ES2928656T3 - Sistema de detección de daños y método de detección de daños - Google Patents

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Abstract

Un sistema de detección de daños según una realización comprende una unidad de detección de cantidades físicas, una unidad de cambio de condiciones de vuelo y una unidad de detección de daños. La unidad de detección de cantidad física detecta la cantidad física de una estructura que constituye una aeronave mientras la aeronave está en vuelo. La unidad de cambio de condición de vuelo cambia la condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo especificada si la unidad de detección de cantidad física detecta la cantidad física de la estructura. La unidad de detección de daños determina si se han producido o no daños en la estructura sobre la base de la cantidad física detectada por la unidad de detección de cantidades físicas de la estructura de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo modificada. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de detección de daños y método de detección de daños
CAMPO
Las realizaciones descritas en el presente documento se refieren en general a un sistema de detección de daños y a un método de detección de daños.
ANTECEDENTES
Cuando se daña un cuerpo de una aeronave es importante detectar el daño con prontitud. Por lo tanto, se proponen varias técnicas para detectar daños que se originan en un cuerpo de una aeronave (por ejemplo, consulte la publicación de solicitud de patente japonesa JP2011-194974 A y la publicación de la solicitud de patente japonesa JP2008-536756 A). Por ejemplo, se propone una técnica para detectar daños mediante la detección de una onda ultrasónica con un sensor dispuesto en un objeto estructural que compone una aeronave. El documento US 2011/245999 A1 describe un sistema y un método para variar automáticamente una envolvente de vuelo de una aeronave basándose en una salud material de la aeronave y un entorno de vuelo.
Aunque las técnicas de detección de daños convencionales son adecuadas para un examen de aeronaves en tierra, son difíciles de detectar daños con gran precisión durante un vuelo. Esto se debe a que se originan tensiones en los objetos estructurales que componen una aeronave debido a factores que incluyen movimientos y vibraciones del cuerpo de la aeronave, además del daño durante el vuelo de la aeronave.
En consecuencia, un objeto de la presente invención es hacer posible detectar daños de una aeronave durante un vuelo con mayor precisión.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se define en las reivindicaciones.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS
En los dibujos adjuntos:
La figura 1 es un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la primera realización de la presente invención;
la figura 2 es un diagrama de flujo que muestra un ejemplo de flujo para determinar si se ha producido daño en el objeto estructural de una aeronave durante el vuelo, en el modo de detección pasiva de daños, mediante el sistema de detección de daños mostrado en la figura 1;
la figura 3 es un diagrama de flujo que muestra un ejemplo de flujo para determinar si se han producido daños en el objeto estructural de una aeronave durante el vuelo, en el modo de detección de daños activo, mediante el sistema de detección de daños mostrado en la figura 1;
la figura 4 es un diagrama de secuencia que muestra un ejemplo de flujo para actualizar una misión de una aeronave cuando se han detectado daños en el flujo que se muestra en la figura 2 o la figura. 3;
la figura 5 es un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la segunda realización de la presente invención; y
la figura 6 un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la tercera realización de la presente invención.
DESCRIPCIÓN DETALLADA
Un sistema de detección de daños y un método de detección de daños según realizaciones de la presente invención se describirán con referencia a los dibujos adjuntos.
(Primera Realización)
(Configuración y función)
La figura 1 es un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la primera realización de la presente invención.
Un sistema de detección de daños 1 determina si un objeto estructural 2 que compone una aeronave está dañado o no durante un vuelo. El sistema de detección de daños 1 tiene una unidad de detección de cantidad física 3, una parte de cambio de las condiciones de vuelo 4, una parte de detección de daños 5 y un almacenamiento 6.
La unidad de detección de cantidades físicas 3 detecta cantidades físicas del objeto estructural 2 que compone una aeronave durante el vuelo de la aeronave. Las cantidades físicas a detectar mediante la unidad de detección de cantidades físicas 3 pueden ser cantidades físicas deseadas que cambian cuando el objeto estructural 2 ha sido dañado. Ejemplos de cantidades físicas típicas y fácilmente detectables, que cambian cuando el objeto estructural 2 se ha dañado, incluyen cantidades de tensión, vibraciones y aceleraciones del objeto estructural 2. Por lo tanto, al menos una de las cantidades de tensión, vibraciones y aceleraciones del objeto estructural 2 se detecta mediante la unidad de detección de cantidades físicas 3.
Dado que una vibración es un cambio de tiempo en una cantidad de tensión de un minuto, una vibración también puede detectarse como un cambio de tiempo en una cantidad de tensión de un minuto. Es decir, una vibración también es detectable detectando un cambio de tiempo de una cantidad de deformación con una resolución de tiempo apropiada.
Aunque a continuación se describirá principalmente un caso de ejemplo en el que la unidad de detección de cantidades físicas 3 detecta cantidades de tensión del objeto estructural 2, es similar cuando se detectan cantidades físicas, tales como aceleraciones, distintas de las cantidades de tensión.
La parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 tiene la función de cambiar al menos una condición de vuelo de una aeronave, que incluye al menos uno de un factor de carga, una velocidad aerodinámica y una velocidad angular de la aeronave, en una condición de vuelo específica cuando una cantidad física del objeto estructural 2 se ha detectado mediante la unidad de detección de cantidades físicas 3. La parte de detección de daños 5 tiene una función para determinar si el objeto estructural 2 se ha dañado o no, en base a las cantidades físicas detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo modificada. Obsérvese que una causa principal de daño en el objeto estructural 2, tal como un ala de un avión, es una colisión de un pájaro o granizo.
El almacenamiento 6 almacena cantidades físicas, tales como cantidades de tensión, del objeto estructural 2 de una aeronave correspondientes a al menos una condición de vuelo específica de la aeronave y el estado en el que el objeto estructural 2 no está dañado, relacionando las cantidades físicas con la condición de vuelo específica correspondiente. Específicamente, el almacenamiento 6 almacena al menos una condición de vuelo de una aeronave relacionada con cantidades físicas generadas en el objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la al menos una condición de vuelo sin daños. En la práctica, las condiciones de vuelo relacionadas con conjuntos de cantidades físicas respectivamente se almacenan en el almacenamiento 6. Por lo tanto, el almacenamiento 6 funciona como una base de datos que muestra una relación entre las condiciones de vuelo y los conjuntos de cantidades físicas, tal como las cantidades de tensión del objeto estructural 2.
Cuando las cantidades de tensión del objeto estructural 2 son detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3, la unidad de detección de cantidades físicas 3 puede estar compuesta por osciladores ultrasónicos 3A, sensores vibratorios 3B, una parte de detección de tensión 3C y una parte de control ultrasónico 3D, como se ejemplifica en la figura 1. Obsérvese que, también en el caso de detectar vibraciones del objeto estructural 2, las vibraciones pueden detectarse con la configuración ejemplificada en la figura 1, ya que cada vibración puede detectarse como un cambio en la cantidad de tensión con una alta frecuencia, como se mencionó anteriormente. Cuando se detectan aceleraciones del objeto estructural 2, la unidad de detección de cantidades físicas 3 puede estar compuesta por sensores de aceleración que detectan las aceleraciones del objeto estructural 2 respectivamente, en lugar de los sensores vibratorios 3B.
Cada uno de los osciladores ultrasónicos 3A es un elemento, tal como un actuador, que hace oscilar una onda ultrasónica hacia el objeto estructural 2 para propagar la onda ultrasónica en el objeto estructural 2. Cada uno de los sensores vibratorios 3B es un sensor para recibir una onda ultrasónica que se propaga en el objeto estructural 2. Cada sensor vibratorio 3B puede estar compuesto por un sensor de fibra óptica, tal como un sensor FBG (rejilla de Bragg de fibra) o un sensor PS-FBG (FBG de cambio de fase), que detecta una vibración, tal como como una vibración ultrasónica, como un cambio en la cantidad de tensión con una alta frecuencia, además de un transductor ultrasónico como un sensor acústico. Cuando el sensor vibratorio 3B está compuesto por un sensor de fibra óptica, se instalan elementos ópticos necesarios, tal como una fuente de luz y un filtro de luz.
La parte de detección de tensión 3C tiene una función para detectar cantidades de tensión del objeto estructural 2 basándose en cambios de formas de onda ultrasónicas, recibidas por los sensores vibratorios 3B respectivamente, desde una forma de onda de referencia o formas de onda de referencia. Más específicamente, se puede obtener previamente como forma de onda de referencia una forma de onda de onda ultrasónica que se haya propagado en el objeto estructural 2 sin deformaciones. Además, una relación entre una cantidad de tensión y una cantidad de cambio en la forma de onda de una onda ultrasónica, que se ha propagado en el objeto estructural 2 con tensiones, a partir de la forma de onda de referencia puede obtenerse previamente mediante examen o similar. Por lo tanto, las cantidades de tensión que se originaron en el objeto estructural 2 pueden detectarse observando formas de onda de ondas ultrasónicas que se propagaron en el objeto estructural 2.
Un objeto a calcular como una cantidad de cambio en una forma de onda ultrasónica puede ser un índice, tal como una amplitud de la forma de onda ultrasónica, un valor integral (área) de la forma de onda ultrasónica en la dirección del tiempo, el valor máximo de la forma de onda ultrasónica, o un valor promedio de la forma de onda ultrasónica. Con el fin de reducir el ruido superpuesto a una señal de salida de cada uno de los sensores vibratorios 3B, se puede aplicar el procesamiento de señal necesario, tal como el procesamiento de promediado y filtrado. Cuando se aplica el promedio, la oscilación y la detección de una onda ultrasónica se repiten varias veces.
Un área del objeto estructural 2 en la que la parte de detección de tensión 3C puede detectar cantidades de tensión es un área que puede propagar una onda ultrasónica y en la que cada sensor vibratorio 3B puede recibir la onda ultrasónica propagada con una intensidad suficiente. Por lo tanto, disponer una pluralidad de osciladores ultrasónicos 3A y una pluralidad de sensores vibratorios 3B a intervalos apropiados, como se ejemplifica en la figura 1, permite cubrir una amplia zona del objeto estructural 2.
Debe tenerse en cuenta que un sistema que diagnostica la solidez de la estructura mediante un sensor incorporado en una aeronave se conoce como sistema de Monitorización de Salud Estructural (SHM).
La parte de control ultrasónico 3D controla el accionamiento de los osciladores ultrasónicos 3A. Se puede proporcionar una función para cambiar al menos una de la amplitud y la frecuencia de una onda ultrasónica que oscila desde cada oscilador ultrasónico 3A para la parte de control ultrasónico 3D. Cuando se puede cambiar la amplitud y la frecuencia de una onda ultrasónica que oscila desde cada oscilador ultrasónico 3A, es posible hacer oscilar la onda ultrasónica en condiciones adecuadas para la detección de daños del objeto estructural 2. Por ejemplo, cuando una amplitud o una frecuencia de una onda ultrasónica aumenta, resulta fácil detectar la onda ultrasónica por cada sensor vibratorio 3B.
Cuando cada sensor vibratorio 3B dispuesto sobre el objeto estructural 2 está compuesto por un sensor de tensión, tal como un sensor de fibra óptica, que puede detectar una tensión estática, pueden detectarse las tensiones que se originan debido al daño en el objeto estructural 2. En ese caso, la parte de detección de tensión 3C puede detectar cantidades de tensión del objeto estructural 2 basándose en señales de salida de sensores de tensión, tal como sensores de fibra óptica. Por lo tanto, las cantidades de tensión pueden ser detectadas por los sensores vibratorios 3B, que también pueden usarse como sensores de tensión, desactivando las operaciones de los osciladores ultrasónicos 3A.
Cuando se detectan cantidades de tensión del objeto estructural 2 en la parte de detección de tensión 3C, es posible determinar si el objeto estructural 2 se ha dañado, basándose en las cantidades de tensión. Durante el vuelo de la aeronave, también originan tensiones debido a vibraciones y deformaciones del objeto estructural 2. Por lo tanto, es necesario distinguir si las tensiones del objeto estructural 2 se deben a daños o debido a vibraciones y deformaciones del objeto estructural 2. En otras palabras, las tensiones causadas por vibraciones y deformaciones del objeto estructural 2 actúan como una perturbación de vuelo como un ruido en una detección de tensión para detectar daños. Por lo tanto, es necesario detectar tensiones provocadas por daños, mientras existan tensiones provocadas por una perturbación del vuelo, para detectar daños del objeto estructural 2 durante el vuelo de la aeronave.
Cuando el daño que se ha originado en el objeto estructural 2 es pequeño, las cantidades de tensión debidas al daño se vuelven relativamente menores que las cantidades de tensión debidas a las perturbaciones del vuelo, tales como vibraciones y deformaciones del objeto estructural 2. En tal caso, los cambios en las cantidades de tensión entre antes y después de que la generación de daño se vuelven pequeños, por lo que la detección del daño se vuelve difícil. Es decir, existe el riesgo de omisión de una detección de daños y una detección de daños incorrecta. Cuando el daño se detecta incorrectamente, se imponen restricciones de vuelo innecesarias, tal como bajar la altitud y reducir la velocidad. Por el contrario, cuando los daños pequeños se dejan como están y el vuelo se mantiene sin restricciones de vuelo, los daños pueden aumentar y amenazar la seguridad.
Por esa razón, el sistema de detección de daños 1 tiene la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 que cambia al menos una condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños cuando las tensiones del objeto estructural 2 han sido detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3. La parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 está configurada para obtener un resultado de detección de cantidades de tensión del objeto estructural 2 de la parte de detección de tensión 3C de la unidad de detección de cantidades físicas 3 y cambiar automáticamente al menos una condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños mediante el control del sistema de control de vuelo 7 de la aeronave cuando las cantidades de tensión no son lo suficientemente grandes para detectar el daño.
Mientras tanto, la parte de detección de daños 5 está configurada para obtener un resultado de detección de cantidades de tensión del objeto estructural 2, desde la parte de detección de tensión 3C de la unidad de detección de cantidades físicas 3 y detectar daños en función de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 cuando las cantidades de tensión son lo suficientemente grandes como para detectar el daño. Además, la parte de detección de daños 5 está configurada para determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2, en función de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3, del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo cambiada adecuada para la detección del daño.
Ejemplos de condiciones de vuelo adecuadas para la detección de daños incluyen una condición de vuelo en la que un cuerpo se vuelve inestable intencionalmente, además de una condición de vuelo estable en la que las perturbaciones del vuelo, tal como vibraciones y deformaciones del objeto estructural 2, se reducen. Ejemplos de condiciones de vuelo bajo las cuales un cuerpo se vuelve inestable intencionalmente incluyen una condición de vuelo bajo la cual se expande el daño en el objeto estructural 2 y una condición de vuelo bajo la cual aumentan las cantidades de tensión causadas por el daño en el objeto estructural 2.
Cuando una condición de vuelo de la aeronave cambia a una bajo la cual se expande el daño en el objeto estructural 2, el daño se expande. Es decir, los daños pequeños se pueden expandir volando la aeronave en condiciones de vuelo para balancear intencionalmente el cuerpo en una extensión sin peligro. Por lo tanto, las cantidades de tensiones causadas por el daño también se vuelven lo suficientemente grandes como para detectar el daño, y es posible detectar el daño con una precisión satisfactoria en la parte de detección de daños 5, en función de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 detectadas en la unidad de detección de cantidades físicas 3. Es decir, se hace posible determinar si se ha producido daño en el objeto estructural 2, basándose en un resultado de detección de las cantidades de tensión causadas por el daño expandido.
Cuando una condición de vuelo de la aeronave se cambia a una condición de vuelo en la que aumentan las cantidades de tensión causadas por el daño en el objeto estructural 2, las cantidades de tensión causadas por el daño pueden incrementarse hasta un grado que permita detectar el daño. Específicamente, incluso cuando los cambios en las cantidades de tensión causadas por el daño son demasiado pequeños para ser detectados en la parte de detección de tensión 3C, los cambios en las cantidades de tensión causadas por el daño pueden incrementarse mediante un vuelo en el que una carga en una extensión sin peligro se aplica intencionalmente sobre el cuerpo. Por lo tanto, la parte de detección de daños 5 se vuelve posible para determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 basándose en un resultado de detección de las cantidades de tensión incrementadas.
Mientras tanto, cuando una condición de vuelo de la aeronave se cambia a una condición de vuelo específica que se determina para reducir las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave, las cantidades de tensión causadas por el daño pueden aumentar en relación con las cantidades de tensión causadas por las perturbaciones del vuelo. Es decir, cuando la detección de las cantidades de tensión causadas por el daño es difícil debido a las perturbaciones del vuelo, la influencia de las perturbaciones del vuelo puede suprimirse mediante un vuelo estable, de manera que se puedan detectar los cambios en las cantidades de tensión causadas por el daño.
Alternativamente, una condición de vuelo de la aeronave puede cambiarse a una condición de vuelo específica en la que se conocen las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el vuelo de la aeronave. En este caso, las cantidades de tensión causadas por daños pueden detectarse como cantidades de variación de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave. Por lo tanto, no siempre es necesario cambiar una condición de vuelo para que se reduzcan las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el vuelo de la aeronave.
Estas condiciones de vuelo específicas adecuadas para la detección de daños pueden determinarse mediante exámenes, simulaciones o similares previamente y almacenarse en el almacenamiento 6. Luego, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 se configura para seleccionar y leer una condición de vuelo específica almacenada en el almacenamiento 6, y para cambiar la condición de vuelo actual de la aeronave a la condición de vuelo específica seleccionada.
Cuando se detecta daño al cambiar una condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo para hacer que el cuerpo sea inestable intencionalmente o, por el contrario, cuando una condición de vuelo de la aeronave se cambia a una condición de vuelo específica determinada de modo que las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causada por el vuelo de la aeronave se reducen, la condición de vuelo a cambiar se puede almacenar en el almacenamiento 6. Por lo tanto, una condición de vuelo de la aeronave se puede cambiar a la condición de vuelo específica almacenada en el almacenamiento 6 cuando una tensión del objeto estructural 2 que puede ser causada por daños ha sido detectada por la unidad de detección de cantidades físicas 3.
Una pluralidad de condiciones de vuelo de la aeronave también se pueden almacenar en el almacenamiento 6. En ese caso, cuando la unidad de detección de cantidades físicas 3 detecta una tensión del objeto estructural 2 que puede haber sido causada por daños, se puede cambiar una condición de vuelo a la condición de vuelo inicial adecuada para la detección de daños almacenada en el almacenamiento 6. Posteriormente, si la parte de detección de daños 5 aún no puede determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 aunque la aeronave vuele bajo la condición de vuelo inicial modificada, la condición de vuelo inicial modificada de la aeronave se puede cambiar a otra condición de vuelo específica.
Incluso cuando una condición de vuelo de la aeronave es la misma, la unidad de detección de cantidades físicas 3 puede detectar una tensión que tiene un tamaño suficiente para detectar daños cuando se cambia al menos una de una amplitud y una frecuencia de una onda ultrasónica que oscila desde el oscilador ultrasónico 3A. Por lo tanto, cuando aún no se puede determinar si el daño se ha originado en el objeto estructural 2 incluso si se cambia una condición de vuelo a una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños almacenada en el almacenamiento 6, al menos una de una amplitud y una frecuencia de una onda ultrasónica que oscila desde cada oscilador ultrasónico 3a puede cambiarse mediante el control de la parte de control ultrasónico 3D, durante el vuelo de la aeronave bajo la condición de vuelo específica modificada.
Luego, la parte de detección de daños 5 puede determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 en función de las cantidades de tensión detectadas en función de los cambios de una forma de onda de referencia, de formas de onda respectivas de ondas ultrasónicas que han oscilado desde cada oscilador ultrasónico 3A con cambios de al menos una de amplitud y frecuencia y se han propagado en el objeto estructural 2.
Debe tenerse en cuenta que los parámetros que consisten en una condición de vuelo de la aeronave, una amplitud de onda ultrasónica y una frecuencia de onda ultrasónica pueden cambiarse posteriormente hasta que se detecte una gran tensión, cuya cantidad sea suficiente para detectar daños. En ese caso, los parámetros se pueden cambiar en el orden deseado. Específicamente, cuando las cantidades de tensión del objeto estructural 2 no llegan a ser lo suficientemente grandes como para detectar daños, aunque se cambie la condición de vuelo de la aeronave, puede cambiarse una condición para la oscilación ultrasónica, tal como una amplitud, una frecuencia o similar de una onda ultrasónica. Por el contrario, cuando las cantidades de tensión del objeto estructural 2 no se vuelven lo suficientemente grandes como para detectar daño, incluso aunque se cambie una condición para la oscilación ultrasónica, se puede cambiar una condición de vuelo de la aeronave.
Por otro lado, cuando se detectan daños al cambiar una condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo específica donde se conocen las cantidades de tensión en el objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave, al menos una combinación que consiste en una condición de vuelo específica y cantidades de tensión generadas en el objeto estructural 2 en el caso de que la aeronave vuele bajo la condición de vuelo específica se almacena en el almacenamiento 6. En este caso, una tabla o una función que relaciona las condiciones de vuelo con conjuntos de cantidades de tensión en el objeto estructural 2 correspondiente a las condiciones de vuelo también se pueden almacenar en el almacenamiento 6.
Cuando una condición de vuelo específica y cantidades de tensión del objeto estructural 2 que están relacionadas entre sí se almacenan en el almacenamiento 6, la parte de detección de daños 5 puede determinar si se ha originado daño en el objeto estructural 2 en función de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo específica modificada y las cantidades de tensión, correspondientes al estado en el que no existe daño en el objeto estructural 2, relacionadas con la condición de vuelo específica modificada y almacenadas en el almacenamiento 6.
Específicamente, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por las perturbaciones del vuelo pueden cancelarse restando las cantidades de tensión, correspondientes al estado en el que no existe daño en el objeto estructural 2, de los valores reales medidos de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo específica. Como resultado, se pueden detectar las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el daño. En otras palabras, la parte de detección de daños 5 puede realizar una corrección que cancela las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por las perturbaciones del vuelo, a partir de los valores reales medidos de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo específica, utilizando datos de corrección que consisten en las cantidades de tensión correspondientes al estado donde no existe daño en el objeto estructural 2. Luego, la parte de detección de daños 5 puede determinar si se ha originado daño en el objeto estructural 2, basado en las cantidades de tensión corregidas del objeto estructural 2, con alta precisión.
Debe tenerse en cuenta que, incluso cuando la condición de vuelo de la aeronave es la misma, las grandes variaciones en la temperatura y la magnitud de la vibración del objeto estructural 2 provocan cambios en las cantidades de tensión del objeto estructural 2, que no son despreciables, dependiendo de la temperatura y de la magnitud de la vibración del objeto estructural 2. En particular, la rigidez del objeto estructural 2 cambia cuando cambia la temperatura del objeto estructural 2. Por lo tanto, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por las perturbaciones del vuelo cambian cuando cambia la temperatura del objeto estructural 2. En consecuencia, se puede almacenar un conjunto de cantidades de tensión del objeto estructural 2 para cada parámetro, tal como la temperatura, en lugar de almacenar un conjunto de cantidades de tensión del objeto estructural 2 para una condición de vuelo. Es decir, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 relacionadas con una combinación que consiste en una condición de vuelo adecuada para la detección de daños y un solo parámetro o una pluralidad de parámetros, tal como la temperatura y la vibración del objeto estructural 2, pueden almacenarse en el almacenamiento 6.
La aeronave típica tiene un grupo de sensores 8 para detectar temperaturas y vibraciones del objeto estructural 2. Los sensores típicos que componen el grupo de sensores 8 incluyen sensores de temperatura 8A, sensores de aceleración 8B y detectores de tensión 8C. Cuando se usa el sensor de temperatura 8A, se puede medir la temperatura del objeto estructural 2. Mientras tanto, el uso del sensor de aceleración 8B permite detectar una vibración como un cambio en el tiempo de la aceleración del objeto estructural 2. Además, el uso del detector de tensión 8C permite detectar una cantidad de deformación estática del objeto estructural 2 y un cambio en la cantidad de tensión con una baja frecuencia.
En consecuencia, la parte de detección de daños 5 puede determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2, basándose en al menos una de la temperatura del objeto estructural 2 obtenida del sensor de temperatura 8a instalado en el objeto estructural 2 de la aeronave, una aceleración del objeto estructural 2 obtenida del sensor de aceleración 8B instalado en el objeto estructural 2 de la aeronave y una cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenida del detector de tensión 8C instalado en el objeto estructural 2 de la aeronave.
Para un ejemplo concreto, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 relacionadas con una combinación de una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños y al menos un parámetro, tal como una vibración observada como un cambio de aceleración y una temperatura del objeto estructural 2, pueden obtenerse del almacenamiento 6, y las cantidades de tensión obtenidas pueden restarse de los valores medidos reales de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo específica. De ese modo, pueden calcularse los tamaños de las deformaciones generadas en el objeto estructural 2 causadas por el daño. Entonces, se puede determinar con alta precisión si se ha originado daño en el objeto estructural 2, basándose en los tamaños de las deformaciones generadas en el objeto estructural 2 causadas por el daño.
Cuando las aceleraciones del objeto estructural 2 son detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3, un valor real medido de aceleración del objeto estructural 2 detectado por el sensor de aceleración 8B se puede restar de cada uno de los valores reales medidos de aceleraciones del objeto estructural 2 detectados por la unidad de detección de cantidades físicas 3. De ese modo, se pueden obtener aceleraciones generadas en el objeto estructural 2 causadas por daño. En consecuencia, se puede determinar con alta precisión si se ha originado daño en el objeto estructural 2, basándose en las aceleraciones generadas en el objeto estructural 2 causadas por el daño.
Alternativamente, como otro ejemplo, los tamaños de las deformaciones generadas en el objeto estructural 2 causadas por daños también se pueden calcular restando los valores medidos reales de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 obtenidos de los detectores de tensión 8C, de los valores medidos reales de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 detectado por la unidad de detección de cantidades físicas 3.
La parte de detección de daños 5 puede detectar un tamaño de daño, un área en la que se produjo el daño, una posición en la que se produjo el daño, o similar, así como si se produjo el daño. Estas detecciones se pueden realizar en los métodos deseados. Por ejemplo, la existencia de daños se puede determinar basándose en si se detectó una tensión debida al daño con una cierta cantidad de tensión, como se mencionó anteriormente. Específicamente, cuando se determina que una tensión cuya cantidad es superior a un valor umbral determinado empíricamente o una tensión cuya cantidad no es inferior a un valor umbral determinado empíricamente es causada por un daño, se puede determinar que se ha producido un daño en el objeto estructural 2.
Cuando se obtiene previamente una relación entre los tamaños del daño y las cantidades de tensión del objeto estructural 2 mediante examen o similar, se puede estimar el tamaño del daño midiendo el tamaño de la tensión causada por el daño. Cuando se disponen una pluralidad de sensores vibratorios 3B sobre el objeto estructural 2 y se especifica cada sensor vibratorio 3B mediante el cual se detectó una tensión provocada por daño, se puede especificar un área donde se originó el daño. Además, cuando se analiza una distribución de cantidades de tensión detectadas por los sensores vibratorios 3B, se puede estimar una posición en la que se originó el daño. Alternativamente, también se puede especificar una posición o un área donde surgió el daño detectando el daño en detalle, con la conmutación del oscilador ultrasónico 3A que oscila una onda ultrasónica.
Cuando se ha detectado la existencia de daño, un tamaño de daño, un área o una posición de daño, y similares, pueden registrarse como resultado de la detección de daño. Además, las condiciones de vuelo, tales como la altitud y la velocidad, de la aeronave pueden restringirse en función del resultado de la detección de daños. Cuando la aeronave es una aeronave no tripulada, también se puede cambiar una misión de la aeronave no tripulada en función del resultado de la detección de daños. En ese caso, la restricción de las condiciones de vuelo y la actualización de una misión se pueden realizar automáticamente enviando señales de control a los sistemas necesarios, tal como el sistema de control de vuelo 7, desde la parte de detección de daños 5.
Debe tenerse en cuenta que, los ejemplos de misión para una aeronave no tripulada incluyen una trayectoria de vuelo para observación, fotografía, rociado de pesticidas o similares, un punto objetivo, un objetivo o similares. Incluso en el caso de una aeronave tripulada, una misión, tal como un destino, puede cambiarse en función del resultado de la detección de daños.
Cada elemento, que procesa una señal eléctrica, de los elementos que componen el sistema de detección de daños 1 mencionado anteriormente puede estar compuesto por un circuito eléctrico. Cada elemento que procesa información digital puede estar compuesto por un circuito electrónico consistente en un programa informático de lectura. Cuando se utiliza un sensor de fibra óptica como sensor vibratorio 3B, se emite una señal óptica desde el sensor vibratorio 3B. Por lo tanto, se pueden incluir elementos ópticos para procesar una señal óptica y un circuito de conversión fotoeléctrica para componer la unidad de detección de cantidad física 3. Cuando una señal eléctrica convertida de una señal óptica por el circuito de conversión fotoeléctrica se convierte en una señal digital para realizar el procesamiento de la señal, también se utiliza un convertidor A/D (analógico a digital) como elemento.
Además de los elementos descritos anteriormente, el sistema de detección de daños 1 puede tener un dispositivo de entrada 10 y una pantalla 11 como interfaz de usuario para configurar las condiciones de detección de daños y una interfaz de usuario para generar un resultado de detección de daños, respectivamente, según sea necesario.
Cuando la aeronave es una aeronave tripulada, un piloto puede establecer las condiciones de detección de daños, tal como el tiempo de detección de daños, un intervalo de detección de daños, si una onda ultrasónica oscila desde cada oscilador ultrasónico 3a para la detección de daños y el tiempo de oscilación de una onda ultrasónica, mediante la operación del dispositivo de entrada 10 durante el vuelo de la aeronave, por ejemplo. Por otra parte, cuando la aeronave es una aeronave no tripulada, las condiciones de detección de daños como se describe anteriormente también pueden establecerse mediante la operación del dispositivo de entrada 10 por un usuario de la aeronave antes del vuelo de la aeronave.
Cuando la aeronave es una aeronave tripulada, se puede mostrar un resultado de detección de daño en la pantalla 11. Mientras tanto, cuando la aeronave es una aeronave no tripulada, también se puede mostrar un resultado de detección de daño en la pantalla 11 para que un usuario de la aeronave pueda verificar el resultado de la detección del daño después del vuelo de la aeronave.
(Operación y Acción)
A continuación, se describirá un método de detección de daños de un objeto estructural de la aeronave mediante el sistema de detección de daños 1.
En primer lugar, se describirá un flujo en un caso en el que los sensores vibratorios 3B de la unidad de detección de cantidades físicas 3 están compuestos por sensores de tensión, tal como sensores de fibra óptica, y el daño en el objeto estructural 2 se detecta con operaciones de apagado de los osciladores ultrasónicos 3A. De aquí en adelante, se hace referencia a un modo en el que las cantidades de tensión generadas en el objeto estructural 2 son medidas por los sensores de tensión, sin ondas ultrasónicas oscilantes desde los osciladores ultrasónicos 3A, y la parte de detección de daños 5 detecta la existencia de daños en función de las cantidades de tensión medidas Se denomina un modo pasivo de detección de daños.
Por otra parte, un modo en el que las ondas ultrasónicas oscilan al activar las operaciones de los osciladores ultrasónicos 3A, las vibraciones de las ondas ultrasónicas que se han propagado en el objeto estructural 2 son detectadas por los sensores vibratorios 3B para calcular las cantidades de tensión del objeto estructural 2, y la parte de detección de daños 5 detecta la existencia de daños basándose en las cantidades de tensión calculadas del objeto estructural 2 se denomina un modo de detección de daños activo.
El usuario de la aeronave, en el caso de que la aeronave sea una aeronave no tripulada, o el piloto, un mecánico o similar de la aeronave, puede seleccionar uno del modo pasivo de detección de daños y del modo activo de detección de daños. El caso en que la aeronave sea una aeronave tripulada. Alternativamente, el modo de detección de daños pasivo y el modo de detección de daños activo también se pueden usar juntos. Para un ejemplo concreto, cuando se determina en el modo de detección de daños pasivo que puede haber ocurrido un daño, el daño puede detectarse en el modo de detección de daños activo.
De ahora en adelante, un modo en el que la aeronave vuela bajo una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños se denomina modo de vuelo de detección de daños.
La figura 2 es un diagrama de flujo que muestra un ejemplo de flujo para determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 de una aeronave durante el vuelo, en el modo de detección de daños pasivo, mediante el sistema de detección de daños 1 mostrado en la figura 1.
En primer lugar, el modo de detección de daños pasivo solo o un modo de detección de daños que cambia al modo de detección de daños activo para realizar la detección de daños cuando se ha detectado una sospecha de daño en el modo de detección de daños pasivo se designa mediante la operación del dispositivo de entrada 10 antes del vuelo De la aeronave. Alternativamente, cuando la aeronave es una aeronave tripulada, un piloto puede designar el modo de detección de daños pasivo solo o el modo de detección de daños que realiza la detección de daños en el modo de detección de daños activo cuando se ha detectado una sospecha de daño en el modo de detección de daños pasivo, mediante la operación del dispositivo de entrada 10 después del vuelo.
Cuando la aeronave ha despegado, las tensiones del objeto estructural 2 que compone la aeronave son detectadas por los sensores de tensión incluidos como los sensores vibratorios 3B en la unidad de detección de cantidades físicas 3 durante el vuelo de la aeronave, en la etapa S1. Durante el vuelo de la aeronave, se originan tensiones en el objeto estructural 2 debido al movimiento del cuerpo. Por lo tanto, los sensores de tensión detectan las tensiones que incluyen al menos deformaciones del objeto estructural 2 provocadas por el movimiento del cuerpo. Las señales de detección de las tensiones detectadas por los sensores de tensión se envían a la parte de detección de tensión 3C. A continuación, la parte de detección de tensión 3C adquiere cantidades de tensión del objeto estructural 2. Las cantidades de tensión adquiridas del objeto estructural 2 se notifican desde la parte de detección de tensión 3C a la parte de detección de daños 5.
A continuación, en la etapa S2, la parte de detección de daños 5 determina si se han originado tensiones en el objeto estructural 2 con cantidades de tensión suficientemente grandes para detectar daños con suficiente precisión. Como un ejemplo concreto, la parte de detección de daños 5 determina si cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenido en la parte de detección de tensión 3C cambió temporalmente con una variación no inferior al primer valor umbral o superior al primer valor umbral. El primer valor umbral se determina experimentalmente como la cantidad de tensión mínima del objeto estructural 2 en un caso en el que pueda existir daño a detectar en el objeto estructural 2.
Debe tenerse en cuenta que el grado de daño a detectar a veces difiere según la misión de la aeronave. Como un ejemplo concreto, cuando la aeronave es una aeronave no defensiva no tripulada, se desea detectar incluso daños mínimos debido a que se centra en la seguridad. Por el contrario, en el caso de un avión defensivo, los pequeños daños debidos a la colisión de granizo o similares a veces pueden ignorarse, aunque deberían detectarse grandes daños debidos a la colisión de balas o similares.
Por lo tanto, el valor umbral correspondiente al daño a detectar puede determinarse experimentalmente dependiendo de una misión de la aeronave. En otras palabras, es apropiado determinar el valor umbral para cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 de modo que pueda garantizarse la precisión de la detección de daños requerida para una misión de la aeronave. Específicamente, es apropiado que el valor umbral como referencia para cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 se establezca mayor cuando se ignoren daños pequeños, mientras que el valor umbral como referencia para cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 se establezca menor cuando incluso se deben detectar pequeños daños.
Cuando cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenida en la parte de detección de tensión 3C no ha cambiado temporalmente con una variación no menor que el primer valor umbral o mayor que el primer valor umbral, se puede determinar que no se ha originado el daño a detectar en el objeto estructural 2. En este caso, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 son monitorizadas sucesivamente mediante la unidad de detección de cantidades físicas 3.
Cuando al menos una cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenida en la parte de detección de tensión 3C ha cambiado temporalmente con una variación no inferior al primer valor umbral o superior al primer valor umbral, es posible que se hayan producido daños en el objeto estructural 2. En consecuencia, la parte de detección de daños 5 determina si cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenido en la parte de detección de tensión 3C ha cambiado temporalmente con una variación no inferior al segundo valor umbral o superior al segundo valor umbral. El segundo valor umbral se determina experimentalmente como la cantidad de tensión mínima del objeto estructural 2 en un caso en el que se puede determinar que se ha originado un cierto grado de daño que debería detectarse en el objeto estructural 2.
Por lo tanto, cuando al menos una cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenido en la parte de detección de tensión 3C ha cambiado temporalmente con una variación no menor que el segundo valor de umbral o mayor que el segundo valor de umbral, se puede determinar que se ha originado daño en el objeto estructural 2. En este caso, se puede determinar que ha se originado una tensión en el objeto estructural 2 con una cantidad de tensión que permite detectar un cierto grado de daño para detectarse con suficiente precisión, es decir, SÍ, en el juicio de la etapa S2.
Por el contrario, cuando cualquier cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenida en la parte de detección de tensión 3C no ha cambiado temporalmente con una variación no inferior al segundo valor umbral o superior al segundo valor umbral, aunque al menos una cantidad de tensión del objeto estructural 2 obtenida en la parte de detección de tensión 3C ha cambiado temporalmente con una variación no menor que el primer valor de umbral o mayor que el primer valor de umbral, no se puede determinar si ha surgido daño en el objeto estructural 2 o no, aunque el daño puede haberse originado en el objeto estructural 2. En este caso, se determina que no se han originado tensiones en el objeto estructural 2 con cantidades de tensión que permiten detectar daños con suficiente precisión, es decir, NO, en el juicio de la etapa S2.
Cuando se ha determinado No en el juicio de la etapa S2, se notifica una instrucción para cambiar la condición de vuelo actual de la aeronave a una condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños desde la parte de detección de daños 5 a la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4. Es decir, el vuelo en el modo de vuelo de detección de daños se instruye desde la parte de detección de daños 5 a la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4.
A continuación, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 cambia la condición de vuelo de la aeronave a la condición de vuelo específica adecuada para la detección de daños, en la etapa S3. Específicamente, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 lee una condición de vuelo adecuada para la detección de daños desde el almacenamiento 6. A continuación, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 controla el sistema de control de vuelo 7 para que la aeronave vuele bajo la condición de vuelo leída. Por lo tanto, el modo de vuelo de la aeronave cambia al modo de vuelo de detección de daños. Específicamente, la aeronave vuela bajo las condiciones de vuelo previamente determinadas, que incluyen un factor de carga, una velocidad aerodinámica, una velocidad angular y similares, adecuadas para la detección de daños.
A continuación, en la etapa S4, la unidad de detección de cantidad física 3 detecta cantidades de tensión del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo las condiciones de vuelo modificadas. Las cantidades de tensión detectadas del objeto estructural 2 se notifican desde la unidad de detección de cantidades físicas 3 a la parte de detección de daños 5.
Cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo determinadas de modo que se expanden las cantidades de daño y la tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño, por ejemplo, se expanden las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño. Por lo tanto, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 se hacen mayores en comparación con las que se producían antes de cambiar las condiciones de vuelo.
Alternativamente, cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo determinadas de manera que las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave disminuyen, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño se hacen mayores en relación con las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por vuelo de la aeronave. Por lo tanto, en el caso de que se disponga una pluralidad de sensores de tensión sobre el objeto estructural 2, a veces es posible especificar un punto singular, en el que la cantidad de tensión es relativamente mayor que en otra posición, de una distribución bidimensional de las cantidades de tensión.
Alternativamente, cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo en las que se conocen las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave se convierten en las cantidades de tensión conocidas relacionadas con las condiciones de vuelo y almacenadas en el almacenamiento 6. Por lo tanto, las cantidades de tensión que consisten en las cantidades de tensión conocidas correspondientes a las condiciones de vuelo y las cantidades de tensión superpuestas posiblemente generadas por el daño deben detectarse en la unidad de detección de cantidades físicas 3.
Cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo en las que se conocen las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave se cancelan a partir de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3 por corrección de la perturbación del vuelo en base a las cantidades de tensión conocidas, en la etapa S5. Específicamente, las cantidades de tensión conocidas, relacionadas con las condiciones de vuelo, almacenadas en el almacenamiento 6, se restan de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3. Es decir, las cantidades de tensión ideales del objeto estructural 2 que no tiene daño se restan de las cantidades de tensión medidas del objeto estructural 2. De este modo, se pueden calcular las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por daños.
Independientemente de si la aeronave vuela en las condiciones de vuelo en las que se conocen las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave, las condiciones de vuelo, incluyendo el factor de carga de vuelo, la velocidad aerodinámica y la velocidad angular, se pueden medir con una variedad de sensores incluidos en la aeronave. Por lo tanto, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave se pueden obtener en base al resultado de la medición de las condiciones de vuelo por parte de los sensores y una base de datos, que muestra una relación entre las cantidades de tensión del objeto estructural 2 y las condiciones de vuelo, obtenidas previamente mediante exámenes o similares. En este caso, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño también se pueden calcular restando las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3. En consecuencia, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el vuelo de la aeronave pueden obtenerse no basándose en valores de control de las condiciones de vuelo, sino basándose en valores medidos de las condiciones de vuelo. Debe tenerse en cuenta que una base de datos que muestra la relación entre las condiciones de vuelo y las cantidades de tensión del objeto estructural 2 se puede almacenar en el almacenamiento 6.
Las cantidades de tensión del objeto estructural 2 cambian dependiendo de la temperatura del objeto estructural 2, ya que la rigidez del objeto estructural 2 depende de la temperatura. En consecuencia, las cantidades de tensión correspondientes a las condiciones de vuelo en un caso en el que no existe daño pueden obtenerse de antemano para cada temperatura y almacenarse en el almacenamiento 6. En ese caso, la parte de detección de daños 5 puede obtener la temperatura del objeto estructural 2 a partir del sensor de temperatura 8A incluido en el objeto estructural 2 para que las cantidades de tensión del objeto estructural 2 sin daño puedan obtenerse en base a la temperatura del objeto estructural 2 con mayor precisión. Por lo tanto, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño se pueden obtener con una precisión mucho mayor restando las cantidades de tensión, correspondientes a la temperatura del objeto estructural 2 sin daño, de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3.
Además, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 también cambian dependiendo de la vibración aerodinámica debida al vuelo de la aeronave. En consecuencia, la amplitud de vibración o similar del objeto estructural 2 debido al vuelo de la aeronave se puede obtener del sensor de aceleración 8B instalado en el objeto estructural 2 de la aeronave como un cambio de tiempo en la aceleración, de manera que la tensión de la el objeto estructural 2 correspondiente a la cantidad de vibración del objeto estructural 2 debido al vuelo de la aeronave se puede restar de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3. En este caso, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por daños también se pueden obtener.
Por lo tanto, cantidades conocidas de tensión del objeto estructural 2 correspondientes a las condiciones de vuelo, almacenadas en el almacenamiento 6, cantidades de tensión correspondientes a la temperatura del objeto estructural 2 obtenidas del sensor de temperatura 8A, cantidades de tensión del objeto estructural 2 correspondientes a la aceleración del objeto estructural 2 obtenidas del sensor de aceleración 8B, y similares se pueden usar como datos de corrección para que se pueda realizar la corrección de la perturbación de las cantidades de tensión detectadas por la unidad de detección de cantidades físicas 3. Es decir, se puede realizar la corrección que cancela las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el vuelo de la aeronave.
Cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo determinadas de modo que las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el vuelo de la aeronave disminuyen y cuando la aeronave vuela en condiciones de vuelo determinadas de modo que el daño y las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño se expanden, se puede omitir la corrección de la perturbación de las cantidades de tensión.
Cuando se ha completado la corrección de perturbaciones necesaria en la parte de detección de daños 5, se obtienen las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por los daños. Alternativamente, cuando se omite la corrección de la perturbación, se obtienen las cantidades de tensión en las que se enfatizan las partes componentes de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por el daño.
Entonces, la parte de detección de daños 5 determina de nuevo si se han originado tensiones en el objeto estructural 2 con cantidades de tensión suficientes para detectar daños con suficiente precisión, en la etapa S6. En este caso, el procesamiento de umbral para comparar con un valor de umbral aproximado para determinar si existe la posibilidad de que se haya producido daño en el objeto estructural 2 y el procesamiento de umbral para comparar con un valor de umbral estricto para determinar si se ha producido daño en el objeto estructural 2 también pueden realizarse, de manera similar al juicio en la etapa S2.
Cuando se ha realizado la corrección de la perturbación, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 provocadas por el daño se someten al procesamiento de umbral. Por el contrario, cuando no se ha realizado la corrección de la perturbación, las cantidades de tensión de las que se enfatizan las partes componentes de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 causadas por daños se someten al procesamiento de umbral.
Cuando se determina que existe la posibilidad de daño, pero el daño sigue siendo indetectable, en el juicio de la etapa S6, cambiando una condición de vuelo, la detección de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 correspondientes a la condición de vuelo cambiada, la corrección de perturbación necesaria y el juicio de si se puede detectar el daño, desde la etapa S3 se repiten hasta que la parte de detección de daños 5 determina que el conjunto de condiciones de vuelo se ha cambiado a todos los conjuntos de condiciones de vuelo específicas, en la etapa S7. Es decir, se realiza un control de retroalimentación que cambia una condición de vuelo secuencialmente hasta que se determina que el daño es detectable con suficiente precisión basándose en un resultado del juicio sobre si el daño es detectable con suficiente precisión.
Cuando la parte de detección de daños 5 determina que el conjunto de condiciones de vuelo se ha cambiado a todos los conjuntos de condiciones de vuelo específicas, en la etapa S7, la determinación significa que el daño no se detectó con suficiente precisión. Por lo tanto, la parte de detección de daños 5 determina que el daño no se detectó con suficiente precisión en la etapa S8.
Por el contrario, cuando se ha determinado que la detección de daños es posible, en el juicio en la etapa S2 o en la etapa S6, la parte de detección de daños 5 determina que se produjeron daños en el objeto estructural 2, en la etapa S9. Entonces, la parte de detección de daños 5 puede restringir automáticamente las condiciones de vuelo y cambiar una misión enviando señales de control a los sistemas necesarios, tal como el sistema de control de vuelo 7, en la etapa S10.
Como se mencionó anteriormente, cuando la unidad de detección de cantidades físicas 3 ha detectado una tensión que puede haber sido causada por daño en el objeto estructural 2, pero no se puede determinar exactamente si la tensión ha sido causada por daño, una condición de vuelo de la aeronave se puede cambiar de modo que se pueda determinar si se ha originado daño en el objeto estructural 2 en base a las cantidades de tensión detectadas del objeto estructural 2 de la aeronave que vuela bajo la condición de vuelo modificada. En particular, cuando las condiciones de vuelo de la aeronave se cambiaron a condiciones de vuelo en las que se conocen las cantidades de tensión del objeto estructural 2, se puede determinar si se ha originado daño en el objeto estructural 2 en función de las cantidades de tensión detectadas en el objeto estructural 2 de la aeronave. que vuela bajo las condiciones de vuelo específicas modificadas y las cantidades de tensión del objeto estructural 2, en relación con la condición de vuelo específica modificada y correspondiente al estado en el que no existe daño en el objeto estructural 2, almacenado en el almacenamiento 2.
A continuación, se describirá un caso en el que se detectan daños en el modo de detección de daños activo. Por ejemplo, la detección de daños en el modo de detección de daños activo se puede realizar cuando se determina en el modo de detección de daños pasivo que se sospecha que se han originado daños. Por supuesto, la detección de daños en el modo de detección de daños activo también puede realizarse independientemente de un resultado de detección de daños en el modo de detección de daños pasivo.
La figura 3 es un diagrama de flujo que muestra un ejemplo de flujo para determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 de una aeronave durante el vuelo, en el modo de detección de daños activo, mediante el sistema de detección de daños 1 mostrado en la figura 1. En el diagrama de flujo que se muestra en la figura 3, se omitirá una explicación detallada de cada etapa similar a una etapa en el diagrama de flujo mostrado en la figura 2 adjuntando el mismo signo.
Cuando se detecta daño en el modo de detección de daños activo, las ondas ultrasónicas oscilan desde los osciladores ultrasónicos 3A hacia un área de inspección del objeto estructural 2 para detectar cantidades de tensión del objeto estructural 2 en la etapa S1 y en la etapa S4. Por lo tanto, es necesario generar un disparador para hacer oscilar cada onda ultrasónica.
El tiempo de oscilación de una onda ultrasónica se puede determinar libremente. Por ejemplo, un piloto puede hacer oscilar una onda ultrasónica presionando un botón cuando la aeronave es una aeronave tripulada. Es decir, una onda ultrasónica puede oscilar manualmente mediante la operación del dispositivo de entrada 10.
Alternativamente, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 pueden detectarse pasivamente sin ondas ultrasónicas oscilantes en la etapa S1, mientras que las ondas ultrasónicas pueden oscilar en la etapa S4 usando el cambio de una condición de vuelo como disparador cuando la condición de vuelo se cambió en la etapa S3.
Cuando las ondas ultrasónicas se hacen oscilar para detectar las cantidades de tensión del objeto estructural 2, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 se pueden cambiar cambiando al menos una condición de oscilación de las ondas ultrasónicas. En consecuencia, también se puede cambiar una condición de oscilación de las ondas ultrasónicas, así como una condición de vuelo hasta que se determine que el daño es detectable con suficiente precisión. Es decir, se puede realizar un control de retroalimentación que cambia una condición de oscilación de ondas ultrasónicas hasta que se determina que el daño es detectable con suficiente precisión.
Específicamente, como se muestra en la figura 3, cuando se determina que existe la posibilidad de que se haya originado daño y el daño no es detectable con suficiente precisión después de cambiar una condición de vuelo, se cambia una condición de oscilación de ondas ultrasónicas en la etapa S20. Ejemplos de una condición de oscilación de ondas ultrasónicas a cambiar incluyen una amplitud y una frecuencia. Por ejemplo, el aumento de la amplitud de cada onda ultrasónica conduce a una mejora de la sensibilidad de detección del daño. Además, cuando se aumenta la frecuencia de cada onda ultrasónica, se puede mejorar la resolución de la distancia en la detección de daños. Desde el punto de vista de la eficiencia energética, es preferible establecer valores iniciales de amplitud y frecuencia de cada onda ultrasónica a una amplitud y una frecuencia correspondientes a una pequeña energía y realizar un control de excitación para aumentar gradualmente la amplitud y la frecuencia de cada onda ultrasónica cuando el daño no es detectable.
Cuando se ha cambiado una condición de oscilación de ondas ultrasónicas, la parte de detección de daños 5 determina de nuevo si se han detectado cantidades de tensión lo suficientemente grandes como para detectar daños, en la etapa S21. Específicamente, las ondas ultrasónicas que oscilan desde los osciladores ultrasónicos 3A bajo la condición de oscilación cambiada se propagan en el objeto estructural 2 y son recibidas por los sensores vibratorios 3B, respectivamente. Posteriormente, las señales de detección de ondas ultrasónicas que muestran las formas de onda ultrasónicas recibidas se envían desde los sensores vibratorios 3B a la parte de detección de tensión 3C.
En la parte de detección de tensión 3C, las formas de onda de las ondas ultrasónicas recibidas por los sensores vibratorios 3B se comparan con las formas de onda de referencia de las ondas ultrasónicas correspondientes al objeto estructural 2 sin deformaciones. A continuación, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 se calculan en base a las variaciones de las formas de onda ultrasónicas recibidas por los sensores vibratorios 3B, a partir de las formas de onda de referencia de las ondas ultrasónicas correspondientes al objeto estructural 2 sin deformaciones. A continuación, cada cantidad de tensión calculada en el objeto estructural 2 se compara con un valor umbral para determinar la existencia de daño. Cuando se determina que al menos una cantidad de tensión no es inferior al valor umbral ni superior al valor umbral, se puede determinar que se ha originado una tensión en el objeto estructural 2 con una cantidad de tensión lo suficientemente grande como para detectar daño.
Por el contrario, cuando no se determina que al menos una cantidad de tensión del objeto estructural 2 correspondiente a la condición de oscilación modificada de las ondas ultrasónicas no es menor o mayor que el umbral para determinar la existencia de daño se puede determinar que no se ha originado ninguna tensión en el objeto estructural 2 con una cantidad de tensión suficiente para detectar daño. Por lo tanto, el juicio de la etapa S21 es No.
Cuando se determina que no se han originado tensiones en el objeto estructural 2 con cantidades de tensión lo suficientemente grandes como para detectar daños, la detección de las cantidades de tensión y el juicio sobre si es posible la detección de daños se repiten cambiando secuencialmente una condición de oscilación de ondas ultrasónicas hasta que sea determinado que se completan los cambios a todas las condiciones de oscilación ultrasónica preestablecidas seleccionables, en la etapa S22. Cuando todavía no se puede detectar el daño con suficiente precisión incluso después de que se hayan cambiado las condiciones de oscilación ultrasónica, se cambia una condición de vuelo de la aeronave.
Por lo tanto, el resultado del juicio sobre si el daño es detectable con suficiente precisión puede retroalimentarse, no solo a una condición de vuelo de la aeronave, sino también a una condición de oscilación de ondas ultrasónicas.
A continuación, se describirá un flujo de todo el procesamiento y control de la información, incluyendo el control de la propia aeronave, incluyendo el sistema de detección de daños 1.
La figura 4 es un diagrama de secuencia que muestra un ejemplo de flujo para actualizar una misión de una aeronave cuando se han detectado daños en el flujo que se muestra en la figura 2 o en la figura 3.
Cuando la aeronave vuela, la unidad de detección de cantidades físicas 3 del sistema de detección de daños 1 inicia la detección de tensión en el objeto estructural 2. A continuación, las variaciones temporales en las cantidades de tensión del objeto estructural 2 se controlan, como se muestra en la etapa S30. Por ejemplo, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 pueden monitorizarse continuamente mediante los sensores de tensión sin ondas ultrasónicas oscilantes en el modo de detección de daños pasiva. Alternativamente, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 pueden obtenerse periódicamente mediante la oscilación de ondas ultrasónicas intermitentemente con un intervalo de tiempo designado previamente en el modo de detección de daños activa.
Cuando el sistema de detección de daños 1 no detecta daños del objeto estructural 2 de la aeronave, la aeronave vuela a lo largo de una trayectoria de vuelo previamente determinada bajo restricciones de vuelo previamente determinadas asumiendo que no se han producido daños, bajo el control del sistema de control de vuelo 7 de la aeronave, como se muestra en la etapa S31. Además, la aeronave vuela de acuerdo con misiones determinadas previamente suponiendo que no se han producido daños, como se muestra en la etapa S32.
Cuando el objeto estructural 2 se daña por un accidente, tal como la colisión de una bala, un trueno o la colisión de un pájaro, durante el vuelo de la aeronave, como se muestra en la etapa S33, se produce una onda oscilatoria por las cantidades de choque y tensión del objeto estructural 2 cambia como se muestra en la etapa S34. Entonces, la parte de detección de daños 5 puede detectar al menos la posibilidad de daños en la etapa S35. Específicamente, el procesamiento de umbral se realiza con un valor de umbral inferior a un valor de umbral para cada cantidad de tensión del objeto estructural 2 para detectar daño, por lo que puede detectarse la posibilidad de daño, aunque el daño no puede detectarse con seguridad.
Cuando la posibilidad de daño ha sido detectada por la parte de detección de daños 5, se cambia un modo de vuelo de la aeronave de un modo de vuelo normal al modo de vuelo de detección de daños, en la etapa S36. Específicamente, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 lee una condición de vuelo específica adecuada para detectar daños del almacenamiento 6 y notifica la condición de vuelo específica al sistema de control de vuelo 7. A continuación, el sistema de control de vuelo 7 controla la condición de vuelo de la aeronave para que la condición de vuelo se cambie a la condición de vuelo específica notificada desde la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4. Por lo tanto, se puede hacer que la aeronave vuele en el modo de vuelo de detección de daños.
Durante el vuelo en el modo de vuelo de detección de daños, las cantidades de tensión del objeto estructural 2 se detectan en el modo de detección de daños pasivo o en el modo de detección de daños activo, como se muestra en la etapa S37. Las cantidades de tensión detectadas del objeto estructural 2 se entregan a la parte de detección de daños 5. A continuación, la parte de detección de daños 5 detecta la existencia de daños en función de las cantidades de tensión del objeto estructural 2 detectado durante el vuelo en el modo de vuelo de detección de daños, en la etapa S38.
Cuando no se puede detectar la existencia de daños con suficiente precisión en la etapa S38, el modo de vuelo de la aeronave se actualiza a otro modo de vuelo de detección de daños en el que la aeronave vuela en otras condiciones de vuelo, en la etapa S36. Es decir, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4 lee otra condición de vuelo específica adecuada para detectar daños del almacenamiento 6 y notifica la condición de vuelo específica al sistema de control de vuelo 7. Luego, el sistema de control de vuelo 7 controla la condición de vuelo de la aeronave de modo que la condición de vuelo se cambie a la otra condición de vuelo específica notificada desde la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4. De este modo, se puede hacer que la aeronave vuele en el modo de vuelo de detección de daños actualizado.
Dicha actualización del modo de vuelo de detección de daños en la etapa S36 se repite hasta que la parte de detección de daños 5 en la etapa S38 pueda detectar la existencia de daños con suficiente precisión. Cuando la parte de detección de daños 5 detecta daños en el objeto estructural 2 en la etapa S38, la parte de detección de daños 5 detecta el tamaño, una posición, un área y similares de los daños originados en el objeto estructural 2, según sea necesario, y lo notifica al sistema de control de vuelo 7.
A continuación, el sistema de control de vuelo 7 actualiza la restricción de vuelo y la trayectoria de vuelo de la aeronave en base a la información de detección, tal como el tamaño, una posición, un área y similares, del daño originado en el objeto estructural 2, en la etapa S39. Es decir, se aplican restricciones de vuelo y una trayectoria de vuelo con la que el objeto estructural 2 que tiene la resistencia deteriorada debido al daño puede soportar la carga. Mientras tanto, también se actualiza una misión de la aeronave de acuerdo con las restricciones de vuelo actualizadas y la trayectoria de vuelo actualizada, en la etapa S40. Cuando se ha actualizado la misión, las restricciones de vuelo y la trayectoria de vuelo se actualizan más de acuerdo con la misión actualizada, según sea necesario.
(Efectos)
Como se describió anteriormente, el sistema de detección de daños 1 y el método de detección de daños pueden mejorar la precisión de detección de daños originados en el objeto estructural 2 de la aeronave, durante el vuelo de la aeronave, haciendo que la aeronave vuele en un estado de vuelo adecuado para detectar daños.
Por lo tanto, de acuerdo con el sistema de detección de daños 1 y el método de detección de daños, los daños en el objeto estructural 2 pueden detectarse con gran precisión utilizando los sensores convencionales incluso durante el vuelo de una aeronave. En particular, la seguridad puede mejorarse cuando la aeronave es una aeronave no tripulada.
(Segunda Realización)
La figura 5 es un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la segunda realización de la presente invención.
El sistema de detección de daños 1A en la segunda realización mostrada en la figura 5 es diferente del sistema de detección de daños 1 en la primera realización en funciones de la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4A. Dado que otras configuraciones y acciones del sistema de detección de daños 1A en la segunda realización no son sustancialmente diferentes de las del sistema de detección de daños 1 en la primera realización, se omitirá la explicación del mismo elemento o elemento correspondiente colocando el mismo signo.
La parte de cambio de las condiciones de vuelo 4A del sistema de detección de daños 1A en la segunda realización está configurada para notificar el cambio a una condición de vuelo específica, adecuada para detectar daños que pueden originarse en el objeto estructural 2, a un piloto de una aeronave para que el piloto puede cambiar manualmente una condición de vuelo de la aeronave. El cambio a una condición de vuelo específica se puede notificar mediante un método deseado, tal como una visualización de un mensaje, voz, una luz o sonido.
Por lo tanto, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4A está conectada a un dispositivo de salida 20, tal como una pantalla, un altavoz o una lámpara, correspondiente a un método para notificar el cambio de una condición de vuelo específica. Entonces, la parte de cambio de las condiciones de vuelo 4A está configurada para dar salida a la información necesaria al dispositivo de salida 20, de modo que se pueda instruir a un piloto de la aeronave para cambiar una condición de vuelo. Cuando se notifica un cambio a una condición de vuelo específica mostrando un mensaje, el mensaje puede mostrarse en la pantalla 11.
De acuerdo con el sistema de detección de daños 1A mencionado anteriormente en la segunda realización, se puede obtener un efecto similar al del sistema de detección de daños 1 en la primera realización. En particular, el sistema de detección de daños 1A en la segunda realización puede determinar si se han producido daños en el objeto estructural 2 sin control automático de condiciones de vuelo complicadas para una aeronave tripulada.
(Tercera Realización)
La figura 6 es un diagrama de configuración de un sistema de detección de daños según la tercera realización de la presente invención.
El sistema de detección de daños 1B en la tercera realización mostrada en la figura 6 es diferente del sistema de detección de daños 1 en la primera realización en la configuración de la unidad de detección de cantidades físicas 3. Dado que otras configuraciones y acciones del sistema de detección de daños 1B en la tercera realización no son sustancialmente diferentes de las del sistema de detección de daños 1 en la primera realización, se omitirá la explicación de las mismas o correspondiente elemento con la incorporación del mismo signo.
La unidad de detección de cantidades físicas 3 del sistema de detección de daños 1B en la tercera realización está compuesta por sensores de tensión 3E, para detectar tensiones que se han originado en el objeto estructural 2, y la parte de detección de deformaciones 3C, que detecta cantidades de tensión del objeto estructural 2 en base a las señales de detección desde los sensores de tensión 3E. De manera similar a la primera realización, la disposición de los sensores de tensión 3E en el objeto estructural 2 a intervalos apropiados permite ampliar el intervalo de detección de daños. Para cada sensor de tensión 3E, se puede usar un sensor de fibra óptica o similar.
Es decir, el sistema de detección de daños 1B en la tercera realización está configurado para realizar solo la detección de daños en el modo de detección de daños pasivo, mientras que el sistema de detección de daños 1 en la primera realización está configurado para realizar la detección de daños en el modo de detección de daños pasivo y la detección de daños en el modo de detección activa de daños cambiando la operación de los osciladores ultrasónicos 3A.
De acuerdo con el sistema de detección de daños 1B en la tercera realización que tiene tal configuración, las cantidades de tensiones que se han originado en el objeto estructural 2 pueden detectarse sin ondas ultrasónicas oscilantes. En consecuencia, la configuración y el control de la unidad de detección de cantidades físicas 3 pueden simplificarse. Por supuesto, un piloto de la aeronave puede cambiar manualmente una condición de vuelo de la aeronave a una condición de vuelo específica adecuada para detectar daños en la tercera realización, como la segunda realización.
Además, se pueden usar otros sensores de cantidades físicas, tales como sensores de aceleración, en lugar de los sensores de tensión 3E para que el daño pueda detectarse en el modo de detección de daño pasivo en la tercera realización.

Claims (12)

REIVINDICACIONES
1. Un sistema de detección de daños (1) que comprende:
una unidad de detección de cantidades físicas (3) configurada para detectar una cantidad física de un objeto estructural (2) que compone una aeronave durante un vuelo de la aeronave, en el que la cantidad física incluye cantidades de tensión, vibraciones o aceleraciones del objeto estructural (2);
una parte de cambio de las condiciones de vuelo (4) configurada para cambiar al menos una condición de vuelo de la aeronave a al menos una condición de vuelo específica adecuada para la detección de un daño de la aeronave cuando la cantidad física del objeto estructural (2) ha sido detectada por la unidad de detección de cantidades físicas (3) y la cantidad física detectada no es lo suficientemente grande para determinar si el objeto estructural (2) se ha dañado;
una parte de detección de daños (5) configurada para determinar si el daño se originó en el objeto estructural (2) , en base a la cantidad física que se ha detectado, del objeto estructural (2) de la aeronave que volaba con la al menos una condición de vuelo específica cambiada, mediante la unidad de detección de cantidades físicas (3) ; y
un almacenamiento (6) configurado para almacenar al menos una cantidad física del objeto estructural (2) relacionado con la al menos una condición de vuelo específica de la aeronave, correspondiendo la al menos una cantidad física almacenada a la al menos una condición de vuelo específica y un estado en el que no existe daño en el objeto estructural (2),
en el que la parte de cambio de las condiciones de vuelo (4) está adaptada para cambiar al menos una condición de vuelo a al menos una condición de vuelo específica almacenada en el almacenamiento (6) cuando la cantidad física del objeto estructural (2) ha sido detectada por la unidad de detección de cantidades físicas (3) y la cantidad física detectada no es lo suficientemente grande para determinar si el objeto estructural (2) se ha dañado, y
en el que la parte de detección de daños (5) está adaptada para determinar si el daño se originó en el objeto estructural (2), en función de la cantidad física que se ha detectado, del objeto estructural (2) de la aeronave que volaba con la al menos una condición de vuelo específica cambiada, mediante la unidad de detección de cantidades físicas y la al menos una cantidad física, correspondiente al estado en el que no existe daño en el objeto estructural (2), almacenada en el almacenamiento (6).
2. El sistema de detección de daños según la reivindicación 1,
en el que la parte de cambio de las condiciones de vuelo (4) está adaptada para instruir a un piloto de la aeronave para que cambie la al menos una condición de vuelo de la aeronave a la al menos una condición de vuelo específica manualmente por el piloto.
3. El sistema de detección de daños según la reivindicación 1,
en el que la parte de cambio de las condiciones de vuelo (4) está adaptada para cambiar automáticamente al menos una condición de vuelo de la aeronave a al menos una condición de vuelo específica, controlando un sistema de control de vuelo (7) de la aeronave.
4. El sistema de detección de daños según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3,
en el que la unidad de detección de cantidades físicas (3) incluye:
un oscilador ultrasónico (3A) configurado para hacer que el objeto estructural (2) propague al menos una onda ultrasónica;
un sensor ultrasónico configurado para recibir al menos una onda ultrasónica propagada por el objeto estructural (2); y
una parte de detección de tensión configurada para detectar al menos una cantidad de tensión del objeto estructural (2) basándose en un cambio de una forma de onda de al menos una onda ultrasónica, recibida por el sensor ultrasónico, desde una forma de onda de referencia.
5. El sistema de detección de daños según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3,
en el que la unidad de detección de cantidades físicas (3) incluye:
un sensor de tensión configurado para detectar una tensión que se originó en el objeto estructural (2); y una parte de detección de tensión configurada para detectar una cantidad de tensión del objeto estructural (2) en base a una señal de detección del sensor de tensión.
6. El sistema de detección de daños según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5,
en el que al menos una condición de vuelo de la aeronave incluye al menos un factor de carga, una velocidad aerodinámica y una velocidad angular de la aeronave.
7. El sistema de detección de daños según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6,
en el que la parte de detección de daños (5) está adaptada para determinar si el daño se produjo en el objeto estructural (2), en función de al menos una temperatura adquirida desde un sensor de temperatura instalado en la aeronave, una aceleración adquirida desde un sensor de aceleración instalado en la aeronave, y una cantidad de tensión adquirida desde un detector de tensión instalado en la aeronave.
8. El sistema de detección de daños según la reivindicación 4,
en el que la unidad de detección de cantidades físicas (3) incluye, además:
una parte de control ultrasónico configurada para cambiar al menos una de una frecuencia y una amplitud de al menos una onda ultrasónica oscilada desde el oscilador ultrasónico durante un vuelo de la aeronave en al menos una condición de vuelo específica,
en el que la parte de detección de daños (5) está adaptada para determinar si el daño se originó en el objeto estructural (2), en función de las cantidades de tensión detectadas en función de los cambios de las formas de onda de las ondas ultrasónicas a partir de las formas de onda de referencia, siendo osciladas cada una de las ondas ultrasónicas desde el oscilador con cambio de al menos una de la frecuencia y la amplitud, siendo cada una de las ondas ultrasónicas propagadas por el objeto estructural (2).
9. El sistema de detección de daños según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8,
en el que la parte de cambio de las condiciones de vuelo (4) está adaptada para cambiar al menos una condición de vuelo de la aeronave a otra condición de vuelo específica cuando la parte de detección de daños (5) no puede determinar si el daño se ha originado en el objeto estructural (2).
10. Un método de detección de daños que comprende:
detectar una cantidad física de un objeto estructural (2) que compone una aeronave durante un vuelo de la aeronave, en el que la cantidad física incluye cantidades de tensión, vibraciones o aceleraciones del objeto estructural (2);
cambiar al menos una condición de vuelo de la aeronave a al menos una condición de vuelo específica adecuada para la detección de un daño de la aeronave cuando se ha detectado la cantidad física del objeto estructural (2) y la cantidad física detectada no es lo suficientemente grande para determinar si el objeto estructural (2) se ha dañado; y
determinar si el daño se originó en el objeto estructural (2), en función de la cantidad física detectada del objeto estructural (2) de la aeronave que volaba con al menos una condición de vuelo específica cambiada, en el que al menos una cantidad física del objeto estructural (2) relacionada con la al menos una condición específica de vuelo de la aeronave se almacena previamente, correspondiendo la al menos una cantidad física a la al menos una condición específica de vuelo y un estado donde no hay daño en el objeto estructural (2), la al menos una condición de vuelo de la aeronave se cambia a la al menos una condición de vuelo específica almacenada cuando se ha detectado la cantidad física del objeto estructural (2) y la cantidad física detectada no es lo suficientemente grande como para determinar si el objeto estructural (2) se ha dañado durante el vuelo de la aeronave, y
determinar si el daño se originó en el objeto estructural se basa en la cantidad física detectada del objeto estructural (2) de la aeronave que volaba con al menos una condición de vuelo específica modificada y la al menos una cantidad física correspondiente al estado donde no hay daño en el objeto estructural (2).
11. El método de detección de daños según la reivindicación 10,
en el que al menos una condición de vuelo específica es una condición de vuelo que aumenta la cantidad de tensión del objeto estructural,
en el que la al menos una condición de vuelo de la aeronave se cambia a una condición de vuelo que aumenta la cantidad de tensión del objeto estructural (2) que se origina debido al daño que se originó en el objeto estructural (2),
si el daño se originó en el objeto estructural (2) se determina en base a un resultado de detección de la cantidad de tensión aumentada, y
en el que la al menos una condición de vuelo específica se determina mediante exámenes o simulaciones y se almacena.
12. El método de detección de daños según la reivindicación 10,
en el que se determina que al menos una condición de vuelo específica reduce una cantidad de tensión del objeto estructural (2) que se origina debido al vuelo de la aeronave, y
en el que la al menos una condición de vuelo específica se determina mediante exámenes o simulaciones y se almacena.
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