KR101273422B1 - Structural health monitoring system for aircraft - Google Patents
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Abstract
복수개의 광섬유 격자센서와 압전센서를 사용하여 항공기 운항 중에 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있도록 하여 항공기의 안전성을 보장할 수 있는, 항공기의 구조 건전성 감시 시스템을 제공한다.
본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템은 항공기 날개의 변형을 감지하는 변형감지부; 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 충격감지부;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치되며, 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 손상감지부; 및 상기 변형감지부로부터 신호를 받고, 상기 충격감지부로부터 신호를 받고, 상기 손상감지부로부터 신호를 받아서, 상기 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 상기 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키는 제어부;를 포함한다.By using a plurality of optical fiber grating sensors and piezoelectric sensors, it is possible to monitor the damage of the aircraft in real time during the flight to provide a structural health monitoring system of the aircraft that can ensure the safety of the aircraft.
Structural health monitoring system of the aircraft according to the present invention includes a deformation detection unit for detecting the deformation of the aircraft wing; An impact sensing unit for sensing an impact applied to the aircraft wing;
A damage detection unit installed at a connection portion of the aircraft wing and the fuselage and detecting cracks and loosening of bolts; And receiving a signal from the deformation detection unit, receiving a signal from the impact detection unit, receiving a signal from the damage detection unit, and stopping the operation of the aircraft when the deformation or impact is large or cracks and bolts are loosened. It includes; a control unit for continuing the operation of the aircraft if the deformation or impact is small or cracks and bolts do not occur.
Description
본 발명은 항공기의 구조 건전성을 감시하는 시스템에 관한 것으로, 더 상세하게는, 복수개의 광섬유 격자센서와 압전센서를 사용하여, 항공기 운항 중에 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a system for monitoring the structural health of an aircraft, and more particularly, using a plurality of optical fiber grating sensors and piezoelectric sensors, the structural health monitoring of an aircraft that can monitor the damage of the aircraft in real time during the operation of the aircraft It is about the system.
항공기는 운항 중 공기저항에 의해 반복적인 비행하중을 받고, 우박 또는 새의 충돌에 의해 충격하중을 받는다. 이러한 비행하중이나 충격하중에 의해, 항공기에 손상이 발생할 수 있다. The aircraft receives repeated flight loads due to air resistance during operation and shock loads due to hail or bird collision. Such flight load or impact load may cause damage to the aircraft.
그래서, 항공기는 적절한 검사와 유지보수가 필요하므로, 그 수명을 연장하거나 돌발적인 손상을 방지하기 위해 항공기의 완전 상태 및 건전성을 감시해야 한다. Thus, the aircraft needs proper inspection and maintenance, so the complete health and health of the aircraft must be monitored to prolong its life or to prevent accidental damage.
종래에는, 항공기의 건전성 감시를 위해 항공기의 손상을 주로 육안으로 검사하였다. 그러나 육안검사는, 항공기 운항 중에는 불가능하고, 항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서만 가능하기 때문에, 항공기 운항 중에 손상이 생기면, 항공기의 안전성을 보장할 수 없는 문제가 있다.Conventionally, the damage of the aircraft was mainly visually inspected for the health monitoring of the aircraft. However, since the visual inspection is not possible during the operation of the aircraft and is possible only when the aircraft descends to the ground and waits, there is a problem that the safety of the aircraft cannot be guaranteed if damage occurs during the operation of the aircraft.
한편, 최근에는 날개를 가볍고 강도가 높은 복합재로 제작한 항공기가 많이 등장하고 있다.On the other hand, in recent years, a lot of aircraft made of composites made of light and high strength wing has emerged.
복합재는 섬유와 수지(resin)로 구성되며, 그 섬유의 종류는 유리섬유 또는 탄소섬유 등 다양할 수 있다.The composite material is composed of fibers and resins (resin), the type of fibers may be various, such as glass fibers or carbon fibers.
이러한 복합재는 금속보다 가볍기 때문에, 항공기의 무게를 경감할 수 있어, 연료소비를 줄일 수 있다는 이점이 있지만, 날개 제작시 복합재들을 서로 적층하여 만들어야 하므로, 복합재들 사이에 손상이 생기면, 육안으로 손상을 검사하기 어려운 점이 있다. 이 경우에는, 비파괴검사(초음파검사, 와전류검사, X선검사등)로 손상을 검사해야 한다.Since these composites are lighter than metals, they can reduce the weight of the aircraft and reduce fuel consumption.However, when the wings are manufactured, the composites must be laminated to each other. It is difficult to test. In this case, damage should be examined by non-destructive testing (ultrasound test, eddy current test, X-ray test, etc.).
그러나, 비파괴검사 역시, 항공기 운항 중에는 불가능하고, 항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서만 가능하기 때문에, 항공기 운항 중에 복합재들 사이에 손상이 생기면, 항공기의 안전성을 보장할 수 없는 문제가 있다.However, non-destructive inspection is also impossible during the operation of the aircraft, and because the aircraft is grounded and can only be in the standby state, there is a problem that can not guarantee the safety of the aircraft if damage between the composites during the operation of the aircraft.
따라서, 본 발명의 목적은 복수개의 광섬유 격자센서와 압전센서를 사용하여 항공기 운항 중에 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있도록 하여 항공기의 안전성을 보장할 수 있는, 항공기의 구조 건전성 감시 시스템을 제공하는 데 있다.Accordingly, an object of the present invention is to provide a structural soundness monitoring system of the aircraft, which can ensure the safety of the aircraft by monitoring the damage of the aircraft in real time by using a plurality of optical fiber grating sensors and piezoelectric sensors. There is.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템은, 항공기 날개의 변형을 감지하는 변형감지부;In order to achieve the above object, the structural health monitoring system of the aircraft according to the present invention, the deformation detection unit for detecting the deformation of the aircraft wing;
상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 충격감지부;An impact sensing unit for sensing an impact applied to the aircraft wing;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치되며, 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 손상감지부; 및A damage detection unit installed at a connection portion of the aircraft wing and the fuselage and detecting cracks and loosening of bolts; And
상기 변형감지부, 상기 충격감지부 및 상기 손상감지부로부터 각각 감지된 신호를 받아서, 상기 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 상기 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키도록 항공기의 운항을 제어하는 제어부;Receiving the signals detected from the deformation detection unit, the impact detection unit and the damage detection unit, respectively, if the deformation or impact is large or cracks and bolt loosening occurs, the operation of the aircraft is stopped, the deformation or impact is small A control unit for controlling the operation of the aircraft to continue the operation of the aircraft if cracking and bolt loosening do not occur;
를 포함하는 것을 특징으로 한다.Characterized in that it comprises a.
본 발명에 있어서, 상기 변형감지부는, 상기 항공기 날개의 상부와 하부 표면 내측에 설치된 것을 특징으로 한다.In the present invention, the deformation detection unit, characterized in that installed on the inside of the upper and lower surfaces of the aircraft wing.
본 발명에 있어서, 상기 변형감지부는, 상기 항공기 날개의 길이방향을 따라 일직선으로 설치된 복수개의 제1 광섬유; 및 상기 복수개의 제1 광섬유 각각에 구비되며 서로 다른 격자 간격을 가진 복수개의 제1 광섬유 격자센서들을 포함하는 것을 특징으로 한다.In the present invention, the deformation detection unit, a plurality of first optical fibers installed in a straight line along the longitudinal direction of the aircraft wing; And a plurality of first optical fiber grating sensors provided in each of the plurality of first optical fibers and having different grating spacings.
본 발명에 있어서, 상기 복수개의 제1 광섬유들은, 상기 항공기 날개의 폭 방향으로 서로 평행한 것을 특징으로 한다.In the present invention, the plurality of first optical fibers, characterized in that parallel to each other in the width direction of the aircraft wing.
본 발명에 있어서, 상기 변형감지부는, 제1 광섬유의 양 끝단 중 적어도 한쪽에 연결되며, 광대역 파장을 가진 빛을 상기 제1 광섬유로 입사시키는 광원을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.In the present invention, the deformation detection unit is connected to at least one of both ends of the first optical fiber, characterized in that it further comprises a light source for injecting light having a broadband wavelength into the first optical fiber.
본 발명에 있어서, 상기 충격감지부는, 상기 항공기 날개의 상부 표면 내측에 설치된 것을 특징으로 한다.In the present invention, the impact detection unit, characterized in that installed inside the upper surface of the aircraft wing.
본 발명에 있어서, 상기 충격감지부는, 상기 항공기 날개의 길이 및 폭 방향에 걸쳐 사각형으로 설치된 복수개의 제2 광섬유; 및 상기 복수개의 제2 광섬유 각각에 구비되며 서로 다른 격자 간격을 가진 복수개의 제2 광섬유 격자센서들을 포함하는 것을 특징으로 한다.In the present invention, the impact detection unit, a plurality of second optical fibers installed in a rectangle over the length and width direction of the aircraft wing; And a plurality of second optical fiber grating sensors provided in each of the plurality of second optical fibers and having different grating spacings.
본 발명에 있어서, 상기 복수개의 제2 광섬유는, 상기 항공기 날개의 길이방향으로 서로 평행한 것을 특징으로 한다.In the present invention, the plurality of second optical fibers are parallel to each other in the longitudinal direction of the aircraft wing.
본 발명에 있어서, 상기 복수개의 제2 광섬유 격자센서 각각은, 상기 제2 광섬유의 사각 모서리에 위치하며, 상기 사각형의 중심부를 향하는 것을 특징으로 한다.In the present invention, each of the plurality of second optical fiber grating sensor is located at the square corner of the second optical fiber, characterized in that toward the center of the quadrangle.
본 발명에 있어서, 상기 충격감지부는, 상기 제2 광섬유의 양 끝단 중 적어도 한쪽에 연결되며, 광대역 파장을 가진 빛을 상기 제2 광섬유로 입사시키는 광원을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.In the present invention, the impact detection unit is connected to at least one of both ends of the second optical fiber, characterized in that it further comprises a light source for injecting light having a broadband wavelength into the second optical fiber.
본 발명에 있어서, 상기 손상감지부는, 복수개의 압전센서와 그 압전센서에 전기를 공급하는 전원으로 구성된 것을 특징으로 한다.In the present invention, the damage detection unit is characterized by consisting of a plurality of piezoelectric sensors and a power supply for supplying electricity to the piezoelectric sensors.
본 발명에 있어서, 상기 날개와 동체를 연결하는 부분에는 복수개의 볼트공이 구비되며, 상기 볼트공 주위에 상기 압전센서가 설치된 것을 특징으로 한다.In the present invention, the portion connecting the wing and the fuselage is provided with a plurality of bolt holes, characterized in that the piezoelectric sensor is installed around the bolt hole.
본 발명에 있어서, 상기 전기는 1~100kHz의 주파수 대역을 갖는 것을 특징으로 한다.In the present invention, the electricity is characterized in that it has a frequency band of 1 ~ 100kHz.
본 발명에 의하면, 복수개의 격자센서와 압전센서를 사용함으로써, 항공기 운항 중에 비행하중이나 충격하중에 의한 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있고, 항공기 운항 중에 항공기에 손상이 발생되었음이 감지되면, 항공기를 지상으로 바로 복귀시켜 면밀한 검사를 할 수 있으므로, 항공기의 안전성을 보장할 수 있다.According to the present invention, by using a plurality of grid sensors and piezoelectric sensors, it is possible to monitor the damage of the aircraft due to flight load or impact load in real time during the operation of the aircraft, if it is detected that damage to the aircraft during the operation of the aircraft, The aircraft can be returned directly to the ground for closer inspection, thus ensuring the safety of the aircraft.
또한, 본 발명에 의하면, 복합재들로 제작된 날개에 대한 손상이 있는 경우, 그 복합재들 사이에 생긴 손상을 쉽게 감지할 수 있으므로, 육안검사나 비파괴검사가 필요 없고, 그 결과 종전과 같이 육안검사나 비파괴검사를 실시하기 위해 항공기가 지상으로 내려와 대기할 필요가 없다.In addition, according to the present invention, if there is damage to the wings made of composites, since damage caused between the composites can be easily detected, there is no need for visual inspection or non-destructive inspection, as a result of the visual inspection as before B. There is no need for the aircraft to come to the ground and wait for the NDT.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템이 설치된 무인항공기를 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 A부분을 확대한 도면이다.
도 3은 도 2의 B부분에 배치된 제1 광섬유와, 제1 광섬유에 구비된 복수개의 제1 광섬유 격자센서들을 나타낸 도면이다.
도 4는 복수개의 광섬유 격자센서가 설치된 제1 광섬유 부분에 변형이 생겼을 때, 복수개의 광섬유 격자센서가 반사하는 빛의 파장변화를 나타낸 그래프이다.
도 5는 도 2의 C부분에 배치된 제2 광섬유와, 제2 광섬유에 구비된 제2 광섬유 격자센서들을 나타낸 도면이다.1 is a view showing an unmanned aerial vehicle equipped with a structural soundness monitoring system of the aircraft according to the present invention.
FIG. 2 is an enlarged view of a portion A of FIG. 1.
3 is a diagram illustrating a first optical fiber disposed in portion B of FIG. 2 and a plurality of first optical fiber grating sensors provided in the first optical fiber.
4 is a graph illustrating a wavelength change of light reflected by a plurality of optical fiber grating sensors when deformation occurs in a first optical fiber portion having a plurality of optical fiber grating sensors.
FIG. 5 is a diagram illustrating a second optical fiber disposed in part C of FIG. 2 and second optical fiber grating sensors provided in the second optical fiber.
이하, 본 발명을 첨부한 도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, the present invention will be described in detail.
본 발명은 복수개의 광섬유 격자센서에 의해 날개의 변형 및 날개에 가해지는 충격을 감지하고, 또한 복수개의 압전센서에 의해 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지함으로써, 운항 중에 있는 항공기의 구조 건전성을 감시하는 시스템을 제공하고 있다.The present invention detects the deformation of the wing and the impact applied to the wing by a plurality of optical fiber grating sensors, and also detects the crack and loosening of bolts at the connection portion of the wing and the fuselage by a plurality of piezoelectric sensors, It provides a system for monitoring structural health.
본 발명에서, 항공기의 다른 부분이 아닌, 날개의 변형 및 날개에 가해지는 충격을 감지하고, 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 이유는, 항공기 운항 중, 비행하중과 충격하중을 날개가 집중적으로 받고, 이러한 비행하중과 충격하중으로 인해 날개와 동체의 연결부분에서, 항공기 구조 건전성 문제가 집중적으로 발생하기 때문이다.In the present invention, instead of other parts of the aircraft, the deformation of the wing and the impact applied to the wing, and the reason for detecting cracks and loosening bolts at the connection portion of the wing and the fuselage, during flight, flight load and impact load This is because the wing receives intensively, and the flight and impact loads intensively affect the structural health of the aircraft at the connection between the wing and the fuselage.
따라서, 본 발명에서는, 항공기 운항 중에 비행하중이나 충격하중에 의한 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있도록 복합재들로 제작된 날개에 복수개의 광섬유 격자(FBG; Fiber Bragg Grating)센서를 적용한 바람직한 예를 예시한 것이나, 이러한 광섬유 격자센서는 날개가 아닌 항공기의 동체에도 적용될 수 있다.Therefore, in the present invention, a preferred example of applying a plurality of fiber Bragg grating (FBG) sensor to the wings made of composites to monitor the damage of the aircraft due to flight or impact load in real time during flight As an example, the optical fiber grating sensor can be applied to the fuselage of the aircraft, not the wing.
일반적으로 광섬유 격자센서는 한 가닥의 광섬유에 여러 개의 광섬유 브래그 격자를 일정한 길이에 따라 새긴 후, 온도나 인장, 또는 압력, 구부림 등의 외주의 조건변화에 따라 각 격자에서 반사되는 빛의 파장이 달라지는 특성을 이용한 센서이다. 이러한 광섬유 격자센서는 고유한 파장 값을 가지며, 전자기파의 영향을 거의 받지 않는 등 물리적인 특성이 매우 우수한 것으로 알려져 있다.In general, optical fiber grating sensors engrave several fiber Bragg gratings on a single optical fiber according to a certain length, and then change the wavelength of light reflected from each grating according to a change in conditions of the outer periphery such as temperature, tension, pressure, and bending. Sensor using the characteristics. Such a fiber optic grating sensor has a unique wavelength value and is known to have excellent physical properties such as being hardly affected by electromagnetic waves.
이하에, 이러한 특성의 센서를 사용한 항공기의 구조 건전성 감시 시스템에 대하여 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the structural soundness monitoring system of an aircraft using the sensor of such a characteristic is demonstrated concretely.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템이 설치된 무인항공기를 나타낸 도면이다. 본 발명에서는 무인항공기를 예시하였지만, 이에 한정되는 것은 아니며, 유인 항공기에도 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템이 설치될 수 있다.1 is a view showing an unmanned aerial vehicle equipped with a structural soundness monitoring system of the aircraft according to the present invention. In the present invention, an unmanned aerial vehicle is illustrated, but is not limited thereto, and the structural health monitoring system of the aircraft according to the present invention may also be installed in a manned aircraft.
도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템(100)은 변형감지부(110), 충격감지부(120), 손상감지부(130) 및 제어부(미도시)를 포함한다.As shown in FIG. 1, the structural
변형감지부(110), 충격감지부(120), 손상감지부(130)는 외부에서 보이지 않는지만, 도 1에서는, 날개의 표면과, 날개와 동체의 연결부분을 일부 제거하여, 변형감지부(110), 충격감지부(120), 손상감지부(130)가 외부에서 일부 보이도록 예시하였다.Although the
이하에, 각 구성부에 대하여 구체적으로 설명한다.
Below, each structure part is demonstrated concretely.
변형감지부Strain detection unit (110)(110)
변형감지부(110)는 도 1에 도시된 바와 같이, 날개의 상부와 하부 표면 내측에 설치되어, 날개의 변형을 감지하여 감지된 신호를 제어부에 보내는 역할을 한다.As illustrated in FIG. 1, the
이러한 변형감지부(110)는 도 2로부터 명확히 알 수 있는 바와 같이, 날개의 길이방향을 따라 그 양측 플랜지와 이들 사이의 각각에 일정 간격을 두고 일직선으로 설치된 복수개의 제1 광섬유(f1)와, 각각의 제1 광섬유(f1)에 구비된 상이한 파장을 갖는 복수개의 제1 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)로 구성된다.As can be clearly seen from Figure 2, the
복수개의 제1 광섬유(f1)는 날개의 폭 방향으로 서로 평행하게 배치되어 있다.The plurality of first optical fibers f1 are arranged parallel to each other in the width direction of the blade.
구조해석 및 강도해석 결과, 제1 광섬유(f1)들이 날개의 길이방향을 따라 일직선으로 설치되고, 날개의 폭 방향으로 서로 평행하게 설치될 때, 날개의 변형을 가장 잘 감지할 수 있었다.As a result of the structural analysis and the strength analysis, when the first optical fibers f1 were installed in a straight line along the longitudinal direction of the wing and installed parallel to each other in the width direction of the wing, the deformation of the wing could be best detected.
제1 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)는 제1 광섬유(f1)에 새겨진 격자들로 구성되며, 격자들의 간격이 달라질 때마다, 격자 간격에 상응하는 특정 파장을 가진 빛만을 반사한다.The first optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 are composed of gratings engraved in the first optical fiber f1. Reflect only light with a specific wavelength.
도 3은 이러한 제1 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 부분 중, 날개의 일측 플랜지 부분인 도 2의 B부분에 배치된 제1 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)의 구성을 예시한 것이다.FIG. 3 is a first optical fiber grating sensor disposed at part B of FIG. 2, which is a flange portion of one side of the blades, in which the first optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 are installed. The structure of (b1-1, b1-2, b1-3, b1-4) is illustrated.
도 3에 도시된 바와 같이, 제1 광섬유(f1)의 일 끝단에는 광원(S)이 연결되어 있다. 그러나, 제1 광섬유(f1)가 중간에서 끊어지는 것을 대비하기 위해, 광원(S)은 제1 광섬유(f1)의 양 끝단에 모두 연결될 수도 있다. 이러한 광원(S)은 일종의 발광다이오드로서 출사되는 광대역 파장의 빛을 제1 광섬유(f1)로 입사시킨다.As shown in FIG. 3, a light source S is connected to one end of the first optical fiber f1. However, in order to prepare for breaking of the first optical fiber f1, the light source S may be connected to both ends of the first optical fiber f1. The light source S causes light of a broadband wavelength emitted as a kind of light emitting diode to enter the first optical fiber f1.
그리고, 도 3으로부터 볼 수 있는 바와 같이, 복수개(도면에서는, 4개)의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4) 각각은 서로 다른 격자 간격을 갖는다. 따라서, 각각의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)는 서로 다른 파장(λ1,λ2,λ3,λ4)을 가진 빛을 반사한다.As can be seen from FIG. 3, the plurality of optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 each have a different grating spacing. Accordingly, each of the optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 reflects light having different wavelengths λ1, λ2, λ3, and λ4.
만약 광원(S)에서 4개의 파장(λ1,λ2,λ3,λ4)을 모두 가진 빛이 제1 광섬유(f1)로 입사될 때, 4개의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생기지 않으면, 도 3의 좌측에서 우측의 순서대로 첫번째의 광섬유 격자센서(b1-1)는 λ1의 파장을 가진 빛만을 반사하고, 두번째의 광섬유 격자센서(b1-2)는 λ2의 파장을 가진 빛만을 반사하고, 세번째의 광섬유 격자센서(b1-3)는 λ3의 파장을 가진 빛만을 반사하며, 네번째의 광섬유 격자센서(b1-4)는 λ4의 파장을 가진 빛만을 반사한다.If light having all four wavelengths λ 1,
도 4는 이와 달리 4개의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생겼을 때, 각각의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 반사하는 빛의 파장변화를 나타낸 것이다.4 is different from each other when the optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 are deformed in the portion of the first optical fiber f1 in which the optical fiber grating sensors b1-4 are installed. 1, b1-2, b1-3, b1-4) shows the wavelength change of the light reflected.
도 4에 도시된 바와 같이, 비행하중이나 충격하중에 의해 날개가 변형됨으로써, 첫번째의 광섬유 격자센서(b1-1)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생기면, 첫번째의 광섬유 격자센서(b1-1)의 격자들 간격이 달라진다. 이로 인해, 첫번째의 광섬유 격자센서(b1-1)가 반사하는 빛의 파장은 △λ1의 범위에서 변하게 된다.As shown in FIG. 4, when the wing is deformed by the flight load or the impact load, when the deformation occurs in the portion of the first optical fiber f1 provided with the first optical fiber grating sensor b1-1, the first optical fiber grating sensor ( The spacing of the grids in b1-1) is different. For this reason, the wavelength of the light reflected by the first optical fiber grating sensor b1-1 is changed in the range of Δλ1.
마찬가지로, 두번째의 광섬유 격자센서(b1-2)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생기면, 두번째의 광섬유 격자센서(b1-2)의 격자들 간격이 달라지게 됨으로써, 제12격자센서(b1-2)가 반사하는 빛의 파장은 △λ2의 범위에서 변하게 되고, 세번째의 광섬유 격자센서(b1-3)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생기면, 제13격자센서(b1-3)의 격자들 간격이 달라짐으로써, 세번째의 광섬유 격자센서(b1-3)가 반사하는 빛의 파장은 △λ3의 범위에서 변하게 되며, 네번째의 광섬유 격자센서(b1-4)가 설치된 제1 광섬유(f1) 부분에 변형이 생기면, 네번째의 광섬유 격자센서(b1-4)의 격자들 간격이 달라짐으로써, 네번째의 광섬유 격자센서(b1-4)가 반사하는 빛의 파장은 △λ4의 범위에서 변하게 된다.Similarly, when deformation occurs in the portion of the first optical fiber f1 in which the second optical fiber grating sensor b1-2 is installed, the distance between the gratings of the second optical fiber grating sensor b1-2 is changed, whereby the twelfth grating sensor ( The wavelength of the light reflected by b1-2 is changed in the range of λλ2, and when the deformation occurs in the portion of the first optical fiber f1 provided with the third optical fiber grating sensor b1-3, the thirteenth lattice sensor b1- By changing the spacing of the gratings of 3), the wavelength of the light reflected by the third optical fiber grating sensor b1-3 is changed in the range of λλ3, and the first optical fiber provided with the fourth optical fiber grating sensor b1-4 is installed. When deformation occurs in the portion (f1), the distance between the gratings of the fourth optical fiber grating sensor b1-4 is changed, so that the wavelength of the light reflected by the fourth optical fiber grating sensor b1-4 is changed in the range of λλ4. do.
이와 같이, 각각의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 반사하는 빛의 파장변화로, 날개의 변형을 실시간으로 감지할 수 있고, 그 빛의 파장변화 크기로, 날개의 변형 크기를 구할 수 있다.As described above, the optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4 reflect the wavelengths of light reflected by the blades in real time. By size, the deformation size of the wing can be obtained.
한편, 도 2의 B부분 이외의 나머지 부분에 배치된 제1 광섬유(f1)들도 각각 도 3에 도시한 바와 같은 복수개의 광섬유 격자센서를 구비하고, 그 광섬유(f1)의 양쪽 끝 중 적어도 한쪽에 광원(S)이 연결되어 있으므로, 위와 마찬가지의 작용을 한다.
Meanwhile, each of the first optical fibers f1 disposed in the remaining portions other than the portion B of FIG. 2 also includes a plurality of optical fiber grating sensors as shown in FIG. 3, and at least one of both ends of the optical fibers f1. Since the light source (S) is connected to, the same function as above.
충격감지부Shock detection part (120)(120)
충격감지부(120)는 날개의 상부 표면 내측에 설치되어, 날개에 가해지는 충격을 감지하여 감지된 신호를 제어부에 보내는 역할을 한다.The
충격감지부(120)가 외부로 노출되지 않게 날개의 상부 표면 내측에 설치되는 이유는, 우박 또는 새의 충돌이 날개의 상부 표면에서 주로 일어나기 때문이다. 물론, 충격감지부(120)는 날개의 상부와 하부 표면 내측에 모두 설치될 수도 있다.The reason why the
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 충격감지부(120)는 날개의 길이 및 폭 방향으로 대략 사각형 또는 디귿자 형상으로 설치된 복수개의 제2 광섬유(f2)와, 제2 광섬유(f2)들 각각에 구비된 복수개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)로 구성된다. 도면에서는, 제2 광섬유(f2)에 4개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)가 구비된 것을 예시하였으나, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)의 개수는 이에 한정되지 않으며, 그보다 많은 수의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)가 구비될 수도 있다. As illustrated in FIGS. 1 and 2, the
도 2로부터 알 수 있는 바와 같이, 4개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 제2 광섬유(f2)의 사각 모서리에 각각 위치하며, 날개의 길이방향으로 서로 평행하다.As can be seen from FIG. 2, four second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 are respectively located at square corners of the second optical fiber f2, Parallel to each other in the longitudinal direction.
구조해석 및 강도해석 결과, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)가 날개의 길이 및 폭 방향에 걸쳐 대략 사각형으로 설치되고, 날개의 길이방향으로 서로 평행하게 설치될 때, 날개의 충격을 가장 잘 감지할 수 있었다.As a result of the structural analysis and the strength analysis, the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 are installed in a substantially rectangular shape along the length and width direction of the blade, When installed in parallel, the impact of the wing could be best detected.
이러한 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 상기한 제1 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)와 마찬가지로, 제2 광섬유(f2)에 새겨진 격자들로 구성되며, 서로 다른 격자 간격을 가짐으로써, 격자들의 간격이 달라질 때마다, 격자 간격에 상응하는 특정 파장을 가진 빛만을 반사한다.The second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 are similar to the first optical fiber grating sensors b1-1, b1-2, b1-3, and b1-4. It is composed of gratings engraved in the second optical fiber f2, and having different grating spacings, each time the gratings vary, only the light having a specific wavelength corresponding to the grating spacing is reflected.
도 5는 이러한 제2 광섬유 격자센서가 설치된 부분 중, 항공기의 동체에 가까운 날개 부분인 도 2의 C부분에 배치된 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)의 구성을 예시한 것이다.FIG. 5 is a view showing second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2- disposed in part C of FIG. 2, which is a wing portion close to the fuselage of an aircraft. The configuration of 4) is illustrated.
도 5에 도시된 바와 같이, 4개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 날개의 충격을 잘 감지하기 위하여, 제2 광섬유(f2)의 중심부를 향하도록 위치되어 있다.As shown in FIG. 5, four second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 have a central portion of the second optical fiber f2 in order to detect the impact of the wing well. It is located to face.
제1 광섬유(f1)의 구조와 마찬가지로, 제2 광섬유(f2)의 일 끝단에는 광대역 파장의 빛을 출사하는 광원(S)이 연결되어 있고, 그 광원(S2)은 제2 광섬유(f2)가 중간에서 끊어지는 것을 대비하기 위해 제2 광섬유(f2)의 양 끝단에 모두 연결될 수도 있다.Similarly to the structure of the first optical fiber f1, a light source S for emitting light having a broadband wavelength is connected to one end of the second optical fiber f2, and the light source S2 is connected to the second optical fiber f2. It may be connected to both ends of the second optical fiber f2 to prepare for the break in the middle.
이와 같이 제2 광섬유(f2)에 구비된 복수개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)에 의해, 날개에 가해지는 충격을 감지하는 방법을 설명하면 다음과 같다.As described above, a method of detecting a shock applied to the blade by the plurality of second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 provided in the second optical fiber f2 will be described. As follows.
먼저, 우박 또는 새가, 4개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)로부터 서로 다른 거리(L1, L2, L3, L4)만큼 떨어져 있는, 충격위치(I)에 충돌하였다고 가정하였을 때, 충격파는, 4개의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)로 전달되게 된다. 그러면, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 변하게 되고, 이에 따라 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이 반사하는 빛의 파장도 달라진다.First, the hail or bird, the impact position, which is separated from the four second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, b2-4 by different distances L1, L2, L3, L4. Assuming that it has collided with (I), the shock wave is transmitted to four second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4. Then, the spacing of the gratings of the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 is changed, and accordingly, the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, The wavelengths of light reflected by b2-3 and b2-4) also vary.
이 때, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하면, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각에 충격파가 도달된 것으로 판단된다.In this case, when each of the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4 reflects light having a wavelength different from that before the shock wave arrives, the second optical fiber grating sensor b2 It is determined that the shock wave reaches each of -1, b2-2, b2-3, and b2-4).
이와 같이, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각에 충격파가 도달되면, 각각의 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 충격을 실시간으로 감지할 수 있다.As such, when the shock wave reaches each of the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4, the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, and b2 respectively. -3, b2-4) can detect the shock in real time.
또한, 제2 광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격 크기 변화로 충격의 크기를 구할 수 있다. 격자들 간격 크기의 변화가 클수록, 충격의 크기는 크다.In addition, the magnitude of the impact may be obtained by changing the gap size of each of the second optical fiber grating sensors b2-1, b2-2, b2-3, and b2-4. The larger the change in the grating spacing size, the larger the magnitude of the impact.
한편, 충격위치(I)로부터 L1만큼 떨어진 광섬유 격자센서(b2-4)에 충격파가 도달하는 시간(t1)과, 충격위치(I)로부터 L2만큼 떨어진 광섬유 격자센서(b2-1)에 충격파가 도달하는 시간(t2)과, 충격위치(I)로부터 L3만큼 떨어진 광섬유 격자센서(b2-2)에 충격파가 도달하는 시간(t3)과, 충격위치(I)로부터 L4만큼 떨어진 광섬유 격자센서(b2-3)에 충격파가 도달하는 시간(t4)은 서로 다르다.On the other hand, the shock wave reaches the time t1 at which the shock wave reaches the optical fiber grating sensor b2-4 away from the impact position I by L1 and the optical fiber grating sensor b2-1 away from the impact position I by L2. The time t2 at which it arrives, the time t3 at which the shock wave arrives at the optical fiber grating sensor b2-2 away from the impact position I by L3, and the optical fiber grating sensor b2 separated by L4 from the impact position I. The time t4 at which the shock wave arrives at −3) is different.
이 경우, 가장 짧은 도달시간(t1)과 나머지 도달시간(t2,t3,t4)과의 시간차에 의해, 충격위치(I)를 구할 수 있다.
In this case, the impact position I can be obtained by the time difference between the shortest arrival time t1 and the remaining arrival times t2, t3, t4.
손상감지부Damage detection unit (130)(130)
손상감지부(130)는 날개와 동체를 연결하는 부분에 설치되어, 그 부분에서 의 균열 발생 및 볼트 풀림을 감지하여 감지된 신호를 제어부에 보내는 역할을 한다.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 손상감지부(130)는 진동을 측정하는 복수개의 압전센서(P, piezoelectric sensor)와, 그 압전센서(P)에 전기를 공급하는 전원(미도시)으로 구성된다. 압전센서(P)는 전기적 신호에 의해 기계적 신호를 발생시키고 기계적 신호에 의해 전기적 신호를 발생시키는 원리를 이용하여 센싱과 가진의 기능을 동시에 수행할 수 있다.1 and 2, the
도 2에 도시된 바와 같이, 날개와 동체를 연결하는 부분은, 전방연결부(FL), 중앙연결부(ML) 및 후방연결부(RL)로 구성된다. 전방연결부(FL), 중앙연결부(ML) 및 후방연결부(RL)는 날개의 측면으로부터 돌출되어 있다.As shown in FIG. 2, the part connecting the wing and the fuselage includes a front connection part FL, a central connection part ML, and a rear connection part RL. The front connection part FL, the central connection part ML, and the rear connection part RL protrude from the side of a wing | blade.
전방연결부(FL), 중앙연결부(ML) 및 후방연결부(RL) 각각에는, 날개와 동체를 연결하는 볼트가 체결되는 복수개의 볼트공(H)이 각각 형성되어 있다.In each of the front connection part FL, the center connection part ML, and the rear connection part RL, a plurality of bolt holes H to which bolts connecting the wing and the body are fastened are formed, respectively.
압전센서(P)는 전방연결부(FL)에 2개가 설치되고, 중앙연결부(ML)에 6개가 설치되고, 후방연결부(RL)에 2개가 설치된다. 물론, 더 많은 압전센서(P)들이, 전방연결부(FL), 중앙연결부(ML) 및 후방연결부(RL)에 설치될 수도 있다.Two piezoelectric sensors P are installed at the front connection part FL, six are installed at the center connection part ML, and two are installed at the rear connection part RL. Of course, more piezoelectric sensors P may be installed at the front connection part FL, the center connection part ML, and the rear connection part RL.
이러한 압전센서(P)는 볼트공(H)의 주위에 설치된다. 그 이유는, 날개가 비행하중과 충격하중을 받게 되면, 볼트공(H)의 주위부터 균열이 발생하므로, 볼트공(H)에 근접되어 있어야만 균열을 쉽게 감지할 수 있기 때문이다. 또한, 볼트공(H)에 근접되어 있어야만 볼트 풀림을 쉽게 감지할 수 있기 때문이다.This piezoelectric sensor P is installed around the bolt hole (H). The reason is that when the wing is subjected to the flight load and the impact load, since the crack occurs around the bolt hole (H), it is easy to detect the crack only when it is close to the bolt hole (H). In addition, only because the bolt hole (H) close to be able to easily detect the bolt loosening.
이와 같은 구조로 이루어진 손상감지부(130)에 의해 날개와 동체를 연결하는 부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 방법은 다음과 같다.The method of detecting cracks and bolt loosening at the portion connecting the wing and the fuselage by the
먼저, 제어부는 날개와 동체를 연결하는 부분에서 균열 발생 및 볼트 풀림을 감지하도록, 손상감지부(130)에 신호를 보낸다.First, the control unit sends a signal to the
이어서, 전원을 통해 압전센서(P)에 전기가 공급된다. 이 때, 공급되는 전기는 1~100kHz의 주파수 대역을 갖는다. 이러한 주파수대역에서, 볼트공(H) 주위의 임피던스 변화가 가장 잘 나타난다.Subsequently, electricity is supplied to the piezoelectric sensor P through a power supply. At this time, the electricity supplied has a frequency band of 1 ~ 100kHz. In this frequency band, the impedance change around the bolt hole H is best seen.
전기 공급을 받은 압전센서(P)는 볼트공(H) 주위를 진동시키고, 동일한 압전센서(P)에 의해 볼트공(H) 주위의 진동을 다시 받아들인다. 이에 의해, 압전센서(P)는 전기를 발생시켜 그 신호를 제어부에 보낸다.The piezoelectric sensor P which is supplied with electricity vibrates around the bolt hole H, and receives the vibration around the bolt hole H by the same piezoelectric sensor P again. Thereby, the piezoelectric sensor P generates electricity and sends the signal to a control part.
이에 따라, 제어부는, 압전센서(P)가 보낸 신호로부터, 볼트공(H) 주위의 임피던스를 구한다. 만약 볼트가 많이 풀릴수록, 풀린 볼트의 개수가 많을수록, 그리고 균열이 커질수록, 임피던스에서 새로운 형태의 공진모드가 많이 발생한다.As a result, the control unit obtains an impedance around the bolt hole H from the signal sent from the piezoelectric sensor P. FIG. If the more bolts are loosened, the more bolts are loosened, and the cracks are larger, a new type of resonance mode occurs in impedance.
제어부는 이러한 임피던스의 변화로부터 균열 및 볼트 풀림 정도를 구하며, 또는, 임피던스로부터 손상지수(RMSD, Root Mean Square Deviation)를 구하여, 균열 및 볼트 풀림 정도를 정량적으로 구한다.The control unit obtains the crack and bolt loosening degree from the change of the impedance, or obtains the damage index (RMSD, Root Mean Square Deviation) from the impedance, and quantitatively calculates the crack and bolt loosening degree.
손상지수는 다음의 식에 의해 구해진다.Damage index is obtained by the following equation.
여기서, n은 주파수 포인트의 개수이고, Re는 실제값이고, Zi , 0는 균열 및 볼트 풀림이 없을 때 각각의 주파수에서 측정된 임피던스이고, Zi , 1는 현재 상태에서 각각의 주파수에서 측정된 임피던스를 나타낸다.Where n is the number of frequency points, Re is the actual value, Z i , 0 is the impedance measured at each frequency in the absence of cracking and volt loosening, and Z i , 1 is measured at each frequency in the current state. Impedance is shown.
볼트가 많이 풀릴수록, 풀린 볼트의 갯수가 많을수록, 그리고 균열이 커질수록, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 임피던스와 현재 상태에서 측정된 임피던스의 차이가 커지고, 이에 따라 손상지수도 커진다.The more the bolt is loosened, the more the number of bolts loosened, and the larger the crack, the greater the difference between the impedance without crack and bolt loosening and the measured impedance in the current state, and thus the damage index.
이와 같이, 제어부는 복수개의 광섬유 격자센서를 사용한 변형감지부(110)로부터 신호를 받아 날개의 변형 크기를 구하고, 또한 복수개의 광섬유 격자센서를 사용한 충격감지부(120)로부터 신호를 받아 날개에 가해진 충격위치 및 크기를 구하고, 그리고 압전센서를 사용한 손상감지부(130)로부터 신호를 받아 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림 정도를 알아내거나 정량적으로 구한다.In this way, the control unit receives a signal from the
즉, 제어부는 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키도록 제어할 수 있다. That is, the controller may stop the operation of the aircraft when deformation or impact is large or cracks and bolts are loosened, and control the aircraft to continue operation when deformation or impacts are small or cracks and bolts are not loosened.
따라서, 종전과 같이 육안검사나 비파괴검사를 할 필요 없고, 항공기 운항 중에 비행하중이나 충격하중에 의한 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있고,항공기 운항 중에 항공기에 손상이 발생되었음이 감지되면, 항공기를 지상으로 바로 복귀시켜 면밀한 검사를 할 수 있으므로, 항공기의 안전성을 보장할 수 있다.Therefore, there is no need for visual inspection or non-destructive inspection as before, and it is possible to monitor the damage of the aircraft due to flight load or impact load in real time during the operation of the aircraft, and if it is detected that the aircraft has been damaged during operation of the aircraft, Can be returned to the ground for close inspection, thus ensuring the safety of the aircraft.
이상, 바람직한 실시예를 통하여 본 발명에 관하여 상세히 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변경, 응용될 수 있음은 당업자에게 자명하다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 다음의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술적 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, Accordingly, the true scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of the same should be construed as being included in the scope of the present invention.
100 : 구조 건조성 감시 시스템
110 : 변형감지부
120 : 충격감지부
130 : 손상감지부
b1-1, b1-2, b1-3, b1-4 : 제1 광섬유 격자 센서
b2-1, b2-2, b2-3, b2-4 : 제2 광섬유 격자 센서
f1 : 제1 광섬유
f2 : 제2 광섬유
FL : 전방연결부
ML : 중앙연결부
RL : 후방연결부
P : 압전센서100: Structural Dryness Monitoring System
110: deformation detection unit
120: shock detection unit
130: damage detection unit
b1-1, b1-2, b1-3, b1-4: first optical fiber grating sensor
b2-1, b2-2, b2-3, b2-4: second optical fiber grating sensor
f1: first optical fiber
f2: second optical fiber
FL: Front connection
ML: Center Connection
RL: Rear connection
P: Piezoelectric Sensor
Claims (13)
상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 충격감지부;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치되며, 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 손상감지부; 및
상기 변형감지부, 상기 충격감지부 및 상기 손상감지부로부터 각각 감지된 신호를 받아서, 상기 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 상기 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키도록 항공기의 운항을 제어하는 제어부;를 포함하며,
상기 변형감지부는,
상기 항공기 날개의 길이방향을 따라 일직선으로 설치된 복수개의 제1 광섬유; 및
상기 복수개의 제1 광섬유 각각에 구비되며 서로 다른 격자 간격을 가진 복수개의 제1 광섬유 격자센서로 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.Deformation detection unit for detecting the deformation of the aircraft wing;
An impact sensing unit for sensing an impact applied to the aircraft wing;
A damage detection unit installed at a connection portion of the aircraft wing and the fuselage and detecting cracks and loosening of bolts; And
Receiving the signals detected from the deformation detection unit, the impact detection unit and the damage detection unit, respectively, if the deformation or impact is large or cracks and bolt loosening occurs, the operation of the aircraft is stopped, the deformation or impact is small And a controller configured to control the operation of the aircraft to continue the operation of the aircraft if cracking and bolt loosening do not occur.
The deformation detection unit,
A plurality of first optical fibers installed in a straight line along the longitudinal direction of the aircraft wing; And
Structural health monitoring system for an aircraft, characterized in that composed of a plurality of first optical fiber grating sensors provided in each of the plurality of first optical fibers and having a different grating spacing.
상기 변형감지부는, 상기 항공기 날개의 상부와 하부 표면 내측에 설치된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The deformation detection unit, the structural soundness monitoring system of the aircraft, characterized in that installed inside the upper and lower surfaces of the aircraft wing.
상기 복수개의 제1 광섬유는, 상기 항공기 날개의 폭 방향으로 서로 평행한 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The plurality of first optical fibers are parallel to each other in the width direction of the aircraft wing, structural health monitoring system of the aircraft.
상기 변형감지부는, 상기 제1 광섬유의 양 끝단 중 적어도 한쪽에 연결되며, 광대역 파장을 가진 빛을 상기 제1 광섬유로 입사시키는 광원을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The deformation detection unit is connected to at least one of both ends of the first optical fiber, structural health monitoring system of the aircraft further comprising a light source for injecting light having a broadband wavelength into the first optical fiber.
상기 충격감지부는, 상기 항공기 날개의 상부 표면 내측에 설치된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The impact detection unit, the structural soundness monitoring system of the aircraft, characterized in that installed inside the upper surface of the aircraft wing.
상기 충격감지부는, 상기 항공기 날개의 길이 및 폭 방향에 걸쳐 사각형으로 설치된 복수개의 제2 광섬유; 및
상기 복수개의 제2 광섬유 각각에 구비되며 서로 다른 격자 간격을 가진 복수개의 제2 광섬유 격자센서로 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The impact detection unit may include a plurality of second optical fibers installed in a rectangle over a length and a width direction of the aircraft wing; And
Structural health monitoring system for an aircraft, characterized in that composed of a plurality of second optical fiber grating sensors provided in each of the plurality of second optical fibers and having a different grating spacing.
상기 복수개의 제2 광섬유는, 상기 항공기 날개의 길이방향으로 서로 평행한 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 7, wherein
The plurality of second optical fibers are parallel to each other in the longitudinal direction of the aircraft wing, structural health monitoring system of the aircraft.
상기 복수개의 제2 광섬유 격자센서 각각은, 상기 제2 광섬유의 사각 모서리에 위치하며, 상기 사각형의 중심부를 향하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 7, wherein
Each of the plurality of second optical fiber grating sensors is located at a square corner of the second optical fiber, structural health monitoring system of the aircraft, characterized in that toward the center of the quadrangle.
상기 충격감지부는, 상기 제2 광섬유의 양 끝단 중 적어도 한쪽에 연결되며, 광대역 파장을 가진 빛을 상기 제2 광섬유로 입사시키는 광원을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 7, wherein
The impact detection unit is connected to at least one of both ends of the second optical fiber, the structural health monitoring system of the aircraft, characterized in that it comprises a light source for injecting light having a broadband wavelength into the second optical fiber.
상기 손상감지부는, 복수개의 압전센서와, 그 압전센서에 전기를 공급하는 전원으로 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 1,
The damage detection unit comprises a plurality of piezoelectric sensors and a power supply for supplying electricity to the piezoelectric sensors.
상기 날개와 동체를 연결하는 부분에는 복수개의 볼트공이 구비되며, 상기 볼트공 주위에 상기 압전센서가 설치된 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 11,
Structural health monitoring system of the aircraft, characterized in that the plurality of bolt holes are provided in the portion connecting the wing and the fuselage, the piezoelectric sensor is installed around the bolt hole.
상기 전기는 1~100kHz의 주파수 대역을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조 건전성 감시 시스템.The method of claim 11,
The electricity is structural health monitoring system of the aircraft, characterized in that having a frequency band of 1 ~ 100kHz.
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