STAND
DER TECHNIK
Großraumflugzeuge
sind Leichtbaukonstruktionen, die sich im Betrieb elastisch verformen.
Dabei können
durch das Zusammenspiel von Masse-, Feder- und Luftkräften selbsterregte
Schwingungen auftreten, die unter Umständen innerhalb von wenigen
Sekunden zum Bruch der Struktur und damit zum Absturz des Flugzeugs
führen.
Dieses Phänomen
wird als Flattern bezeichnet und tritt immer beim Überschreiten
konstruktionsabhängiger
kritischer Fluggeschwindigkeiten auf. Aufgrund der enormen Wichtigkeit
der Flugsicherheit gerade von Großraumflugzeugen, wird ein sogenannter
Nachweis der Flattersicherheit in der Zulassung von Großraumflugzeugen
gefordert. Ist die Flattersicherheit bei einem Prototyp eines Großraumflugzeugs
nachgewiesen, sollte prinzipiell in der Verwendung des Großraumflugzeugs
kein Flatterfall mehr auftreten. Es kann aber passieren, dass sich
die schwingungsfähige
Struktur des Flugzeugs verändert.
Eine solche Veränderung könnte z.
B. auf einer Delamination bei einem einzelnen Faserverbundbauteil
oder dem Riss in einem Anschluss von Bauteilen aus Metall beruhen.
Treten solche Schäden
auf, dann ist die Flattersicherheit des Flugzeugs möglicherweise
nicht mehr gewährleistet. Bei
sehr großen
Schädigungen
können
zwei bisher getrennte Eigenschwingungsformen des Großraumflugzeugs
im Flug aufeinander fallen, d. h. aufgrund der Veränderung
der schwingungsfähigen
Struktur jetzt bei derselben Frequenz auftreten, was einen Flatterfall
zur Folge haben könnte.
Bei kleinen Schädigungen,
z. B. aufgrund lokaler Delamination bei Faserverbundbauteilen, findet
ebenfalls eine Änderung der
schwingungsfähigen
Struktur statt, die Nichtlinearitäten in der Antwort der Struktur
auf Schwingungsanregungen zur Folge haben kann. Diese strukturellen
Nichtlinearitäten
führen
dazu, dass Sub- oder Superharmonische bestimmter Frequenzen eine
Kopplung von Eigenschwingungsformen bewirken können, die ebenfalls einen Flatterfall
zur Folge haben kann.
Gleichzeitig
wird der Entwicklung und dem Einsatz von Faserverbundbauteilen im
Bereich der Luftfahrt in den letzten Jahren vermehrt Aufmerksamkeit
geschenkt, während
bei Großraumflugzeugen
der Klasse Airbus A340 lediglich einige wenige Bauteile, wie z.
B. das Seitenleitwerk, die Seitenruder oder Komponenten der Triebwerksgondeln,
in Faserverbundbauweise ausgeführt
sind, ist bei Großraumflugzeugen
der neuesten Generation, wie dem Airbus A380, die Anzahl an Komponenten,
die aus Faserverbundmaterial gefertigt werden, signifikant gestiegen.
So werden zusätzlich
zu den zuvor genannten Bauteilen z. B. Segmente des Rumpfs, die
Rippen der Flüge
oder die so genannte Center Wing Box aus Faserverbundbauteilen ausgebildet.
Bei der geplanten Boing 787 sollen Faserverbundmaterialien die bisher
verwendeten Metalle wie Aluminium oder Titan nahezu komplett ersetzten.
Im
Gegensatz zu den bisher im Flugzeugbau überwiegend verwendeten Metallen,
weisen die neu eingesetzten Faserverbundmaterialien neben signifikanten
Vorteilen auch Nachteile auf. Im Gegensatz zu Metallen ist die Bruchdehnung
von Faserverbundmaterialien sehr gering. Die fehlende Plastifizierbarkeit
führt zu
Spannungskonzentrationen an Unstetigkeitsstellen. Darüber hinaus
sind die Versagensformen grundsätzlich
andere als bei Metallen. Der Prozess der Schadensausbreitung ist
derzeit noch nicht voll erforscht, und die Berechnungsverfahren
für das Verhalten
von Faserverbundbauteilen im Falle ihrer Überbelastung sind längst noch
nicht ausgereift. Weitere Nachteile von Faserverbundmaterialien
sind Ihre Anfälligkeit
gegenüber
Umgebungseinflüssen
wie Feuchtigkeit, Strahlung oder Blitzschlag. Darüber hinaus
weisen sie nur moderate Temperaturbeständigkeit auf, was im Bereich
der Luftfahrt zum Problem werden kann, denn auf Rollfeldern können Temperaturen
bis zu +60 °C
herrschen, während
die Temperatur im Reiseflug bis auf –60 °C abfallen kann. All diese Faktoren
können
einen Einfluss auf die Struktur haben. Obwohl das Langzeitverhalten
von Faserverbundbauteilen noch nicht abschließend erforscht ist, ist von
der Möglichkeit
des Falls auszugehen, dass Schäden
zunächst
lokal an Faserverbundbauteilen auftreten. Ein solcher Schaden könnte z.
B. die lokal begrenzte Delamination zweier Schichten direkt unter
der Deckschicht eines Seitenleitwerks sein. Ein solcher Fall tritt
bei Bauteilen aus homogenen Materialien, wie Metall, nicht auf.
Ein weiterer Vorteil von Bauteilen aus metallischen Werkstoffen
ist die äußere Beobachtbarkeit
von auftretenden Schäden.
Eine Delamination innerhalb eines Faserverbundbauteils ist hingegen
von außen
nicht zu erkennen und könnte sich über einen
längeren
Zeitraum ausweiten und womöglich
erst dann zum Vorschein kommen, wenn die Stabilität des Faserverbundbauteils
bereits nicht mehr gewährleistet
ist. Schon zuvor kann die lokale Delamination aber zu einer Unsymmetrie
von Eigenschwingungsformen der das Faserverbundbauteil aufweisenden
Struktur führen.
Ist eine solche Unsymmetrie vorhanden, dann liegt ein nichtlineares Strukturverhalten
vor, und die Sub- oder Superharmonischen einer Eigenschwingungsform
können
zu einer Kopplung von zwei Eigenschwingungsformen führen, die
einen Flatterfall zur Folge haben können. Aufgrund des Einsatzes
von Faserverbundmaterialien ist es daher wichtig, neue Verfahren
zur Strukturüberwachung
und Schadensfrüherkennung
bereitzustellen, um weiterhin die Flattersicherheit, insbesondere
bei Großraumflugzeugen,
zu gewährleisten.
Bei den neu zu entwickelnden Konzepten wird es darauf ankommen,
dass die Überwachung
in Echtzeit vorgenommen wird, da nicht klar ist, wie schnell und
wie überhaupt
sich eine lokale Delamination in einem Faserverbundbauteil ausbreitet
und zum Versagen der gesamten Struktur führen kann.
Aus
den vorgenannten Gründen
wird die Strukturüberwachung
und Schadensfrüherkennung, die
im Englischen auch als Structural Health Monitoring (SHM) bezeichnet
wird, seit einigen Jahren auch im Bereich der Luftfahrt vorangetrieben.
Derzeit werden jedoch noch keine Echtzeitüberwachungssysteme im Flug
eingesetzt. Eine Übersicht über Systeme und
Technologien, die in der Zukunft in der Strukturüberwachung und Schadensfrüherkennung
bei Flugzeugen eingesetzt werden sollen, wird in H. Speckmann, R.
Henrich: Structural Health Monitoring (SHM) – Overview on Technologies
under Development. Proceedings of the 16th WCNDT
2004 – World Conference
on NDT, Montreal, Canada, 2004 gegeben. Die hier beschriebenen Technologien
erwachsen vor allem dem Forschungsgebiet Adaptronik. Z. B. sollen
zum Aufspüren
von Delaminationen in Faserverbundbauteilen akustische Wellen durch
die Faserverbundbauteile gesendet und mit speziellen Wandlern empfangen
werden. Eine lokale Veränderung
des Materials, z. B. aufgrund von Bruch oder Delamination kann dabei
mit einem Feld solcher Sensoren aufgespürt werden. Der große Nachteil
ist allerdings, dass das gesamte Faserverbundbauteil mit einer Vielzahl
von Sensoren bestückt
sein muss, um einen an beliebiger Stelle auftretenden Schaden sicher
zu erfassen. Darüber
hinaus kann das Verfahren nur am Boden, d. h. ohne die äußeren Einflüsse auf die
Struktur, die im Flug auftreten, eingesetzt werden. Auch die weiteren
Verfahren, die in dem genannten Dokument vorgeschlagen werden, haben
den Nachteil, dass sie z. B. lokale Delaminationen nur dann aufspüren können, wenn
z. B. Sensoren direkt im Bereich der Delamination vorgesehen werden.
Sämtliche
aus diesem Dokument bekannten Verfahren sind daher nicht in der
Lage, einen im Betrieb des Flugzeugs bevorstehenden Flatterfall
aufgrund eines eingetretenen vorhandenen Schadens, wie z. B. einer vorhandenen
Delamination von Einzelschichten, rechtzeitig zu detektieren.
Im
Bereich der Detektion von Schäden
an Bauwerken werden bereits seit längerem Verfahren eingesetzt,
die auf modalen Modellen der Struktur der Bauwerke beruhen. Ein Überblick über derartige Verfahren
wird in T. Uhl, K. Mendrok: Overview of Modal Model Based Damage
Detection Methods. Proceedings of the International Conference on
Modal Analysis Noise and Vibration Engineering (ISMA), Leuven, Belgium,
2004, gegeben. Als eine Möglichkeit
zur Schadensdiagnose wird angegeben, Änderungen der Eigenschwingungsform
der betrachteten Struktur heranzuziehen. Eine gewählte Eigenschwingungsform
der ungeschädigten
Struktur wird hierbei mit der gleichen Eigenschwingungsform der
geschädigten
Struktur mit Hilfe des sogenannten Modal Assurance Criterium (MAC)
verglichen. Führt
man diesen Test an einer ungeschädigten
Struktur durch, erhält
man zwei auch in der Praxis nahezu identische Eigenschwingungsformen.
Der MAC beträgt
in diesem Fall 1. Vergleicht man hingegen die Eigenschwingungsformen
einer geschädigten
Struktur mit der Eigenschwingungsform der ungeschädigten Struktur,
so ergibt sich ein Wert für
den MAC, der kleiner als 1 ist. Darüber hinaus erfolgt eine Veränderung der
zu der Eigenschwingungsform zugehörigen Eigenschwingungsfrequenz.
Es lässt
sich also ein Schaden der beobachteten Struktur mittels der modalen
Daten der Struktur detektieren. Im Bauwesen wird dieses Verfahren
lediglich zur nachträglichen Schadensanalyse
eingesetzt. D. h., es werden Daten eines Bauwerks über einen
langen Zeitraum, z. B. mehrere Wochen, aufgezeichnet und nachträglich ausgewertet.
Bei
Bauwerken ist dieses Vorgehen sinnvoll und ausreichend, da eine
auftretende Schädigung
in aller Regel nicht direkt zum Versagen des gesamten Systems führt.
AUFGABE
DER ERFINDUNG
Der
Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Strukturüberwachung
und Schadensfrüherkennung
bei Fahrzeugen aufzuzeigen, das auch bei Großraumflugzeugen mit einer Faserverbundbauteile
aufweisenden schwingungsfähigen Struktur,
einen im Flug auftretenden Schadensfall so rechtzeitig detektiert,
dass ein hieraus resultierender Flatterfall vermieden werden kann.
Weiterhin soll ein Fahrzeug mit einer schwingungsfähigen Struktur,
bei dem das neue Verfahren implementiert ist, aufgezeigt werden.
LÖSUNG
Die
Aufgabe der Erfindung wird durch ein Verfahren zur Strukturüberwachung
und Schadensfrüherkennung
bei Fahrzeugen mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 und
durch ein Fahrzeug mit einer schwingungsfähigen Struktur mit den Merkmalen
des Patentanspruchs 7 gelöst.
Bevorzugte
Ausführungsformen
des neuen Verfahrens sind in den abhängigen Patentansprüchen 2 bis
6, bevorzugte Ausführungsformen
des neuen Fahrzeugs in den abhängigen
Patentansprüchen
8 bis 10 definiert.
BESCHREIBUNG
DER ERFINDUNG
Bei
dem neuen Verfahren werden unmittelbar im Dauerbetrieb des Fahrzeugs,
also beispielsweise während
des Reiseflugs eines Großraumflugzeugs
die folgenden Schritte wiederholt durchgeführt. Aktuelle operative modale
Parameter der Struktur des Fahrzeugs werden bestimmt, und diese werden
mit den für
die zuvor für
die integere Struktur des Fahrzeugs bestimmten operativen modalen
Parametern verglichen. Etwaige Schäden der Struktur machen sich
dabei frühzeitig
durch deutliche Unterschiede der aktuellen operativen modalen Parameter gegenüber den
für die
integere Struktur des Fahrzeugs bestimmten operativen modalen Parametern bemerkbar.
Dies gilt sowohl dann, wenn als die betrachteten operativen Parameter
Eigenschwingungsformen als auch Eigenfrequenzen der Struktur gewählt werden.
Die
Bestimmung der operativen modalen Parameter, insbesondere der aktuellen
operativen modalen Parameter kann auf der Basis von Schwingungsdaten
erfolgen, die mit permanent an der Struktur angeordneten oder in
die Struktur integrierten Beschleunigungssensoren aufgezeichnet
werden.
Die
Häufigkeit
der Wiederholung der Schritte des neuen Verfahrens, die im Betrieb
des Fahrzeugs durchgeführt
werden, kann so hoch sein, dass von einer fortlaufenden, d. h. ununterbrochenen
Wiederholung gesprochen werden kann.
Wenn
im Rahmen des neuen Verfahrens beim Vergleichen der aktuellen operativen
modalen Parameter mit den für
die integere Struktur des Fahrzeugs bestimmten operativen modalen
Parameter ein über
einem Grenzwert liegender Unterschied festgestellt wird, kann ein
Warnsignal beispielsweise an den Piloten eines Großraumflugzeugs
ausgegeben werden. Es ist aber beispielsweise auch möglich, dass
statt oder zusätzlich
zu dem Warnsignal die Möglichkeiten
der Wahl des Betriebszustands des Großraumflugzeugs durch den Piloten
auf solche Betriebszustände
eingeschränkt
wird, von denen erwartet werden kann, dass sich der Schaden an der
Struktur des Flugzeugs nicht weiter ausweitet bzw. dass der Schaden
der Struktur nicht in einen Flatterfall resultiert. Dies kann insbesondere
bedeuten, dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs nach oben begrenzt wird.
Wie
bereits angedeutet wurde, ist die bevorzugte Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung diejenige, bei der das Verfahren an einem
Flugzeug, insbesondere einem Großraumflugzeug als Fahrzeug
durchgeführt
wird. Auch bei anderen Fahrzeugen können aber Schäden an einer
Struktur durch das neue Verfahren frühzeitig erkannt werden, um
einer Zerstörung
der Struktur durch einen Flatterfall vorbeugen zu können. Dies
gilt beispielsweise für schnelle
Straßen-
oder Schienenfahrzeuge.
Bei
dem neuen Fahrzeug mit einer schwingungsfähigen Struktur sind Einrichtungen
zum Bestimmen von aktuellen operativen modalen Parametern und Einrichtungen
zum Vergleichen der aktuellen operativen modalen Parameter mit den
operativen modalen Parametern, die vorher für die integere Struktur bestimmt
wurden und in einer Datenbank vorliegen, vorgesehen.
Die
Einrichtung zum Bestimmen der aktuellen operativen modalen Parameter
weisen vorzugsweise permanent an der Struktur angeordnete oder in diese
integrierte Beschleunigungssensoren auf.
Zumindest
eine Warneinrichtung ist bei dem neuen Fahrzeug vorgesehen, um im
Fall eines stärkeren
Abweichens der aktuellen operativen modalen Parameter von den operativen
modalen Parametern der integeren Struktur ein Warnsignal auszugeben.
Wie
das neue Verfahren betrifft auch das neue Fahrzeug insbesondere
ein Flugzeug, wie beispielsweise ein Großraumflugzeug, dessen Struktur eine
Vielzahl von Faserverbundbauteilen aufweist.
Vorteilhafte
Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der
Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibungseinleitung
genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer
Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ
zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen
erzielt werden müssen.
Weitere Merkmale sind den Zeichnungen – insbesondere den dargestellten
Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander
sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung – zu entnehmen.
Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen
der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls
abweichend von den gewählten
Rückbeziehungen
der Patentansprüche
möglich
und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in
separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung
genannt werden. Diese Merkmale können
auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso
können in
den Patentansprüchen
aufgeführte
Merkmale für weitere
Ausführungsformen
der Erfindung entfallen.
KURZBESCHREIBUNG
DER FIGUREN
Im
Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme
auf die beigefügten
Figuren näher
erläutert
und beschrieben.
1 zeigt
die Funktionsweise des neuen Verfahrens in Verbindung mit einem
Detail eines Faserverbundbauteils eines Flugzeugs.
2 zeigt
einen Schnitt durch einen Bereich des Faserverbundbauteils, das
teilweise in 1 wiedergegeben ist.
3 zeigt
die Anordnung von Beschleunigungssensoren bei einem als Faserverbundbauteil ausgebildeten
Seitenleitwerk eines erfindungsgemäßen Flugzeugs; und
4 zeigt
die in das Flugzeug gemäß 3 integrierten
Einrichtungen zur Umsetzung des neuen Verfahrens.
In 1 ist
ein Bereich eines Seitenleitwerks 1 eines Flugzeugs angedeutet,
das als Faserverbundbauteil 11 ausgeführt ist. Die genauere Struktur des
Faserverbundbauteils 11 wird im Zusammenhang mit 2 näher erläutert werden.
Die operativen Eigenschwingungsformen des Seitenleitwerks 1 werden
im Flug durch aerodynamische Kräfte 4 angeregt.
In das Faserverbundbauteil 11 integrierte Beschleunigungssensoren 2 senden
während
des Flugs permanent Schwingungssignale 12 in Form von Beschleunigungen
an einen Datenrekorder 6. Die von dem Datenrekorder aufgenommenen
analogen Schwingungssignale 12 werden in digitalisierte Daten 10 umgewandelt
und einem Rechner 7, der sich im Cockpit des das Seitenleitwerk 1 aufweisenden
Flugzeugs befindet, zur Verfügung
gestellt. Der Rechner 7 greift zusätzlich auf eine Datenbank 9 zu, in
der sämtliche
in vorherigen Flatterversuchen an einem Prototyp des Flugzeugs für unterschiedliche Flugzustände und
somit verschiedene Lastniveaus erflogenen operativen Eigenschwingungsformen
und zugehörige
Eigenfrequenzen abgelegt sind. Auf dem Rechner 7 läuft eine
Software zur Bestimmung der aktuellen operativen Eigenschwingungsformen
und der zugehörigen
Eigenfrequenzen aus dem von dem Datenrekorder 6 zur Verfügung gestellten
digitalisierten Daten in Echtzeit. Wird eine Biegeeigenschwingungsform über die
aerodynamischen Kräfte 4 im Flug
angeregt, dann wird diese Biegeeigenschwingungsform zusammen mit
ihrer Eigenfrequenz automatisch von der auf dem Rechner 7 installierten
operativen Modalanalysesoftware identifiziert. Im Anschluss an die
Identifikation wird eine Korrelation der in der Datenbank 9 befindlichen
operativen Eigenschwingungsformen und Eigenfrequenzen mit der aktuellen
identifizierten Biegeeigenschwingungsform und der zugehörigen Eigenfrequenz
mittels des Modal Assurance Criterium (MAC) und einem direkten Frequenzvergleich
vorgenommen. Liegt keine Schädigung des
Faserverbundbauteils 11 vor, kann eine Korrelation mit
Hilfe des MAC-Werts vorgenommen werden, und die für die Biegeeigenschwingung
ermittelte Eigenfrequenz liegt in dem in der Datenbank 9 abgelegten
Frequenzband. Weist das Faserverbundbauteil 11 allerdings
beispielsweise eine lokale Delamination 5 auf, die das
Schwingungsverhalten der Struktur des Seitenleitwerks 1 beeinflusst,
kann keine Zuordnung der aktuell identifizierten operativen Eigenschwingungsformen
und Eigenfrequenz zu den in der Datenbank abgelegten operativen
Eigenschwingungsformen und dem entsprechenden Frequenzband hergestellt
werden. Dies hat zur Folge, dass ein im Cockpit des Flugzeugs installiertes
Warnsystem 8 aktiviert wird. Das Seitenleitwerk 1 muss umgehend
einer genauen Inspektion unterzogen werden, um einen insbesondere
im Fall einer Ausweitung der Delamination 5 möglichen
Flatterfall zu verhindern. Zusätzlich
kann von dem Rechner 7 so in die Steuerung des Flugzeugs
eingegriffen werden, dass alle Betriebszustände unterbunden werden, die das
Flugzeug in die Nähe
eines in Verbindung mit der Delatination 5 stehenden Flatterfalls
führen
könnten.