобы в ходе последующей проверки самолетов-кандидатов определенной модели местоположение соответствующего компонента или субкомпонента в самолетах-кандидатах автоматически определялось в пространстве с использованием робота. На этом этапе роботы, связанные с системой NDI, предпочтительно обучаются по меньшей мере двум или большему количеству контуров компонента или субкомпонента. Этап 1506 включает обучение плану сканирования для компонента или субкомпонента расположенного в пространстве. На этом этапе плану сканирования обучается каждая из систем NDI, которая впоследствии реализуется для обнаружения дефектов в самолетах-кандидатах. Таким образом, процесс 1500 осуществляется для каждой из систем NDI, реализуемых для обнаружения дефектов, которые, в свою очередь, осуществляются с целью эффективного управления самолетным парком. Фиг. 17 показывает пример плана 1700 сканирования, разработанного для правого переднего кессона (например, переднего кессона 2604 а по фиг. 16) правого горизонтального стабилизатора (например,горизонтального стабилизатора по фиг. 16) с применением MNRS. План 1700 сканирования представлен на фиг. 17 в графической форме, т.е. в форме перемещения робота MNRS по оси 1704 Y относительно перемещения робота MNRS по оси 1702 X. На этапе 1506 по фиг. 15 робот MNRS обучается плану сканирования, сходному с планом по фиг. 17, и информация обучения сохраняется как часть эталонной базы данных. Линии 1706 отображают путь перемещения, вычерченный роботом MNRS по мере того, как он,в ходе проверки, сканирует правый передний кессон. Специалисты в данной области примут во внимание, что план 1700 сканирования представляет собой пример графического представления плана перемещения робота MNRS в течение последующего процесса проверки, и что план сканирования создается для каждого компонента и/или субкомпонента или для критических компонентов и/или субкомпонентов самолета-кандидата. Фиг. 18 показывает другой пример плана 1800 сканирования, разработанного для правого переднего кессона (например, переднего кессона 2604 а по фиг. 16) правого горизонтального стабилизатора (например, горизонтального стабилизатора 2604 по фиг. 16) с применением MXRS в отличие от примененияMNRS, как описано в связи с фиг. 17. Как и план 1700 сканирования, план 1800 сканирования дополнительно представлен на фиг. 18 в графической форме, т.е. как перемещение робота MXRS по оси 1804 Y относительно перемещения робота MXRS по оси 1802 X. Плану 1800 сканирования дополнительно обучается робот MXRS, и план сохраняется как часть эталонной базы данных. Линии 1806 отображают путь перемещения, вычерчиваемый роботом MXRS по мере того, как он в ходе проверки сканирует правый передний кессон. Для каждого роботизированного способа получения изображений, такого как нейтронный, рентгеновский или лазерный УЗ, планы сканирования отличаются из-за поля зрения и зоны, представляющей интерес, обусловленных типом конструкции самолета. Тем не менее, оси координат X и Y на компоненте/субкомпоненте или панели остаются одними и теми же. Как будет разъяснено позднее, это позволяет идентифицировать результаты каждого из способов контроля (например, рентгеновского, нейтронного,обратной геометрией и лазерного УЗ) на основном плане, позволяет накладывать результаты проверок с целью идентификации повреждения в нескольких местах, и позволяет скачивать результаты для каждого проверенного самолета с целью наложения на тот же компонент, субкомпонент или панель для определения анализа тенденций и состояния модели самолетного парка. Использование планов сканирования облегчает автоматическую проверку самолетных парков. Например, если система согласно настоящему изобретению обучена всему самолету, при осуществлении проверки планы сканирования для каждого способа NDI могут применяться на самолетах-кандидатах частично или целиком. Проверка компонента или субкомпонента с применением определенной системы NDI, среди прочего, создает отчет о дефектах для этого компонента или субкомпонента и для данной конкретной системыNDI. Отчет о дефектах содержит по меньшей мере один элемент, выбранный из группы, состоящей из категории дефекта, местоположения дефекта и размеров дефекта. Местоположение дефекта предпочтительно представляет собой местоположение дефекта проверенного компонента или субкомпонента в координатах (х, у). Для компонента или субкомпонента путем объединения одного или нескольких местоположений дефектов может быть сформирована карта дефектов. Сформированная таким образом, карта дефектов связана с определенной системой NDI, применяемой для обнаружения дефектов. Две или большее количество карт дефектов, каждая из которых генерируется отличающейся системой NDI, могут накладываться на единую карту, давая объединенную карту, служащую в качестве записи истории данного компонента или субкомпонента. Фиг. 19 показывает объединенную карту 1900 дефектов, полученную в результате наложения двух карт дефектов, полученных в результате проверки правого переднего кессона правого горизонтального стабилизатора с применением MXRS и MNRS. Объединенная карта 1900 представляет собой графическое представление, так как она показывает местоположение дефектов путем отсылки к их местоположениям на осях X и Y. Как показано на фиг. 19, объединенная карта 1900 содержит определенную на ней форму 1906 проверенного субкомпонента, т.е. правого переднего кессона правого горизонтального стабилизатора. Внутри формы 1906 представлен один или несколько дефектов. Объединенная карта 1900 предпочтительно дополнительно предусматривает легенду, предназначенную для передачи значения одного или нескольких символов или букв, размещенных в местоположении дефекта. Например, в одном из местоположений 1908 дефекта, помеченного как"М" и "m", и имеет координаты приблизительно (-5,-5), как MNRS, так и MXRS-контроль передает, что в данном местоположении присутствует влага. Фиг. 20 показывает конфигурацию 2000 объемной рентгено- и нейтронографии, которая может быть применена для создания базисного изображения, получаемого в ходе проверки компонента и/или субкомпонента. В данной конфигурации, для проверки субкомпонента 2002 используется радиографический источник 2004, который может представлять собой рентгенографический источник или нейтронографический источник. Источник 2004 излучения располагается по одну из сторон субкомпонента 2002 так, чтобы в ходе процесса получения изображения пучок излучения падал на субкомпонент. Детектор 2006 источника излучения, расположенный по другую сторону от субкомпонента 2002, обнаруживает излучение, проходящее через субкомпонент. В ходе процесса объемного измерения с целью создания трехмерного изображения дефекта источник 2004 излучения поворачивается вокруг центральной точки 2008 рабочего органа. Объемное измерение согласно одному и вариантов осуществления настоящего изобретения выполняется посредством прецизионного роботизированного кругового поворота. Прецизионный роботизиро- 15024739 ванный круговой поворот достигается путем поворота робота на 360 по кругу вокруг центральной точки рабочего органа, что приводит к аналогичному вращению источника 2004 и детектора 2006 излучения. Некоторые варианты осуществления настоящего изобретения включают двумерные ("2D") и трехмерные ("3D") способы и технологии по сбору данных и получению изображений. Данные, идентифицирующие размер дефекта или неисправности собираются по оси X, оси Y и оси Z. Аналоговая пленка и цифровые изображения захватывают и показывают дефект, или неисправность, в координатах X и Y. Когда идентифицирован дефект или неисправность, система способна поворачиваться по кругу вокруг центральной точки рабочего органа, или объекта, захватывая изображение центральной точки рабочего органа, или объекта, из, как минимум, восьми положений получения изображений или, по меньшей мере,каждые 45 по кругу. Трехмерные изображения могут воссоздаваться путем поворота по кругу вокруг центральной точки рабочего органа, или объекта, с захватом изображения центральной точки рабочего органа, или объекта, как минимум, из 16 положений получения изображения или, по меньшей мере, каждые 22,5 по кругу. Изображения со смежных проекционных систем затем подвергаются наложению друг на друга, давая трехмерное изображение. Для генерирования послойного изображения используется реконструкция, генерируемая компьютером. Местоположение дефекта, или неисправности, внутри компонента идентифицируется по расстоянию по оси X, оси Y и оси Z от начала системы координат X и Y объекта и слоям, в которых он находится, между самым внутренним слоем компонента и самым внешним слоем компонента. Данные, пленка и изображения, показывающие размер дефекта, или неисправности, и его местоположение внутри компонента, регистрируются с номером детали и серийным номером компонента, и компонент во время проверки регистрируется с бортовым номером самолета. Компоненты в течение срока их службы могут использоваться на нескольких самолетах путем демонтажа с одного самолета, ремонта или реконструкции, а затем помещения в запас ротируемых комплектующих для применения на каком-либо самолете, подвергающемся техническому обслуживанию и ремонту. Отображение изображений достигается с использованием двумерных и трехмерных отражающих или светопропускающих экранов, дисплеев или мониторов. Зритель может надевать стереоочки с активным оптическим затвором или пассивные поляризационные очки при просмотре на проекционных экранах, дисплеях и мониторах, требующих наличия указанных оптических устройств для глаз. Для выполнения этой задачи, планы рентгеновского и нейтронного сканирования модифицируются. Указанные способы могут применяться при захвате и просмотре таких изображений в реальном времени или со сдвигом во времени, как объемное измерение, обнаруживающее и обеспечивающее сбор данных и захват изображений длины, ширины и глубины дефекта, или неисправности, в материале конструкции. Способы сбора данных и захвата и просмотра изображений обычно используются при проверке компонентов самолетов, включающих многослойный металлический или композиционный материал конструкции. Данный способ идентифицирует размер и местоположение дефектов и неисправностей с целью отслеживания технического обслуживания компонентов, помощи в реализации предремонтных процедур, технологий ремонта и оценки послеремонтных процедур. Фиг. 21 А показывает сравнение карт дефектов двух компонентов, одной карты - для левого и второй карты - для правого горизонтального стабилизатора (например, карты для левого горизонтального стабилизатора 1604, помещенной рядом с картой для правого горизонтального стабилизатора, показанного на фиг. 16). Карта дефектов компонентов показывает левую область 2102 в левом носке левого горизонтального стабилизатора и соответствующую правую область 2104 в правом носке правого горизонтального стабилизатора. Левая область включает дефекты влажности, не обнаруживающиеся в соответствующей правой области 2104. Не желая ограничиваться теорией, присутствие таких дефектов в одной области, и их отсутствие во второй области, означает то, что указанные дефекты являются производственными дефектами. В результате анализ дефектов согласно настоящему изобретению обеспечивает цепь обратной связи с производственным процессом в отношении количества и типов дефектов, вносимых в ходе изготовления, и тогда процесс ремонта будет отличаться. Фиг. 21 А показывает, среди прочего, результаты подвижной проверки самолета, и сравнение сведений для компонентов левого и правого стабилизаторов. Заслуживает внимания то, что местоположения дефектов при сравнении не являются сходными. Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения техническое исследование изучает и определяет, почему определенные дефекты, такие как усталость, дефекты, возникающие в результате использования неподходящих материалов,и дефекты, возникающие в результате процесса изготовления и сборки, существуют вообще, или существуют в одной из областей, но не существуют в другой соответствующей области. Фиг. 21 В представляет собой табличное представление сводки дефектов, обнаруженных в правом горизонтальном стабилизаторе. Сводка дефектов разбивается по двум субкомпонентам, имеющим дефекты, расположенные с левой стороны, помещенные рядом с теми, которые находятся на соответствующей правой стороне самолета. Кроме того, для каждого субкомпонента дополнительно отслеживается и суммируется количество дефектов, принадлежащих к определенной категории дефектов (например,трещина клейкого вещества, окисление заполнителя, коррозия ячейки, щели, повреждение заполнителя,влага, коррозия обшивки и пустоты). Кроме того, сводка дефектов дополнительно предоставляет информацию в отношении количества дефектов, обнаруживаемых MXRS-контролем (показан на фиг. 21 В как"MX") и MNRS-контролем (показан на фиг. 21 В как "MN") Например, фиг. 21 В показывает, что количество ржавых ячеек, обнаруженных в левом заднем кессоне с применением MXRS равно 13, а с применением MNRS - 3. Считается, что значительная разница в результатах между MXRS- и MNRS-контролем допускает различные возможные выводы, и все они предоставляют информацию для процесса изготовления и ремонта. Фиг. 22 представляет пример анализа тенденций для 50 самолетов самолетного парка. Всевозможные компоненты и субкомпоненты представлены здесь в левом столбце, а в остальных столбцах представлен анализ для десяти, двадцати, тридцати, сорока и пятидесяти самолетов. Например, дефектные компоненты идентифицируются анализом тенденций для сорока самолетов. В том, что касается компонентов крыльев, анализ тенденций показывает, что дефектными являются 30% закрылков, 85% элеронов и 43,8% концевых обтекателей крыльев. Аналогично, для горизонтальных стабилизаторов анализ тенденций показывает, что дефектными являются 66,3% задних кессонов и 75% передних кессонов. Для вертикальных стабилизаторов анализ тенденций показывает, что дефектными являются 50% передних кессонов, 30% кессонов крыла и 55% задних кессонов. Как было упомянуто выше, для каждого компонента и/или субкомпонента фиг. 21 В представляет типы дефектов, обнаруживаемых в компонентах/субкомпонентах. В том, что касается, передних и задних кессонов горизонтального стабилизатора,фиг. 21 В показывает, что дефекты, в первую очередь, представляют собой центры влаги и коррозию обшивки. Как было упомянуто выше, анализ тенденций позволяет отслеживать состояние самолетного парка и идентифицировать тенденции парка, поскольку они относятся к дефектам, изъянам и недостаткам,присутствующим в области одного из компонентов или субкомпонентов. Указанный анализ основывается на изложении результатов по типу и местоположению дефектов. Там, где представляющим интерес компонентом являются горизонтальные стабилизаторы, было разъяснено, что указанные результаты могут накладываться на цифровое модельное изображение левого и правого горизонтальных стабилизаторов, позволяя визуально идентифицировать и статистически анализировать тенденции для технического анализа. Правила булевой логики, применяемые для типа дефекта, серьезности дефекта и частоты дефекта (статистически отслеживаемое состояние), способствуют прогнозированию или, в альтернативном варианте, проектированию действий по техническому обслуживанию с целью эффективного управления самолетным парком. Действия по техническому обслуживанию согласно настоящему изобретению включают в качестве неограничивающих примеров запрет полетов для самолетного парка, ограничение эксплуатационных порогов, управляющие полетными нагрузками, и электронный запуск планирования, выполнения и отчета о техническом обслуживании. В других вариантах осуществления настоящего изобретения правила булевой логики определяют рекомендуемую частоту проверок для отслеживания состояния дефектов парка (например, рост дефектов) и/или план технологической обработки при техническом обслуживании или ремонте. Приведенный ниже алгоритм булевой логики основывается на результатах анализа тенденций и отображает пример плана технического обслуживания и технологической обработки, реализованного согласно настоящему изобретению для парка обслуживаемых летательных аппаратов F-15C (именуемого ниже как "Парк F-15C"): Если для LHS Парка F-15C SC или =5 и если ML8%, то для ТСТО LHS Парка F-15C XI и NI=12 иML8%, то для LHS летательного аппарата F-15C ALC-RR890526-01; и если ML10%, то для летательного аппарата F-15C Т=80%; и тогда для Парка F-15C XI и NI=60 и ALC-M890538-00; Если для LHS Парка F-15C SC5, если ML8%, то для летательного аппарата F-15 С ALC-R89044401 и если ML8%, то для LHS летательного аппарата F-15C ALC-RR890526-01, и если ML10%, то для летательного аппарата F-15C Т=80%, и тогда для Парка F-15C XI и NI=60 и ALC-M890538-00. Согласно данному алгоритму, если коррозия обшивки (обозначенная выше как "SC") обнаруживается в левом горизонтальном стабилизаторе ("LHS") у 10% или большей доли 50 летательных аппаратовF-15C ("Летательные аппараты F-15 С"), принадлежащих обслуживаемому парку летательных аппаратовF-15C, то для самолетного парка и конкретного самолета возможны различные рекомендуемые действия в зависимости от результатов измерений различных дефектов. Если потери материала ("ML") для парка в целом больше 8%, то планируется, что проверка посредством рентгеновского контроля ("XI") и нейтронного контроля ("NI") для парка летательных аппаратов F-15C в целом будет происходить в пределах 12 мес. согласно техническому заданию с указанием времени проведения работ ("ТСТО") и плану технологической обработки ALC-I99061-02. Если потери материала меньше 8%, то для летательного аппаратаF-15C, удовлетворяющего условию потерь материала, предусматривается команда проведения ремонта пути вхождения при внедрении влаги в левом горизонтальном стабилизаторе согласно ALC-R890444-01. Для конкретного летательного аппарата, испытывающего потери материала больше 8%, левый горизонтальный стабилизатор планируется отремонтировать и заменить согласно плану технологической обработки ALC-RR890526-01. Кроме того, если потери материала для данного летательного аппарата имеют величину больше 10%, то для этого самолета предусматривается команда снижения эксплуатаци- 17024739 онного порога осевого давления ("Т") в полете до 80% от максимальной характеристики до тех пор, пока не будет выполнена замена левого горизонтального стабилизатора летательного аппарата F-15C. Для указанного состояния потерь материала, после ремонта левого горизонтального стабилизатора согласно плану технологической обработки ALC-R890444-01 или замены и ремонта согласно плану технологической обработки ALC-RR890526-01, так как данный случай может находиться в пределах двенадцатимесячного цикла технического обслуживания, планируется, что проверка посредством рентгеновского контроля ("XI") и нейтронного контроля ("NI") для всего парка летательных аппаратов F-15C будет происходить впоследствии в пределах 6 мес. согласно плану технологической обработки ALC-M890538-00. В том же примере, если коррозия обшивки обнаруживается в левом горизонтальном стабилизаторе менее чем у 10% из 50 летательных аппаратов парка летательных аппаратов F-15C, и если потери материала для парка летательных аппаратов F-15C меньше 8%, то предусматривается команда ремонта пути вхождения при внедрении влаги в левом горизонтальном стабилизаторе каждого из обнаруженных летательных аппаратов F-15C согласно ALC-R890444-01. Для конкретного летательного аппарата F-15C, испытывающего потери материала более 8%, планируется ремонт и замена левого горизонтального стабилизатора согласно плану технологической обработки ALC-RR890526-01. Кроме того, если потери материала для данного летательного аппарата имеют величину более 10%, предусматривается команда снижения эксплуатационного порога осевого давления в полете для данного летательного аппарата до 80% от максимальной характеристики до выполнения замены левого горизонтального стабилизатора. При таком состоянии потерь материала, после ремонта левого горизонтального стабилизатора согласно плану технологической обработки ALC-R890444-01 или замены и ремонта согласно плану технологической обработки ALC-RR890526-01, так как данный случай может находиться в пределах двенадцатимесячного цикла технического обслуживания, планируется, что проверка посредством рентгеновского контроля("XI") и нейтронного контроля ("NI") для всего парка летательных аппаратов F-15 С будет происходить впоследствии в пределах 6 мес. согласно плану технологической обработки ALC-M890538-00. Планы технологической обработки ALC-I99061-02, ALC-R890444-01, ALC-RR890526-01 и ALCM890538-00 состоят из цифровых таблиц, управляемых программно. Указанные таблицы, как правило,состоят из процедур и процессов ремонтной базы, необходимых для проверки, технического обслуживания и ремонта. Кроме того, указанные таблицы дополнительно могут содержать цифровые подтаблицы требуемых и взаимосвязанных ресурсов ремонтной базы. Примеры взаимосвязанных ресурсов ремонтной базы включают в качестве неограничивающих примеров средства, оборудование, рабочую силу, человекочасы, продолжительность технического обслуживания, прямые и непрямые издержки, и дополнительно их применение в процессе проверки, технического обслуживания и ремонта. Например, управляемая таблицей процедура для ALC-RR890526-01, выбирающаяся автоматически при реализации правил булевой логики, включает: (а) идентификацию ремонтных процедур и/или разработку новых или дополнительных процедур; (b) идентификацию материалов, прямо или косвенно необходимых для ремонта; (с) идентификацию каких-либо специальных инструментов и оборудования, необходимых для ремонта; (d) идентификация или определение сертификации и тренировочных нужд ремонтных бригад механиков, техников и специалистов для удовлетворения ремонтных процедур; (е) планирование разработки прототипа для ремонтных процедур; (f) идентификацию или разработку технических данных для процессов; (g) идентификацию количества комплектующих, имеющихся в наличии;(h) проверка комплектующих на наличие дефектов, как в Примере 1 А; (i) ремонт дефектных комплектующих при их подготовке в качестве заменяемых деталей; (j) повторная проверка всех отремонтированных комплектующих на предмет надлежащего ремонта; (k) идентификацию или определение графика ремонтных работ с целью планирования ресурсов; (l) планирование требуемых средств, оборудования,инвентаря, материалов и человеческих ресурсов; (m) планирование ввода самолетного парка на ремонт в ремонтной базе; (n) планирование бюджета ремонта; (о) ввод самолетного парка на ремонт горизонтальных стабилизаторов; (р) ремонт демонтированного левого или правого горизонтального стабилизатора;(q) проверка отремонтированного левого или правого горизонтального стабилизатора на наличие дефектов перед его помещением в запас комплектующих. Фиг. 23 А показывает процесс 2300 проверки самолета согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, требующему устранения дефектного компонента или субкомпонента. В данном варианте осуществления изобретения процесс 2300, обладающий признаками изобретения, начинается на этапе 2302. Этап 2302 включает определение местоположения самолета-кандидата,подвергающегося проверке посредством одной или нескольких систем NDI, в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны. Затем, этап 2304 включает определение местоположения компонента или субкомпонента самолета-кандидата в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны. Когда положение в пространстве самолета и его компонента или субкомпонента определено, одна или несколько систем NDI находятся в положении начала этапа сканирования. Этап 2306 включает сканирование компонента или субкомпонента в соответствии с планом сканирования, разработанным для этого компонента или субкомпонента. Как было упомянуто выше, каждый робот, связанный с системойNDI, обучен плану сканирования (например, на этапе 1506 по фиг. 15) в ходе предшествующего процесса формирования эталонной базы данных. Этап 2308 включает идентификацию дефектов для генерирования отчета о дефектах (например,представления категории, местоположения и размеров каждого дефекта) для компонента или субкомпонента и/или для разработки базиса для компонента или субкомпонента. На следующем этапе 2310 исследуется, присутствуют ли какие-либо дефекты, нуждающиеся в устранении. Как было упомянуто выше,для определения действий по техническому обслуживанию с устранением неисправностей или ремонту дефекты предпочтительно оцениваются в сравнении с предварительно определенными критериями принятия или непринятия. Если определено, что ни один из идентифицированных дефектов не нуждается в устранении, то процесс 2300 переходит к этапу 2312, включающему отслеживание дефектов в течение некоторого промежутка времени, когда осуществляются такие проверки, как проверки, описанные выше. Отслеживание включает слежение за ростом дефектов в длину, ширину и глубину. Однако если определено, что один или несколько дефектов нуждаются в устранении, то процесс 2300 переходит к этапу 2314, включающему извлечение из самолета компонента или субкомпонента нуждающегося в ремонте. Различные процессы, связанные с процессом 2300 после этапа 2314, представлены на фиг. 23 В. Согласно фиг. 23 В, этап 2316 следует за этапом 2314 (по фиг. 23 А) и включает ремонт компонента или субкомпонента с целью устранения дефекта (дефектов). Следующий этап, этап 2318, включает разработку плана сканирования "вне самолета" для отремонтированного компонента, или отремонтированного субкомпонента, и сохранение в базе данных плана сканирования "вне самолета" так, чтобы он был связан с серийным номером отремонтированного компонента, или отремонтированного субкомпонента. План сканирования "вне самолета" выглядит аналогично планам сканирования по фиг. 17 и 18. Однако,как видно из названия, план сканирования "вне самолета" разрабатывается тогда, компонент, или субкомпонент, находится вне самолета. Тогда осуществляется этап 2320, включающий проверку компонента или субкомпонента с целью определения того, надлежащим ли образом был устранен дефект. Этап 2322 исследует, надлежащим ли образом устранен дефект. Если определено, что дефект не был устранен надлежащим образом, то процесс возвращается к этапу 2316, где ремонт осуществляется снова. За этапом 2316 следуют этапы 2318, 2320 и 2322. Таким образом, этапы 2316, 2318, 2320 и 2322 могут осуществляться в соответствии с циклом, показанным на фиг. 23 В до тех пор, пока все дефекты не будут устранены надлежащим образом. Однако если определено, что дефект был устранен надлежащим образом, то процесс 2300 переходит вперед к этапу 2324, где осуществляется другое исследование. На этапе 2324 выясняется, следует ли на этой стадии установить на самолет надлежащим образом отремонтированный компонент, или надлежащим образом отремонтированный субкомпонент. Иными словами, этап 2324 выясняет, следует ли вместо отремонтированного компонента, или отремонтированного субкомпонента, установить на самолет-кандидат другой компонент или субкомпонент. Указанное исследование может осуществляться по множеству причин. Например, если процесс ремонта является длительным и отнимающим много времени, на самолет-кандидат устанавливается другой компонент или субкомпонент из запаса, и, таким образом, самолет-кандидат немедленно возвращается в рабочее состояние. Если на этапе 2324 определено, что на этой стадии на самолет-кандидат следует установить отремонтированный компонент или субкомпонент то процесс 2300 переходит к этапу 2332, требующему установки отремонтированного компонента или отремонтированного субкомпонента на самолет. Затем на этапе 2334 заново разработанный план сканирования для отремонтированного компонента или отремонтированного субкомпонента вносится в общий план сканирования для самолета. В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения этап 2334 осуществляется путем приписывания плана сканирования, разработанного для отремонтированного компонента или отремонтированного субкомпонента бортовому номеру самолета-кандидата. Если на этапе 2324 определено, что на данной стадии отремонтированный компонент или субкомпонент не нужно устанавливать на самолет-кандидат, то процесс 2300 переходит к этапу 2326, требующему сохранения отремонтированного компонента или отремонтированного субкомпонента в инвентаре. Затем на этапе 2328 отремонтированный компонент или отремонтированный субкомпонент устанавливается на другой самолет, отличающийся от самолета, из которого был извлечен этот компонент или субкомпонент как упоминается на этапе 2314 по фиг. 23 А. Этап 2330 включает внесение заново разработанного плана сканирования для отремонтированного компонента или отремонтированного субкомпонента в общий план сканирования для самолета, в котором устанавливается отремонтированный компонент или отремонтированный субкомпонент. Как результат, для последующей проверки самолета существует обновленная эталонная база данных, предназначенная для эффективной идентификации дефектов. Фиг. 24 А показывает схему технологического процесса для процесса 2400 проверки самолета согласно одному из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения, не требующего извлечения дефектного компонента или субкомпонента. Процесс 2400 предпочтительно начинается на этапе 2402, включающем определение местоположе- 19024739 ния самолета-кандидата, подвергающегося проверке посредством одной или нескольких систем NDI, в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны. На этапе 2402 путем сравнения текущего местоположения самолета с эталонным местоположением самолета выполняется смещение самолета. Эталонное местоположение самолета предпочтительно сохранено как часть эталонной базы данных для самолета. Смещение предпочтительно отображает разность между текущим положением самолета и эталонным положением самолета. Следующий этап, этап 2404, включает определение местоположения компонента или субкомпонента самолета-кандидата в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны. Как и этап 2402, этап 2404 дополнительно выполняется как смещение. Однако на этапе 2404 смещение можно назвать "смещением компонента" или "смещением субкомпонента" так как оно получается в результате сравнения текущего местоположения компонента или субкомпонента и эталонным местоположением компонента или субкомпонента хранящимся в эталонной базе данных. Затем с целью сканирования компонента или субкомпонента согласно плану сканирования, разработанному для этого компонента или субкомпонента, этап 2406 осуществляется так, чтобы план сканирования компенсировал смещение компонента или субкомпонента. Иными словами, план сканирования инициируется тогда, когда начало отсчета (т.е. точка с нулевыми координатами) компонента или субкомпонента расположенного в пространстве, устанавливается исходя из смещений компонента или субкомпонента. Следующий этап, этап 2408, включает идентификацию объектов с целью генерирования отчета о дефектах (например, отображающего категорию, местоположение и размеры каждого дефекта) для компонента или субкомпонента и/или для разработки базиса для компонента или субкомпонента. Отчет о дефектах и/или базис, полученный из этапа 2408, на этапе 2410 архивируется так, чтобы позднее можно было провести анализ тенденций на данных, собранных в ряду самолетов, или провести сравнение базисов для компонента или субкомпонента. После этапа 2408 исследуется, присутствуют ли какие-либо дефекты, нуждающиеся в устранении. Если определено, что ни один из идентифицированных дефектов не нуждается в устранении, то процесс 2400 переходит к этапу 2414, включающему отслеживание дефектов в течение некоторого промежутка времени, когда осуществляются такие же проверки, как и описанные выше. Однако если определено, что один или несколько дефектов нуждаются в устранении, то процесс переходит к этапу 2416 (показанному на фиг. 24 В), включающему ремонт компонента или субкомпонента с целью устранения дефекта (дефектов). Следующий этап, этап 2418, осуществляется и включает проверку компонента или субкомпонента для определения того, надлежащим ли образом устранен дефект. Этап 2420 исследует, надлежащим ли образом был устранен дефект. Если определено, что дефект не был устранен надлежащим образом, то процесс 2400 возвращается к этапу 2416 ремонта. Таким образом, этапы 2416, 2418 и 2422 могут осуществляться в соответствии с циклом, показанным на фиг. 24 В, до тех пор, пока дефект (дефекты) не будет устранен (устранены) надлежащим образом. Однако если определено, что дефект был устранен надлежащим образом, то процесс 2400 может завершаться на этапе 2422, включающем сохранение в базе данных результатов плана сканирования для общего плана сканирования самолета. В предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения этап 2422 осуществляется путем приписывания плана сканирования бортовому номеру самолета. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения, когда отремонтированный компонент прошел последующую проверку (т.е. на исследование на этапах 2322 (по фиг. 23) и 2420 (по фиг. 24) дан утвердительный ответ), архивные данные и изображения приписываются и регистрируются по данным конкретным компонентом по номеру детали и серийному номеру компонента и по бортовому номеру самолета, на котором он установлен. На протяжении всего срока службы, идентификация всех компонентов, проверенных системами, не затрагивающими самолет, и компонентными системами, архивируются и индексируются по бортовому номеру, номеру детали и серийному номеру. Запасные комплектующие проверяются перед установкой и, в конечном итоге, идентифицируются и индексируются по бортовому номеру конкретного самолета. Заслуживает внимания то, что подъем на домкрате самолетов-кандидатов, подвергаемых проверке,с целью стабилизации абсолютно не является необходимым. В указанных случаях, самолет может быть расположен в роботизированной рабочей зоне по линиям разметки на полу с погрешностью в 8 дюймов. Робот затем стремится определить местоположение видимых контуров самолета. Когда местоположение определено, робот автоматически распознает, где в системе отсчета находился самолет, которому он обучен, и где располагается следующий серийный самолет. Как было разъяснено выше, это называется смещением и является ясным для системных операторов. Точность плана сканирования предпочтительно составляет 0,120 тысячных дюйма для всех серийных самолетов. При условии, что не существует двух в точности одинаковых самолетов, системный оператор может посредством координатной ручки вручную точно устанавливать робота в начало координат для всех без исключения компонентов или субкомпонентов, допуская точность сканирования приблизительно 0,120 тысячных для каждого компонента или субкомпонента от самолета к самолету. Для прецизионного измерения и оценки дефектов, ручная уста- 20024739 новка дополнительно может выполняться путем центрирования на конкретном дефекте. Данное описание раскрытых особенностей настоящего изобретения представлено для того, чтобы позволить любому специалисту в данной области осуществить или использовать настоящее изобретение. Для специалистов в данной области будут ясно выражены различные модификации указанных особенностей, а общие принципы, определенные в данном описании, могут быть применены к другим особенностям без отступления от духа или объема изобретения. Кроме того, должно быть ясно, что к изобретению, описанному таким образом, могут обращаться многочисленные конструкционные модификации и адаптации без отступления от объема и справедливого смысла различных вариантов осуществления настоящего изобретения, как оно изложено выше в данном описании и описано ниже в данном описании посредством формулы изобретения. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Способ разработки эталонной базы данных для конкретного способа неразрушающего контроля,отличающийся тем, что указанный способ разработки эталонной базы данных включает определение местоположения эталонного самолета определенной модели в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны; определение местоположения компонента или субкомпонента в пространстве в пределах указанной роботизированной рабочей зоны таким образом, чтобы в ходе последующей проверки ряда самолетовкандидатов указанной определенной модели на наличие дефектов местоположение в пространстве соответствующего компонента или субкомпонента в каждом из самолетов-кандидатов указанного ряда самолетов-кандидатов автоматически определялось с использованием робота; обучение плану сканирования для указанного компонента или субкомпонента с определенным местоположением в пространстве каждой из систем неразрушающего контроля, впоследствии реализуемых для обнаружения дефектов в каждом самолете-кандидате из ряда самолетов-кандидатов. 2. Способ по п.1, дополнительно включающий сохранение в базе данных указанного плана сканирования для каждого указанного компонента или субкомпонента, где указанный план сканирования составляет часть указанной эталонной базы данных. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанное определение местоположения эталонного самолета в пространстве включает выравнивание шины передней опоры шасси или шины основной опоры шасси соответственно по центральной линии и линии на полу указанной роботизированной рабочей зоны; фиксацию указанного эталонного самолета; снятие нагрузки с шин или приводов указанного эталонного самолета; определение поточечного перемещения робота для приближения к указанному эталонному самолету так, чтобы указанный робот не сталкивался с внешним объектом или указанным эталонным самолетом; обучение робота с применением машинного зрения по меньшей мере двум контурам, определяющим границу указанного эталонного самолета так, чтобы в ходе указанной последующей проверки указанного ряда самолетов-кандидатов местоположение в пространстве каждого самолета-кандидата из указанного ряда самолетов-кандидатов автоматически определялось с применением указанного робота. 4. Способ по п.3, отличающийся тем, что указанное определение местоположения указанного компонента или указанного субкомпонента в пространстве включает обучение робота с применением механического зрения по меньшей мере двум контурам, определяющим границу указанного компонента или указанного субкомпонента; обучение указанного робота точкам регистрации на указанном компоненте или указанном субкомпоненте для определения формы указанного компонента или указанного субкомпонента с определенным местоположением в пространстве так, чтобы в ходе указанной последующей проверки указанного ряда самолетов-кандидатов положение в пространстве указанного соответствующего компонента или указанного субкомпонента в каждом самолете-кандидате из указанного ряда самолетов-кандидатов определялось автоматически с применением указанного робота; установку нулевой координаты в плоскости x-y для указанного компонента или указанного субкомпонента с тем, чтобы реализовать план сканирования, определенный для каждой системы неразрушающего контроля и для указанного компонента или указанного субкомпонента. 5. Способ по п.4, дополнительно включающий для каждого способа неразрушающего контроля установление значения для определения местоположения указанного компонента или указанного субкомпонента на оси z; выравнивание поворота в продольной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота в поперечной плоскости относительно горизонтальной оси, поворота относительно вертикальной оси для надлежащего центрирования на внутренних конструкциях. 6. Способ по п.1, отличающийся тем, что указанное обучение плану сканирования включает программирование указанного робота для следования определенному плану растрового сканирования в за- 21024739 висимости от системы неразрушающего контроля. 7. Система разработки эталонной базы данных для конкретного способа неразрушающего контроля,отличающаяся тем, что указанная система включает средства определения местоположения эталонного самолета определенной модели в пространстве в пределах роботизированной рабочей зоны; средства определения местоположения компонента или субкомпонента в пространстве в пределах указанной роботизированной рабочей зоны так, чтобы в ходе последующей проверки ряда самолетовкандидатов указанной определенной модели на наличие дефектов местоположение в пространстве соответствующего компонента или субкомпонента в каждом из самолетов-кандидатов указанного ряда самолетов-кандидатов автоматически определялось в пространстве с использованием робота; средства обучения плану сканирования для указанного компонента или субкомпонента с определенным местоположением в пространстве каждой из систем неразрушающего контроля, впоследствии реализуемых для обнаружения дефектов в каждом самолете-кандидате из ряда самолетов-кандидатов. 8. Система по п.7, отличающаяся тем, что указанные средства определения местоположения эталонного самолета в пространстве и указанные средства определения местоположения в пространстве компонента или субкомпонента включают систему машинного зрения, связанную с каждой из реализованных систем неразрушающего контроля. 9. Система по п.7, отличающаяся тем, что средства обучения плану сканирования включают средства обучения источника электромагнитного излучения и детектора, где оба устройства сконфигурированы для отклоняющей системы, предусматривающей вращение вокруг по меньшей мере одной из осей: горизонтальной оси поворота в продольной плоскости, горизонтальной оси поворота в поперечной плоскости, вертикальной оси поворота, - указанного по меньшей мере одного из устройств, источника электромагнитного излучения и детектора, где указанная отклоняющая система включает первый и второй элементы, где указанный первый элемент служит опорой для указанного источника электромагнитного излучения и указанный второй элемент служит опорой для указанного детектора так, что расстояние между указанным источником электромагнитного излучения и указанным детектором является регулируемым.