KR20140091963A - 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템 - Google Patents

초경량항공기의 실시간 안전진단시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR20140091963A
KR20140091963A KR1020130004047A KR20130004047A KR20140091963A KR 20140091963 A KR20140091963 A KR 20140091963A KR 1020130004047 A KR1020130004047 A KR 1020130004047A KR 20130004047 A KR20130004047 A KR 20130004047A KR 20140091963 A KR20140091963 A KR 20140091963A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aileron
sensor
wing
attached
embedded
Prior art date
Application number
KR1020130004047A
Other languages
English (en)
Inventor
송재훈
박훈
김천곤
Original Assignee
한국항공우주연구원
한국과학기술원
단암시스템즈 주식회사
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 한국항공우주연구원, 한국과학기술원, 단암시스템즈 주식회사 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020130004047A priority Critical patent/KR20140091963A/ko
Publication of KR20140091963A publication Critical patent/KR20140091963A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B25—HAND TOOLS; PORTABLE POWER-DRIVEN TOOLS; MANIPULATORS
    • B25B—TOOLS OR BENCH DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, FOR FASTENING, CONNECTING, DISENGAGING OR HOLDING
    • B25B11/00—Work holders not covered by any preceding group in the subclass, e.g. magnetic work holders, vacuum work holders
    • B25B11/02—Assembly jigs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B25—HAND TOOLS; PORTABLE POWER-DRIVEN TOOLS; MANIPULATORS
    • B25B—TOOLS OR BENCH DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, FOR FASTENING, CONNECTING, DISENGAGING OR HOLDING
    • B25B27/00—Hand tools, specially adapted for fitting together or separating parts or objects whether or not involving some deformation, not otherwise provided for
    • B25B27/02—Hand tools, specially adapted for fitting together or separating parts or objects whether or not involving some deformation, not otherwise provided for for connecting objects by press fit or detaching same
    • B25B27/023—Hand tools, specially adapted for fitting together or separating parts or objects whether or not involving some deformation, not otherwise provided for for connecting objects by press fit or detaching same using screws
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B25—HAND TOOLS; PORTABLE POWER-DRIVEN TOOLS; MANIPULATORS
    • B25B—TOOLS OR BENCH DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, FOR FASTENING, CONNECTING, DISENGAGING OR HOLDING
    • B25B27/00—Hand tools, specially adapted for fitting together or separating parts or objects whether or not involving some deformation, not otherwise provided for
    • B25B27/14—Hand tools, specially adapted for fitting together or separating parts or objects whether or not involving some deformation, not otherwise provided for for assembling objects other than by press fit or detaching same

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)

Abstract

본 발명은 조종실(11)이 형성되는 동체(10); 및 스파(21, spar), 리브(22, rib), 상기 스파(21)와 리브(22)를 둘러싸는 플랭크(23, plank), 상기 플랭크(23)에 힌지결합되는 에일러론(24, aileron)을 포함하여, 상기 동체(10)의 양측에 결합되는 주익(20);을 포함하는 초경량항공기(1)를 실시간으로 안전진단하기 위한 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)에 있어서, 상기 주익(20)에 매립되어 하중과 온도를 측정하는 광센서(100); 상기 주익(20)에 매립되어 진동을 측정하는 압전센서(200); 상기 에일러론(24)에 매립되어 충격량을 측정하는 가속도센서(300); 및 상기 조종실(11)에 설치되어 상기 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고 디스플레이하는 중앙제어부(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

초경량항공기의 실시간 안전진단시스템{Health and Usage Monitoring System for Ultra Light Airplane}
본 발명은 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 초경량항공기의 사고 예방을 위한 실시간 안전진단 시스템에 관한 것이다.
국내외에서 지속적으로 항공기 개발을 통해 항공기의 성능 및 안전성은 비약적인 발전을 거두었다. 다른 교통수단의 사고와 비교할 때, 항공사고는 인명의 손상 및 재산상의 피해규모가 막대하여 사고 발생 시 항공기와 탑승자 전체가 피해를 입는 전손성(全損性)의 특징을 가지기 때문에 항공사고에 대한 파급효과가 증폭되고 있는 실정이다.
특히 초경량항공기는 훈련기나 자가용 비행기가 많기 때문에 해외 항공기 및 부품 제작사들은 이들의 특성에 적합한 다양한 안전장치를 개발하고 있다. 이 가운데 안전진단시스템(Health and Usage Monitoring System; HUMS)은 항공기 구성품 및 기체 결함을 진단하여 조종사 및 정비사에게 제공함으로써 항공사고 방지, 안전성 향상, 정비 효율 증대 및 비용 감소, 설계 최적화 등을 위한 장치이다.
이러한 HUMS는 초경량항공기에 장착하여 운용되고 있는 비행기록장치(Flight Data Recorder)와 함께 초경량항공기 사고예방에 중요한 시스템을 구성한다. 대형항공기의 경우, 법적 의무장치인 비행기록장치를 제외하고는 주로 정비 문제의 해결 또는 특정 운항상의 요건 충족을 목적으로 데이터를 수집 및 기록하고 있다.
HUMS는 본래의 목적 이외에도 다양한 형태로 사고조사 및 항공안전에 이용되고 있는 추세이다. 초경량항공기 자체에서 발생하는 다양한 항공사고를 예방하기 위하여, 초경량항공기 구성품 및 기체의 상태를 실시간으로 감시하고 안전성을 진단하여 조종사에게 제공함으로써 비행체의 결함에 대한 적극적인 대처를 가능하게 한다.
HUMS의 어문적인 정의는 건전성 감시(HealthMonitoring) 및 기능성 감시(Usage Monitoring)로 나눌 수가 있다.
건전성 감시는 구성품 및 기체의 유지보수를 위하여 측정된 데이터가 정상범위에 포함되어 있지 않은지 탐구하는 것이며, 기능성 감시는 소모성 부품에 대하여 피로가 얼마나 진행되었는지의 정도를 가늠해주는 것이다.
선행문헌1 한국등록특허 제0855440호는 센서 부착 위치의 윤곽과 일치하는 만곡면을 포함하는 브라켓을 준비하는 단계, 상기 브라켓의 만곡면에 접착제를 도포하여 브라켓을 항공기 표면에 접착하는 단계, 상기 브라켓 상에 센서를 부착하는 단계, 상기 브라켓과 상기 센서 주위에 실런트를 도포하여 상기 센서를 실런트 내에 매립하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 표면의 센서 부착 방법이 개시되어 있고,
선행문헌2 한국등록실용 제0460943호는 데이터의 입력부와 표시부가 구비되는 제어 및 디스플레이 유닛과; 상기 입력부에 입력된 데이터를 CPU 모듈에 전달하여 제어 처리한 후 상기 표시부로 전송하는 키 및 메모리 인터페이스 모듈을 구비하는 CPU 유닛; 및 상기 CPU 유닛과 상기 제어 및 디스플레이 유닛에 전원을 공급하는 전원 공급부; 를 포함하되, 상기 CPU 유닛에는 USB 저장장치의 접속을 위한 인터페이스와, 상기 USB 저장장치로부터 전달된 데이터를 상기 CPU 모듈과 연동하여 제어 처리하는 USB 모듈이 더 구비되는 것을 특징으로 하는 HUMS용 저장 및 제어시현장치가 개시되어 있다.
그러나 상기 선행문헌들은 센서들이 초경량항공기 주익의 외표면에 부착됨으로써, 비행중에 발생하는 기력을 포함하는 외란에 의해 오작동을 일으킬 가능성이 높은 문제점이 있다.
따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템의 개발이 필요한 실정이다.
(선행문헌1) 한국등록특허 제0855440호 (2008.08.25) (선행문헌2) 한국등록실용 제0460943호 (2012.06.05)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 센서들이 비행중에 발생하는 외란에 관계없이 정상적으로 작동될 수 있는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템을 제공하려는 것이다.
본 발명은 조종실(11)이 형성되는 동체(10); 및 스파(21, spar), 리브(22, rib), 상기 스파(21)와 리브(22)를 둘러싸는 플랭크(23, plank), 상기 플랭크(23)에 힌지결합되는 에일러론(24, aileron)을 포함하여, 상기 동체(10)의 양측에 결합되는 주익(20);을 포함하는 초경량항공기(1)를 실시간으로 안전진단하기 위한 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)에 있어서, 상기 주익(20)에 매립되어 하중과 온도를 측정하는 광센서(100); 상기 주익(20)에 매립되어 진동을 측정하는 압전센서(200); 상기 에일러론(24)에 매립되어 충격량을 측정하는 가속도센서(300); 및 상기 조종실(11)에 설치되어 상기 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고 디스플레이하는 중앙제어부(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 광센서(100)는 상기 스파(21)에 부착되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 압전센서(200)는 상기 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 부착되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 가속도센서(300)는 상기 에일러론(24)의 상기 플랭크(23)에 대향하는 대향면 외측에 부착되고, 상기 에일러론(24)의 중심부에 매립되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)은 상기 주익(20)에 매립되어 신축량을 측정하는 스트레인 게이지(500);를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 스트레인 게이지(500)는 상기 광센서(100)의 옆에 부착되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 스트레인 게이지(500)는 상기 광센서(100)보다 적은 수로 설치되는 것을 특징으로 한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템은 주익에 매립되어 하중과 온도를 측정하는 광센서, 주익에 매립되어 진동을 측정하는 압전센서, 에일러론에 매립되어 충격량을 측정하는 가속도센서, 조종실에 설치되어 상기 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고 디스플레이하는 중앙제어부를 포함하여 구성됨으로써, 모든 센서들이 비행중에 발생하는 외란에 관계없이 정상적으로 작동되는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 상기 광센서가 상기 스파에 부착되고, 상기 압전센서가 상기 플랭크와 에일러론이 힌지 결합된 부위에 부착되고, 상기 가속도센서가 상기 에일러론의 상기 플랭크에 대향하는 대향면 외측에 부착되고, 상기 에일러론의 중심부에 매립됨으로써, 초경량항공기의 주익을 형성하는 구성요소들에 가해지는 위협요소들을 실시간으로 용이하게 진단할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 일반적인 초경량항공기의 사시도
도 2는 일반적인 초경량항공기에 구성된 주익의 내부 사시도
도 3은 본 발명에 따른 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템의 블록구성도
도 4는 본 발명에 따른 광센서, 압전센서, 및 스트레인 게이지가 초경량항공기의 주익에 설치된 상태를 나타낸 사시도
도 5는 본 발명에 따른 가속도센서가 초경량항공기의 주익에 설치된 상태를 나타낸 단면도
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
본 발명은 초경량항공기(1)를 실시간으로 안전진단하기위한 초경량항공기의 안전진단시스템(1000)에 관한 것으로, 먼저, 일반적인 초경량항공기(1)의 구조에 대해 간단하게 설명하기로 한다.
도 1은 일반적인 초경량항공기의 사시도, 도 2는 일반적인 초경량항공기에 구성된 주익의 내부 사시도이다.
도 1 내지 도 2에 도시된 바와 같이, 일반적인 초경량항공기(1)는 동체(10)와 주익(20)을 포함하여 구성된다.
동체(10)는 전측에 추진력을 얻는 프로펠러가 설치되고, 하측에 착륙을 위한 착륙장치가 설치되고, 프로펠러의 후측에 조종실(11)이 형성된다.
주익(20)은 주익(20)의 뼈대를 이루는 스파(21, Spar)와 리브(22, rib), 스파(21)와 리브(22)를 둘러싸는 플랭크(23, Plank), 상기 플랭크(23)에 힌지결합되는 에일러론(24, Aileron)을 포함하여 구성된다.
스파(21)는 주익(20)의 길이방향으로 길게 형성되며, 다수개가 주익(20)의 전후방향으로 배열 형성된다.
리브(22)는 주익(20)의 전후방향으로 형성되어, 스파(21)들을 상호 연결한다.
플랭크(23)는 스파(21)와 리브(22)를 둘러싸며, 스파(21)와 리브(22) 사이에는 내구성이 강화될 수 있도록 허니컴 패널이 삽입된다.
에일러론(24)은 플랭크(23)의 후측에 힌지 결합되는 구성으로, 조종기의 제어를 받아 비행기를 전후측으로 회전시키는 역할을 한다.
도 3은 본 발명에 따른 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템의 블록구성도, 도 4는 본 발명에 따른 광센서, 압전센서, 및 스트레인 게이지가 초경량항공기의 주익에 설치된 상태를 나타낸 사시도, 도 5는 본 발명에 따른 가속도센서가 초경량항공기의 주익에 설치된 상태를 나타낸 단면도이다.
도 3 내지 도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)은 광센서(100), 압전센서(200), 가속도센서(300), 중앙제어부(400), 스트레인 게이지(500)를 포함하여 구성된다.
광센서(100)는 주익(20)에 매립되어 하중과 온도를 측정한다.
이 때, 광센서(100)가 주익(20)에 매립된다는 것은 광센서(100)가 주익(20)의 내표면에 부착된다는 것을 의미하며, 좀 더 바람직하게는 다수개의 광센서(100)가 주익(20)의 길이방향으로 일정간격 이격되어 스파(21)에 나란히 부착되어 스파(21)에 가해지는 하중과 온도를 측정할 수 있다. 이 때, 광센서(100)는 스파(21)에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착되는 것이 바람직하나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
한편, 광센서(100)가 스파(21)에 가해지는 하중과 온도를 측정하는 원리에 대해 설명하자면, 광센서(100)는 광섬유의 측면에 특정 파장을 갖는 레이저를 이용하여 간섭무늬를 형성하면 광섬유 코어의 굴절률이 간섭무늬의 에너지 분포에 따라 주기적으로 변화하는 브래그 격자가 형성된다. 그 브래그 격자에 하중과 온도의 외란이 가해지면 브래그 파장이 변화하게 된다. 이 때, 광센서(100)는 브래그 파장을 정밀하게 측정하여 브래그 격자에 가해진 하중과 온도의 변형률을 감지하여, 스파(21)에 가해지는 하중과 온도를 감지한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 광센서(100)는 스파(21)에 가해지는 하중과 온도를 측정함으로써, 스파(21)의 내구성을 실시간으로 진단할 수 있다.
압전센서(200)는 주익(20)에 매립되어 진동을 측정한다.
이 때, 압전센서(200)가 주익(20)에 매립된다는 것은 압전센서(200)가 주익(20)의 내표면에 부착된다는 것을 의미하며, 좀 더 바람직하게는 다수개의 압전센서(200)가 주익(20)의 길이방향으로 일정간격 이격되어 주익(20)의 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 나란히 부착되어 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 가해지는 진동을 측정할 수 있다. 압전센서(200)는 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착되는 것이 바람직하나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
한편, 압전센서(200)가 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 가해지는 진동을 측정하는 원리에 대해 설명하자면, 압전센서(200)는 압전재료에 압력이나 힘을 가했을 때 그 크기가 변형되는 압전효과를 이용하여 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 가해지는 진동을 측정한다.
또한, 압전센서(200)는 광센서(100)보다 크기가 작게 형성되어, 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위가 복잡하더라도 용이하게 설치할 수 있다.
가속도센서(300)는 에일러론(24)에 매립되어 충격량을 측정한다.
이 때, 가속도센서(300)가 에일러론(240)에 매립된다는 것은 가속도센서(300)가 에일러론(240)의 내표면에 부착된다는 것을 의미하며, 더욱 바람직하게는 가속도센서(300)가 에일러론(24)의 플랭크(23)에 대향하는 대향면 외측에 부착되고 에일러론(24)의 중심부에 매립되어, 에일러론(24)에 가해지는 충격량을 측정한다. 가속도센서(300)는 에일러론(24)의 플랭크(23)에 대향하는 대향면 외측과 에일러론(24)의 중심부에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착되는 것이 바람직하나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
또한, 가속도센서(300)는 관성식, 자이로식, 실리콘반도체식으로 형성될 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 가속도센서(300)는 에일러론(24)에 가해지는 하중과 온도를 측정함으로써, 에일러론(24)에 가해지는 충격량을 실시간으로 진단할 수 있는 효과가 있다.
중앙제어부(400)는 조종실(11)에 설치되어 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고, 디스플레이한다. 즉, 모든 센서들에서 수신된 측정데이터를 디스플레이하여 조종실(11)의 조종사에게 제공하는 것이다.
스트레인 게이지(500)는 광센서(100)의 측정을 보조하는 역할을 하는 구성으로, 주익(20)에 매립되어 신축량을 측정한다.
이 때, 스트fp인 게이지(500)가 주익에 매립된다는 것은 주익(20)의 내표면에 부착된다는 것을 의미하며, 더욱 바람직하게는 스트레인 게이지(500)가 광센서(100)의 옆에 부착되어 스파(21)의 신축량을 측정한다. 스트레인 게이지(500)는 광센서(100)의 옆에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착되는 것이 바람직하나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
스트레인 게이지(500)는 광센서(100)보다 무게가 무거운 특징이 있어, 많은수가 설치될수록 주익(20)에 무리한 하중이 가해지게 되므로, 광센서(100)보다 적은 수로 설치되는 것이 바람직하다.
스트레인 게이지(500)는 공지된 기술의 스트레인 게이지(500)를 이용하므로 자세한 설명은 생략한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)은 주익(20)에 매립되어 하중과 온도를 측정하는 광센서(100), 주익(20)에 매립되어 진동을 측정하는 압전센서(200), 에일러론(24)에 매립되어 충격량을 측정하는 가속도센서(300), 조종실(11)에 설치되어 상기 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고 디스플레이하는 중앙제어부(400)를 포함하여 구성됨으로써, 모든 센서들이 비행중에 발생하는 외란에 관계없이 정상적으로 작동되는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 상기 광센서(100)가 상기 스파(21)에 부착되고, 상기 압전센서(200)가 상기 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 부착되고, 상기 가속도센서(300)가 상기 에일러론(24)의 상기 플랭크(23)에 대향하는 대향면 외측에 부착되고, 상기 에일러론(24)의 중심부에 매립됨으로써, 초경량항공기(1)의 주익(10)을 형성하는 구성요소들에 가해지는 위협요소들을 실시간으로 용이하게 진단할 수 있는 효과가 있다.
본 발명의 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템의 센서 설치 방법은 광센서 매립단계, 압전센서 매립단계, 가속도센서 매립단계, 중앙제어부 설치단계를 포함하여 구성된다.
먼저, 광센서 매립단계에서는 초경량항공기(1)의 동체(10)를 제작하고 초경량항공기(1)의 주익(20) 중 스파(21)와 리브(22)를 제작하고, 다수개의 광센서(100)를 주익(20)의 길이방향으로 일정간격 이격하여 스파(21)에 나란히 부착한다.
이 때, 광센서(100)는 스파(21)에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착될 수 있다.
또한, 광센서 매립단계는 광센서(100) 옆에 광센서(100)의 측정을 보조하는 역할을 하는 스트레인 게이지(500)를 부착하는 단계를 더 포함하여 구성될 수 있다.
이 때, 스트레인 게이지(500) 역시 스파(21)에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착될 수 있다.
다음으로, 압전센서 매립단계에서는 초경량항공기(1)의 플랭크(23)과 에일러론(24)을 제작하고, 다수개의 압전센서(200)를 주익(20)의 길이방향으로 일정간격 이격하여 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 나란히 부착한다.
이 때, 압전센서(200)는 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착될 수 있다.
다음으로, 가속도센서 매립단계에서는 가속도센서(300)를 에일러론(24)의 플랭크(23)에 대대향하는 대향면 외측에 부착하고 에일러론(24)의 중심부에 매립하고, 스파(21)와 리브(22)를 플랭크(23)로 둘러싼다.
이 때, 가속도센서(300)는 에일러론(24)의 플랭크(23)에 대대향하는 대향면 외측과 에일러론(24)의 중심부에 간편하게 부착될 수 있도록 에폭시 접착제를 통해 부착될 수 있다.
다음으로, 중앙제어부 설치단계에서는 중앙제어부(400)를 동체(10)의 조종실(11)에 설치한다.
이에 따라, 본 발명의 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)의 센서 설치 방법은 광센서 매립단계, 압전센서 매립단계, 가속도센서 매립단계, 중앙제어부 설치단계를 포함하여 구성됨으로써, 모든 센서들이 초경량항공기(1)에 매립되어 비행중에 발생하는 외란을 받지 않게 되어 정상적으로 작동할 수 있는 효과가 있다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
1 : 초경량항공기
10 : 동체
11 : 조종실
20 : 주익
21 : 스파 22 : 리브
23 : 플랭크 24 : 에일러론
1000 : 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템
100 : 광센서 200 : 압전센서
300 : 가속도센서 400 : 중앙제어부
500 : 스트레인 게이지

Claims (7)

  1. 조종실(11)이 형성되는 동체(10); 및 스파(21, spar), 리브(22, rib), 상기 스파(21)와 리브(22)를 둘러싸는 플랭크(23, plank), 상기 플랭크(23)에 힌지결합되는 에일러론(24, aileron)을 포함하여, 상기 동체(10)의 양측에 결합되는 주익(20);을 포함하는 초경량항공기(1)를 실시간으로 안전진단하기 위한 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)에 있어서,
    상기 주익(20)에 매립되어 하중과 온도를 측정하는 광센서(100);
    상기 주익(20)에 매립되어 진동을 측정하는 압전센서(200);
    상기 에일러론(24)에 매립되어 충격량을 측정하는 가속도센서(300); 및
    상기 조종실(11)에 설치되어 상기 모든 센서들의 측정데이터를 처리하고 디스플레이하는 중앙제어부(400);를 포함하는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 광센서(100)는
    상기 스파(21)에 부착되는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  3. 제1항에 있어서, 상기 압전센서(200)는
    상기 플랭크(23)와 에일러론(24)이 힌지 결합된 부위에 부착되는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  4. 제1항에 있어서, 상기 가속도센서(300)는
    상기 에일러론(24)의 상기 플랭크(23)에 대향하는 대향면 외측에 부착되고, 상기 에일러론(24)의 중심부에 매립되는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  5. 제1항에 있어서, 상기 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템(1000)은
    상기 주익(20)에 매립되어 신축량을 측정하는 스트레인 게이지(500);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  6. 제5항에 있어서, 상기 스트레인 게이지(500)는
    상기 광센서(100)의 옆에 부착되는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
  7. 제5항에 있어서, 상기 스트레인 게이지(500)는
    상기 광센서(100)보다 적은 수로 설치되는 것을 특징으로 하는 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템.
KR1020130004047A 2013-01-14 2013-01-14 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템 KR20140091963A (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130004047A KR20140091963A (ko) 2013-01-14 2013-01-14 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130004047A KR20140091963A (ko) 2013-01-14 2013-01-14 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20140091963A true KR20140091963A (ko) 2014-07-23

Family

ID=51738827

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020130004047A KR20140091963A (ko) 2013-01-14 2013-01-14 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20140091963A (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102016124B1 (ko) * 2018-03-15 2019-08-29 박수창 경비행기 안전 진단 장치 및 방법

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102016124B1 (ko) * 2018-03-15 2019-08-29 박수창 경비행기 안전 진단 장치 및 방법

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7017357B2 (ja) 航空機モニタリングシステム
US10712196B2 (en) Aerospace vehicle weight and balance estimation system and method
US20190031323A1 (en) Systems and methods for detecting landing gear ground loads
US20130197739A1 (en) Methods and systems for aircraft health and trend monitoring
WO2015195184A2 (en) System and method for health assessment of aircraft structure
CA2509742A1 (en) System and method for determining aircraft hard landing events from inertial and aircraft reference frame data
CA2571064A1 (en) Structural health management architecture using sensor technology
US20170291722A1 (en) Methods and systems for providing a data-driven aircraft health report
Kwon et al. In-flight strain monitoring of aircraft tail boom structure using a fiber bragg grating sensor based health and usage monitoring system
Brindisi et al. A multi-scaled demonstrator for aircraft weight and balance measurements based on FBG sensors: Design rationale and experimental characterization
KR20140091963A (ko) 초경량항공기의 실시간 안전진단시스템
Brindisi et al. Concilio
US20200271542A1 (en) Use of fiber optic strain sensors to monitor fastener damage in structures
Petrone et al. An innovative health monitoring system for aircraft landing gears
Mironov et al. The demonstrator of helicopter Structural Health Monitoring technique
Karuskevich et al. Structural health monitoring for light aircraft
Seng et al. Dynamic Open-Rotor Composite Shield Impact Test Report
Miller et al. X-57 Wing Structural Load Testing
Berri et al. Study of packaging and installation of FBG sensors for monitoring of aircraft systems
Aschwanden et al. Wind tunnel testing of a counter rotating open fan powered aircraft configuration
Norwood et al. Full scale aircraft drop test program for the F-35C carrier variant
Sbarufatti et al. Experimental validation of a computational hybrid methodology to estimate fuselage damage due to harsh landing
Howland et al. Ground shake test of the UH-60A helicopter airframe and comparison with Nastran finite element model predictions
LILOV et al. Development of a Structural Health and Load Monitoring System and its Implementation into an Aircraft Flying Demonstrator
Ricci et al. Predictive Maintenance of Aircraft Primary Structures Based on Load Monitoring

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
WITR Request for withdrawal (abandonment) after decision of registration