RU2013152414A - Узел и способ контроля для обнаружения возможных структурных дефектов в гондоле летательного аппарата в ходе эксплуатации - Google Patents

Узел и способ контроля для обнаружения возможных структурных дефектов в гондоле летательного аппарата в ходе эксплуатации Download PDF

Info

Publication number
RU2013152414A
RU2013152414A RU2013152414/28A RU2013152414A RU2013152414A RU 2013152414 A RU2013152414 A RU 2013152414A RU 2013152414/28 A RU2013152414/28 A RU 2013152414/28A RU 2013152414 A RU2013152414 A RU 2013152414A RU 2013152414 A RU2013152414 A RU 2013152414A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sensor
control unit
transfer function
signals
aircraft
Prior art date
Application number
RU2013152414/28A
Other languages
English (en)
Inventor
Хаким МАЛИУН
Original Assignee
Эрсель
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 Эрсель filed Critical Эрсель
Publication of RU2013152414A publication Critical patent/RU2013152414A/ru

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/44—Processing the detected response signal, e.g. electronic circuits specially adapted therefor
    • G01N29/4445—Classification of defects
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0066—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by exciting or detecting vibration or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0091—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by using electromagnetic excitation or detection
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
    • G01N29/04—Analysing solids
    • G01N29/12—Analysing solids by measuring frequency or resonance of acoustic waves

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)

Abstract

1. Узел (11) контроля для обнаружения структурных дефектов (10.3), появляющихся в гондоле (1) летательного аппарата при ее эксплуатации, отличающийся тем, что содержит:по меньшей мере одну слоистую структуру (10) из композитного материала с по меньшей мере двумя отличными друг от друга слоями (10.1, 10.2), причем указанная структура (10) выполнена таким образом, что она образует по меньшей мере одну часть гондолы (1) летательного аппарата;несколько датчиков (14), размещенных таким образом, что они генерируют сигналы, характеризующие по меньшей мере амплитуду и/или частоту вибраций, создаваемых в указанной структуре (10), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации, причем каждый датчик (14) выполнен с возможностью излучать указанные сигналы посредством электромагнитных волн, например, посредством радиочастоты, при этом каждый датчик (14) образован микроэлектромеханической системой МЭМС (MEMS), включающей в себя средства для преобразования механической энергии, такой как энергия удара или вибраций, в электрическую энергию; ипо меньшей мере одно вычислительное устройство (15), выполненное с возможностью:- вычислять разности между текущей передаточной функцией, получаемой на основе указанных сигналов, и заданной номинальной передаточной функцией;- выполнять сравнение каждой из указанных разностей с соответствующим порогом обнаружения (HD); и- оценивать или вычислять на основе указанного сравнения размер и/или положение указанного структурного дефекта (10.3) в структуре (10).2. Узел (11) контроля по п.1, в котором порог обнаружения (HD) определяется модулем текущей передаточной функции, измеренной на резонансной частоте.3. У

Claims (15)

1. Узел (11) контроля для обнаружения структурных дефектов (10.3), появляющихся в гондоле (1) летательного аппарата при ее эксплуатации, отличающийся тем, что содержит:
по меньшей мере одну слоистую структуру (10) из композитного материала с по меньшей мере двумя отличными друг от друга слоями (10.1, 10.2), причем указанная структура (10) выполнена таким образом, что она образует по меньшей мере одну часть гондолы (1) летательного аппарата;
несколько датчиков (14), размещенных таким образом, что они генерируют сигналы, характеризующие по меньшей мере амплитуду и/или частоту вибраций, создаваемых в указанной структуре (10), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации, причем каждый датчик (14) выполнен с возможностью излучать указанные сигналы посредством электромагнитных волн, например, посредством радиочастоты, при этом каждый датчик (14) образован микроэлектромеханической системой МЭМС (MEMS), включающей в себя средства для преобразования механической энергии, такой как энергия удара или вибраций, в электрическую энергию; и
по меньшей мере одно вычислительное устройство (15), выполненное с возможностью:
- вычислять разности между текущей передаточной функцией, получаемой на основе указанных сигналов, и заданной номинальной передаточной функцией;
- выполнять сравнение каждой из указанных разностей с соответствующим порогом обнаружения (HD); и
- оценивать или вычислять на основе указанного сравнения размер и/или положение указанного структурного дефекта (10.3) в структуре (10).
2. Узел (11) контроля по п.1, в котором порог обнаружения (HD) определяется модулем текущей передаточной функции, измеренной на резонансной частоте.
3. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором порог обнаружения определяется количеством и/или значением(ями) резонансной(ых) частоты (частот) текущей передаточной функции по отношению к номинальной передаточной функции.
4. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый соответствующий порог обнаружения задается абсолютным образом, предпочтительно на основе номинальной передаточной функции.
5. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый соответствующий порог обнаружения задается относительным образом, причем вычислительное устройство сравнивает текущую передаточную функцию, получаемую на основе сигналов датчика, с по меньшей мере одной текущей передаточной функцией, получаемой на основе сигналов по меньшей мере одного другого датчика.
6. Узел (11) контроля по п.1 или 2, содержащий несколько вычислительных устройств, причем каждое вычислительное устройство встроено в соответствующий датчик.
7. Узел (11) контроля по п.1 или 2, содержащий вычислительное устройство (15), размещенное удаленно от датчиков (14) и выполненное с возможностью приема указанных сигналов от каждого датчика.
8. Узел (11) контроля по п.1 или 2, дополнительно содержащий передающие средства, каждое из которых выполнено с возможностью приема указанных сигналов от соответствующего датчика и их передачи в соответствующее вычислительное устройство, причем передающие средства образованы средствами идентификации с использованием радиочастотных сигналов, находящимися на борту самолета.
9. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) излучает указанные сигналы с интенсивностью, превышающей ослабление, обусловленное указанной структурой (10).
10. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) является датчиком пассивного типа и выполнен из кремния, причем каждый датчик (14) предпочтительно содержит механические счетные средства.
11. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором каждый датчик (14) внедрен или встроен в структуру (10).
12. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором датчики (14) распределены по нескольким точкам в структуре (10), так что обеспечена возможность контроля большей части структуры (10).
13. Узел (11) контроля по п.1 или 2, в котором несколько датчиков (14) размещены так, чтобы измерять вибрации, создаваемые между двумя различными слоями (10.1, 10.2), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации.
14. Способ контроля для обнаружения структурных дефектов (10.3), появляющихся в гондоле (1) летательного аппарата при ее эксплуатации, причем по меньшей мере одна часть гондолы (1) летательного аппарата образована, слоистой структурой (10) из композитного материала с по меньшей мере двумя отличными друг от друга слоями (10.1, 10.2), отличающийся тем, что он включает в себя следующие этапы:
- приводят в действие несколько датчиков (14), размещенных таким образом, что они генерируют сигналы, характеризующие, по меньшей мере, амплитуду и/или частоту вибраций, создаваемых в структуре (10), когда гондола (1) летательного аппарата находится в эксплуатации;
- излучают с помощью каждого датчика (14) указанные сигналы посредством электромагнитных волн, например, посредством радиочастоты, при этом каждый датчик (14) образован микроэлектромеханической системой МЭМС (MEMS), включающей в себя средства для преобразования механической энергии, такой как энергия удара или вибраций, в электрическую энергию; и
- вычисляют с помощью по меньшей мере одного вычислительного устройства (15) разности между текущей передаточной функцией, получаемой на основе указанных сигналов, и заданной номинальной передаточной функцией;
- выполняют, с использованием вычислительного устройства или каждого вычислительного устройства (15), сравнение каждой из указанных разностей с соответствующим порогом обнаружения (HD); и
- вычисляют или оценивают на основе указанного сравнения размер и/или положение указанного структурного дефекта (10.3) в указанной структуре (10).
15. Способ контроля по п.14, дополнительно включающий в себя этап, на котором предварительно задают на уровне каждого датчика (14) номинальную передаточную функцию в исходном состоянии указанной структуры (10) перед началом эксплуатации гондолы (1) летательного аппарата.
RU2013152414/28A 2011-05-02 2012-04-12 Узел и способ контроля для обнаружения возможных структурных дефектов в гондоле летательного аппарата в ходе эксплуатации RU2013152414A (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1153717A FR2974900B1 (fr) 2011-05-02 2011-05-02 Ensemble et procede de surveillance pour detecter des defauts structurels pouvant apparaitre dans une nacelle d'aeronef
FR1153717 2011-05-02
PCT/FR2012/050799 WO2012150394A1 (fr) 2011-05-02 2012-04-12 Ensemble et procede de surveillance pour detecter des defauts structurels pouvant apparaitre dans une nacelle d'aeronef en service

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2013152414A true RU2013152414A (ru) 2015-06-10

Family

ID=46146907

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013152414/28A RU2013152414A (ru) 2011-05-02 2012-04-12 Узел и способ контроля для обнаружения возможных структурных дефектов в гондоле летательного аппарата в ходе эксплуатации

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20140053649A1 (ru)
EP (1) EP2705343A1 (ru)
CN (1) CN103534569A (ru)
BR (1) BR112013027295A2 (ru)
CA (1) CA2834757A1 (ru)
FR (1) FR2974900B1 (ru)
RU (1) RU2013152414A (ru)
WO (1) WO2012150394A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105241959A (zh) * 2015-10-19 2016-01-13 中北大学 一种基于阵列阻抗特性的复合材料缺陷检测系统
FR3050876B1 (fr) * 2016-04-28 2019-07-05 Turbomeca Capot pour moteur d'aeronef comprenant une antenne de lecteur de radio-identification
US10816436B2 (en) * 2018-07-06 2020-10-27 The Boeing Company System for temperature insensitive damage detection
US10958542B2 (en) * 2018-10-30 2021-03-23 United Technologies Corporation System for active data acquisition management in a gas turbine engine
EP3748327A1 (en) * 2019-06-07 2020-12-09 Ostbayerische Technische Hochschule Regensburg Method and system for evaluating a structural integrity of an aerial vehicle
US20230061579A1 (en) * 2021-08-24 2023-03-02 Woodward, Inc. Jam detection and jam tolerant motion control

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08503041A (ja) * 1992-08-10 1996-04-02 ダウ、ドイチュラント、インコーポレーテッド． 軸流圧縮機のファウリングを検出する方法
US6006163A (en) * 1997-09-15 1999-12-21 Mcdonnell Douglas Corporation Active damage interrogation method for structural health monitoring
US7668667B2 (en) * 2005-03-07 2010-02-23 Microstrain, Inc. Miniature stimulating and sensing system
US7276703B2 (en) * 2005-11-23 2007-10-02 Lockheed Martin Corporation System to monitor the health of a structure, sensor nodes, program product, and related methods
FR2901610B1 (fr) * 2006-05-24 2009-01-16 Airbus France Sas Dispositif de controle non destructif d'une struture par analyse vibratoire
US7860664B2 (en) * 2008-04-15 2010-12-28 Spirit Aerosystems, Inc. System and method for self-contained structural health monitoring for composite structures
US8387469B2 (en) * 2009-01-22 2013-03-05 Florida State University Research Foundation Systems, methods, and apparatus for structural health monitoring

Also Published As

Publication number Publication date
BR112013027295A2 (pt) 2019-02-12
CN103534569A (zh) 2014-01-22
WO2012150394A1 (fr) 2012-11-08
CA2834757A1 (fr) 2012-11-08
FR2974900B1 (fr) 2013-05-17
EP2705343A1 (fr) 2014-03-12
FR2974900A1 (fr) 2012-11-09
US20140053649A1 (en) 2014-02-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013152414A (ru) Узел и способ контроля для обнаружения возможных структурных дефектов в гондоле летательного аппарата в ходе эксплуатации
RU2625412C2 (ru) Обнаружение и отслеживание повреждения вентилятора авиационного двигателя или столкновения с ним постороннего предмета
US9400229B2 (en) Apparatus and method for monitoring the state of a roller bearing
US9470659B2 (en) Device and method for detecting an impact on a composite material structure
JP6888083B2 (ja) 軸受の検出装置及び方法
AU2013314611B2 (en) De-icing system and method
WO2011015733A3 (fr) Dispositif et procede de localisation d'un contact localement deformant sur une surface tactile deformable d'un objet
Misra et al. An IoT based building health monitoring system supported by cloud
CN103674545B (zh) 一种机械故障侦测方法
WO2009117647A3 (en) Vibroseis calibration technique and system
WO2015055722A1 (en) Method and malfunction detection system for detecting a malfunction of a pressure sensor of a tire pressure monitoring system of a vehicle
CN108332789A (zh) 一种火车受电弓的结构健康监测系统
WO2019156735A3 (en) Detection apparatus usable in a nuclear reactor, and associated method
JP2019168454A (ja) コンポーネントを監視するための方法、及びドライブ・トレーン
CN103063878A (zh) 速度或加速度传感器动态特性的校验装置、系统及方法
US9816485B2 (en) Shock sensor for wind turbine generator
Doria et al. An impulsive method for the analysis of piezoelectric energy harvesters for intelligent tires
JP2011145262A (ja) 機器モニタリング装置および方法
Sommer et al. Improved MEMS AE sensors in HARM technology
EP1803962A2 (en) Active/passive stand-alone devices for vibration control and damage detection
KR101545117B1 (ko) 자가 충전 모듈을 가지는 진동 센서에 의한 오작동 탐지 계측기
KR101805530B1 (ko) 사물인터넷 기반의 선박용 스마트 탄성 마운트
TWI819242B (zh) 感測裝置、構造物、感測裝置所執行之方法、感測系統及銘牌
CN207622898U (zh) 部件状态检测的装置
JP6463173B2 (ja) 加速度取得装置、タイヤ、及びタイヤの製造方法

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20160711