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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; 및항공기가 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
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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
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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
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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; 및상기 제2격자센서들 각각이, 충격파가 도달하기 전과 다른 파장을 가진 빛을 반사하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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
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제4항에 있어서, 상기 제2단계에서의 항공기 날개에 가해진 충격의 위치를 구하는 단계는,상기 제2격자센서들 각각으로 충격파 도달시간을 구하는 단계; 및상기 충격파 도달시간 중 가장 짧은 도달시간과, 나머지 도달시간들과의 시간차를 구하는 단계;를 포함하는 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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
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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
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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
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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; 및상기 압전센서가 상기 항공기 날개와 동체의 연결부분의 진동을 받아, 전기를 발생시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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; 및상기 임피던스를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 임피던스와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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; 및상기 손상지수를, 균열 및 볼트 풀림이 없을 때의 손상지수와 비교하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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; 및상기 격자들 간격의 변화를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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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; 및상기 발생된 전기를 신호로 받아 초음파 영상화 알고리즘을 사용하여 영상화시키는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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제13항 또는 제14항에 있어서, 상기 충격의 위치를 중심으로, 상기 날개 표면으로 레이저를 방출시키는 단계는,레이저를 거울로 방출시키는 단계; 및상기 거울의 반사각을 바꾸어가며, 날개 표면에 레이저를 방출시키는 단계;를 포함하는 항공기의 구조건전성 감시 방법
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