KR20130075065A - 항공기의 구조 건전성 감시 방법 - Google Patents

항공기의 구조 건전성 감시 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20130075065A
KR20130075065A KR1020110143263A KR20110143263A KR20130075065A KR 20130075065 A KR20130075065 A KR 20130075065A KR 1020110143263 A KR1020110143263 A KR 1020110143263A KR 20110143263 A KR20110143263 A KR 20110143263A KR 20130075065 A KR20130075065 A KR 20130075065A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aircraft
wing
deformation
impact
sensors
Prior art date
Application number
KR1020110143263A
Other languages
English (en)
Inventor
전승문
박찬익
김종헌
김광수
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020110143263A priority Critical patent/KR20130075065A/ko
Publication of KR20130075065A publication Critical patent/KR20130075065A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B11/00—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques
    • G01B11/16—Measuring arrangements characterised by the use of optical techniques for measuring the deformation in a solid, e.g. optical strain gauge
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration

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 방법은 항공기 운항 중에 항공기 날개의 변형 및 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 제1단계; 상기 변형의 크기와 상기 충격의 위치를 구하여 저장하는 제2단계; 상기 변형의 크기가 제1기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 변형의 크기가 제2기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키며, 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값과 제2기준값 사이에 있으면, 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하여, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면, 항공기 운항을 계속시키는 제3단계; 및 항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서, 상기 변형이 큰 위치와 항공기의 날개와 동체의 연결부분, 및 상기 충격의 위치 중 적어도 어느 하나를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 제4단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

항공기의 구조 건전성 감시 방법{STRUCTURAL HEALTH MONITORING METHOD FOR AIRCRAFT}
본 발명은 항공기의 구조 건전성을 감시하는 방법에 관한 것으로, 더 상세하게는, 복수개의 광섬유 격자센서와 압전센서를 사용하여, 항공기 운항 중에 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있는 항공기의 구조 건전성 감시 방법에 관한 것이다.
항공기는 운항 중 공기저항에 의해 반복적인 비행하중을 받고, 우박 또는 새의 충돌에 의해 충격하중을 받는다. 이러한 비행하중이나 충격하중에 의해, 항공기에 손상이 발생할 수 있다.
그래서, 항공기는 적절한 검사와 유지보수가 필요하므로, 그 수명을 연장하거나 돌발적인 손상을 방지하기 위해 항공기의 완전 상태 및 건전성을 감시해야 한다.
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.
한편, 최근에는 날개를 가볍고 강도가 높은 복합재로 제작한 항공기가 많이 등장하고 있다.
복합재는 섬유와 수지(resin)로 구성되며, 그 섬유의 종류는 유리섬유 또는 탄소섬유 등 다양할 수 있다.
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.
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.
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 방법을 제공하는 데 있다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 방법은, 항공기 운항 중에 항공기 날개의 변형 및 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 제1단계;
상기 변형의 크기와 상기 충격의 위치를 구하여 저장하는 제2단계;
상기 변형의 크기가 제1기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 변형의 크기가 제2기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키며, 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값과 제2기준값 사이에 있으면, 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하여, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면, 항공기 운항을 계속시키는 제3단계; 및
항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서, 상기 변형이 큰 위치와 항공기의 날개와 동체의 연결부분, 및 상기 충격의 위치 중 적어도 어느 하나를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 제4단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제1단계의 항공기 날개의 변형을 감지하는 단계는,
항공기 날개가 변형되는 단계; 상기 항공기 날개에 길이방향으로 일직선으로 설치된 제1광섬유들 각각에 구비된, 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계; 상기 제1격자센서들 각각이, 날개가 변형되기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 변형의 크기는, 상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기로 구해지는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제1단계에서의 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 단계는,
항공기 날개에 충격이 가해지는 단계;
상기 항공기 날개에 길이방향 및 폭 방향에 걸쳐 사각형으로 설치된 제2광섬유들 각각에 구비된, 제2격자센서들 각각으로 충격파가 도달하는 단계;
상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계; 및
상기 제2격자센서들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제2격자센서들 각각이 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하면, 상기 제2격자센서들 각각으로 충격파가 도달된 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제2단계에서의 항공기 날개에 가해진 충격의 위치를 구하는 단계는,
상기 제2격자센서들 각각으로 충격파 도달시간을 구하는 단계; 및
상기 충격파 도달시간 중 가장 짧은 도달시간과, 나머지 도달시간들과의 시간차를 구하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제2단계는, 상기 충격의 크기를 구하여 저장하는 단계를 더 포함하고,
상기 제3단계는, 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값보다 작지만 상기 충격의 크기가 제3기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 충격의 크기가 상기 제3기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제1기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 변형의 임계값이고, 상기 제2기준값은 항공기에 영구적인 작은 변형 또는 작은 크랙을 일으킬 수 있는 변형의 임계값 이며, 상기 제3기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 충격의 크기값인 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 충격의 크기는, 상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기와, 상기 충격의 위치와, 상기 충격파 도달시간으로 구해지는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 단계는,
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치된, 압전센서에 전기를 공급하는 단계;
상기 압전센서가 진동하는 단계;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분이 진동하는 단계; 및
상기 압전센서가 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분의 진동을 받아, 전기를 발생시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면 항공기 운항을 계속시키는 단계는,
상기 압전센서가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계; 및
상기 임피던스를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 임피던스와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면 항공기 운항을 계속시키는 단계는,
상기 압전센서가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계;
상기 임피던스로부터 손상지수를 구하는 단계; 및
상기 손상지수를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 손상지수와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제4단계에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는,
상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계;
상기 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계;
상기 제1격자센서들이 상기 초음파를 받는 단계;
상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 변하는 단계; 및
상기 격자들 간격의 변화를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 제4단계에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는,
상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계;
상기 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계;
상기 압전센서들이 상기 초음파를 받는 단계;
상기 압전센서들이 전기를 발생시키는 단계; 및
상기 발생된 전기를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 있어서, 상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계는, 레이저를 거울로 방출시키는 단계; 및
상기 거울의 반사각을 바꾸어가며, 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
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.
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.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 방법을 구현하기 위한 시스템이 설치된 무인항공기를 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 A부분을 확대한 도면이다.
도 3은 도 2의 B부분에 배치된 제1광섬유와, 제1광섬유에 구비된 복수개의 제1광섬유 격자센서들을 나타낸 도면이다.
도 4는 복수개의 광섬유 격자센서가 설치된 제1광섬유 부분에 변형이 생겼을 때, 복수개의 광섬유 격자센서가 반사하는 빛의 파장변화를 나타낸 그래프이다.
도 5는 도 2의 C부분에 배치된 제2광섬유와, 제2광섬유에 구비된 제2광섬유 격자센서들을 나타낸 도면이다.
도 6은 도 2의 C부분으로 레이저를 방출하여 초음파를 발생시키는 상태를 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 방법을 나타낸 순서도이다.
이하, 본 발명을 첨부한 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
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 실시간으로 감시하도록 한 것이다.
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.
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.
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.
이하에, 이러한 특성의 센서를 사용하여 항공기의 구조 건전성을 감시하기 위한 방법에 대하여 구체적으로 설명한다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 방법을 구현하기 위한 시스템이 설치된 무인항공기를 나타낸 도면이다. 본 발명에서는 무인항공기를 예시하였지만, 이에 한정되는 것은 아니며, 유인 항공기에도 적용될 수 있다.
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.
변형감지부(110), 충격감지부(120), 손상감지부(130)는 외부에서 보이지 않지만, 도 1에서는, 날개의 표면과, 날개와 동체의 연결부분을 일부 제거하여, 변형감지부(110), 충격감지부(120), 손상감지부(130)가 외부에서 일부 보이도록 예시하였다.
이하에, 각 구성부에 대하여 구체적으로 설명한다.
변형감지부(110)
변형감지부(110)는 도 1에 도시된 바와 같이, 날개의 상부와 하부 표면 내측에 설치되어, 날개의 변형을 감지하여 감지된 신호를 제어부에 보내는 역할을 한다.
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 제1광섬유(f1)와, 각각의 제1광섬유(f1)에 구비된 상이한 파장을 갖는 복수개의 제1광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)로 구성된다.
복수개의 제1광섬유(f1)는 날개의 폭 방향으로 서로 평행하게 배치되어 있다.
구조해석 및 강도해석 결과, 제1광섬유(f1)들이 날개의 길이방향을 따라 일직선으로 설치되고, 날개의 폭 방향으로 서로 평행하게 설치될 때, 날개의 변형을 가장 잘 감지할 수 있었다.
제1광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)는 제1광섬유(f1)에 새겨진 격자들로 구성되며, 격자들의 간격이 달라질 때마다, 격자 간격에 상응하는 특정 파장을 가진 빛만을 반사한다.
도 3은 이러한 제1광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 부분 중, 날개의 일측 플랜지 부분인 도 2의 B부분에 배치된 제1광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)의 구성을 예시한 것이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 제1광섬유(f1)의 일 끝단에는 광원(S)이 연결되어 있다. 그러나, 제1광섬유(f1)가 중간에서 끊어지는 것을 대비하기 위해, 광원(S)은 제1광섬유(f1)의 양 끝단에 모두 연결될 수도 있다. 이러한 광원(S)은 일종의 발광다이오드로서 출사되는 광대역 파장의 빛을 제1광섬유(f1)로 입사시킨다.
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.
만약 광원(S)에서 4개의 파장(λ1,λ2,λ3,λ4)을 모두 가진 빛이 제1광섬유(f1)로 입사될 때, 4개의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 제1광섬유(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.
도 4는 이와 달리 4개의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 설치된 제1광섬유(f1) 부분에 변형이 생겼을 때, 각각의 광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)가 반사하는 빛의 파장변화를 나타낸 것이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 비행하중이나 충격하중에 의해 날개가 변형됨으로써, 첫번째의 광섬유 격자센서(b1-1)가 설치된 제1광섬유(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.
마찬가지로, 두번째의 광섬유 격자센서(b1-2)가 설치된 제1광섬유(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 제1광섬유(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 제1광섬유(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.
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.
한편, 도 2의 B부분 이외의 나머지 부분에 배치된 제1광섬유(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.
충격감지부(120)
충격감지부(120)는 날개의 상부 표면 내측에 설치되어, 날개에 가해지는 충격을 감지하여 감지된 신호를 제어부에 보내는 역할을 한다.
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.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 충격감지부(120)는 날개의 길이 및 폭 방향으로 대략 사각형 또는 디귿자 형상으로 설치된 복수개의 제2광섬유(f2)와, 제2광섬유(f2)들 각각에 구비된 복수개의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)로 구성된다. 도면에서는, 제2광섬유(f2)에 4개의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)가 구비된 것을 예시하였으나, 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)의 개수는 이에 한정되지 않으며, 그보다 많은 수의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)가 구비될 수도 있다.
도 2로부터 알 수 있는 바와 같이, 4개의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 제2광섬유(f2)의 사각 모서리에 각각 위치하며, 날개의 길이방향으로 서로 평행하다.
구조해석 및 강도해석 결과, 제2광섬유 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.
이러한 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 상기한 제1광섬유 격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)와 마찬가지로, 제2광섬유(f2)에 새겨진 격자들로 구성되며, 서로 다른 격자 간격을 가짐으로써, 격자들의 간격이 달라질 때마다, 격자 간격에 상응하는 특정 파장을 가진 빛만을 반사한다.
도 5는 이러한 제2광섬유 격자센서가 설치된 부분 중, 항공기의 동체에 가까운 날개 부분인 도 2의 C부분에 배치된 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)의 구성을 예시한 것이다.
도 5에 도시된 바와 같이, 4개의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 날개의 충격을 잘 감지하기 위하여, 제2광섬유(f2)의 중심부를 향하도록 위치되어 있다.
제1광섬유(f1)의 구조와 마찬가지로, 제2광섬유(f2)의 일 끝단에는 광대역 파장의 빛을 출사하는 광원(S)이 연결되어 있고, 그 광원(S2)은 제2광섬유(f2)가 중간에서 끊어지는 것을 대비하기 위해 제2광섬유(f2)의 양 끝단에 모두 연결될 수도 있다.
이와 같이 제2광섬유(f2)에 구비된 복수개의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)에 의해, 날개에 가해지는 충격을 감지하는 방법을 설명하면 다음과 같다.
먼저, 우박 또는 새가, 4개의 제2광섬유 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 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)로 전달되게 된다. 그러면, 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 변하게 되고, 이에 따라 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이 반사하는 빛의 파장도 달라진다.
이 때, 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하면, 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각에 충격파가 도달된 것으로 판단된다.
이와 같이, 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각에 충격파가 도달되면, 각각의 제2광섬유 격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)는 충격을 실시간으로 감지할 수 있다.
또한, 제2광섬유 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.
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.
이 경우, 가장 짧은 도달시간(t1)과 나머지 도달시간(t2,t3,t4)과의 시간차에 의해, 충격위치(I)를 구할 수 있다.
손상감지부(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.
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.
전방연결부(FL), 중앙연결부(ML) 및 후방연결부(RL) 각각에는, 날개와 동체를 연결하는 볼트가 체결되는 복수개의 볼트공(H)이 각각 형성되어 있다.
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.
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.
이와 같은 구조로 이루어진 손상감지부(130)에 의해 날개와 동체를 연결하는 부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 방법은 다음과 같다.
먼저, 제어부는 날개와 동체를 연결하는 부분에서 균열 발생 및 볼트 풀림을 감지하도록, 손상감지부(130)에 신호를 보낸다.
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.
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.
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.
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.
손상지수는 다음의 식에 의해 구해진다.
Figure pat00001
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.
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.
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 충격의 위치 및 크기를 구하고, 그리고 압전센서를 사용한 손상감지부(130)로부터 신호를 받아 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림 정도를 알아내거나 정량적으로 구한다.
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.
상술한 바와 같은 본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성을 감시하는 방법을 도 7을 참조하여 설명하면 다음과 같다.
먼저, 항공기 운항 중에 항공기 날개의 변형 및 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하여(S11), 그 변형의 크기와 충격의 위치를 구하여 저장한다(S12). 단계 S11에서, 항공기 날개의 변형 감지는 항공기 날개가 변형되는 단계, 항공기 날개에 길이방향으로 일직선으로 설치된 제1광섬유(f1)들 각각에 구비된, 제1격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계, 및 제1격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)들 각각이, 날개가 변형되기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계를 포함함으로써 실행된다.
여기서, 상기 변형의 크기는, 제1격자센서서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 제1격자센서서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기로 구해진다.
그리고, 항공기 날개에 가해지는 충격 감지는, 항공기 날개에 충격이 가해지는 단계, 항공기 날개에 길이방향 및 폭 방향에 걸쳐 사각형으로 설치된 제2광섬유(f2)들 각각에 구비된, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각으로 충격파가 도달하는 단계, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계, 및 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계를 포함함으로써 실행된다. 이 때, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각이 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하면, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각으로 충격파가 도달된 것으로 판단한다.
또한, 항공기 날개에 가해진 충격의 위치는 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각으로 충격파 도달시간을 구하는 단계 및 충격파 도달시간 중 가장 짧은 도달시간과, 나머지 도달시간들과의 시간차를 구하는 단계에 의해 구해진다.
이와 같이 구해진 상기 변형의 크기가 제1기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 변형의 크기가 제2기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시킨다. 만약 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값과 제2기준값 사이에 있으면, 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하여, 그 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 반대로 그 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면, 항공기 운항을 계속시킨다(S13). 여기서, 제1기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 변형의 임계값(예를 들면, 구조(기골)의 극한변형률 또는 파괴변형률)을 가리키며, 제2기준값은 항공기에 영구적인 작은 변형 또는 작은 크랙을 일으킬 수 있는 변형의 임계값(예를 들면, 구조(기골)의 영구변형률 또는 항복변형률)을 가리킨다.
한편, 상기 단계 S12에서는, 항공기 날개에 가해지는 충격의 크기를 구하여 저장하는 단계를 더 행할 수 있고, 이 경우, 단계 S13에서는, 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값보다 작지만 상기 충격의 크기가 제3기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 충격의 크기가 상기 제3기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키는 단계를 더 행할 수 있다. 여기서, 제3기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 충격의 크기값(예를 들면, 구조(기골)의 손상허용 충격에너지)을 가리킨다. 상기 충격의 크기는, 항공기 날개에 충격이 생겼을 때만 구해지는 것으로, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 제2격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기와, 상기 충격의 위치와, 상기 충격파 도달시간으로 구해진다.
이러한 단계 S13에 있어서, 상기 균열 및 볼트 풀림의 감지는 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치된, 압전센서(P)에 전기를 공급하는 단계, 압전센서(P)가 진동하는 단계, 항공기 날개와 동체의 연결부분이 진동하는 단계, 및 압전센서(P)가 항공기 날개와 동체의 연결부분의 진동을 받아, 전기를 발생시키는 단계를 포함함으로써 실행된다.
또한, 단계 S13에서, 균열 및 볼트 풀림의 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면, 항공기 운항을 계속시키는 단계는, 압전센서(P)가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계 및 그 임피던스를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 임피던스와 비교하는 단계를 포함함으로써 실행되거나, 또는 압전센서(P)가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계, 그 임피던스로부터 손상지수를 구하는 단계, 및 그 손상지수를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 손상지수와 비교하는 단계를 포함함으로써 실행된다.
상기한 바와 같은 단계 S11 - S13을 실행한 후, 최종적인 검사를 위해 항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서, 상기 변형이 큰 위치와 항공기의 날개와 동체의 연결부분, 및 상기 충격의 위치 중 적어도 어느 하나를 중심으로 손상을 정밀하게 검사한다(S14).
단계 S14에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는, 상기 충격의 위치를 중심으로, 항공기의 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계, 그 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계, 제1격자센서(b1-1, b1-2, b1-3, b1-4)들이 상기 초음파를 받는 단계, 제1격자센서(b2-1, b2-2, b2-3, b2-4)들 각각의 격자들 간격이 변하는 단계, 및 이 격자들 간격의 변화를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계를 포함함으로써 실행된다.
또는, 단계 S14에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는, 상기 충격의 위치를 중심으로, 항공기의 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계, 그 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계, 압전센서(P)들이 상기 초음파를 받는 단계, 압전센서(P)들이 전기를 발생시키는 단계, 및 발생된 전기를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계를 포함함으로써 실행된다.
여기서, 상기 충격의 위치를 중심으로, 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계는, 레이저를 거울로 방출시키는 단계 및 그 거울의 반사각을 바꾸어가며, 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계를 포함함으로써 실행된다.
이와 같은 방법에 의하면, 종전과 같이 육안검사나 비파괴검사를 할 필요 없이, 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.
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.
100 : 구조 건조성 감시 시스템
110 : 변형감지부
120 : 충격감지부
130 : 손상감지부
b1-1, b1-2, b1-3, b1-4 : 제1광섬유 격자 센서
b2-1, b2-2, b2-3, b2-4 : 제2광섬유 격자 센서
f1 : 제1광섬유
f2 : 제2광섬유
FL : 전방연결부
ML : 중앙연결부
RL : 후방연결부
P : 압전센서

Claims (15)

  1. 항공기 운항 중에 항공기 날개의 변형 및 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 제1단계;
    상기 변형의 크기와 상기 충격의 위치를 구하여 저장하는 제2단계;
    상기 변형의 크기가 제1기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 변형의 크기가 제2기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키며, 상기 변형의 크기가 상기 제1기준값과 제2기준값 사이에 있으면, 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에서 균열 및 볼트 풀림을 감지하여, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면, 항공기 운항을 계속시키는 제3단계; 및
    항공기가 지상으로 내려와 대기한 상태에서, 상기 변형이 큰 위치와 항공기의 날개와 동체의 연결부분, 및 상기 충격의 위치 중 적어도 어느 하나를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 제4단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1단계는, 항공기 날개가 변형되는 단계;
    상기 항공기 날개에 길이방향으로 일직선으로 설치된 제1광섬유들 각각에 구비된, 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계;
    상기 제1격자센서들 각각이, 날개가 변형되기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시방법.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 변형의 크기는,
    상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기로 구해지는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 제1단계에서의 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 단계는,
    항공기 날개에 충격이 가해지는 단계;
    상기 항공기 날개에 길이방향 및 폭 방향에 걸쳐 사각형으로 설치된 제2광섬유들 각각에 구비된, 제2격자센서들 각각으로 충격파가 도달하는 단계;
    상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지는 단계; 및
    상기 제2격자센서들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제2격자센서들 각각이 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하면, 상기 제2격자센서들 각각으로 충격파가 도달된 것으로 판단하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 제2단계에서의 항공기 날개에 가해진 충격의 위치를 구하는 단계는,
    상기 제2격자센서들 각각으로 충격파 도달시간을 구하는 단계; 및
    상기 충격파 도달시간 중 가장 짧은 도달시간과, 나머지 도달시간들과의 시간차를 구하는 단계;를 포함하는 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  7. 제4항에 있어서,
    상기 제2단계는, 상기 충격의 크기를 구하여 저장하는 단계를 더 포함하고,
    상기 제3단계는, 상기 변형의 크기가 상기 제1 기준값보다 작지만 상기 충격의 크기가 제3기준값보다 크면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 충격의 크기가 상기 제3기준값보다 작으면 항공기 운항을 계속시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제1기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 변형의 임계값이고, 상기 제2기준값은 항공기에 영구적인 작은 변형 또는 작은 크랙을 일으킬 수 있는 변형의 임계값 이며, 상기 제3기준값은 항공기의 추락을 일으킬 수 있는 충격의 크기값인 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  9. 제7항에 있어서,
    상기 충격의 크기는,
    상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라진 후 반사되는 빛의 파장과, 상기 제2격자센서들 각각의 격자들 간격이 달라지기 전 반사되는 빛의 파장의 차이의 크기와, 상기 충격의 위치와, 상기 충격파 도달시간으로 구해지는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 단계는,
    상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치된, 압전센서에 전기를 공급하는 단계;
    상기 압전센서가 진동하는 단계;
    상기 항공기 날개와 동체의 연결부분이 진동하는 단계; 및
    상기 압전센서가 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분의 진동을 받아, 전기를 발생시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면 항공기 운항을 계속시키는 단계는,
    상기 압전센서가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계; 및
    상기 임피던스를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 임피던스와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  12. 제10항에 있어서,
    상기 제3단계에서의 균열 및 볼트 풀림이 감지되면 항공기 운항을 중단시키고, 상기 균열 및 볼트 풀림이 감지되지 않으면 항공기 운항을 계속시키는 단계는,
    상기 압전센서가 발생시킨 전기를 신호로 받아 임피던스를 구하는 단계;
    상기 임피던스로부터 손상지수를 구하는 단계; 및
    상기 손상지수를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 손상지수와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  13. 제2항에 있어서,
    상기 제4단계에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는,
    상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계;
    상기 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계;
    상기 제1격자센서들이 상기 초음파를 받는 단계;
    상기 제1격자센서들 각각의 격자들 간격이 변하는 단계; 및
    상기 격자들 간격의 변화를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  14. 제10항에 있어서,
    상기 제4단계에서 충격의 위치를 중심으로 손상을 정밀하게 검사하는 단계는,
    상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계;
    상기 날개 표면으로부터 초음파가 발생하는 단계;
    상기 압전센서들이 상기 초음파를 받는 단계;
    상기 압전센서들이 전기를 발생시키는 단계; 및
    상기 발생된 전기를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
  15. 제13항 또는 제14항에 있어서,
    상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계는,
    레이저를 거울로 방출시키는 단계; 및
    상기 거울의 반사각을 바꾸어가며, 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계;를 포함하는 항공기의 구조건전성 감시 방법.
KR1020110143263A 2011-12-27 2011-12-27 항공기의 구조 건전성 감시 방법 KR20130075065A (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110143263A KR20130075065A (ko) 2011-12-27 2011-12-27 항공기의 구조 건전성 감시 방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110143263A KR20130075065A (ko) 2011-12-27 2011-12-27 항공기의 구조 건전성 감시 방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20130075065A true KR20130075065A (ko) 2013-07-05

Family

ID=48989021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020110143263A KR20130075065A (ko) 2011-12-27 2011-12-27 항공기의 구조 건전성 감시 방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20130075065A (ko)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015088967A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-18 Moog Inc. Fiber optic sensing and control system
CN104899471A (zh) * 2015-06-29 2015-09-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种试飞故障载荷预计方法
CN106909733A (zh) * 2017-02-23 2017-06-30 长沙理工大学 一种钢桁架桥梁关键构件高强螺栓健康状态监测方法
EP3410082A1 (en) * 2017-05-23 2018-12-05 Simmonds Precision Products, Inc. Acoustic event monitoring for triggering of health scan of a structure
CN111457844A (zh) * 2020-04-13 2020-07-28 上海电气风电集团股份有限公司 风力发电机中螺栓松动的检测方法、系统、设备及介质
KR20210156480A (ko) * 2020-06-18 2021-12-27 주식회사 디지트로그 항공기 구조물의 건전성 판단을 위한 최적화 알고리즘 설계 시스템 및 방법
CN114199152A (zh) * 2021-11-03 2022-03-18 上海传输线研究所（中国电子科技集团公司第二十三研究所） 一种机翼形变测量方法及装置

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015088967A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-18 Moog Inc. Fiber optic sensing and control system
CN104899471A (zh) * 2015-06-29 2015-09-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种试飞故障载荷预计方法
CN106909733A (zh) * 2017-02-23 2017-06-30 长沙理工大学 一种钢桁架桥梁关键构件高强螺栓健康状态监测方法
EP3410082A1 (en) * 2017-05-23 2018-12-05 Simmonds Precision Products, Inc. Acoustic event monitoring for triggering of health scan of a structure
US10401316B2 (en) 2017-05-23 2019-09-03 Simmonds Precision Products, Inc. Acoustic event monitoring for triggering of health scan of a structure
CN111457844A (zh) * 2020-04-13 2020-07-28 上海电气风电集团股份有限公司 风力发电机中螺栓松动的检测方法、系统、设备及介质
KR20210156480A (ko) * 2020-06-18 2021-12-27 주식회사 디지트로그 항공기 구조물의 건전성 판단을 위한 최적화 알고리즘 설계 시스템 및 방법
CN114199152A (zh) * 2021-11-03 2022-03-18 上海传输线研究所（中国电子科技集团公司第二十三研究所） 一种机翼形变测量方法及装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101273422B1 (ko) 항공기의 구조 건전성 감시 시스템
KR20130075065A (ko) 항공기의 구조 건전성 감시 방법
Giurgiutiu Structural health monitoring (SHM) of aerospace composites
US10724994B2 (en) Structural health monitoring method and system
JP6803268B2 (ja) 電流観測システム、電流観測方法及び航空機
Güemes SHM technologies and applications in aircraft structures
Ghoshal et al. Experimental investigations in embedded sensing of composite components in aerospace vehicles
Sbarufatti et al. Application of sensor technologies for local and distributed structural health monitoring
CN111337514B (zh) 臂架监测方法、系统、工程机械及机器可读存储介质
GB2469516A (en) Rotor blade with optical strain sensors covered by erosion shield
Ciminello et al. Skin-spar failure detection of a composite winglet using FBG sensors
Ruzek et al. Monitoring of compressive behaviour of stiffened composite panels using embedded fibre optic and strain gauge sensors
Handelman et al. Load tracking and structural health monitoring of unmanned aerial vehicles using optical fiber sensors
Takeda et al. Recent advances in composite fuselage demonstration program for damage and health monitoring in Japan
Moslehi et al. Multifunctional fiber Bragg grating sensing system for load monitoring of composite wings
Ogisu et al. Feasibility studies on active damage detection for CFRP aircraft bonding structures
JP6016589B2 (ja) 構造体及び構造体の剥離検出方法
Saito et al. Flight demonstration testing with distributed optical fiber sensor
Murthy et al. Review on Strain Monitoring of Aircraft: Using Optical Fibre Sensor
Brigman Structural health monitoring in commercial aviation
Pellone et al. Detecting of bonding defects using an SHM fiber-optics distributed sensors system in typical wing spar coupon
Sundaram et al. Structural Health monitoring of composite structures-Issues and challenges
Asokkumar et al. Identification of key performance indicators for shm in structures of increasing complexity based on artificial neural networks
Guemes et al. A permanent inspection system for damage detection at composite laminates, based on distributed fiber optics sensing
Kuznetsov et al. Measuring deformation, temperature, vibration and acoustic emission signals of aircraft structures using fiber optical sensors

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
AMND Amendment
E601 Decision to refuse application
AMND Amendment