RU2722400C1 - Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy - Google Patents

Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy Download PDF

Info

Publication number
RU2722400C1
RU2722400C1 RU2019143550A RU2019143550A RU2722400C1 RU 2722400 C1 RU2722400 C1 RU 2722400C1 RU 2019143550 A RU2019143550 A RU 2019143550A RU 2019143550 A RU2019143550 A RU 2019143550A RU 2722400 C1 RU2722400 C1 RU 2722400C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
glazing
sensor
law
distribution
embedding
Prior art date
Application number
RU2019143550A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Андреевич Крылов
Андрей Борисович Комлев
Алексей Владимирович Попов
Валентина Юрьевна Волошина
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Синтез технологий"
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 Общество с ограниченной ответственностью "Синтез технологий" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Синтез технологий"
Priority to RU2019143550A priority Critical patent/RU2722400C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2722400C1 publication Critical patent/RU2722400C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly to diagnostics of critical elements of aircraft (AC) structure, namely to diagnostics of glazing embedding state of cockpit canopy, and can be used to detect presence of dangerous defects. First, N acoustic emission (AE) sensors are installed along the perimeter of cockpit canopy glazing in the area of embedding at a specified distance from the cabin frame and a given distance from each other. Receive pulses from each sensor AE in the time interval from the start of pressurizing a predetermined value T1 to time point. Flows of pulses AE received from each sensor are stored, law of distribution of pulse streams received from each sensor AE is determined and compared with a given distribution law. Decision is made on presence of developing defect in embedding of glazing of cockpit canopy, and its location is determined by coordinates of sensor. Criterion of degree of danger of registered developing defects is calculated in accordance with parameters of law of pulse flow distribution.
EFFECT: higher probability of detection of glazing defects of AC cockpit canopy in the area of embedding.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к диагностике состояния ответственных элементов конструкции воздушных судов (ВС), а именно к диагностике состояния заделки остекления фонаря кабины и может быть использовано для выявления наличия опасных дефектов: отрыв лент крепления от стекла, нарушение герметичности элементов заделки.The invention relates to aeronautical engineering, in particular to the diagnosis of the state of critical structural elements of aircraft (aircraft), and in particular to the diagnosis of the condition of sealing the glazing of the cockpit lantern and can be used to detect the presence of dangerous defects: separation of the fastening tapes from the glass, violation of the tightness of the sealing elements.

В настоящее время существуют различные подходы к диагностике состояния заделки остекления фонаря кабины начиная от простейших визуальных осмотров деталей до широкого применения современных комплексов неразрушающего контроля в условиях авиаремонтных предприятий [«Восстановление боевой авиационной техники», издание ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковского, 1989 г., стр. 263-266].Currently, there are various approaches to diagnosing the condition of closing the glazing of the cockpit lantern, from the simplest visual inspections of parts to the widespread use of modern non-destructive testing systems in aircraft repair facilities [“Restoration of combat aircraft”, VVIA named after Professor N.E. Zhukovsky, 1989, pp. 263-266].

Ближайшим аналогом предлагаемого решения является способ диагностики заделки остекления фонаря кабины, основанный на установке по периметру остекления фонаря кабины воздушного судна бумажных индикаторов, создании избыточного давления в кабине ВС на заданную величину, измерению расстояния отклонения индикаторов от их начального положения. [Методические рекомендации по эксплуатации и восстановлению деталей остекления из органического стекла воздушных судов государственной авиации РФ в условиях заводского и войскового ремонта, Выпуск ГИ ВВС, Москва 2015 г., 16 С.]. Недостатком данного способа является низкая вероятность обнаружения и прогнозирования динамики развития дефектов на ранних стадиях.The closest analogue of the proposed solution is a diagnostic method for closing the glazing of the cockpit lantern, based on the installation of paper indicators around the perimeter of the glazing of the cockpit lantern of the aircraft, creating excess pressure in the aircraft cabin by a predetermined amount, and measuring the distance of the deviation of the indicators from their initial position. [Guidelines for the operation and restoration of organic glass glazing parts of aircraft of state aviation of the Russian Federation under factory and military repair, Release of the Air Force GI, Moscow 2015, 16 C.]. The disadvantage of this method is the low probability of detecting and predicting the dynamics of the development of defects in the early stages.

Техническим результатом применения заявленного способа является:The technical result of the application of the claimed method is:

1. Повышение вероятности обнаружения дефектов остекления фонаря кабины ВС в области заделки;1. Increasing the likelihood of detecting glazing defects in the aircraft cabin lantern in the sealing area;

2. Возможность прогнозирования динамики развития дефектов на ранних стадиях.2. The ability to predict the dynamics of the development of defects in the early stages.

В известном способе плавно создается избыточное давление в кабине до заданной величины и выдерживается при данном давлении в течение заданного времени, определяется местоположение дефекта в области заделки остекления фонаря кабины ВС. Технический результат достигается тем, что согласно предлагаемого способа предварительно устанавливают N датчиков акустической эмиссии (АЭ) по периметру остекления фонаря кабины в области заделки на заданном расстоянии от каркаса кабины и заданном расстоянии друг от друга, принимают импульсы от каждого датчика АЭ в интервале времени от начала создания избыточного давления заданной величины T1 до момента времени Т2=T1+Тв, где Тв - заданное время выдержки избыточного давления, запоминают потоки импульсов АЭ, полученных от каждого датчика, определяют закон распределения принятых от каждого датчика АЭ импульсных потоков, сравнивают с заданным законом распределения, по результатам сравнения распределения потока импульсов АЭ принимают решение о наличии развивающегося дефекта в заделке остекления фонаря кабины, а его местонахождение определяют по координатам датчика, вычисляют критерий степени опасности регистрируемых развивающихся дефектов в соответствии с параметрами закона распределения потока импульсов.In the known method, overpressure in the cabin is smoothly created to a predetermined value and maintained at a given pressure for a predetermined time, the location of the defect in the area of sealing the glazing of the aircraft cabin lantern is determined. The technical result is achieved by the fact that according to the proposed method, N sensors of acoustic emission (AE) are pre-installed along the perimeter of the glazing of the cab lantern in the sealing area at a given distance from the cab frame and a given distance from each other, pulses are received from each AE sensor in the time interval from the beginning creating excess pressure of a predetermined value of T 1 up to a point in time T 2 = T 1 + T in , where T in is a predetermined holding time of the overpressure, remember the flows of AE pulses received from each sensor, determine the distribution law of pulse flows received from each AE sensor, compare with the given distribution law, according to the results of the distribution of the pulse flux AE decide on the presence of a developing defect in the cockpit glazing seal, and its location is determined by the coordinates of the sensor, the criterion of the degree of danger of detected developing defects is calculated in accordance with the parameters of the distribution law pulse flow.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что предварительно устанавливают N датчиков акустической эмиссии по периметру остекления фонаря кабины в области заделки на заданном расстоянии от каркаса кабины и заданном расстоянии друг от друга, принимают импульсы от каждого датчика АЭ в интервале времени от начала создания избыточного давления заданной величины T1 до момента времени Т2=T1+Тв, где Тв - заданное время выдержки избыточного давления, запоминают потоки импульсов АЭ, полученных от каждого датчика, определяют закон распределения принятых от каждого датчика АЭ потоков импульсов, сравнивают с заданным законом распределения, по результатам сравнения распределения потока импульсов АЭ принимают решение о наличии развивающегося дефекта в заделке остекления фонаря кабины, а его местонахождение определяют по координатам датчика, вычисляют критерий степени опасности регистрируемых развивающихся дефектов в соответствии с параметрами закона распределения потока импульсов.The essence of the proposed method consists in the fact that N acoustic emission sensors are pre-installed along the perimeter of the glazing of the cab lantern in the sealing area at a predetermined distance from the cab frame and a predetermined distance from each other, pulses are received from each AE sensor in the time interval from the start of creating excess pressure of a given the values of T 1 until the time T 2 = T 1 + T in , where T in is the specified exposure time of the overpressure, the streams of AE pulses received from each sensor are stored, the distribution law of the pulse streams received from each sensor AE is determined, compared with a predetermined law distribution, according to the results of comparing the distribution of the pulse flux, the AE decide on the presence of a developing defect in the cockpit glazing seal, and its location is determined by the coordinates of the sensor, the criterion of the degree of danger of detected developing defects is calculated in accordance with the parameters of the pulse flux distribution law.

Известно, что при воздействии нагрузки на клеевые соединения, композиционные материалы, металлы образуются множество микродефектов, которые при повышении нагрузки объединяются в макродефект (расслоение, трещина). [«Система оценки прочности конструкции авиационной и ракетно-космической техники на основе метода акустической эмиссии», научно-технический журнал «Контроль. Диагностика» 2018 год №8 (242) август - 70 с.; С. 34-39]. Для регистрации акустических волн, излучаемых дефектами при воздействии нагрузки на материал объекта контроля, используются датчики акустической эмиссии [ГОСТ Р 55045-2012]. В предлагаемом способе датчики АЭ устанавливаются по периметру остекления фонаря кабины в области заделки для возможности приема датчиками акустических импульсов, возникающих в остеклении, клевом соединении между остеклением и лентой крепления. Избыточное давление в кабине ВС создается с целью создания нагрузки на клеевое соединение между остеклением и лентой крепления. В ходе исследований, было установлено, что при использовании известного способа возможно диагностировать только дефекты (расслоение) длиной более 30 мм. Дефект такого размера способен даже при не продолжительном полете привести к полному разрушению конструкции и повлечь тяжелые последствия. Использование предлагаемого способа позволяет определять дефекты на ранней стадии их развития, что повышает надежность конструкции и воздушного судна в целом. На фигуре 1 представлена графическая зависимость величины выявленных дефектов заделки остекления фонаря кабины воздушного судна от величины избыточного давления в кабине при использовании известного и предлагаемого способов диагностирования.It is known that when a load is applied to adhesive joints, composite materials, and metals, many microdefects are formed, which, when the load is increased, are combined into a macrodefect (delamination, crack). ["System for assessing the structural strength of aviation and rocket and space technology based on the acoustic emission method", scientific and technical journal "Control. Diagnostics "2018 year №8 (242) August - 70 s .; S. 34-39]. For registration of acoustic waves emitted by defects under the influence of a load on the material of the test object, acoustic emission sensors are used [GOST R 55045-2012]. In the proposed method, AE sensors are installed along the perimeter of the glazing of the cab lantern in the sealing area to be able to receive acoustic pulses from the sensors in the glazing, a cool connection between the glazing and the fastening tape. Excessive pressure in the aircraft cabin is created in order to create a load on the adhesive joint between the glazing and the fastening tape. In the course of research, it was found that when using the known method, it is possible to diagnose only defects (delamination) with a length of more than 30 mm. A defect of this size can even lead to a complete destruction of the structure and lead to serious consequences even with a short flight. Using the proposed method allows to identify defects at an early stage of their development, which increases the reliability of the structure and the aircraft as a whole. The figure 1 presents a graphical dependence of the magnitude of the identified defects in the glazing of the lantern of the cockpit of the aircraft from the magnitude of the excess pressure in the cockpit using the known and proposed diagnostic methods.

На фигуре 2 приведено устройство с помощью которого может быть реализован указанный способ, где обозначено:The figure 2 shows a device by which this method can be implemented, where it is indicated:

1.1, 1.2…1. N - датчик акустической эмиссии; 2 - блок запоминания потоков импульсов АЭ; 3 - блок определения закона распределения потоков импульсов АЭ; 4 - блок сравнения закона распределения потока импульсов АЭ с заданным законом распределения, 5 - блок принятия решения о наличии и местоположении дефекта, 6 - блок вывода полученных результатов, 7 - подаваемый на блок 4 заданный закон распределения. Блоки 3, 4, 5 могут быть выполнены на базе микрокомпьютера FRONT Compact 122.542.1.1, 1.2 ... 1. N - acoustic emission sensor; 2 - block memorization of the flow of pulses AE; 3 - block determining the law of distribution of pulse fluxes AE; 4 - a unit for comparing the distribution law of the AE pulse stream with a given distribution law, 5 - a block for deciding on the presence and location of a defect, 6 - a block for outputting the results, 7 - a given distribution law supplied to block 4. Blocks 3, 4, 5 can be made on the basis of the FRONT Compact 122.542 microcomputer.

Блок запоминания потоков импульсов АЭ 2 предназначен для сохранения полученных от датчиков АЭ потоков импульсов и их передачи в блок 3. Блок определения закона распределения потоков импульсов АЭ 3 предназначен для определения закона распределения потоков импульсов АЭ на каждой секунде деформирования от каждого датчика. Блок 4 предназначен для сравнения закона распределения потоков импульсов АЭ с заданным законом распределения на каждой секунде деформирования от каждого датчика. Блок 5 предназначен для принятия решения о наличии и местоположении дефекта на основании информации полученной из блока 4. Блок вывода полученных результатов 6 предназначен для отображения информации о наличии, степени опасности и местоположении дефекта. Блок 6 может быть выполнен на базе промышленного монитора DNA-17-TR-S-R20. Блок 7 предназначен для генерации потока импульсов с заданным законом распределения.The AE 2 pulse stream storage unit is designed to store pulse flows received from AE sensors and transmit them to block 3. The AE 3 pulse stream distribution law determination unit is designed to determine the AE pulse stream distribution law at each second of deformation from each sensor. Block 4 is intended to compare the law of distribution of AE pulse flows with a given distribution law at each second of deformation from each sensor. Block 5 is intended to make a decision about the presence and location of a defect based on information received from block 4. The block for outputting the obtained results 6 is intended to display information about the presence, degree of danger, and location of the defect. Block 6 can be made on the basis of the industrial monitor DNA-17-TR-S-R20. Block 7 is designed to generate a pulse stream with a given distribution law.

При этом, первый выход блока 1 соединен с первым входом блока 2, первый выход блока 2 соединен с первым входом блока 3, первый выход блока 3 соединен с первым входом блока 4, первый выход блока 4 соединен с первым входом блока 5, первый выход блока 5 соединен с первым входом блока 6, первый выход блока 7 соединен с вторым входом блока 4.Moreover, the first output of block 1 is connected to the first input of block 2, the first output of block 2 is connected to the first input of block 3, the first output of block 3 is connected to the first input of block 4, the first output of block 4 is connected to the first input of block 5, the first output of block 5 is connected to the first input of block 6, the first output of block 7 is connected to the second input of block 4.

Блок принятия решения 5 предназначен для принятия решения о наличии и местоположении дефекта по степени отклонения закона распределения потоков импульсов АЭ на каждой секунде деформирования.Decision block 5 is intended for deciding on the presence and location of a defect according to the degree of deviation of the distribution law of the AE pulse flows at each second of deformation.

Таким образом, в процессе эксплуатации (испытаний) при создании избыточного давления в кабине ВС определяется наличие, степень опасности дефектов и их местоположение, исходя из чего принимается решение о возможности дальнейшей эксплуатации.Thus, during operation (testing) when creating excess pressure in the aircraft cabin, the presence, degree of danger of defects and their location are determined, based on which a decision is made about the possibility of further operation.

Claims (1)

Способ диагностирования заделки остекления фонаря кабины, основанный на плавном создании избыточного давления в кабине до заданной величины и выдержке ее при данном давлении в течение заданного времени, определение местоположения дефекта в области заделки остекления фонаря кабины ВС, отличающийся тем, что предварительно устанавливают N датчиков акустической эмиссии по периметру остекления фонаря кабины в области заделки на заданном расстоянии от каркаса кабины и заданном расстоянии друг от друга, принимают импульсы от каждого датчика АЭ в интервале времени от начала создания избыточного давления заданной величины T1 до момента времени Т2=T1+Тв, где Тв - заданное время выдержки избыточного давления, запоминают потоки импульсов АЭ, полученных от каждого датчика, определяют закон распределения принятых от каждого датчика АЭ импульсных потоков, сравнивают с заданным законом распределения, по результатам сравнения распределения импульсов АЭ принимают решение о наличии развивающегося дефекта в заделке остекления фонаря кабины, а его местонахождение определяют по координатам датчика, вычисляют критерий степени опасности регистрируемых развивающихся дефектов в соответствии с параметрами закона распределения потока импульсов.A method for diagnosing sealing of a glazing of a cabin lantern, based on the smooth creation of excess pressure in the cabin to a predetermined value and holding it at a given pressure for a predetermined time, determining the location of a defect in the area of sealing of a glazing of a lantern of a cabin, characterized in that N acoustic emission sensors are pre-installed along the perimeter of the glazing of the cab lantern in the sealing area at a predetermined distance from the cab frame and a predetermined distance from each other, pulses are received from each AE sensor in the time interval from the beginning of the creation of excess pressure of a given value T 1 up to the time T 2 = T 1 + T in where T at is the specified overpressure holding time, the flows of AE pulses received from each sensor are stored, the distribution law of pulsed flows received from each AE sensor is determined, compared with the given distribution law, and, based on the results of comparing the distribution of AE pulses, a decision is made on the presence of a developing defect in the sealing of the glazing of the cab lantern, and its location is determined by the coordinates of the sensor, the criterion of the degree of danger of detected developing defects is calculated in accordance with the parameters of the law of distribution of the pulse flow.
RU2019143550A 2019-12-20 2019-12-20 Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy RU2722400C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019143550A RU2722400C1 (en) 2019-12-20 2019-12-20 Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019143550A RU2722400C1 (en) 2019-12-20 2019-12-20 Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2722400C1 true RU2722400C1 (en) 2020-05-29

Family

ID=71067745

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019143550A RU2722400C1 (en) 2019-12-20 2019-12-20 Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2722400C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759027C1 (en) * 2021-01-12 2021-11-08 Общество с ограниченной ответственностью «Синтез технологий» Device for diagnosing glazing in lamp of aircraft cabin
RU2759038C1 (en) * 2021-01-11 2021-11-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for determining defect in cabin glazing filling-in

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2318703C2 (en) * 2004-08-25 2008-03-10 Владимир Васильевич Ерегин Method of and device for operation of aircraft equipment depending on its state
RU2616329C1 (en) * 2016-03-09 2017-04-14 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) Method of estimating technical condition of equipment
US9745046B2 (en) * 2014-01-30 2017-08-29 Ppg Industries Ohio, Inc. Aircraft transparency with pressure seal and/or anti-static drain

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2318703C2 (en) * 2004-08-25 2008-03-10 Владимир Васильевич Ерегин Method of and device for operation of aircraft equipment depending on its state
US9745046B2 (en) * 2014-01-30 2017-08-29 Ppg Industries Ohio, Inc. Aircraft transparency with pressure seal and/or anti-static drain
RU2616329C1 (en) * 2016-03-09 2017-04-14 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ-КАИ) Method of estimating technical condition of equipment

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759038C1 (en) * 2021-01-11 2021-11-09 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for determining defect in cabin glazing filling-in
RU2759027C1 (en) * 2021-01-12 2021-11-08 Общество с ограниченной ответственностью «Синтез технологий» Device for diagnosing glazing in lamp of aircraft cabin

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2722400C1 (en) Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy
US7553070B2 (en) Infrared NDI for detecting shallow irregularities
US7765853B2 (en) Determining seal feature integrity by testing for deformation upon air pressure excitation
GB2574441A8 (en) Automated fault isolation of flight control surfaces and damage detection of aircraft through non-contact measurement
Choi et al. Building crack inspection using small UAV
Bohacova Methodology of short fatigue crack detection by the eddy current method in a multi-layered metal aircraft structure
Stehmeier et al. Comparative vacuum monitoring (CVM)
EP3392652A1 (en) Method for inspecting materials and aerial vehicle to implement said method
Choi et al. Image acquisition system for construction inspection based on small unmanned aerial vehicle
RU2759027C1 (en) Device for diagnosing glazing in lamp of aircraft cabin
Swindell et al. Integration of structural health monitoring solutions onto commercial aircraft via the Federal Aviation Administration structural health monitoring research program
EP3078967A1 (en) A system and a method for detecting damage
RU2759038C1 (en) Method for determining defect in cabin glazing filling-in
CA3054275C (en) Damaged portion determination device, damaged portion determination system provided with the same, and damaged portion determination method and program
Wheatley et al. Comparative vacuum monitoring (CVM™) as an alternate means of compliance (AMOC)
Urbahs et al. Analysis of the results of acoustic emission diagnostics of a structure during helicopter fatigue tests
Mokrzan et al. Vibroacoustic analysis in the assessment of the technical condition of the aircraft airframe composite elements
Soejima et al. Investigation of the Probability of Detection of our SHM System
Roach et al. Application and Certification of Comparative Vacuum Monitoring Sensors for In-Situ Crack Detection.
KR101892727B1 (en) Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof
Moonens et al. Numerical simulation of fatigue crack growth in straight lugs equipped with efficient structural health monitoring
JP2016503508A (en) Indicator pins for monitoring structural joints
US11401052B2 (en) High-visibility impact detection system and method of preparing the same
Dotta et al. SHM qualification process and the future of aircraft maintenance
STEPHENS et al. Structural Health Monitoring Application on Chemical Mill Line Cracking