Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Evaluation of Impact Damage in Composite Structures Using Ultrasonic Testing

Wronkowicz-Katunin A., Dragan K.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2018

|

Iss. 10

82--92

EN

Barely visible impact damage is one of the problems commonly occurring in composite elements during an aircraft operation. The authors described the mechanisms of impact damage formation and propagation in composite structures. The paper presents a performed analysis of an influence of impact parameters on the resulting damage, i.e. its detectability by means of visual observation as well as its extent determined based on ultrasonic tests results. The tests were conducted on the CFRP specimens with a wide range of impact damage cases obtained with combinations of variable impact energy and shapes of impactors. Additionally, an algorithm based on image processing and image analysis methods is proposed for the purpose of the effective evaluation of the ultrasonic data obtained.

2

Jakość spawów elementów ze stopów AL wojskowych statków powietrznych wykonanych metodą spawania łukowego

Woźny P., Błachnio J., Dragan K.

Journal of KONBiN

|

2017

|

No. 44

321--332

PL

W artykule przedstawiono problemy pojawiające się w procesie napraw elementów statków powietrznych (SP) wykonanych ze stopów aluminium, w trakcie spawania łukowego metodą TIG (tungsten inert gas). W artykule zawarto informacje dotyczące zasad obowiązujących w procesie kwalifikowania technologii spawania. Przedstawiono algorytm postępowania przy kwalifikowaniu technologii spawania zgodnie z normą. Opisano główne przyczyny i czynniki mające wpływ na powstawanie wad i niezgodności spawalniczych oraz dokonano ich klasyfikacji. Omówiono zasady przygotowania elementów do spawania oraz doboru spoiwa. Podjęto temat wpływu parametrów spawania na powstawanie wad i niezgodności spawalniczych w odniesieniu do normy PN-L 01426. Przedstawiono przykłady uszkodzeń eksploatacyjnych połączeń spawanych. Opisano zastosowanie metody tomografii komputerowej do oceny połączeń spawanych oraz przedstawiono tomogramy z badań spawów doczołowych stopów aluminium wykonanych ze stopu aluminium gatunku AW 5754. Na przykładzie tomogramów omówiono powstałe w badanych złączach niezgodności i wady spawalnicze. Wykazano przydatność tomografii komputerowej do oceny jakości spawów.

EN

The paper presents the problems arising in the process of repairs of aircraft (AC) components made of aluminium alloys during arc welding with the TIG (tungsten inert gas) method. The paper provides information on the rules applicable in the welding process qualification. The procedure algorithm when qualifying the welding process was presented in accordance with PN-EN ISO 15614-2. The main causes and factors affecting the formation of defects and welding imperfections were described and classified. The principles of preparing the components for welding and selection of a binder were discussed. The issue of effect of the welding parameters on the formation of defects and welding imperfections in relation to PN-L-01426 standard was raised. The application of computed tomography in assessment of the welded joints was described and tomograms from tests of butt welds of aluminium alloys made of the AW 5754 grade aluminium alloy were presented. On the example of the tomograms, the welding imperfections and defects formed in the tested joints were discussed. The usefulness of computed tomography in assessment of the welds’ quality was shown.

3

Enhancement of Damage Detectability in Aircraft Structures Using the Fusion of NDT Results

Zapłotny M., Katunin A., Dragan K.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2017

|

Iss. 9

55--74

EN

Following the damage tolerance philosophy in aircraft design and operation, one of the most significant stages of maintenance is non-destructive testing of structures. It is, therefore, essential to use testing methods sensitive to particular damage types occurring in aircraft structures during operation. In this paper, the authors present a study on selection and comparison of methods of information fusion applied to testing the results of inspection of composite structures used in aircraft elements, obtained using various ultrasonic methods. The presented approach of fusion of ultrasonic scans allows for enhancement of damage detection and identification due to the presence of different parts of information about detected damage obtained from different initial information sources in a single resulting set. Such an approach can be helpful at the decision-making stage during inspection of aircraft elements and structures. Besides the methodology, the GUI-based software for performing fusion of various types of ultrasonic data is presented.

4

Localizing impact damage of composite structures with modified RAPID algorithm and non-circular PZT arrays

Dziendzikowski M., Dragan K., Katunin A.

Archives of Civil and Mechanical Engineering

|

2017

|

Vol. 17, no. 1

178--187

EN

Detecting and localizing impact damage of composite structures is one of the key expectations towards development of structural health monitoring (SHM) systems. In this paper, a method intended to meet these requirements is presented. The developed method is based on guided waves actuation in a monitored structure. One of the methods used for damage localization with guided waves is the RAPID/PRA algorithm. This algorithm is mostly used for circular arrays of PZT piezoelectric transducers. In the paper a modification of this approach, adopted to be used for more general geometries of PZT networks is presented. Its main improvement is that predicted location of damage is less biased by inhomogeneous distributions of sensing paths, i.e. lines connecting pairs of transducers of a network, than for RAPID algorithm. The developed method was verified experimentally on composite laminated specimens with introduced damage caused by low energy impact. Detailed description of the developed algorithm as well as the results of impact damage localization tests are delivered in the paper.

5

Badanie kompozytowych konstrukcji lotniczych z wykorzystaniem metod fuzji danych dla zobrazowania uszkodzeń i analizy sygnałowej

Dragan K., Wronkowicz A., Dziendzikowski M., Chalimoniuk M., Goździcki K., Leski A.

Przegląd Spawalnictwa

|

2016

|

R. 88, nr 10

115--117

PL

W pracy zaproponowano sposób trójwymiarowego zobrazowania uszkodzeń elementów kompozytowych, z wykorzystaniem sekwencji ultradźwiękowych skanów B, który może być pomocny w badaniach nieniszczących. Zaproponowaną metodę zaprezentowano na przykładzie ultradźwiękowego badania próbki wykonanej kompozytu epoksydowego wzmocnionego włóknem węglowym, w której wprowadzono uszkodzenia udarowe BVID. Wizualizacja 3D uszkodzenia, polegająca na agregacji sekwencji skanów w trybie B w postaci tensora oraz progowej filtracji poszczególnych elementów 3D, pozwala m.in. na zwymiarowanie uszkodzeń i określenie głębokości ich zalegania. Dzięki niskiemu kosztowi obliczeniowemu, metoda ta może być zastosowana w badaniach ultradźwiękowych w trybie czasu rzeczywistego, dając operatorom dodatkowe narzędzie zwiększające jakość uzyskiwanych wyników.

EN

The paper presents an approach to 3D reconstruction of a sequence of ultrasonic B-Scans for the purpose of aiding nondestructive testing of composites. For testing the algorithm, the results of ultrasonic testing of carbon fiber reinforced polymer specimen with barely visible impact damage was used. 3D visualisation of damage based on image thresholding and volume rendering facilitates interpretation of ultrasonic data and can be useful in precise assessment of a flaw size and its depth. Owing to the low computational complexity of the proposed algorithm it could be applied during real-time ultrasonic inspections of composite structures.

6

Review of Aeronautical Fatigue Investigations in Poland (2013-2014)

Niepokólczycki A., Leski A., Dragan K.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2016

|

Iss. 8

5--48

EN

This review was presented on the 34 Conference of the International Committee on Aeronautical Fatigue and Structural Integrity, Helsinki, Finland, June 1-2, 2015. It contains description of main works and investigations in fatigue of aircraft structures performed in Poland during the years 2013 and 2014.

7

Fatigue Cracks Detection using PZT Transducers under the Influence of Uncertain Environmental Factors

Dziendzikowski M., Klimaszewski S., Dragan K.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2016

|

Iss. 8

111-115

EN

This paper presents technique for qualitative assessment of fatigue crack growth monitoring, utilizing guided elastic waves generated by the sparse PZT piezoelectric transducers network in the pitch – catch configuration. Two Damage Indices (DIs) correlated with the total energy received by a given sensor are used to detect fatigue cracks and monitor their growth. The indices proposed carry marginal signal information content in order to decrease their sensitivity with respect to other undesired non-controllable factors which may distort the received signal. The reason for that is to limit the false calls ratio which besides the damage detection capability of a system, plays a crucial role in applications. However, even such simplified damage indices can alter over a long term, leading to the misclassification problem. Considering a single sensing path, it is very difficult to distinguish whether the resultant change of DIs is caused by a damage or due to decoherence of these DIs. Therefore, assessment approaches based on threshold levels fixed separately for DIs obtained on each of the sensing paths, would eventually lead to a false call. An alternative approach is to compare changes of DIs for all sensing paths. Developing damage distorts the signal only for the sensing paths in its proximity. In order to decrease the misclassification risk, a method of compensating such DIs drift is proposed. The main features and damage detection capabilities of this method will be demonstrated by conducting a laboratory fatigue test of an aircraft panel. The proposed approach has been verified on a real structure during fatigue test of a helicopter tail boom.

8

Damage size monitoring of composite aircraft structures based on ultrasonic testing and image processing

Wronkowicz A., Dragan K.

Composites Theory and Practice

|

2016

|

R. 16, nr 3

154--160

EN

According to damage tolerance philosophy, a composite component with a flaw is allowed to be operated if it is included in a maintenance program that will ensure damage detection before it reduces the residual strength of the structure below an acceptable limit. One of the damage tolerance approaches includes damage extent identification and monitoring of its growth. In view of the progressive behaviour of damage in composite structures, they should be periodically inspected to monitor damage progression. This article presents an approach to damage size monitoring of composite aircraft structures by means of ultrasonic testing with the C-scan mode and a developed algorithm based on image processing techniques. To test the algorithm, pairs of results of ultrasonic testing of composite elements of aircraft, carried out at time intervals, were used. The analysis of such results is difficult due to the complexity of the obtained C-scans, which is caused by the variable thickness of the aircraft skin and the presence of other elements in the tested structure (e.g. rivets and reinforcements). The proposed method enables the extraction of damage contours, preceded by indication of regions of interest by an expert, and calculation of an increase in the damage surface area, based on two input C-scans, as well as comparison of their contours.

PL

Zgodnie z filozofią tolerancji uszkodzeń, element kompozytowy z wadą jest dopuszczony do eksploatacji, jeżeli jest włączony w program obsługi serwisowej, który zapewni wykrycie uszkodzenia zanim zredukuje ono resztkową wytrzymałość struktury poniżej dopuszczalnego limitu. Jedno z podejść tolerancji uszkodzeń obejmuje identyfikację rozmiaru uszkodzenia i monitorowanie jego wzrostu. W świetle postępowego zachowania uszkodzeń w strukturach kompozytowych, powinny one być okresowo kontrolowane w celu monitorowania postępu uszkodzenia. W artykule przedstawiono podejście do monitorowania rozmiaru uszkodzeń w kompozytowych strukturach lotniczych za pomocą badań ultradźwiękowych z obrazowaniem w trybie C oraz opracowanego algorytmu opartego na technikach przetwarzania obrazu. Do testowania algorytmu wykorzystane zostały serie wyników badań ultradźwiękowych kompozytowych elementów konstrukcji lotniczych, przeprowadzonych w określonych odstępach czasu. Analiza takich wyników jest trudna ze względu na złożoność otrzymywanych zobrazowań w trybie C, co jest spowodowane zmienną grubością poszycia samolotów oraz obecnością innych elementów w badanej strukturze (np. nitów i wzmocnienia). Zaproponowana metoda umożliwia ekstrakcję konturów uszkodzenia, poprzedzoną wskazaniem obszaru zainteresowania przez eksperta, oraz obliczenie wzrostu powierzchni uszkodzenia, na podstawie dwóch wejściowych zobrazowań w trybie C, a także porównanie tych konturów.

9

Równoważenie i regulacja w instalacjach zmiennoprzepływowych – automatyczne zawory równoważące w instalacjach grzewczych i chłodniczych

Dragan K.

Chłodnictwo i Klimatyzacja

|

2016

|

nr 8

58--60

PL

Równoważenie hydrauliczne, zarówno w przypadku instalacji grzewczej, jak i chłodniczej, polega na dopasowaniu przepływów w instalacji tak, aby były zgodne z wymaganiami projektowymi poprzez zastosowanie odpowiednich zaworów równoważących. Zawory montowane są w określonych miejscach instalacji - zwykle na poszczególnych pionach lub odgałęzieniach. Zdaniem zaworów równoważących jest zdławienie nadwyżki ciśnienia w obsługiwanych obiegach. Ponadto umożliwiają one ustalenie wielkości wymaganego przepływu, a następnie jego korektę w zależności od obciążenia systemu.

10

Bezpośrednia diagnostyka kompozytowych elementów lotniczych z wykorzystaniem struktur inteligentnych

Dragan K., Dziendzikowski M., Leski A.

Przegląd Spawalnictwa

|

2015

|

R. 87, nr 12

41--44

PL

Zastosowanie fal sprężystych wzbudzonych w badanym elemencie za pomocą umieszczonej na nim sieci przetworników piezoelektrycznych jest jednym z obiecujących kierunków rozwoju technologii bezpośredniej diagnostyki struktur lotniczych (SHM). Możliwości systemów SHM są związane z dwoma różnymi ścieżkami rozwoju tej technologii, tj. zastosowanych rozwiązań technicznych, np. rodzaju przetworników PZT czy aparatury pomiarowej oraz metod analizy sygnału rejestrowanego przez przetworniki. Do pierwszej gałęzi rozwoju systemów SHM należy m.in. dobór optymalnego rodzaju przetworników PZT do danego zagadnienia oraz sposób ich związania z monitorowaną strukturą. W przypadku kompozytów, oprócz związania przetworników z badaną powierzchnią, możliwe jest również ich wbudowanie w wewnętrzną strukturę materiału. W artykule zaprezentowano przykład wykorzystania przetworników PZT wbudowanych w strukturę kompozytową do detekcji uszkodzeń udarowych BVID. Zaprezentowano algorytm lokalizacji uszkodzeń BVID oraz wyniki badań laboratoryjnych weryfikujących zaproponowane metody.

EN

Application of guided waves excited by a network of PZT transducers integrated with a given structure is one of the promising approaches to Structural Health Monitoring (SHM). The performance of SHM system based on PZT network is rooted in two distinct areas of the technology development, that is: the hardware and the signal analysis. The first includes is the type of transducers used to built a network and the way of their integration with a monitored structure. For composites, beside the possibility of the transducers attachment to a surface of an element, also embedding of PZTs into their internal structure is available. In the article Barely Visible Impact Damage (BVID) detection capabilitiy of the embedded PZT transducers is presented. An algorithm of damage localization is also proposed and verified in laboratory tests.

11

Predictive Models for Transient Loads of the Vertical Stabilizer of an Aircraft developed using Canonican Correlation Analision

Dziendzikowski M., Zieliński W., Obrycki Ł., Woch M., Synaszko P., Dragan K., Leski A.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2015

|

Iss. 7

41--46

EN

Knowledge about loads occurring in the structure during aircraft operation is vital from the point of view of the damage tolerance approach to aircraft design. In the best-life scenario, such information could be available from a network of sensors, e.g. strain gauges, installed in the aircraft structure to measure local stresses. However, operational loads monitoring (OLM) systems are still not widely applied. Instead, what is available is a set of flight parameters, which by the laws of inertia and aerodynamics help determine the dominant part of loads acting on a given element. This paper discusses the canonical correlation analysis (CCA) as a method for selecting the flight parameters used to predict aircraft loads. CCA allows for the identification of both different modes of stress distribution as well as flight parameters which are best suited for their prediction. The paper presents the application of this method to identify loads acting on the vertical stabilizer of an aircraft.

12

Composite Aerospace Structure Monitoring with use of Integrated Sensors

Dragan K., Dziendzikowski M., Kurnyta A., Salacinski M., Klysz S., Leski A.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2015

|

Iss. 7

12--17

EN

One major challenge confronting the aerospace industry today is to develop a reliable and universal Structural Health Monitoring (SHM) system allowing for direct aircraft inspections and maintenance costs reduction. SHM based on guided Lamb waves is an approach capable of addressing this issue and satisfying all the associated requirements. This paper presents an approach to monitoring damage growth in composite aerospace structures and early damage detection. The main component of the system is a piezoelectric transducers (PZT) network integrated with composites. This work describes sensors’ integration with the structure. In particular, some issues concerning the mathematical algorithms giving information about damage from the impact damage presence and its growth are discussed.

13

Low-velocity impact damage identification of aircraft laminated structures based on wavelet analysis of modal shapes

Katunin A., Dragan K., Dziendzikowski M.

Composites Theory and Practice

|

2015

|

R. 15, nr 1

39--43

EN

Damage assessment and periodic inspections of composite structures maintained in the aircraft industry have become increasingly more important over the last decades. Considering modern demands for structural integrity and safety in this industry, it is necessary to develop appropriate methods which allow for non-destructive and effective damage detection and localization in possibly the early stage of its development. One of the most common types of damage occurring in aircraft structures is low-velocity impact damage, which often occurs on the ground during maintenance procedures (e.g. dropped tool) and may propagate in a structure during workload. The method applied for damage identification is a currently developed approach based on vibration velocity measurements in resonances in a predefined net of measurement points. Based on the acquired modal shapes and their post-processing with use of a 2D dual tree wavelet transform, the detection of damage as well as its localization is possible. Tests using the mentioned methods were performed on composite laminated aircraft structures with multiple impact damage of various intensities. The obtained results show that the proposed method is an effective tool in non-destructive testing of aircraft structures and can be used as an alternative to currently applied methods with the possibility of inspection on-the-field.

PL

Analiza uszkodzeń i okresowe inspekcje struktur kompozytowych eksploatowanych w przemyśle lotniczym stają się coraz bardziej istotne w ciągu ostatnich dekad. Biorąc pod uwagę współczesne wymagania stawiane integralności struktury i bezpieczeństwu w tym przemyśle, konieczne jest opracowanie odpowiednich metod, które pozwolą na nieniszczące i efektywne wykrywanie oraz lokalizację uszkodzeń w możliwie wczesnym stadium ich rozwoju. Jednymi z najczęstszych uszkodzeń powstających w strukturach lotniczych są niskoenergetyczne uszkodzenia udarowe, które często występują podczas naziemnych procedur eksploatacyjnych (np. upadek narzędzia) i mogą propagować w strukturze podczas występowania obciążeń roboczych. Metoda zastosowana do identyfikacji uszkodzeń jest obecnie rozwijanym podejściem opartym na pomiarze prędkości drgań przy rezonansach na predefiniowanej sieci punktów pomiarowych. Na podstawie uzyskanych postaci własnych i ich dalszej analizie z wykorzystaniem dwuwymiarowej transformacji falkowej z dualnym drzewem dekompozycyjnym możliwa jest zarówno detekcja, jaki i lokalizacja uszkodzeń. Badania z wykorzystaniem wymienionej metody przeprowadzono na kompozytowych strukturach lotniczych z wielokrotnymi uszkodzeniami udarowymi o różnej intensywności. Uzyskane wyniki wskazują, że zaproponowana metoda jest efektywnym narzędziem w badaniach nieniszczących struktur lotniczych i rozważaną alternatywą do stosowanych obecnie metod z możliwością przeprowadzenia badań w warunkach polowych.

14

Low-energy impact behaviour and damage characterization of carbon fibre reinforced polymer and aluminium hybrid laminates

Bieniaś J., Jakubczak P., Surowska B., Dragan K.

Archives of Civil and Mechanical Engineering

|

2015

|

Vol. 15, no. 4

925--932

EN

The purpose of this paper is to investigate the impact behaviour and damage characterization of carbon fibre reinforced aluminium hybrid laminates (Al/CFRP) in comparison to classic carbon fibre reinforced polymer (CFRP) at low-velocity and low-energy impact. Impact damage characteristic with damage initiation and progression, internal failure modes and understanding of the role of the metal layers in the impact behaviour under low-energy were examined and discussed. The damage mechanism of the tested laminates is very complex. There is an internal degradation of the material, with the plastic deformation in case of fibre metal laminates. Characteristic matrix cracks (bending and shearing cracks) running at the fibre–matrix interface in composite layers are the first damage mode. The critical damage mode is delaminations observed between composite layers with different orientation as well as delaminations at the metal–composite interface in fibre metal laminates. For the tested materials, particularly carbon fibre reinforced composites, the absorbed impact energy is mainly connected with elastic response and damage of the laminate. In case of fibre metal laminates the absorbed energy is also connected with plastic deformation of the laminate, occurring especially in the metal layers. High impact resistance of fibre metal laminates indicates that metal (aluminium) layers may prevent delamination propagation and impactor penetration.

15

Detekcja i monitorowanie przyrostu pęknięć zmęczeniowych z wykorzystaniem fal sprężystych generowanych przez przetworniki PZT

Dragan K., Dziendzikowski M., Leski A.

Przegląd Spawalnictwa

|

2014

|

R. 86, nr 11

55--59

PL

W pracy zaprezentowano wybrane wyniki monitorowania struktury samolotu PZL–130 Orlik TC II w trakcie pełnoskalowej próby zmęczeniowej. W strukturze samolotu rozmieszczono sieć czujników piezoelektrycznych PZT, podłączoną do dedykowanego systemu komputerowego, umożliwiającego zdalne monitorowanie konstrukcji. W pracy przedstawiono opis wielokanałowego urządzenia rejestrującego sygnały uzyskane z przetworników piezoelektrycznych oraz wyniki uzyskane w wybranych punktach pomiarowych na różnych etapach rozwoju pęknięć zmęczeniowych. Proponowane sposób monitorowania konstrukcji oparty jest na tzw. wskaźnikach uszkodzeń zachowujących znikomą informację o przebiegu czasowym rejestrowanych sygnałów, związanych z ich energią. W pracy przedstawiono opis wykorzystywanych charakterystyk sygnałowych oraz sposobów wnioskowania o obecności i rozwoju pęknięć zmęczeniowych. Opracowane techniki zostały zweryfikowane na podstawie danych uzyskanych w trakcie pełnoskalowej próby zmęczeniowej. Uzyskane wyniki potwierdzają zalety korzystania z systemu monitorowania uszkodzeń w oparciu o przetworniki PZT, zwłaszcza w lokalizacjach trudno dostępnych dla standardowych technik badań nieniszczących.

EN

This paper presents an approach to the health monitoring of the PZL–130 TC II Orlik aircraft structure during the full scale fatigue test (FSFT). A network of PZT piezoelectric transducers was assembled on the aircraft structure and a dedicated hardware enabling remote control and pro-grammed measurement performance was elaborated. A multichannel acquisition system of large dataset of measurements from the ‘hot-spot’ locations of the sensors on different stages of the fatigue tests is described in the paper. In the adopted approach a set of Damage Indices (DI’s), carrying marginal signal information content and correlated with the total energy received by a given sensor are proposed. The paper provides the description of elaborated techniques for the signal processing and inference about the damage presence. Damage detection capabilities are exemplified by data collected from selected network nodes where damages were found during the project run and the results of their monitoring will be highlighted. The necessity of the use of NDE assisted technology for early damage detection has been proven within the project, especially for the ‘hard to access’ locations in the aircraft structure.

16

An Approach to Structural Health Monitoring of Composite Structures Based on Embedded PZT Transducers

Dziendzikowski M., Dragan K., Kurnyta A., Kornas Ł., Latoszek A., Zabłocka M., Kłysz S., Leski A., Chalimoniuk M., Giewoń J.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2014

|

Iss. 6

113--118

EN

One approach to developing a system of continues automated monitoring of structural health is to use elastic waves excited in a given medium by a piezoelectric transducers network. Depending on their source and the geometry of the structure under consideration elastic waves can propagate over a significant distance. They are also sensitive to local structure discontinuities and deformations providing a tool for detecting local damage in large aerospace structures. This paper investigates the issue of Barely Visible Impact Damages (BVIDs) detection in composite materials. The model description and the results of impact tests verifying damage detection capabilities of the proposed signal characteristics are presented in the paper.

17

The application of PZT sensor networks in degradation monitoring of composite aeronautical structures

Dragan K., Dziendzikowski M., Kurnyta A., Leski A.

Composites Theory and Practice

|

2014

|

R. 14, nr 4

208--213

EN

One of the ideas to develop structural health monitoring systems is to use piezoelectric transducers generating elastic waves in a monitored structure. In the paper, we present an approach to develop such a system with the use of PZT ceramic (lead zirconium titanate - PZT) sensors embedded into the structure of a composite. Elastic waves actuated in an acoustic medium by a network of PZT transducers can be scattered on the discontinuities of the monitored structure, thus giving a possibility to detect such damages. For composites they can be debondings or delaminations caused by impacts. In that case, PZT transducers can be either bonded to the surface of an element or embedded in the internal structure of a composite. Both methods have their own advantages and drawbacks. Apart from increased sensor durability and lower energy consumption when actuating elastic waves, there are also other, more important reasons for sensor embedding. First, when considering structure repairs with composite patches, it can be hard to use PZT transducers attached to the surface due to their exposure to external conditions. Embedding may also increase the damage detection capabilities of the approach. For multilayered structures like Fiber Metal Laminates (FML), it may allow one to assess the state of each layer separately and to distinguish between inner layers delaminations and debondings between layers made of different materials. In the paper, we present an approach to detecting impact damages of composite structures which are barely visible on the surface (Barely Visible Impact Damage - BVID). The results of impact tests, signal analysis algorithms and the influence of the composite manufacturing process on chosen transducer properties are presented.

PL

Jednym z rozwijanych sposobów monitorowania stanu konstrukcji jest zastosowanie przetworników piezoelektrycznych wzbudzających w diagnozowanym elemencie fale sprężyste. W artykule zaprezentowano propozycję budowy takiego systemu z wykorzystaniem ceramicznych przetworników PZT (cyrkonia-tytanian ołowiu - PZT) wbudowanych w strukturę kompozytu. Fale sprężyste wzbudzone w elemencie kompozytowym poprzez sieć czujników są rozpraszane na nieciągłościach struktury, np. rozwarstwieniach lub odklejeniach, spowodowanych udarami, dając możliwość detekcji tego rodzaju uszkodzeń. Przetworniki PZT mogą być trwale związane z powierzchnią monitorowanego elementu lub - w przypadku kompozytów - wbudowane w jego strukturę. Obydwie metody mają swoje zalety i wady. W przypadku kompozytów, oprócz większej trwałości czujników i lepszego sprzężenia akustycznego, za ich wbudowaniem w strukturę przemawiają również inne powody. Jednym z nich jest trudność w zastosowaniu przetworników umocowanych na powierzchni kompozytowych napraw poszycia samolotów ze względu na bezpośrednie narażenie na czynniki zewnętrzne. Wbudowanie czujników w wewnętrzną strukturę kompozytu może również zwiększyć możliwości diagnostyczne tej metody. W przypadku struktur wielowarstwowych o różnorodnej budowie, np. laminatów metalowo-włóknistych FML, może to umożliwić ocenę stopnia uszkodzeń poszczególnych warstw lub rozróżnienie pomiędzy uszkodzeniami wewnątrz- i międzywarstwowymi. W artykule zaprezentowano wyniki monitorowania uszkodzeń udarowych, stosowane metody analizy sygnału oraz wpływ procesu wytwarzania kompozytów na wybrane parametry przetworników PZT.

18

Automated data analysis based on signal processing for two dimensional NDI data of the composite structures

Dragan K., Stefaniuk M., Czulak A., Bieniaś J., Dziendzikowski M., Leski A., Gude M., Hufenbach W.

Przetwórstwo Tworzyw

|

2013

|

[R.] 19, nr 1 (151)

4--8

EN

The present paper describes a structural data analysis approach in which two dimensional NDI data coming from various sources is analyzed and processed by a computerized tool. Results of that processing are used to provide a quantitative measure of the state of the inspected specimen and of the extent and nature of damage. Authors mainly refer to the usage of such systems in the context of composite materials and impact damage in particular, examples are given. In the analytical system the main measurement data source considered is the ultrasonic inspection coming in the form C-scan images. These images are then processed and analyzed with the use of machine learning/statistical classification algorithms. These algorithms are reinforced with data coming from a damage fingerprint database, which stores training data in various formats. Authors describe the methods used for each step of the analysis, and review existing algorithms and methodologies which may be used to assist quantification process.

PL

Niniejsza praca opisuje podejście do analizy danych, w której dwuwymiarowe zobrazowania wyników badań nieniszczących są analizowane i przetwarzane przez narzędzie programowe. Wyniki owego przetwarzania użyte są do ilościowego określenia stanu badanego elementu, ale także określenia rozmiaru uszkodzenia i jego natury. Autorzy odnoszą się głównie do wykorzystywania takowych systemów w kontekście materiałów kompozytowych, a w szczególności uszkodzenia udarowego, co zilustrowano przykładami. W niniejszym systemie analitycznym głównym źródłem danych pomiarowych ma być pomiar ultradźwiękowy w formie zobrazowania C-Scan. Obrazy uzyskane w wyniku owego zobrazowania poddane zostają obróbce z wykorzystaniem metod uczenia maszynowego i elementów klasyfikacji statystycznej. Działania te opierają się na bazie danych znaczników uszkodzeń, która zasilona jest różnymi typami danych. Autorzy opisują różne algorytmy stosowane na każdym z etapów analizy, oraz dokonują przeglądu wykorzystywanych metod.

19

Wykrywanie uszkodzeń w konstrukcji samolotu w trakcie realizacji pełnoskalowej próby zmęczeniowej z wykorzystaniem czujników zintegrowanych

Dragan K., Dziendzikowski M., Kurnyta A., Latoszek A.

Przegląd Spawalnictwa

|

2013

|

R. 85, nr 12

54--57

PL

Opracowanie niezawodnych systemów zautomatyzowanego monitorowania stanu konstrukcji lotniczych (SHM), pozwalających na zdalną ocenę stanu danego statku powietrznego oraz obniżenie kosztów jego eksploatacji stanowi jeden z wiodących kierunków rozwoju technologii w przemyśle lotniczym. Jedną z idei budowy takiego systemu jest wykorzystanie fal Lamba wzbudzonych w danym elemencie konstrukcji przez sieć przetworników piezoelektrycznych PZT. W artykule przedstawiono holistyczną koncepcję detekcji uszkodzeń oraz bieżącego monitorowania ich rozwoju w strukturze samolotu. Trzon systemu stanowią czujniki PZT, uzupełnione w wybranych lokalizacjach przez czujniki rezystancyjne i próżniowe CVMTM. W artykule poruszono wybrane zagadnienia związane z opracowywanym systemem, w szczególności dotyczące wnioskowania o obecności oraz rozwoju uszkodzenia, jak również przedstawiono przykładowy wynik działania systemu.

EN

Providing reliable and universal Structural Health Monitoring (SHM) system allowing for remote aircraft inspections and maintenance costs reduction is one of the major issues in the aerospace industry. SHM based on guided Lamb waves is one of the approach able to address the matter and satisfy all the requirements. In the paper a holistic approach for the continous real time damage growth monitoring and early damage detection of the aircraft structure is presented. The main component of the system is piezoelectric transducers (PZT) network. These are complemented by other SHM methods: Comparative Vacuum Monitoring (CVMTM) and Resistance Gauges at selected aircraft hot-spots. Description of damage detection capabilities are delivered in the paper. In particular some issues concerning the statistical inference about a damage presence and its growth are discussed.

20

Assessment of Sensor Technologies for Aircraft SHM Systems

Kurnyta A., Dragan K., Dziendzikowski M.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2013

|

Iss. 5

53--59

EN

SHM is a monitoring system which uses sensors, actuators and data transmission, acquisition and analysis, permanently integrated with the inspected object. The objective of SHM is to detect, localize, identify and predict development of fatigue fractures, increasing safety and reliability. This paper presents an assessment of sensor technologies used in aircraft SHM system. Due to the fact that most of these measurement methods are relatively new and still under development the present appraisal focuses on a number of parameters with reference to each method, including a sensor’s installation issues, reliability, power consumption, sensor infrastructure, sensitivity and cost and availability. The work is predominantly focused on the assessment of permanently bonded sensors, such as foil strain gages, Comparative Vacuum Monitoring (CVM), Piezo sensors (PZT), Eddy-Current Transducers (ECT). Finally, all these methods are briefly discussed.