DE102008036638B4

DE102008036638B4 - Method and device for determining the functional state of a helicopter rotor pressure sensor

Info

Publication number: DE102008036638B4
Application number: DE102008036638A
Authority: DE
Inventors: Christian Dipl.-Phys. Ing. Gradolph; Alois Dr.rer.nat. Friedberger; Gerhard Dr.rer.nat. Müller
Original assignee: EADS Deutschland GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2008-08-06
Filing date: 2008-08-06
Publication date: 2010-08-19
Anticipated expiration: 2028-08-07
Also published as: DE102008036638A1

Abstract

Verfahren zur Ermittlung des Funktionszustandes eines Drucksensors (14) zur dynamischen Druckmessung in einem Rotorblatt (12) eines Hubschraubers (10), bei dem aus einem Drucksensorsignal (30) das zur Rotordrehzahl korrelierte harmonische Strömungsdrucksignal (34) herausgefiltert wird und unter Berücksichtigung von Zustandsparametern (42, 50, 52, 54) des Rotorblattes (12) und/oder Hubschraubers (10) daraus ein Sensorzustandssignal bestimmt wird.Method for determining the functional state of a pressure sensor (14) for dynamic pressure measurement in a rotor blade (12) of a helicopter (10) in which the harmonic flow pressure signal (34) correlated to the rotor speed is filtered out of a pressure sensor signal (30) and taking into account state parameters ( 42, 50, 52, 54) of the rotor blade (12) and / or helicopter (10) therefrom a sensor state signal is determined.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Ermittlung des Funktionszustandes eines Drucksensors zur dynamischen Druckmessung in einem Rotorblatt eines Hubschraubers.The The invention relates to a method and a device for detection the functional state of a pressure sensor for dynamic pressure measurement in a rotor blade of a helicopter.

Moderne Hubschrauber weisen Drucksensoren an den Rotorblättern auf, die der Vermessung des dynamischen Drucks am Rotorblatt dienen. Der dynamische Druck im Rotorblatt ist in modernen Hubschraubern als Parameter vor allem für die Verminderung der Geräuschemissionen und Vibrationen durch die Rotorblätter von Bedeutung.modern Helicopters have pressure sensors on the rotor blades, which are the measurement of the serve dynamic pressure on the rotor blade. The dynamic pressure in the Rotor blade is paramount in modern helicopters as a parameter for the Reduction of noise emissions and vibrations by the rotor blades of importance.

Der Drucksensor ist üblicherweise relativ weit außen am Rotorblatt (ca. 97% des Rotorradiuses) in dessen Inneren angeordnet, um diesen vor externen Einflüssen wie Wasser, Staub, Sand und Schmutz zu schützen. Für eine Druckmessung muß der Drucksensor jedoch mit der Umgebung in Verbindung stehen und dies wird normalerweise dadurch erreicht, dass ein Deckel mit mehreren Öffnungen über dem Drucksensor vorgesehen wird, der einen Zugang zum fluidischen Medium, in diesem Falle der Luft, ermöglicht. Während des normalen Betriebs des Hubschraubers ist jedoch nicht zu verhindern, dass Wasser, Staub, Sand, Schmutz oder andere Partikel entweder durch die Öffnungen ins Innere dringen oder die Öffnungen verstopfen und auf diese Weise zu einer Beeinträchtigung oder sogar zu einem Ausfall des Drucksensors führen können. Damit ist eine zuverlässige dynamische Druckmessung am Rotorblatt als eigentlicher Zweck des Drucksensors nicht mehr möglich. Da die zu charakterisierenden dynamischen Druckereignisse irregulär auftreten, kann dann nicht gesagt werden, ob gerade kein solches Ereignis stattfindet oder ob der Drucksender dieses aufgrund Ausfalls nur nicht mehr detektieren kann.Of the Pressure sensor is common relatively far out arranged on the rotor blade (about 97% of the rotor radius) in its interior, around this against external influences How to protect water, dust, sand and dirt. For a pressure measurement, the pressure sensor must However, they are related to the environment and this usually happens achieved by providing a lid with a plurality of openings above the pressure sensor which provides access to the fluidic medium, in this case the air, allows. While However, normal operation of the helicopter can not be prevented that water, dust, sand, dirt or other particles either through the openings penetrate into the interior or the openings clog and thus cause an impairment or even a Failure of the pressure sensor lead can. This is a reliable one dynamic pressure measurement on the rotor blade as the actual purpose of the Pressure sensor no longer possible. Since the dynamic pressure events to be characterized occur irregularly, then it can not be said if no such event is taking place or whether the pressure transmitter this only due to failure can detect.

Aus der DE 699 22 251 T2 ist ein Vefahren bekannt, bei dem mit einem Drucksensor in einem Rotorblatt eines Hubschraubers ein dynamischer Druck gemessen wird, wobei möglicherweise das zur Rotordrehzahl korrelierte harmonische Strömungsdrucksignal als Störgröße lediglich herausgefilter wird.From the DE 699 22 251 T2 A method is known in which a dynamic pressure is measured with a pressure sensor in a rotor blade of a helicopter, wherein possibly correlated to the rotor speed harmonic flow pressure signal as a disturbance only is filtered out.

Die DE 10 2005 052 929 A1 offenbart einen in ein Rotorblatt integrierbaren Sensor. Es werden keine näheren Angaben zur Beschaltung des Sensors gemacht.The DE 10 2005 052 929 A1 discloses a sensor which can be integrated in a rotor blade. No details are given on the wiring of the sensor.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Ermittlung des Funktionszustandes eines Drucksensors zur dynamischen Druckmessung an einem Rotorblatt eines Hubschraubers bereitzustellen.The The object of the invention is a method and a device for determining the functional state of a pressure sensor for dynamic To provide pressure measurement on a rotor blade of a helicopter.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die in den unabhängigen Ansprüchen angegebenen Merkmale gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen sowie der Beschreibung.According to the invention this Task by those in the independent claims specified characteristics solved. Advantageous developments of the invention will become apparent from the Subclaims as well the description.

Die Idee der Erfindung besteht darin, den harmonischen Strömungsdruck am Rotorblatt als Referenzgröße zu verwenden, wie er durch die Rotorblattumdrehung und die dadurch alternierenden Anströmgeschwindigkeiten entsteht. Die Phasen dieses oszillierenden Drucks hängen von der Drehposition des Rotorblatts in der Blattebene ab.The The idea of the invention is the harmonic flow pressure to use as a reference on the rotor blade as he did through the rotor blade rotation and thereby alternating face velocities arises. The phases of this oscillating pressure depend on the rotational position of the rotor blade in the leaf level.

Das Rotorblatt-Drucksignal besteht allgemein aus diesem harmonischen Druck, überlagert mit instationären Druckereignissen, die aus den aerodynamischen Unstetigkeiten der Rotorblattströmung resultieren. Durch die erfindungsgemäße Signalverarbeitung wird der harmonische Blattdruck als weitere Referenzgröße von den übrigen Anteilen getrennt.The Rotor blade pressure signal generally consists of this harmonic Pressure, overlaid with unsteady Pressure events resulting from the aerodynamic discontinuities of the Rotor blade flow result. By the signal processing according to the invention is the harmonic leaf pressure as a further reference size of the remaining shares separated.

Eine nachfolgende Überprüfung des Kontrollsignals liefert unter Einbezug weiterer Zustandsparameter unter Einbeziehung der Information über die Drehrate des Rotorblattes ein Sensorzustandssignal über die Zuverlässigkeit des Drucksensors.A subsequent review of the Control signal delivers with inclusion of further state parameters including the information about the rate of rotation of the rotor blade a sensor status signal via the reliability of the pressure sensor.

Denn wird beispielsweise kein harmonisches Drucksignal gemessen, so ist der Rotor entweder im Stillstand oder der Hubschrauber im Schwebeflug oder der Drucksensor ist kontaminiert bzw. verstopft oder sogar funktionsseitig defekt.Because For example, if no harmonic pressure signal is measured, then the rotor either at a standstill or the helicopter in hover or the pressure sensor is contaminated or clogged or even functional malfunction.

Vorzugsweise wird als Zustandsparameter zur Beurteilung des Funktionszustandes einer oder mehrere der vorliegenden Parameter des Rotorblattes und/oder des Hubschraubers verwendet: Rotorblattdrehzahl, Fluggeschwindigkeit, Rotorblatt-Anströmrichtung, Rotorblattwinkel.Preferably is used as a condition parameter for assessing the functional state one or more of the present parameters of the rotor blade and / or used by the helicopter: rotor blade speed, airspeed, Blade-flow direction, Rotor blade angle.

In einer ersten Ausführungsform der Erfindung liefert das Sensorzustandssignal ein binäres Ergebnis darüber, ob der Drucksensor intakt oder defekt ist. Alternativ kann das Sensorzustandssignal gemäß einer anderen Ausführungsform der Erfindung ein graduelles Signal sein, das eine Information beispielsweise über den Verstopfungsgrad der oben erwähnten Öffnungen darstellt. Anhand der jeweiligen Zustandsparameter wird ein zu erwartendes Kontrollsignal verglichen mit dem tatsächlich vom Drucksensor gemessenen Kontrollsignal, wodurch eine analoge Bewertung des Funktionszustandes des Drucksensors möglich ist.In a first embodiment According to the invention, the sensor state signal provides a binary result about that, whether the pressure sensor is intact or defective. Alternatively, the sensor condition signal may be in accordance with a another embodiment The invention may be a gradual signal containing information about the Clogging degree of the above-mentioned openings represents. On the basis of the respective state parameters becomes an expected control signal compared with the actual from the pressure sensor measured control signal, whereby an analog Evaluation of the functional state of the pressure sensor is possible.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand der beigefügten Zeichnungen weiter erläutert, dabei zeigt:The The invention will be further explained below with reference to the accompanying drawings, in which:

1: eine schematische Darstellung eines Hubschraubers mit zwei Drucksensoren; 1 a schematic representation of a helicopter with two pressure sensors;

2: eine schematische Darstellung eines Drucksensors in einem Rotorblatt; 2 a schematic representation of a pressure sensor in a rotor blade;

3: ein Graf, der ein typisches Drucksensorsignal zeigt; 3 : a count showing a typical pressure sensor signal;

4: ein Blockdiagramm, welches eine erste Ausführungsform der Erfindung beschreibt, und 4 a block diagram which describes a first embodiment of the invention, and

5: ein Blockdiagramm, das eine zweite Ausführungsform der Erfindung beschreibt. 5 : A block diagram describing a second embodiment of the invention.

In 1 ist schematisch ein Hubschrauber 10 mit vier Rotorblättern 12 dargestellt, von denen zwei sich gegenüberliegende Rotorblätter 12, deren Drehrichtung durch Pfeile angedeutet ist, in der Nähe ihrer freien Enden jeweils Drucksensoren 14 aufweisen, deren ganz grobe beispielhafte Signalverläufe in zwei kleinen schematisch angedeuteten Diagrammen dargestellt ist.In 1 is schematically a helicopter 10 with four rotor blades 12 two of which are opposite rotor blades 12 , whose direction of rotation is indicated by arrows, in the vicinity of their free ends each pressure sensors 14 have their very rough exemplary waveforms in two small diagrams schematically indicated.

In 2 ist ein schematischer Schnitt durch ein Rotorblatt 12 dargestellt, in dem der Drucksensor 14 angeordnet ist, vorzugsweise in der Nähe des freien Rotorblattendes. Oberhalb des Drucksensors 14 ist ein Deckel 16 mit mehreren Öffnungen 18 dargestellt, von denen eine der Öffnungen 18 durch einen Partikel 20 als verstopft dargestellt ist.In 2 is a schematic section through a rotor blade 12 represented in which the pressure sensor 14 is arranged, preferably in the vicinity of the free rotor blade end. Above the pressure sensor 14 is a lid 16 with several openings 18 represented, of which one of the openings 18 through a particle 20 is shown as blocked.

In 3 sind zwei Varianten für Signale des Drucksensors 14 dargestellt, nämlich für zwei Flugzustände. Der obere Graf entspricht dem Druckverlauf bei einem Sinkflug von 6° mit 65 Knoten Fluggeschwindigkeit. Der untere Graf zeigt den Druckverlauf bei einem Horizontalflug mit 110 Knoten Fluggeschwindigkeit.In 3 are two variants for signals of the pressure sensor 14 shown, namely for two flight conditions. The upper count corresponds to the pressure curve with a descent of 6 ° with 65 knots airspeed. The lower graph shows the pressure curve in a horizontal flight with 110 knots airspeed.

In 4 ist ein Blockdiagramm einer ersten Ausführungsform dargestellt, bei der das Blattdrucksignal 30 einer Signalverarbeitungseinheit 32 zugeführt wird, die einen Tiefpassfilter mit einer Grenzfrequenz der 4-fachen Rotordrehzahl umfasst, so dass sich der harmonische Blattdruckverlauf 34 ergibt. In einer Signalfeststellungseinheit 36 wird geprüft, ob ein Drucksignal vorhanden ist (genauer ein Schwellwert überschritten wird) und im positiven Fall wird im Schritt 38 festgestellt, dass der Drucksensor 14 funktionsfähig ist. Dieses positive Sensorzustandssignal wird einer Signalisierungseinheit 44 zugeführt, die dieses an den Piloten signalisiert. Die Signalisierung kann optisch, akustisch und/oder sensorisch erfolgen. Falls im Schritt 36 jedoch kein Signal vorhanden ist (bzw. der Schwellwert nicht überschritten wird), wird im Schritt 40 anhand eines Rotordrehzahlsignalgebers und Fluggeschwindigkeitgebers 42 geprüft, ob das Rotorblatt stillsteht oder der Hubschrauber im Schwebeflug ist. Im positiven Fall (also bei stehendem Rotorblatt oder im Schwebeflug des Hubschraubers) wird über den Schritt 38 erneut festgestellt, dass der Sensor funktionsfähig ist und dieses Sensorzustandssignal der Signalisierungseinheit 44 zugeführt. Ergibt sich im Schritt 40 hingegen trotz vorhandener Rotordrehung, dass kein Sensorsignal vorhanden ist bzw. dieses einen Schwellwert nicht überschreitet, so wird im Schritt 46 der Drucksensor 14 als unzuverlässig oder nicht funktionsfähig beurteilt, und das betreffende Sensorzustandssignal wird dem Piloten wiederum über die Signalisierungseinheit 44 signalisiert.In 4 a block diagram of a first embodiment is shown, in which the sheet pressure signal 30 a signal processing unit 32 is fed, which includes a low-pass filter with a cut-off frequency of 4 times the rotor speed, so that the harmonic pressure curve 34 results. In a signal detection unit 36 is checked whether a pressure signal is present (more precisely, a threshold is exceeded) and in the positive case, in step 38 found that the pressure sensor 14 is functional. This positive sensor state signal becomes a signaling unit 44 fed, which signals this to the pilot. The signaling can be done optically, acoustically and / or sensory. If in step 36 but no signal is present (or the threshold is not exceeded), in step 40 based on a rotor speed signal transmitter and airspeed encoder 42 checked whether the rotor blade is stationary or the helicopter is hovering. In the positive case (ie when the rotor blade is stationary or in the hovering flight of the helicopter) is over the step 38 again determined that the sensor is functional and this sensor status signal of the signaling unit 44 fed. Results in the step 40 However, despite existing rotor rotation, that no sensor signal is present or this does not exceed a threshold, so in step 46 the pressure sensor 14 is judged to be unreliable or inoperative, and the sensor sensor signal in turn is passed to the pilot via the signaling unit 44 signaled.

In der Ausführung gemäß 5 bezeichnen gleiche Bezugsziffern gleiche Komponenten wie in 4. Im Gegensatz zu der Ausführung gemäß 4, die nur eine binäre Zustandsbeschreibung (intakt, defekt) ermöglicht, wird bei der Ausführung gemäß 5 in einer Auswerteeinheit 48 eine Anzahl von Zustandsparametern für die Beurteilung herangezogen, nämlich die Blattdrehzahl 50, die Fluggeschwindigkeit 52 und der Rotorblattwinkel 54. Abhängig von diesen vorgegebenen Zustandsparametern wird in der Auswerteeinheit 48 ein graduelles bzw. analoges Signal an die Signalisierungseinheit 56 ausgegeben, die ein Maß für die Funktionsfähigkeit des Drucksensors darstellt (z. B. leicht verschmutzt aber noch funktionsfähig bei dem Zustand gemäß 2, wo eine Öffnung 18 verstopft ist).In the execution according to 5 like reference numerals designate like components as in FIG 4 , In contrast to the execution according to 4 , which allows only a binary state description (intact, defect), is executed in accordance with 5 in an evaluation unit 48 a number of state parameters used for the judgment, namely the sheet speed 50 , the airspeed 52 and the rotor blade angle 54 , Depending on these default state parameters, the evaluation unit is used 48 a gradual or analog signal to the signaling unit 56 which is a measure of the functioning of the pressure sensor (eg slightly soiled but still functional in the state according to 2 where an opening 18 is clogged).

Beispielsweise bei einer Rotordrehzahl von 440 U/min, einer Fluggeschwindigkeit von 65 Knoten und bei radialer Anordnung des Drucksensors bei dem 0,97-fachen des Blattradius (in der Nähe der Blattspitze) wird bei dem Druckverlauf im oberen Diagramm von 3 bei Verwendung eines Tiefpassfilters in der Einheit 32 mit einer Grenzfrequenz von 28 Hz unter Berücksichtigung der Zustandsparameter der Drucksensor als intakt bestimmt.For example, at a rotor speed of 440 rpm, an airspeed of 65 knots, and with the radial location of the pressure sensor at 0.97 times the blade radius (near the blade tip), the pressure curve in the upper graph of FIG 3 when using a low-pass filter in the unit 32 with a cutoff frequency of 28 Hz, taking into account the condition parameters of the pressure sensor determined to be intact.

Claims

Method for determining the functional state of a pressure sensor ( 14 ) for dynamic pressure measurement in a rotor blade ( 12 ) of a helicopter ( 10 ), wherein from a pressure sensor signal ( 30 ) the harmonic flow pressure signal correlated to the rotor speed ( 34 ) is filtered out and taking account of state parameters ( 42 . 50 . 52 . 54 ) of the rotor blade ( 12 ) and / or helicopter ( 10 ) from which a sensor state signal is determined.

Method according to Claim 1, characterized in that the state parameter used is one or more of the following parameters: rotor blade rotational speed ( 42 . 50 ), Airspeed ( 52 ), Rotor blade inlet direction, rotor blade angle ( 54 ).

Method according to one of the preceding claims, characterized characterized in that the sensor state signal is a binary signal (intact or defective).

Method according to one of claims 1 or 2, characterized that the sensor state signal is a gradual signal.

Method according to one of claims 3 or 4, characterized that the sensor state signal to the pilot visually and / or acoustically and / or is signaled sensory.

Method according to one of the preceding claims, characterized characterized in that when filtering out the harmonic flow pressure signal from the pressure sensor signal this is fed to a low-pass filter.

Device for carrying out the method according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a filter unit ( 32 ), which filters out the harmonic flow pressure signal from the pressure sensor signal, and also an evaluation unit ( 40 . 48 ), which is acted upon by state parameters of the rotor and / or helicopter and determines therefrom the sensor state signal.

Apparatus according to claim 7, characterized in that the filter unit ( 32 ) comprises a low-pass filter.

Device according to claim 7, characterized in that it comprises a signal output unit ( 44 ).