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公开(公告)号：KR101273422B1
公开(公告)日：2013-06-11
申请号：KR1020110091127
申请日：2011-09-08
Applicant: 국방과학연구소
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 시스템은 항공기 날개의 변형을 감지하는 변형감지부; 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 충격감지부;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치되며, 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 손상감지부; 및 상기 변형감지부로부터 신호를 받고, 상기 충격감지부로부터 신호를 받고, 상기 손상감지부로부터 신호를 받아서, 상기 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 상기 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키는 제어부;를 포함한다.-
公开(公告)号：KR1020130075065A
公开(公告)日：2013-07-05
申请号：KR1020110143263
申请日：2011-12-27
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A method for monitoring the structural stability of an aircraft is provided to monitor damage to an aircraft caused by a flying load or shock load in real-time by using multiple lattice sensors and piezoelectric sensors. CONSTITUTION: A method for monitoring the structural stability of an aircraft is as follows. The deformation of aircraft wings and shock applied to the aircraft wings is sensed (S11). The size of the sensed deformation and the position of the shock are stored (S12). If the size of the deformation is more than a first reference value, the flying of an aircraft is stopped. If the size of the deformation is less than a second reference value, the flying of the aircraft is continued. If the size of the deformation is between the first and second reference values, the flying of the aircraft is stopped when cracks and bolt loosening are sensed. And the flying of the aircraft is continued when cracks and bolt loosening are not sensed (S13). [Reference numerals] (S11) First step of sensing the deformation of aircraft wings and shock applied to the aircraft wings; (S12) Second step of confirming and storing the size of the deformation and the position of the shock; (S13) Third step of stopping the flying of an aircraft if the size of the deformation is more than a first reference value, continuing the flying of the aircraft if the size of the deformation is less than a second reference value, stopping the flying of the aircraft if cracks and bolt loosening are sensed, and continuing the flying of the aircraft if cracks and bolt loosening are not sensed; (S14) Fourth step of precisely inspecting damages to the deformation position, the connection portion of the aircraft wings and an aircraft body, and/or the shock position
Abstract translation: 目的：提供一种用于监测飞机结构稳定性的方法，通过使用多个格子传感器和压电传感器来实时监测由飞行载荷或冲击载荷引起的飞机损坏。 构成：监测飞机结构稳定性的方法如下。 感测到飞机机翼的变形和飞机机翼的冲击（S11）。 存储感测变形的大小和冲击的位置（S12）。 如果变形的尺寸大于第一参考值，则停止飞行器的飞行。 如果变形的尺寸小于第二参考值，则继续飞行。 如果变形的尺寸在第一和第二参考值之间，则当感测到裂纹和螺栓松动时，飞行器的飞行停止。 当感觉到裂缝和螺栓松动时，飞机继续飞行（S13）。 （S11）检测飞机机翼的变形和应用于飞机机翼的冲击的第一步骤; （S12）确认并存储变形的大小和冲击位置的第二步骤; （S13）如果变形的尺寸大于第一参考值，则停止飞行器飞行的第三步，如果变形的尺寸小于第二参考值，继续飞行的飞行，停止飞行 如果感觉到裂缝和螺栓松动，飞机如果没有感觉到裂缝和螺栓松动，继续飞行; （S14）精确检查对变形位置的损害的第四步骤，飞机机翼和飞机机身的连接部分和/或冲击位置
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公开(公告)号：KR1020110124379A
公开(公告)日：2011-11-17
申请号：KR1020100043709
申请日：2010-05-11
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01N3/303 , G01M7/08 , G01N2203/0039
Abstract: PURPOSE: A falling type low speed impact testing device is provided to test an impact test regardless of the size and location of target. CONSTITUTION: A falling type low speed impact testing device comprises an outer frame(10), a central frame(20), a test part(30) and a pneumatic device part. The outer frame moves along a pair of rails(14) to the backward and forward. A pair of rails is arranged at a regular interval. The central frame is installed in the outer frame to move side to side. A central frame revolves around the X-axis. The test part is installed inside the central frame in order to revolve around the Y-axis.
Abstract translation: 目的：提供一种下降式低速冲击测试装置，用于测试冲击试验，无论目标的大小和位置如何。 构成：下降式低速冲击试验装置包括外框架（10），中央框架（20），试验部件（30）和气动装置部件。 外框架沿着一对轨道（14）移动到向后和向前。 一对轨道以规则的间隔排列。 中央框架安装在外框架中以一边移动。 中心框架绕X轴旋转。 测试部件安装在中央框架内部，以绕Y轴旋转。
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公开(公告)号：KR1020110098301A
公开(公告)日：2011-09-01
申请号：KR1020100017857
申请日：2010-02-26
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01N29/2418 , G01B17/06 , G01N29/04 , G01N29/26 , G01N29/4463 , G01N29/48
Abstract: 본 발명은 주파수 영역 면내 또는 면외 초음파 전파 영상화 장치와 그 방법 관한 것으로서, 주파수 영역 면내 초음파 전파 영상화 장치는, 소정 조사 반복속도로 펄스 레이저 빔을 생성하여 조사하는 레이저 빔 조사부와, 상기 조사된 펄스 레이저 빔을 복수의 펄스 레이저 빔으로 분리하여 대상체의 외부면 상의 복수의 영역으로 전달하는 빔 분리기와, 상기 전달된 펄스 레이저 빔을 상기 복수의 영역 상의 다수의 조사점으로 반사하는 레이저 거울 스캐너와, 상기 반사된 펄스 레이저 빔이 상기 외부면을 통해 전달되고 전달된 펄스 레이저 빔에 의해 초음파가 생성되어 상기 대상체의 면내(in-plane)에서 전파되면, 전파된 초음파를 접촉형 또는 비접촉형 레이저 초음파 센서를 통해 피치-캐치 모드(pitch-catch mode)로 수신하고, 수신된 초음파를 시간 대 진폭의 신호로 실시간 처리하는 수신 처리부와, 상기 처리된 신호를 주파수 변환하고, 주파수 변환된 신호를 상기 다수의 조사점에서의 주파수 대 진폭의 신호인 3차원 데이터 구조의 신호로 재구성하고, 재구성된 3차원 데이터 구조의 신호를 주파수별로 분할하여 면내(in-plane) 초음파 주파수 분할 영상을 생성하고 출력하는 영상 처리부와, 상기 레이저 빔 조사부가 상기 소정 조사 반복 속도로 펄스 레이저 빔을 생성하도록 제어하고, 상기 레이저 거울 스캐너가 펄스 레이저 빔을 소정 간격의 다수의 조사점으로 반사하도록 제어하는 제어부를 구성한다.
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公开(公告)号：KR1020150006736A
公开(公告)日：2015-01-19
申请号：KR1020130080559
申请日：2013-07-09
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01D21/00 , G01N3/08 , G01N3/20 , G01N3/24 , G01N3/30 , G01N3/32 , G01R29/10
Abstract: 본 발명의 일 실시예에 따르는 스마트 스킨 시험평가 방법은, 항공기 동체의 외관을 구성함과 동시에 안테나 기능을 수행하는 스마트 스킨의 구조 요구조건 및 안테나 요구조건을 만족하는지 검증하는 구조강도 시험 및 안테나 성능시험을 포함하되, 상기 구조강도 시험은 상기 스마트 스킨의 인장강도를 확인하기 위한 인장하중 시험, 상기 스마트 스킨의 전단강도를 확인하기 위한 전단하중 시험, 상기 스마트 스킨의 굽힘강도를 확인하기 위한 굽힘하중 시험, 상기 스마트 스킨의 피로강도를 확인하기 위한 피로하중 시험, 구조변형시 안테나 성능을 확인하는 구조변형 안테나 시험, 및 상기 스마트 스킨의 충격강도를 확인하기 위한 충격하중 시험 중 하나 이상이 되도록 한다.
Abstract translation: 根据本发明的实施例，用于评估智能皮肤测试的方法包括结构强度测试和天线性能测试，其验证是否满足形成飞机外观的智能皮肤的结构要求和天线要求 身体并执行天线功能。 结构强度试验应至少检查一个检测智能皮肤张力的张力载荷试验，检查智能皮肤剪切强度的剪切载荷试验，检查智能皮肤弯曲强度的弯曲载荷试验 皮肤，疲劳负荷试验，检查智能皮肤的疲劳强度，结构变换天线测试，检查结构变换过程中的天线性能，以及影响负荷试验，检查智能皮肤的冲击强度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR101591301B1
公开(公告)日：2016-02-04
申请号：KR1020150051059
申请日：2015-04-10
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명의일 실시예에따르는스마트스킨시험평가방법은, 항공기동체의외관을구성함과동시에안테나기능을수행하는스마트스킨의구조요구조건및 안테나요구조건을만족하는지검증하는구조강도시험및 안테나성능시험을포함하되, 상기구조강도시험은상기스마트스킨의인장강도를확인하기위한인장하중시험, 상기스마트스킨의전단강도를확인하기위한전단하중시험, 상기스마트스킨의굽힘강도를확인하기위한굽힘하중시험, 상기스마트스킨의피로강도를확인하기위한피로하중시험, 구조변형시안테나성능을확인하는구조변형안테나시험, 및상기스마트스킨의충격강도를확인하기위한충격하중시험중 하나이상이되도록한다.
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公开(公告)号：KR1020130027729A
公开(公告)日：2013-03-18
申请号：KR1020110091127
申请日：2011-09-08
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A structural integrity monitoring system for an aircraft is provided to guarantee the safety of the aircraft by monitoring damage to the aircraft with multiple optical fiber lattice sensors and piezoelectric sensors. CONSTITUTION: A structural integrity monitoring system(100) for an aircraft comprises a transformation detecting part(110), an impact detecting part(120), a damage detecting part(130), and a control part. The transformation detecting part comprises multiple first optical fibers(f1) and multiple first optical fiber lattice sensors and detects the transformation of a wing. The impact detecting part comprises multiple second optical fibers(f2) and multiple second optical fiber lattice sensors and detects impact applied to the wing. The damage detecting part has multiple piezoelectric sensors(P) and is installed in a part where the wing is connected to a body to detect cracks and bolt loosening. The control part stops operating the aircraft when the cracks and bolt loosening are generated, and continuously operates the aircraft when the cracks and bolt loosening are not generated.
Abstract translation: 目的：提供飞机的结构完整性监控系统，以通过使用多个光纤格栅传感器和压电传感器监测对飞机的损坏来保证飞机的安全。 构成：用于飞行器的结构完整性监视系统（100）包括变换检测部分（110），冲击检测部分（120），损伤检测部分（130）和控制部分。 变换检测部分包括多个第一光纤（f1）和多个第一光纤晶格传感器，并且检测机翼的变换。 冲击检测部分包括多个第二光纤（f2）和多个第二光纤晶格传感器并且检测施加到机翼的冲击。 损伤检测部具有多个压电传感器（P），并且安装在机翼连接到身体的部分中以检测裂缝和螺栓松动。 当产生裂缝和螺栓松动时，控制部分停止操作飞行器，并且在不产生裂纹和螺栓松动的情况下连续操作飞行器。
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公开(公告)号：KR101173955B1
公开(公告)日：2012-08-14
申请号：KR1020100017857
申请日：2010-02-26
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 주파수 영역 면내 또는 면외 초음파 전파 영상화 장치와 그 방법 관한 것으로서, 주파수 영역 면내 초음파 전파 영상화 장치는, 소정 조사 반복속도로 펄스 레이저 빔을 생성하여 조사하는 레이저 빔 조사부와, 상기 조사된 펄스 레이저 빔을 복수의 펄스 레이저 빔으로 분리하여 대상체의 외부면 상의 복수의 영역으로 전달하는 빔 분리기와, 상기 전달된 펄스 레이저 빔을 상기 복수의 영역 상의 다수의 조사점으로 반사하는 레이저 거울 스캐너와, 상기 반사된 펄스 레이저 빔이 상기 외부면을 통해 전달되고 전달된 펄스 레이저 빔에 의해 초음파가 생성되어 상기 대상체의 면내(in-plane)에서 전파되면, 전파된 초음파를 접촉형 또는 비접촉형 레이저 초음파 센서를 통해 피치-캐치 모드(pitch-catch mode)로 수신하고, 수신된 초음파를 시간 대 진폭� �� 신호로 실시간 처리하는 수신 처리부와, 상기 처리된 신호를 주파수 변환하고, 주파수 변환된 신호를 상기 다수의 조사점에서의 주파수 대 진폭의 신호인 3차원 데이터 구조의 신호로 재구성하고, 재구성된 3차원 데이터 구조의 신호를 주파수별로 분할하여 면내(in-plane) 초음파 주파수 분할 영상을 생성하고 출력하는 영상 처리부와, 상기 레이저 빔 조사부가 상기 소정 조사 반복 속도로 펄스 레이저 빔을 생성하도록 제어하고, 상기 레이저 거울 스캐너가 펄스 레이저 빔을 소정 간격의 다수의 조사점으로 반사하도록 제어하는 제어부를 구성한다.
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公开(公告)号：KR101112585B1
公开(公告)日：2012-03-02
申请号：KR1020100043709
申请日：2010-05-11
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명은동일위치및 기타임의의위치에충격시험을하도록시험부의이동이가능하며, 임의의 3차원형상을가지는시편또는실기체비행체날개구조의상면에대하여수직으로충격시험을수행할수 있도록한 낙하식저속충격시험장치에관한것으로서, 일정간격으로배치된한 쌍의레일(14)을따라전후방향으로이동하는외부프레임(10)과; 외부프레임(10)에좌우이동가능하게설치되며 X축을중심으로회전되는중앙프레임(20)과; Y축을중심으로회전할수 있도록중앙프레임(20)의내부에설치되고시험대상물(50)에충격체(35)를낙하시켜충격량을감지하는시험부(30)와; 시험부(30)에구비된복수의실린더를작동시키는공압장치부(40);를포함하는것을한다. 따라서, 시험대상물이고정된상태에서시험부가전후좌우로이동함과아울러 X축및 Y축을중심으로회전하여임의의형상을가지는시편또는구조에대한시험을수행하도록하므로, 작은평판시편으로부터다양한부분품및 실제의비행체날개구조에이르는다양한구조의저속충격저항성평가를수행할수 있어시험에필요한시간과경비를대폭절감할수 있게된다.
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公开(公告)号：KR101576070B1
公开(公告)日：2015-12-10
申请号：KR1020140122222
申请日：2014-09-15
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명은, 전자기파가입사되고도달하는전면부및 후면부를구비하며, 입사되는전자기파를흡수하여소멸시키는바디부, 및상기바디부를보호하도록각각상기전면부와상기후면부를덮는외피층및 내피층을포함하고, 상기바디부는, 적어도일부가입사되는전자기파를흡수하는재질로이루어지며휘어짐이가능하도록서로간극(gap)을갖도록병렬로배치되는복수의단위셀을포함하는다층플렉시블전자기파흡수체를제공한다.
Abstract translation: 本发明提供一种多层柔性电磁波吸收体。 所述多层柔性电磁波吸收体包括：主体部，其包括电磁波入射的前部和后部，吸收并除去入射的电磁波;以及外部被覆层和内部被覆层， 前部和后部分别保护身体部位。 身体部分由吸收入射电磁波的至少一部分的材料和平行布置的单元电池制成，以使每个间隙具有柔性。
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