KR101586039B1 - 항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법 - Google Patents

항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명에 의한 항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법이 개시된다. 본 발명에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템은 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 탑재 시스템; 및 상기 탑재 시스템과 연동하여 계측된 데이터를 저장하고, 상기 항공기가 지상에 있는 경우 기 설정된 제3 점검 모드에 따라 비파괴 검사를 수행하는 지상 시스템을 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 상기 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 한다.

Description

항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법{ADVANCED STRUCTUAL HEATH MONITORING SYSTEM FOR AIRCRAFT AND METHOD THEREOF}
본 발명은 항공기의 복합 구조 진단 기술에 관한 것으로서, 특히, 광 센서와 아날로그 센서를 이용한 항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법에 관한 것이다.
최근 복합재료를 이용한 구조 개발은 경량화의 중요성이 가장 높은 비행체 개발을 중심으로 급속히 진전하고 있고, 파급 효과로서 타 지상 수송체 및 인프라 구조에 적용되는 단계에 있다.
그러나 수천 년 동안 사용 되어지고 수백 년 동안 연구되어져 온 금속재와 달리 복합재료의 경우 상대적으로 전문적 연구 지식을 기반으로 한 특성파악만 이루어져 있고 항공 산업에서는 여전히 보수적 입장을 견지한 경우가 많다. 특히 손상 및 파손에 대한 이론이 복잡하고 실험치가 이론적 예측과 큰 차이를 보이는 경우가 많아 신뢰성에 대한 의문이 여전히 많은 실정이다.
복합재료를 이용한 구조 설계에서 신뢰성 확보를 위한 최근 연구 동향으로 이론적 예측을 기반으로 한 접근이 아니라 직접 센서를 이용하여 신뢰성을 전 운용 기간에 걸쳐 필요할 때 언제든지 검진 및 감시할 수 있는 기술 연구가 이루어지고 있다. 이러한 분야를 Health and Usage Monitoring System(HUMS, 건전성 및 운용성 모니터링 시스템)이라 하고 특히, 구조물에 국한하여 센서가 구조물에 설치, 집적되는 형태의 시스템 기술을 Structural Health Monitoring(SHM, 구조건전성 모니터링 시스템) 이라 한다.
국내 항공기 개발은 비행체의 경량화, 모듈화, 부품의 국산화 등의 여러 부문에서 활발히 진행되고 있다. 특히 비행체의 경량화는 비행체를 운용하는데 매우 큰 영향을 끼치므로 효용성이 큰 분야이다. 비행체의 경량화를 실현하기 위해서는 기존의 금속에 비해 비강도(specific strength)와 비강성(specific stiffness)이 뛰어난 복합재료를 적용하는 방법이 연구되고 있고 국내에서는 이미 소형항공기 및 무인기개발에 있어 복합재료를 사용해 기체구조를 개발하고 있으며 복합재에 대한 연구도 꾸준하게 이루어지고 있다.
그러나 복합재료로 제작된 구조물은 제조 시 발생할 수 있는 결함에 의한 물성 저하와 더불어 완성된 제품의 품질 평가가 필수적이다. 예들 들어, Boeing 787은 복합재용 부품에 대하여 전수검사를 실시하여 제작에 사용하고 있다. 또한 운용 중에 발생하는 반복하중, 외부 물체에 의한 충격 등의 다양한 원인에 의해서 층간분리(Delamination)와 접착박리(Debonding)가 쉽게 일어날 수 있다. 또한 복합재와 금속재의 이종 접합부는 획기적 접합방식의 부재로 항상 손상이 예측되는 구조 취약부(hot spot)로 분류되고 있다. 게다가 복합재료에 발생하는 손상은 육안으로 구분이 어려우며, 충격을 받은 부분에서 손상이 생기지 않고 내부 혹은 반대 면에 심각한 손상이 야기되는 경우가 많아서 기존의 비파괴 검사 기법으로 검출하기 힘들고 복합재 본연의 재료적 특성상 기존 금속재용 비파괴 검사법이 무력화되는 경우도 많다.
따라서 복합재료 구조물의 건전성을 지속적으로 감시할 수 있는 SHM 기술이 필요하다.
따라서 이러한 종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간을 동기화하여 계측한 측정 데이터를 획득하여 그 획득된 측정 데이터를 기반으로 기 설정된 다수의 점검 모드를 선택적으로 수행하도록 하는 항공기의 복합 구조진단 시스템 및 그 방법을 제공하는데 있다.
그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기 목적들을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 관점에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템은 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 탑재 시스템; 및 상기 탑재 시스템과 연동하여 계측된 데이터를 저장하고, 상기 항공기가 지상에 있는 경우 기 설정된 제3 점검 모드에 따라 비파괴 검사를 수행하는 지상 시스템을 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 상기 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 탑재 시스템은 상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고, 지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 기록된 데이터에 기초한 항공기의 변형률은 상기 항공기의 기 측정된 온도 변화에 따라 보상된 변형률인 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 탑재 시스템은 상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고, 상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 탑재 시스템은 상기 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고 그 획득한 데이터 중 충돌 발생 시점을 기준으로 그 전후의 일부 데이터를 기록하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 탑재 시스템은 상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고 그 획득된 데이터를 기반으로 충격 발생이 확인되면, 상기 제2 점검 모드를 상기 제1 점검 모드로 전환하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 지상 시스템은 구동력에 따라 상기 광 센서와 아날로그 센서로부터 획득된 데이터를 기반으로 특징을 추출하고 그 추출된 특징을 기반으로 기 설정된 패턴 인식 알고리즘을 통해 패턴을 인식하여 결함의 여부와 위치를 판정하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 다른 한 관점에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템은 항공기 내에 구비되어 구조 건전성을 확인하기 위한 데이터를 계측하는 다수의 센서들; 및 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 센서들로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 통합계측 장치를 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 상기 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 통합계측 장치는 상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고, 지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 기록된 데이터에 기초한 항공기의 변형률은 상기 항공기의 기 측정된 온도 변화에 따라 보상된 변형률인 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 통합계측 장치는 상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고, 상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 통합계측 장치는 상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고 그 획득된 데이터를 기반으로 충격 발생이 확인되면, 상기 제2 점검 모드를 상기 제1 점검 모드로 전환하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 또 다른 한 관점에 따른 항공기의 복합 구조 진단 방법은 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 센서들로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되는지를 확인하는 단계; 및 상기 확인한 결과로 상기 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 단계를 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 상기 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 확인하는 단계는 상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고, 지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게, 상기 검출하는 단계는 상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고, 상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 한다.
이를 통해, 본 발명은 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간을 동기화하여 계측한 측정 데이터를 획득하여 그 획득된 측정 데이터를 기반으로 기 설정된 다수의 점검 모드를 선택적으로 수행하도록 함으로써, 효율적으로 항공기의 구조 건전성을 진단할 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 다수의 점검 모드를 선택적으로 수행하여 효율적인 구조 건전성 진단이 가능하기 때문에 구조 진단에 대한 신뢰성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 복합 구조 진단 시스템을 나타내는 도면이다.
도 2a 내지 도 2b는 본 발명의 일 실시예에 따른 통합계측 장비의 구조를 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 중 점검 모드를 설명하기 위한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 지상에서의 점검 모드를 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 제3 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 복합 구조 진단 방법을 나타내는 도면이다.
이하에서는, 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법을 첨부한 도면을 참조하여 설명한다. 본 발명에 따른 동작 및 작용을 이해하는 데 필요한 부분을 중심으로 상세히 설명한다.
또한, 본 발명의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 동일한 명칭의 구성 요소에 대하여 도면에 따라 다른 참조부호를 부여할 수도 있으며, 서로 다른 도면임에도 불구하고 동일한 참조부호를 부여할 수도 있다. 그러나, 이와 같은 경우라 하더라도 해당 구성 요소가 실시예에 따라 서로 다른 기능을 갖는다는 것을 의미하거나, 서로 다른 실시예에서 동일한 기능을 갖는다는 것을 의미하는 것은 아니며, 각각의 구성 요소의 기능은 해당 실시예에서의 각각의 구성 요소에 대한 설명에 기초하여 판단하여야 할 것이다.
본 발명에서는 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간을 동기화하여 계측한 측정 데이터를 획득하고 그 획득된 측정 데이터를 기반으로 기 설정된 다수의 점검 모드를 선택적으로 수행하도록 하는 새로운 항공기의 복합 구조 진단 방안을 제안한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템을 나타내는 도면이다.
도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템은 항공기에 탑재되는 탑재 시스템(100), 및 이와 연동하는 지상 시스템(200)을 포함할 수 있다.
탑재 시스템(100)은 항공기의 구조 건전성을 확인하기 위해 항공기에 탑재되는 시스템으로, GPS 안테나(110), 전원(120), 가진기(130), 이벤트 스위치(140), 표시기(150), MFD(160), 구조의 거동 및 상태를 측정하기 위한 각종 센서(170), 및 각종 센서로부터 계측된 측정 데이터를 수집하는 통합계측 장비(180) 등을 포함할 수 있다.
여기서, 센서는 예컨대, 광섬유 FBG(Fiber Bragg Grating) 기술을 이용하는 광 센서와 가속도, 압력, 스트레인 등을 측정하는 아날로그 센서 등을 포함할 수 있다.
통합계측 장비는 항공기 전원을 직접 제공받거나, 시험 환경을 고려하여 외부에서 배터리로 전원 공급이 가능하며, 지상시스템의 점검장비와 데이터 분석 클라이언트에서 CF Card를 통해 채널선정 및 구성이 가능할 수 있다.
통합계측 장비는 아날로그 센서 입력과 광 센서 입력, 항전데이터를 수신하기위한 디지털 입력, 이벤트 스위치와의 연동을 통해 사용자가 원하는 이벤트를 인가할 수 있는 디스크리트 입력, 시간 정보 획득을 위한 RF 입력 등을 지원할 수 있다.
이때, 충격 감지 및 하중 감지를 위해 통합계측장비에 입력되는 측정 데이터를 동기화하여 CF Card에 저장하여 데이터분석 클라이언트를 통해 데이터베이스화 및 분석이 가능할 수 있다.
통합계측 장비는 비행 중 일정 강도 이상의 충격이 감지되거나, 하중이 감지될 경우에는 조종사에게 해당 상태를 알릴 수 있는 표시기(Indicator)를 통해 알람을 띄울 수 있다.
이때, 항공기 복합재의 크랙, 층간 분리 등 육안 검사가 불가능한 부분의 국소부위 결함 탐지를 위해 통합계측 장비(120)를 지상에서 운용이 가능하도록 이동형 데이터분석 클라이언트와 유선 또는 무선으로 연결하는 것이 가능할 수 있다.
통합계측 장비는 항공기 탑재 전이나, 탑재하여 항공기 전원을 바로 인가할 수 없을 경우, 또는 간이 시험이 필요할 경우에는 점검장비를 통해 전원을 인가하고, 센서 모사신호를 인가할 수 있으며, 충격 감지 및 하중 감지에 대한 데이터를 실시간으로 확인하여 계측상태를 점검할 수 있도록 점검장비와의 유선 연결이 가능하다.
탑재 시스템(100)은 각종 센서 예컨대, 광 센서, 아날로그 센서로부터 계측된 측정 데이터를 기반으로 기 설정된 다수의 점검 모드를 선택적으로 수행할 수 있다.
지상 시스템(200)은 탑재 시스템(100)와 연동하여 측정 데이터를 처리 및 보관하는 시스템으로, 서버(210), 스토리지(220), 이동형 데이터분석 클라이언트(230), 데이터분석 클라이언트(240), 점검 장비(250) 등을 포함할 수 있다.
서버(210)는 통합계측 장비(180)으로부터 제공받은 데이터를 처리할 수 있다. 서버(210)는 RAW 데이터 저장, RAW 데이터 분류, RAW 데이터 분석(FFT, PSD), 로그관리, 저장데이터 관리 기능 등을 수행할 수 있다.
스토리지(220)는 서버(210)에서 처리된 데이터를 데이터베이스화하여 보관할 수 있다.
데이터분석 클라이언트(240)는 정보 설정 및 분석이 가능할 수 있다. 데이터분석 클라이언트(240)는 RAW 데이터 업로드, 분석 데이터 도시, 탑재장비 설정파일 관리, 채널정보 관리, 센서정보 관리, 건전성 데이터 분석 기능 등을 수행할 수 있다.
이때, 데이터분석 클라이언트(240)는 통합계측 장비(180)로부터 제공 받은 데이터를 기반으로 제1 점검 모드 또는 제2 점검 모드에 대한 분석 데이터를 도시할 수 있다.
이동형 데이터분석 클라이언트(230)는 결함탐지를 위해 실시간으로 데이터를 확인할 수 있다. 이동형 데이터분석 클라이언트(230)는 분석 데이터 도시 기능을 수행할 수 있다.
이때, 이동형 데이터분석 클라이언트(230)는 통합계측 장비(180)로부터 실시간으로 제공 받은 데이터를 기반으로 제3 점검 모드에 대한 분석 데이터를 도시할 수 있다.
도 2a 내지 도 2b는 본 발명의 일 실시예에 따른 통합계측 장비의 구조를 나타내는 도면이다.
도 2a 내지 도 2b에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 통합계측 장비(180)는 전원 모듈(181), 메인 보드(182), 계측 모듈(183), 및 메인 프로세서(184)를 포함할 수 있다.
전원 모듈(181)은 항공기 전원을 입력 받아 내부에 필요한 전원을 공급할 수 있다. 이때, 전원 모듈(181)은 전원을 메인 보드를 통해 각 계측 모듈에 공급하며, 각 계측 모듈의 입출력을 위해 LVDS(Low Voltage Differential Signaling) 공통 버스를 사용한다.
메인 보드(182)는 탈부착이 가능한 다수의 계측 모듈을 부착 또는 탈착할 수 있다. 이렇게 계측 모듈의 탈부착이 가능하도록 하기 때문에 사용자의 요구에 맞게 구성이 가능하다.
계측 모듈(183)은 광 센서 및 아날로그 센서로부터 측정 데이터를 획득할 수 있다. 이러한 계측 모듈(183)은 예컨대, 광 센서와 연동하여 광 신호를 계측하는 제1 계측 모듈과 가속도, 압력, 스트레인을 계측하는 제2 계측 모듈을 포함할 수 있다.
메인 프로세서(184)는 계측 모듈(183)을 통해 광 센서 및 아날로그 센서로부터 획득된 측정 데이터를 기반으로 기 설정된 다수의 점검 모드를 선택적으로 운영할 수 있다.
여기서, 기 설정된 다수의 점검 모드는 예컨대, 비행 중 충격을 감지하기 위한 제1 점검 모드, 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 제2 점검 모드, 지상에서 정비를 수행하기 위한 제3 점검 모드를 포함할 수 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 중 점검 모드를 설명하기 위한 도면이다.
도 3에 도시한 바와 같이, 본 발명은 광 센서와 아날로그 센서로부터 획득한 측정 데이터를 기반으로 비행 중 충격을 감지하기 위한 제1 점검 모드를 수행하거나 비행 중 모든 데이터를 기록하기 위한 제2 점검 모드를 수행할 수 있다.
제1 점검 모드는 항공기 운용 중 발생 가능한 저속 충돌을 감지하기 위한 모드로서, 상관관계 검사법 기반의 충격 위치를 검출하기 위한 알고리즘을 사용한다.
이때, 상관관계 검사법은 서로 다른 두 신호의 유사성을 비교하기 위한 신호처리 알고리즘의 하나로서, 두 신호의 시간 지연의 함수로 정의될 수 있다. 서로 다른 두 신호 f와 g에 대한 상관 관계는 다음의 [수학식 1]과 같이 정의될 수 있다.
[수학식 1]
Figure 112014091746017-pat00001
여기서, ★는 두 신호 f와 g의 상관관계 연산자를 나타내며, τ는 두 신호 사이의 시간지연을 나타낸다.
상기 [수학식 1ㅣ에 의한 두 신호 f와 g의 상관관계를 계산한 결과는 두 신호가 시간에 따라 유사한 모양을 가지며 동일한 위상에 존재할 때 큰 값을 갖는다.
본 발명에 따른 저속 충격 위치 검출 알고리즘은 [수학식 1]에 의해 정의된 상관관계 검사법을 통해 외부 저속 충돌을 감시하게 된다. 상관관계 검사법을 이용한 충격위치 검출의 경우, 두 신호의 모든 시간지연에 따라 상관관계 값을 계산하기 때문에, 계산 결과가 충격 신호의 도달 시간에 영향을 받지 않는다는 장점을 갖는다. 이는 항공기와 같이 운행 중 지속적인 진동 환경에 노출되어 있는 구조물에 적합한 방법으로, 외부 진동 환경에 의해 크게 달라 질 수 있는 신호 대 잡음비(SNR, signal-to-noise ratio)에 따른 검출 결과에 영향이 적다. 따라서 이러한 방식은 기존에 널리 개발되었던 도달시간 차이(arrival time difference)를 이용한 저속 충격위치 검출 기법에 비해 현장 적용성이 보다 뛰어날 것으로 예상된다.
이때, 본 발명은 저속 충격 위치 알고리즘의 검출 성능을 높이기 위해 정규화 된 상관관계 검사 기법을 적용하고자 한다. 두 신호 f와 g 사이의 정규화 된 상관관계는 다음의 [수학식 2]와 같이 정의될 수 있다.
[수학식 2]
Figure 112014091746017-pat00002
상기 [수학식 2]에 의한 신호 f의 자기 상관관계는 시간지연 τ가 0일 때 가장 큰 값을 갖는다. 따라서 신호 f의 최대 자기 상관관계 값은 다음의 [수학식 3]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 3]
Figure 112014091746017-pat00003
상기 [수학식 3]이 양수라고 가정할 때, 양변에 제곱근을 취하면 다음의 [수학식 4]와 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 4]
Figure 112014091746017-pat00004
이렇게 구한 상기 [수학식 4]는 신호 f의 정규호 상수를 나타낸다. 마찬가지로, 신호 g에 대한 정규화 상수는 다음의 [수학식 5]와 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 5]
Figure 112014091746017-pat00005
이렇게 구한 상기 [수학식 4]와 상기 [수학식 5]를 이용하여 서로 다른 두 신호 f와 g의 정규화된 상관관계를 나타내면 다음의 [수학식 6]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 6]
Figure 112014091746017-pat00006
이때, 두 임의의 충돌이 동일한 위치에 다른 크기의 에너지로 가해진다면, 동일한 위치에 대한 충격 신호 f와 g는 신호 크기는 다르지만 유사한 형태의 신호 파형을 가지게 된다. 이상적인 경우에 두 신호 f와 g는 다음의 [수학식 7]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 7]
Figure 112014091746017-pat00007
여기서, k는 충격 에너지에 따라 달라지는 상수를 나타낼 수 있다.
상기 [수학식 7]을 상기 [수학식 6]에 대입하면 다음의 [수학식 8]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 8]
Figure 112014091746017-pat00008
상기 [수학식 8]은 시간지연 τ가 0일 때 최대값인 1을 가지며 따라서 이렇게 구한 상기 [수학식 8]은 서로 다른 두 신호 사이의 정규화된 상관관계를 나타낼 수 있다.
따라서, 본 발명에 따른 충격 위치 검출 알고리즘은 지상 시험을 통해 획득한 기준 데이터베이스와 항공기 운항 중 탑재된 광 센서로부터 측정된 외부 충격 신호 사이의 정규화된 상관관계를 이용하여 충격 위치를 검출할 수 있다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 제1 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 4에 도시한 바와 같이, 광 센서로부터 계측되는 고속의 중심파장 변화는 항공기 운용 중 외부 충격이 발생할 경우 충격 발생 시점을 기점으로 하여 그 전후의 측정 데이터를 저장한다.
저장된 측정 데이터는 지상 시험으로부터 획득된 기준 데이터베이스와의 상관관계 검사 비교를 통해 높은 상관관계를 보이는 기준 격자점들을 선별하고, 선별된 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출할 수 있다.
제2 점검 모드는 항공기 운용 중 발생하는 모든 데이터를 기록하기 위한 모드로서, 이렇게 기록된 모든 데이터를 기반으로 항공기의 비행 하중을 계산할 수 있다.
항공기 운용 중 측정된 변형률 데이터 기반의 비행하중 계산을 위해 지상 교정 시험이 적용되는데, 지상 교정 시험은 대상 구조물에 설치된 센서를 통해 측정된 변형률 값을 이용하여 부가되는 하중을 계산하기 위한 일련의 시험 절차이다. 본 발명에서는 이러한 지상 교정 시험 절차를 응용하여 항공기 주익의 비행 하중을 계산하고자 한다.
지상 교정 시험을 이용한 하중계산은 기본적으로 하중과 변형률이 선형인 관계에 있으며 superposition이 가능하다는 가정 하에 시험 및 결과를 도출하게 된다.
지상 교정 시험은 대상 구조물의 적절한 위치에 센서를 설치하고, 사전에 선정된 위치에 교정 하중을 가한다. 부가된 교정 하중에 의한 센서 응답 중에서 적절한 응답을 보이는 센서를 선정 한 후 하중 교정 상수(load calibration coefficient)를 추출하여, 최종 비행하중 계산을 위한 변형률-하중 관계를 얻는다.
항공기 주익에 발생하는 외부 하중을 L, 외부 하중에 의해 측정되는 주익의 변형률 응답을 ε, 그리고 하중과 변형률 응답 사이의 관계를 나타내는 하중 교정 상수를 β라고 하였을 때, 이들 사이의 관계식은 다음의 [수학식 9]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 9]
Figure 112014091746017-pat00009
상기 [수학식 9]의 양변에 변형률 응답 ε의 transpose를 취하면 다음의 [수학식 10]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 10]
Figure 112014091746017-pat00010
상기 [수학식 10]의 양변에 하중 교정 상수 β 앞 항의 역행렬을 취하면 다음의 [수학식 11]과 같이 나타낼 수 있다.
[수학식 11]
Figure 112014091746017-pat00011
상기 [수학식 11]을 통해 대상 구조물의 하중 교정 상수 β를 계산할 수 있다. 지상 교정 시험은 사전에 알고 있는 위치에 알고 있는 하중을 부가하여 그 하중에 대한 변형률 값을 얻어 역으로 하중 교정 상수 β를 계산하는 방법으로 진행된다. 도출된 하중 교정 상수를 이용하여 항공기 주익에 하중이 가해졌을 때 발생하는 변형률 값을 측정한다면 역으로 주익에 발생하는 하중을 계산할 수 있게 된다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제2 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 5에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 비행하중 측정 알고리즘은 지상시험을 통해 획득된 하중 교정 상수와 항공기 운항 중 탑재된 광 센서로부터 실시간으로 측정된 저속 변형률/온도 신호 사이의 상관관계를 이용하여 비행하중 측정을 수행할 수 있다.
센서로부터 계측되는 저속의 중심파장 변화는 실시간으로 저장장치를 통해 저장되며, 저장된 중심파장 변화는 각각 설치 목적에 따라 변형률 및 온도로 변환된다. 항공기는 운항 중 높은 고도에서 큰 온도변화를 보이며, 이러한 온도 변화는 동일 하중에 대해서 항공기 구조물에 다른 변형률 응답을 보이므로 지상에서 측정된 변형률과는 다른 응답을 보이게 된다. 이는 하중 계산 결과에 오차를 가져다 줄 수 있다. 따라서 본 발명에서는 알고리즘의 하중 검출 성능을 높이기 위한 하나의 방법으로 온도 보상된 변형률을 이용한 하중계산 방법을 제안하고자 한다.
결국, 본 발명에 따른 항공기 비행하중 측정 알고리즘에서는 최종적으로 온도 보상된 변형률 값과 하중 교정 상수를 이용하여 항공기 비행하중을 계산할 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 지상에서의 점검 모드를 설명하기 위한 도면이다.
도 6에 도시한 바와 같이, 본 발명은 광 센서와 아날로그 센서로부터 획득한 측정 데이터를 기반으로 지상에서 정비를 수행하기 위한 제3 점검 모드를 수행할 수 있다.
제3 점검 모드는 지상에서 비파괴 검사를 수행하기 위한 모드로서, 패턴 인식을 이용하여 항공기의 결함의 여부와 위치 등을 판정하기 위한 알고리즘을 사용한다.
이러한 판정 알고리즘은 다음의 [수학식 12]와 같은 전달 함수를 가질 수 있다.
[수학식 12]
Figure 112014091746017-pat00012
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 제3 점검 모드의 동작 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 7에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 판정 알고리즘은 구동력(actuator force)과 센서로부터 획득된 데이터를 기반으로 특징을 추출하고 그 추출된 특징을 이용하여 기 설정된 패턴 인식 알고리즘을 통해 패턴을 인식하여 결함의 여부와 위치 등을 판정할 수 있다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 복합 구조 진단 방법을 나타내는 도면이다.
도 8에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 복합 구조 진단 시스템은 먼저 항공기가 비행 중인지를 확인하여(S810) 그 확인한 결과로 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라(S820) 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 측정 데이터를 획득하여 기록할 수 있다(S830).
이때, 시간 동기화한다는 의미는 광 센서와 아날로그 센서 등으로부터 계측된 측정 데이터를 시간적으로 프레임(frame)화하여 저장하는 것을 의미할 수 있다.
다음으로, 복합 구조 진단 시스템은 기록한 측정 데이터를 기반으로 기반으로 항공기의 충격 발생 여부 예컨대, 조류 및 기타 물질의 충돌, 난바람(거스트) 검출 등을 확인할 수 있다(S840).
다음으로, 복합 구조 진단 시스템은 그 확인한 결과로 항공기의 충격 발생이 확인되면 제2 점검 모드를 충격을 감지하기 위한 제1 점검 모드로 전환할 수 있다(S850).
다음으로, 복합 구조 진단 시스템은 전환된 제2 점검 모드에 따라 제공 받은 측정 데이터를 기반으로 상관관계 검사법을 기반으로 충격 위치를 검출할 수 있다(S860).
이때, 복합 구조 진단 시스템은 측정 데이터와 기준 데이터베이스의 상관관계 검사 비교를 통해 높은 상관관계를 보이는 기준 격자점들을 선별하고, 선별된 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하게 된다.
반면, 복합 구조 진단 시스템은 지상인 경우 제3 점검 모드에 따라(S870) 피해가 예상되는 부위에 대하여 각종 센서와 장비를 이용하여 비파괴 검사를 수행할 수 있다(S880).
이상에서 설명한 실시예들은 그 일 예로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
100: 탑재 시스템
110: GPS 안테나
120: 전원
130: 가진기
140: 이벤트 스위치
150: 표시기
160: MFD
170: 센서
180: 통합계측 장비
200: 지상 시스템
210: 서버
220: 스토리지
230: 이동형 데이터분석 클라이언트
240: 데이터분석 클라이언트
250: 점검 장비

Claims (15)

  1. 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 탑재 시스템; 및
    상기 탑재 시스템과 연동하여 계측된 데이터를 저장하고, 상기 항공기가 지상에 있는 경우 기 설정된 제3 점검 모드에 따라 비파괴 검사를 수행하는 지상 시스템;
    을 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 상기 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 탑재 시스템은,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고,
    지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 기록된 데이터에 기초한 항공기의 변형률은 상기 항공기의 기 측정된 온도 변화에 따라 보상된 변형률인 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 탑재 시스템은,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고,
    상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 탑재 시스템은,
    상기 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고 그 획득한 데이터 중 충돌 발생 시점을 기준으로 그 전후의 일부 데이터를 기록하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 탑재 시스템은,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고
    그 획득된 데이터를 기반으로 충격 발생이 확인되면, 상기 제2 점검 모드를 상기 제1 점검 모드로 전환하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 지상 시스템은,
    구동력에 따라 상기 광 센서와 아날로그 센서로부터 획득된 데이터를 기반으로 특징을 추출하고
    그 추출된 특징을 기반으로 기 설정된 패턴 인식 알고리즘을 통해 패턴을 인식하여 결함의 여부와 위치를 판정하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  8. 항공기 내에 구비되어 구조 건전성을 확인하기 위한 데이터를 계측하는 다수의 센서들; 및
    항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 센서들로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 통합계측 장치;
    를 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 통합계측 장치는,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고,
    지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  10. 제9 항에 있어서,
    상기 기록된 데이터에 기초한 항공기의 변형률은 상기 항공기의 기 측정된 온도 변화에 따라 보상된 변형률인 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  11. 제8 항에 있어서,
    상기 통합계측 장치는,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고,
    상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  12. 제8 항에 있어서,
    상기 통합계측 장치는,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하고
    그 획득된 데이터를 기반으로 충격 발생이 확인되면, 상기 제2 점검 모드를 상기 제1 점검 모드로 전환하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 시스템.
  13. 항공기가 비행 중인 경우 기 설정된 제2 점검 모드에 따라 센서들로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하면서 충격 발생이 감지되는지를 확인하는 단계; 및
    상기 확인한 결과로 상기 충격 발생이 감지되면 제1 점검 모드로 전환하여 상기 획득된 데이터 중 일부 또는 전부를 기반으로 상기 항공기의 충격 위치를 검출하는 단계;
    를 포함하되, 상기 제1 점검 모드는 비행 중 충돌을 감지하기 위한 모드이고, 상기 제2 점검 모드는 비행 중 비행 하중을 감시하기 위한 모드이며, 제3 점검 모드는 지상에서 정비를 수행하기 위한 모드인 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 방법.
  14. 제13 항에 있어서,
    상기 확인하는 단계는,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제2 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 전부를 기록하고,
    지상시험을 통해 기 획득된 하중 교정 상수와 상기 기록된 데이터에 기초한 하중에 대한 변형률 사이의 상관관계를 산출하여 그 산출된 상관관계를 기반으로 상기 항공기의 비행 하중을 계산하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 방법.
  15. 제13 항에 있어서,
    상기 검출하는 단계는,
    상기 항공기가 비행 중인 경우 제1 점검 모드에 따라 광 센서와 아날로그 센서로부터 시간 동기화하여 계측된 데이터를 획득하여 그 획득된 데이터 일부를 기록하고,
    상기 기록된 데이터와 지상시험을 통해 기 획득된 기준 데이터베이스 사이의 상관관계를 비교하여 그 비교한 결과로 기 설정된 개수의 높은 상관관계를 갖는 기준 격자점들을 선별하고 선별된 상기 기준 격자점들 사이의 도심을 구하여 최종적으로 예상 충격위치를 검출하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합 구조 진단 방법.
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