Nowadays aircraft structural health monitoring (SHM) systems have been actively implemented to reduce the occurrence of aircraft accidents and to effectively replace the conventional aircraft maintenance and management systems, which result in excessive maintenance works and low aircraft availability. SHM allows for the real-time monitoring of the structural condition using various sensors installed in the major parts of aircraft structures along with diagnosis and assessment of structural integrity by analyzing the acquired condition data. However, previous studies suffered difficulties and limitations with regard to the applicability for in-situ monitoring of large structures such as aircrafts. The monitoring techniques in the previous studies require large number of sensors causing complications in wiring and post-processing of the acquired data. Electrical strain gauge sensors could suffer wiring, measurement, and corrosion problems for monitoring of aircraft wing structures. Optical fiber sensors require a complex sensing configuration with heavy equipment and relatively high-cost measurement system compared with the electrical strain gauge method.
Therefore, to remedy such disadvantages of the conventional methods, FBG-based monitoring techniques are presented in this study. This study surpasses the limitations of conventional studies on the impact localization and in-flight strain measurement of aircraft wing structures that have mostly been done in lab-scale with electrical sensors or complex optical fiber sensors. In this study, a real aircraft wing structure is considered for the implementation and verification of each monitoring technique. This study aims to develop and evaluate real-time monitoring techniques for aircraft wing structures which effectively replace conventional monitoring techniques.
For the research on the in-flight strain measurement of aircraft wing structures, an FBG-based cost-effective measurement system was considered for measuring the strain responses of the flying platform. A low-speed and compact size FBG interrogator was adopted and tested on the ground to evaluate its measurement performance. Practical installation methods for the embedment of FBG sensors into the wing structure were proposed. Finally, the low-speed interrogator and FBG sensors were implemented on a real aircraft wing structure to evaluate the potential applicability of the proposed method. The FBG sensors were embedded into the testbed aircraft wing structure during the wing manufacturing process to minimize the effect of sensor implementation on the flight condition and sensor handling. The measurement devices for data acquisition, processing, and storage were installed in the testbed aircraft. Ground tests were conducted to verify the proposed sensor installation methods and measurement performance of the FBG interrogator. Finally, dozens of actual flight tests were conducted using the testbed aircraft to evaluate the applicability of the proposed method under flight conditions. The measured in-flight strain data were accumulated and compared with corresponding flight parameters in detail to show its reliability and relevance. Furthermore, the flight load on the main wing was successfully estimated using the in-flight strain responses through the ground load calibration test.
For the research on the impact localization of aircraft wing structures, a high-speed FBG measurement system was considered to identify impact sources on aircraft wing structures. An FBG-based impact localization algorithm using the cross-correlation method was proposed. The proposed method was applied to a stiffened composite panel in which four multiplexed FBG sensors were attached. Verification tests were conducted on the composite panel using the proposed localization method. The effect of signal normalization methods and sensor numbers on the impact localization performance was examined. Finally, the proposed impact localization method was applied to the testbed aircraft wing structure to evaluate its feasibility and potential applicability on real wing structures. Effects of sensor configurations and grid sizes on the impact localization performance were examined to find out how effectively the impact source could be localized on aircraft wing structures with less training points and sensors.
In this study, in-situ monitoring techniques for impact localization and in-flight strain measurement of aircraft wing structures were developed. The developed monitoring techniques were evaluated through the testbed aircraft to show its applicability and performance for real aircraft wing structures. Through the study on the in-flight strain measurement of aircraft wing structures, the low-speed FBG interrogator and embedded FBG sensors provided reliable in-flight strain data from the testbed aircraft wing structure for a long period of time. A total of 74 flight tests were conducted and the measured in-flight data showed reasonable responses for the corresponding loading conditions of the main wings at various maneuvers. Also, the flight load on the wing structure was successfully estimated from the in-flight strain responses. Through the study on the impact localization of aircraft wing structures, the impact localization algorithm based on the cross-correlation was proposed. The proposed method successfully identified the impact source on complex composite structures with high localization performance. The location of 30 impact sources on the testbed aircraft wing structure was successfully estimated using a single FBG sensor with the maximum error of 56.59 mm and average error of 17.87 mm through the proposed method. The developed monitoring techniques could easily solve certain issues that may occur in the actual application of monitoring systems for in-situ aircraft wing structures, and the monitoring techniques are applicable for other vehicles or structures requiring real-time monitoring of structural conditions. Through this study, it is expected that the developed monitoring techniques will be helpful in enhancing efficiency, safety, and reliability of aircraft operations in the near future.
오늘날 급격하게 증가하고 있는 항공 운송량 추세에 따라 각 항공사들은 항공기 안전 관리 시스템에 대한 중요성을 자각하고 항공사고 발생률을 낮추기 위한 노력을 지속하고 있다. 항공사고 예방을 위한 여러 노력 가운데서도, 최근에는 항공기 구조 건전성 모니터링(SHM, structural health monitoring) 시스템에 대한 관심이 증대되고 있다. 항공기 구조 건전성 모니터링은 항공기 주요부위에 설치된 센서를 이용하여 구조물의 상태를 직접 모니터링하고 측정된 데이터의 분석을 통해 구조물의 건전성을 진단, 평가하는 기술을 말한다. 그러나 기존의 감시 시스템은 대부분 전기형 센서를 적용하여 실제 현장 적용 시 많은 어려움과 한계점을 갖는다. 전기형 센서는 센서당 필요한 전선 개수에 의해 다중화가 어려워 배선 문제를 야기하며 항공기에 탑재된 다양한 전자장비에 의한 전자기적 간섭 현상이 발생할 수 있다. 또한, 비행 중 발생되는 급격한 환경 변화에 센서가 장기간 노출될 경우 센서와 구조물 사이의 접착박리 또는 센서 자체에 부식 문제가 발생할 가능성이 매우 높다. 반면에 광섬유 센서는 뛰어난 물리적 특성에 기인하여 센서의 다중화, 전자기적 간섭, 그리고 부식에 있어서 큰 문제를 발생시키지 않는다. 그러나 기존의 광섬유 센서를 적용한 연구를 살펴보면 광섬유 센서의 측정을 위해 크고 복잡한 측정 장비를 필요로 하여 소형 항공기로의 적용이 어려우며, 상대적으로 전체 시스템의 구성 비용이 높아 실제 크고 복잡한 구조로 이루어진 항공기의 다점 모니터링이 어려운 단점을 갖는다. 따라서 운용 중인 항공기 구조물로부터 신뢰성 있는 상태 데이터 획득뿐만 아니라, 크고 복잡한 항공기 구조물을 보다 효율적으로 감시할 수 있는 기법에 대한 연구가 반드시 수행되어야 한다.
이를 위해 본 연구에서는 다양한 원리의 광섬유 센서 중에서도 항공기 구조물로의 적용 시 많은 이점을 갖는 광섬유 브래그 격자(FBG, fiber Bragg grating) 센서를 선정하고, 이를 이용한 항공기 주익의 충격위치 검출 및 비행 중 변형률 측정에 관한 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해 기존의 전기형 또는 광섬유 센서가 갖는 단점을 효과적으로 극복할 수 있는 감시 기법을 개발하고, 이를 실제 항공기 주익 구조물에 적용하여 개발 기법의 측정 성능 및 실제 주익 구조물로의 적용 가능성을 검증하고자 한다.
항공기 주익 구조물의 비행 중 변형률 측정 연구에서는 항공기와 같은 비행 플랫폼 구조물의 변형률 측정을 위한 감시 시스템을 구축하고, 이를 실제 구조물에 구현하기 위한 적용 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 비행 중 발생되는 주익의 저속 변형률 측정을 위해 저가의 FBG interrogator가 고려되었으며, 복합재 내부 구조로의 FBG 센서 삽입설치를 위한 실용적인 방법이 제안되었다. 개발된 감시 기법의 구현 및 성능 검증을 위해 실제 항공기가 고려되었으며, 대상 항공기의 제작 과정에 참여하여 주익 내부에 FBG 센서를 삽입 설치하였다. 개발 시스템이 구현된 대상 항공기를 이용하여 총 74번의 비행시험이 수행되었으며, 삽입 설치된 FBG 센서 및 탑재 장비를 이용하여 장기간에 걸친 비행 데이터 측정을 성공적으로 수행하였다. 또한 지상 하중교정시험을 통하여 주익의 변형률 응답으로부터 비행하중을 예측하였고, 그 결과를 검증하였다. 본 연구에서 고려된 날개 구조물의 변형률 및 비행하중 모니터링은 항공기의 급격한 기동 또는 주익의 양력 특성 변화를 야기하는 다양한 비행 상태에 대해 적절한 응답을 보였으며, 또한 실속과 같은 항공기 이상상태에서도 민감하게 응답하는 것을 결과를 통해 확인할 수 있다. 비행시험 결과 FBG 센서 및 저속의 측정 장비를 이용하여 장기간에 걸친 신뢰성 있는 비행 데이터의 취득이 가능함을 보였으며, 이를 통해 실제 비행 환경 하에서 항공기 구조물의 상태 감시를 위한 FBG 센서 및 그 측정 장비의 적용 가능성과 장기 운용의 신뢰성을 검증하였다. 또한 측정된 비행 데이터의 비교 분석을 통해 그 타당성을 검증하였으며, 이를 바탕으로 향후 측정 데이터의 면밀한 분석을 통한 다양한 활용 가능성을 확인하였다. 본 연구에서 개발된 FBG 센서 기반의 상태 감시 시스템은 FBG 센서의 뛰어난 물리적 특성에 힘입어 실제 현장 적용 시 발생 가능한 여러 문제점을 쉽게 해결할 수 있으며, 다른 중대형 항공기의 상태 감시에도 충분히 활용 가능할 것으로 판단된다.
항공기 주익 구조물의 충격위치 검출 연구에서는 충격위치 검출을 위한 위치추정 기법을 제안하고, 제안된 기법을 바탕으로 하여 충격위치 검출 알고리즘의 개발 및 검증을 수행하였다. 제안된 위치추정 알고리즘은 항공기 주익과 같은 복잡한 구조물의 경우 충격위치마다 고유의 충격신호 전달특성을 갖는다는 점을 착안하여 개발되었다. 본 연구에서 제안된 기법은 대상 구조물에 설치된 센서를 이용하여 사전에 학습된 기준신호 데이터베이스를 가지고 있으며, 대상 구조물의 기준신호 데이터베이스와 운용 중 발생된 임의의 충격신호 사이의 상호상관관계(cross-correlation)를 비교하여 신호의 유사성을 판별하고 이를 통해 임의의 충격위치를 추정하게 된다. 본 기법은 기존 방법에서 널리 고려되었던 수 많은 센서들 사이의 충격신호 도달시간(flight-of-time)이나 충격신호 크기의 상대적인 비교 기법을 이용하지 않고, 충격위치에 따른 구조물의 충격신호 전달특성 그 자체를 충격위치 검출에 이용하기 때문에, 적은 수의 센서를 이용하더라도 충분히 충격위치 추정이 가능하게 된다. 본 연구에서는 상호상관관계 비교 시 충격신호의 에너지 정규화(energy normalization) 과정을 도입하여, 충격위치 검출 성능을 향상시키고자 하였다. 먼저 항공기 주익 구조를 모사한 강화된 복합재 패널 시편을 이용하여 개발 알고리즘의 충격위치 검출 성능을 살펴보았다. 개발 알고리즘은 복잡한 형상을 갖는 복합재 시편에 대하여 평균 위치추정 오차 20 mm 이내의 높은 충격위치 검출 성능을 보였으며, 다른 유사 연구결과와 비교하여 볼 때 센서 하나당 충격위치 검출 가능 영역이 매우 넓은 것으로 확인되었다. 시편 단위에서의 개발 알고리즘 검증 연구를 바탕으로 실제 주익 구조물로의 적용 가능성 및 충격위치 검출 성능을 검증하기 위한 시험이 수행되었다. 이를 위해 실제 주익 구조물의 표면에 다양한 구성을 갖는 FBG 센서가 설치되었으며, 다양한 요인을 고려하여 실제 주익 구조물에 대한 개발 알고리즘의 성능평가 시험을 수행하였다. 개발 알고리즘은 실제 항공기 주익 구조물에 대하여 하나의 FBG 센서를 통해 평균 위치추정 오차 40 mm 이내의 높은 충격위치 검출 성능을 보였다. 본 연구의 결과로 FBG 센서 및 개발 알고리즘을 이용한 주익 구조물의 충격위치 검출 시 효과적인 센서 설치 위치 및 개수를 제공할 수 있으며, 향후 다른 형상의 주익 구조물 또는 그 외에 다른 구조물에도 충분히 활용될 수 있을 것이다.
본 연구에서 수행된 FBG 센서를 이용한 항공기 주익 구조물의 충격위치 검출 및 비행 중 변형률 측정에 관한 연구는 적용 센서의 뛰어난 물리적 특성에 힘입어 실제 현장 적용 시 발생 가능한 여러 문제점을 쉽게 해결할 수 있으며, 다른 중대형 항공기 또는 그 외에 구조물의 실시간 모니터링을 필요로 하는 여러 분야에 충분히 활용 가능할 것으로 판단된다. 본 연구를 통해 비행 환경 하에서 FBG 센서 및 측정 장비의 활용 가능성을 검증하였으며, 또한 크고 복잡한 구조를 갖는 항공기 주익 구조물의 충격위치 검출 시 높은 검출 성능과 함께 효율적인 센서 설치 위치 및 개수를 제공할 수 있음을 보였다. 향후 본 연구에서 수행된 연구 결과를 활용하여 실제 항공기 구조물의 운용에 적용한다면 항공기 운용의 경제성, 효율성, 안전성, 그리고 신뢰성 증대에 크게 기여할 수 있으리라 판단된다.
