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Die
Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System zum Überwachen der
Temperatur der Oberfläche oder der Außenhaut eines
Flugzeugs aufgrund von Wärmestrahlung.
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Derartige
Verfahren sind im Stand der Technik bereits bekannt und dienen dazu,
die Oberflächentemperatur eines insbesondere am Boden befindlichen
Flugzeugs zu ermitteln, um sicherzustellen, dass eine bei der Auslegung
des Flugzeugs festgelegte maximale Einsatztemperatur nicht überschritten
wird.
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In
einem gängigen Verfahren wird bereits beim Auslegen des
Flugzeugs durch Berechnungen, Messungen und statistische Auswertung
die maximal auftretende Einsatztemperatur bestimmt. Dadurch wird
mit einer großen Wahrscheinlichkeit sichergestellt, dass
das Flugzeug diese Einsatztemperatur real tatsächlich nicht überschreitet.
Dieses Verfahren beinhaltet jedoch die üblichen statistischen
Unsicherheiten, durch die entweder eine zu hohe anzunehmende Temperatur
(mit der daraus folgenden konservativen Auslegung) oder im Gegenzug
eine zu hohe Wahrscheinlichkeit an auftretenden realen Temperaturen
besteht, die die festgelegte Einsatztemperatur übersteigen.
Die statistische Basis für die Bestimmung der Temperatur
hängt unter anderem von Wind- und Sonnenintensitätsdaten
ab. Diese sind von der geografischen Lage der möglichen
Flughäfen abhängig, die das Flugzeug ansteuern
kann. Wird nach Auslegung des Flugzeugs und erfolgter Bestimmung
der maximalen Einsatztemperatur ein neuer Flughafen verfügbar,
der höhere Einsatztemperaturen entstehen lassen würde,
bestünde die Gefahr, dass er bei der Auslegung des Flugzeuges
hätte berücksichtigt werden müssen. Derartige
Unwägbarkeiten können nur durch sehr hohe angenommene Maximaltemperatur-Annahmen
sicher vermieden werden, was jedoch zu einer Abkehr von einer optimalen
Auslegung des Flugzeugs führt.
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Es
ist weiterhin bekannt, in einer Abwandlung dieses Verfahrens zusätzlich
den Einfluss der ausgewählten Flugzeugfarben zu berücksichtigen. Durch
eine Beschränkung der Farbtöne und/oder durch
die Verwendung spezieller Wärmestrahlung reflektierender Farben
(auch „Solar Heat Reflectant Paints" genannt), kann die
maximal zu berücksichtigende Temperatur auf ein akzeptables
Maß gesenkt werden. Die Beschränkung der Farbe
sowohl in Ton als auch in Farbmaterial stellt jedoch ein ungewünschtes
Hindernis für den Flugzeugbetreiber dar. Des Weiteren ist
es bei Anwendung eines solchen Verfahrens schwer zu kontrollieren,
ob die betreffenden Flugzeuge während ihrer gesamten Betriebsdauer
mit den richtigen Farben lackiert bleiben. Als weiterer Nachteil
ist die Verfügbarkeit der Farben zu nennen, denn die erlaubten
Farben können durchaus nach einigen Jahren nicht mehr erhältlich
sein. Als letzter Aspekt ist die zeitliche Stabilität der
Farben fraglich. Es ist unsicher, ob eine „Solar Heat Reflectant
Paint" nach einiger Zeit die Sonnenstrahlung immer noch genauso
gut reflektiert, wie unmittelbar nach ihrem ursprünglichen
Auftragen auf das Flugzeug. Aus den genannten Gründen folgt
schließlich, dass dieses Verfahren zwar anwendbar ist,
jedoch nicht besonders attraktiv erscheint und mit einer Reihe von
Unsicherheiten behaftet ist.
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Ein
weiteres Verfahren verfolgt einen anderen Ansatz und nutzt zum Messen
von real auftretenden Temperaturen an kritischen Stellen der Flugzeugoberfläche
fest installierte Temperatursensoren und verhindert den Betrieb
des Flugzeugs durch entsprechende Anzeigen im Cockpit, die ein Überschreiten
einer festgelegten maximalen Einsatztemperatur des Flugzeugs signalisieren.
Das Anbringen fest installierter Sensoren hat den Nachteil, dass Änderungen
der Farbgestaltung zur Änderung der Temperaturverteilung
führen könnten, so dass möglicherweise
die fest installierten Sensoren nicht mehr die Bereiche mit der
maximalen Temperatur erfassen, so dass deren Position geändert
werden müsste. Letzteres würde zu einem erheblichen
Aufwand führen, da auch die Innenverkleidung und Isolation
des Flugzeugs teilweise entfernt werden müsste, um die
Sensoren entsprechend zu verkabeln. Des Weiteren könnte
angesichts der widrigen Einflüsse auf die Außenseite
des Flugzeugs und die Störanfälligkeit der Sensoren
zu Fehlalarmen führen, die wiederum Einnahmeausfälle
für die Betreiber verursachen könnten. Alternativ
führt der Einsatz von mehreren redundanten Sensoren an
einem Ort oder die Verwendung von sehr zuverlässigen Sensoren
zu hohen Kosten.
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Die
WO 93/01 977 A1 beschreibt
ein System zur visuellen Ermittlung Schäden oder Fehlfunktionen,
die äußerlich an einem Flugzeug insbesondere im
Fluge erkennbar sind. Dabei wird ein IR-Sensor zur Erfassung von
Strahlung eines Bereichs der äußeren Flugzeugstruktur
verwendet. Das System erzeugt ein Pixelmuster des Bereichs und ordnet
dabei jedem Pixel desselben einen vorbestimmten relevanten Parameter
zu und vergleicht diesen mit dem von dem Sensor gemessenen Wert.
Das System erzeugt bei jeder Abweichung des für einen Pixel
gemessenen Wertes von dem für diesen vorbestimmten Wert ein
Warnsignal für eine Anzeige.
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Die
US 4 816 828 beschreibt
ein System zur visuellen Ermittlung Schäden oder Fehlfunktionen, die äußerlich
an einem Flugzeug insbesondere im Fluge erkennbar sind.
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Weiterhin
offenbart die
DE
10 2006 031 09 A1 ein Verfahren zum Überwachen
des Zustands von Strukturbauteilen, bei dem ein optischer Sensor
in Verbindung mit einer Recheneinheit aus aufeinanderfolgenden Abbildern
der zu überwachenden Strukturbauteile Bildabweichungen
und daraus Formänderungen der Struktur ermittelt.
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Die
Aufgabe der Erfindung ist, ein Verfahren und ein System zum Überwachen
der Temperatur der Außenhaut oder der Oberfläche
des Flugzeugs aufgrund der Wärmestrahlung bereitzustellen,
mit dem mit geringem Aufwand, zuverlässig und genau die auftretenden
Oberflächentemperaturen des Flugzeugs bestimmt werden können.
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Die
Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche
gelöst. Weitere Ausführungsformen der Erfindung
sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen
angegeben.
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Nach
der Erfindung wird ein großflächiges Überwachen
der Temperatur eines Flugzeugs vorgeschlagen, mit dem dauerhaft,
zuverlässig und genau die auftretenden Oberflächentemperaturen
eines Flugzeugs bestimmt werden können. Ferner soll die Temperaturermittlung
nicht von der Art der Lackierung und der verwendeten Farben abhängen
und schließlich nicht auf ungenauen statistischen Annahmen
beruhen.
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Erfindungsgemäß ist
ein Verfahren zum Überwachen der Temperatur der Außenhaut
eines Flugzeugs vorgesehen, bei dem mindestens eine mit einer ersten
Recheneinheit verbundene Kamera zum bildgebenden Erfassen mindestens
eines Bereichs der äußeren Oberfläche
des Flugzeugs einmalig, mehrmals oder regelmäßig
ein Bild erfasst und an die erste Recheneinheit sendet, wobei das
durch die Kamera erfassbare Lichtspektrum im Infrarotbereich liegt
und die erste Recheneinheit aus dem übermittelten Bild
von dem Oberflächenbereich Temperaturen ermittelt oder
durch ein nachgeschaltetes signalverarbeitendes Gerät ermitteln
lässt. Dabei ist die Kamera am oder im Seitenleitwerk des
Flugzeugs angeordnet und erfasst mindestens einen Bereich der aufwärts
weisenden äußeren Oberfläche des Flugzeugs.
Das erfindungsgemäße Verfahren wird vor dem Start
des Flugzeugs ausgeführt.
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Nach
einem Ausführungsbeispiel kann vorgesehen sein, dass die
erste Recheneinheit für einzelne Stellen jeweils die Temperatur
mit einer für die betreffende Stelle vorgegebenen maximalen
Auslegungstemperatur vergleicht, bei Überschreiten der maximalen
Auslegungstemperatur ein Warnsignal erzeugt und gleichzeitig das
erfasste Bild auf einem im Cockpit des Flugzeugs angeordneten Anzeigegerät angezeigt
wird. Das Anzeigegerät, die erste oder zweite Recheneinheit
oder ein anderes signalverarbeitendes Gerät ändert
dabei die Farben des auf dem Anzeigegerät angezeigten erfassten
Bildes derart, dass jeder Temperatur auf der dargestellten Oberfläche
eine andere Farbe zugewiesen wird.
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Weiterhin
kann vorgesehen sein, dass der von der Kamera erfasste Oberflächenbereich
von dieser als analoges zweidimensionales farbiges Abbild der Umgebung
mit dem darauf perspektivisch abgebildeten Oberflächenbereich
an die erste Recheneinheit übermittelt wird. Alternativ
kann vorgesehen sein, dass der von der Kamera erfasste Oberflächenbereich
von dieser als eine Vielzahl von Farbwerten, denen jeweils ein Satz
von zweidimensionalen Bildkoordinaten des Kamerabildes zugeordnet
ist, an die erste Recheneinheit übermittelt wird.
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Nach
einem Ausführungsbeispiel der Erfindung kann vorgesehen
sein, dass bei der Ermittlung von Temperaturwerten für
vorbestimmte Stellen des Oberflächenbereichs vor Beginn
der Ermittlung von Temperaturwerten durch zumindest eine der folgenden
Vorgaben definiert wird:
- – die Anzahl
und die Definition der Teilbereiche des Oberflächenbereichs
und/oder
- – die für jeden Teilbereich jeweils vorgesehene Anzahl
von Temperatur-Ermittlungsstellen und/oder
- – die Anordnung der für jeden Teilbereich
jeweils vorgesehenen Temperatur-Ermittlungsstellen und/oder
- – die Abfolge, in der die Teilbereiche nacheinander
zur Ermittlung der Temperaturen auf der gesamten zu erfassenden
Oberfläche überwacht werden.
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Dabei
kann weiterhin vorgesehen sein, dass die Vorgaben vor Beginn der
Ermittlung von Temperaturwerten von einem externen Geräts
in die erste oder zweite Recheneinheit oder ein anderes signalverarbeitendes
Gerät zur Definition der Temperaturermittlung eingelesen
wird.
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Die
Kamera kann so eingerichtet und angesteuert sein, dass die Kamera
auf auslösende Signale von einer Recheneinheit oder ein
anderes signalerzeugendes Gerät das Abbild der Oberfläche
erstellt und dieses Abbild an die erste oder zweite Recheneinheit
oder ein anderes signalverarbeitendes Gerät weiterleitet.
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Weiterhin
kann vorgesehen sein, dass die Kamera kann derart kontinuierlich
in einem bestimmten Rhythmus Bilder der Oberfläche aufnehmen
und bei Bedarf von außen ein- oder ausgeschaltet werden
kann.
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Auch
kann vorgesehen sein, dass vor dem Überwachen der Temperatur
des Flugzeugs eine Kalibrierung der Kamera durch eine Referenzmessung auf
der zu überwachenden Oberfläche durchgeführt wird,
bei der an vorbestimmten Stellen der zu überwachenden Oberfläche
die Temperatur gemessen und die Temperatur gemäß dem
von der Kamera erzeugten Bild der zu überwachenden Oberfläche
mit der jeweils gemessenen Temperatur oder der Verteilung der Temperatur
kalibriert wird. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass zum
Kalibrieren eine dezidierte zu messende Stelle kontrolliert aufgeheizt wird.
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Nach
einem weiteren Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen
Verfahrens ist vorgesehen, dass das Warnsignal zum Ausgeben einer
Warnung an ein mit der ersten Recheneinheit, einer zweiten Recheneinheit
oder einem weiteren signalverarbeitenden Gerät verbundenen
Ausgabegerät gesendet wird. Dabei kann in einem weiteren
Schritt das Ausgabegerät mittels eines Klangausgabegeräts und/oder
eines optischen Signalausgabegeräts bei Empfang des Warnsignals
eine überschrittene Auslegungstemperatur im Cockpit des
Flugzeugs signalisieren.
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Nach
einem Ausführungsbeispiel kann vorgesehen sein, dass das
Erfassen des Bildes durch ein Signal der ersten Recheneinheit, der
zweiten Recheneinheit oder einem anderen signalerzeugenden Gerät
ausgelöst wird.
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Auch
kann vorgesehen sein, dass das bildgebende Erfassen der Oberfläche
des Flugzeugs nur dann durchgeführt wird, wenn sich das
Flugzeug am Boden befindet.
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Nach
dem erfindungsgemäßen Verfahren kann auch vorgesehen
sein, dass das Überschreiten ein Starten des Flugzeugs
durch Erzeugen eines Fehlersignals und Senden an ein Steuergerät
des Flugzeugs verhindert. Dabei kann in einem weitern Ausführungsbeispiel
die Startverhinderung durch Betätigen eines Eingabemittels
durch ein Besatzungsmitglied deaktiviert werden.
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Weiterhin
ist nach der Erfindung ein System zum Überwachen der Temperatur
der Außenhaut eines Flugzeugs, mit mindestens einer Kamera
zum bildgebenden Erfassen mindestens eines Bereichs der aufwärts
weisenden Oberfläche des Flugzeugs und einer ersten Recheneinheit
vorgesehen. Die Kamera ist mit der ersten Recheneinheit zum Senden von
erfassten Bildern verbunden, wobei das durch die Kamera erfassbare
Lichtspektrum im infrarotbereich liegt und die erste Recheneinheit
dazu eingerichtet ist, aus dem übermittelten Bild die Temperaturen
der bildlich erfassten Stellen zu ermitteln oder durch ein nachgeschaltetes
signalverarbeitendes Gerät ermitteln zu lassen. Die Kamera
kann insbesondere am Seitenleitwerk des Flugzeugs angeordnet sein.
Die erste Recheneinheit weist eine Funktion auf, mit der für
einzelne Stellen jeweils die Temperatur mit einer für die
betreffende Stelle vorgegebenen maximalen Auslegungstemperatur verglichen
und bei Überschreiten der maximalen Auslegungstemperatur
ein Warnsignal erzeugt wird. Ein Anzeigegerät zum Anzeigen
des erfassten Bildes ist im Cockpit des Flugzeugs angeordnet, wobei
das Anzeigegerät, die erste oder zweite Recheneinheit oder
ein anderes signalverarbeitendes Gerät dazu eingerichtet
ist, die Farben des auf dem Anzeigegerät angezeigten erfassten
Bildes so zu ändern, dass jeder Temperatur auf der Oberfläche
eine andere Farbe zugewiesen wird.
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Dabei
kann die erste Recheneinheit dazu eingerichtet sein, das Warnsignal
zum Ausgeben einer Warnung an ein mit der ersten Recheneinheit,
der zweiten Recheneinheit oder einem weiteren signalverarbeitenden
Gerät verbundenen Ausgabegerät zu senden.
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Das
Ausgabegerät kann ein Klangausgabegerät und/oder
ein optisches Signalausgabegerät aufweisen und dazu eingerichtet
sein, bei Empfang des Warnsignals mittels des Klangausgabegeräts eine
akustische und/oder mittels des optischen Signalausgabegeräts
eine optische Signalisierung einer überschrittenen Auslegungstemperatur
im Cockpit des Flugzeugs auszulösen. Weiterhin kann vorgesehen
sein, dass die erste oder zweite Recheneinheit oder ein anderes
signalerzeugendes Gerät das Erfassen des Bildes durch die
Kamera auslöst.
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Das
System kann derart ausgeführt sein, dass das bildgebende
Erfassen der Oberfläche des Flugzeugs nur bei am Boden
befindlichem Flugzeug ausgeführt wird.
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Weiterhin
kann vorgesehen sein, dass bei Überschreiten der maximalen
Auslegungstemperatur das Starten des Flugzeugs durch Erzeugen eines Fehlersignals
und Senden an ein Steuergerät des Flugzeugs verhindert
wird. Dabei kann insbesondere ein von einem Besatzungsmitglied des
Flugzeugs betätigbares Eingabemittel zum Deaktivieren der Startverhinderung
aufweisen.
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Die
Aufgabe wird insbesondere durch ein Verfahren zum Überwachen
der Temperatur eines Flugzeugs gelöst, bei dem mindestens
eine mit einer ersten Recheneinheit verbundene Kamera zum bildgebenden
Erfassen mindestens eines Bereichs der im Wesentlichen aufwärts
weisenden äußeren Oberfläche des Flugzeugs
einmalig, mehrmals oder regelmäßig ein Bild erfasst
und an die erste Recheneinheit sendet, wobei das durch die Kamera
erfassbare Lichtspektrum im Wesentlichen im Infrarotbereich liegt
und die erste Recheneinheit aus dem übermittelten Bild
die Temperaturen im Wesentlichen aller bildlich erfassten Stellen
ermittelt oder durch ein nachgeschaltetes signalverarbeitendes Gerät
ermitteln lässt, für einzelne Stellen jeweils
die Temperatur mit einer für die betreffende Stelle vorgegebenen
maximalen Auslegungstemperatur vergleicht und bei Überschreiten
der maximalen Auslegungstemperatur ein Warnsignal erzeugt.
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Die
Vorteile des erfindungsgemäßen Verfahrens entstehen
durch die Kombination bewährter Techniken und Vorgehensweisen
zu einer neuen Sicherheitseinrichtung für Flugzeuge. Grundsätzlich werden
durch das erfindungsgemäße Verfahren die aktuellen
Temperaturen bestimmt, die nicht von statistischen Größen
und/oder neuen geografischen Einsatzorten abhängen. Die
realen Temperaturen müssen auch aus statistischen Erwägungen
nicht erhöht werden. Es erfolgt demnach keine zu konservative
Bewertung der zur Auslegung verwendeten Temperaturen. Gleichzeitig
wird die Freiheit der Flugzeugbetreiber in der Farbgestaltung ihrer
Flugzeuge erhöht, denn die Farbgebung und das Farbmaterial muss
nicht mehr durch Temperaturabwägungen limitiert werden.
Die Infrarot-Kamera nimmt die Temperatur jeweils auf Grund des aktuellen
Zustands der Lackierung auf und berücksichtigt dadurch
vollkommen selbsttätig die auftretenden Alterungseffekte
der Lackierung.
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Durch
das bildgebende Verfahren zur Temperaturbestimmung ist die Erkennung
der maximalen Temperatur auf beliebigen Punkten der gesamten betrachteten
Oberfläche gleichzeitig möglich und ist damit
nicht auf gemessene Temperaturen an ausgewählten Messpunkten
beschränkt.
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Insbesondere
führt das an ein Ausgabegerät, welches mit der
ersten Recheneinheit, einer zweiten Recheneinheit oder einem weiteren
signalverarbeitenden Gerät verbunden ist, gesendete Warnsignal
zum Ausgeben einer optischen oder akustischen Signalisierung im
Cockpit des Flugzeugs. Ebenso ist das automatische Verhindern des Starts
denkbar, falls an einer bildlich erfassten Stelle der Oberfläche
des Flugzeugs eine zulässige maximale Auslegungstemperatur überschritten
wird.
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Gleichzeitig
kann das erfasste Bild auf einem Anzeigegerät im Cockpit
des Flugzeugs angezeigt werden, wobei das in Graustufen erzeugte
Bild helligkeits- bzw. intensitätsabhängig eingefärbt
wird, um eine thermografische Darstellung der Oberflächentemperaturen
zu ermöglichen. Das angezeigte thermografische Bild ermöglicht
der Besatzung des Flugzeugs, das Überschreiten der maximalen
Auslegungstemperatur zu überprüfen und fehlerhafte
Warnungen, die zu einer Verhinderung des Starts führen würden,
zu deaktivieren. Aus diesem Grunde ist eine übermäßige
Anforderung an die Redundanz an ein das erfindungsgemäße
Verfahren ausführendes System begrenzt.
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Die
Erfindung wird weiterhin durch ein System gelöst, welches
insbesondere in der Lage ist, die einzelnen Schritte des erfindungsgemäßen
Verfahrens auszuführen. Das System weist mindestens eine
Kamera, mindestens eine erste Recheneinheit, ein Ausgabegerät
und ein Anzeigegerät auf und wird durch die nebengeordneten
Ansprüche definiert.
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Die
Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert.
In den Figuren werden gleiche Objekte durch gleiche Bezugszeichen
gekennzeichnet. Es zeigen:
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1:
Eine Seitenansicht eines Flugzeugs, ausgerüstet zum Ausführen
des erfindungsgemäßen Verfahrens,
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2:
eine schematische Darstellung der erfindungsgemäßen
Vorrichtung und
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3:
eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen
Verfahrens.
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1 zeigt
ein Flugzeug 2, das mit einer in der Spitze eines Seitenleitwerks 4 angeordneten
Kamera 6 ausgerüstet ist. Die Kamera 6 ist
so eingerichtet, dass sie einen Sichtbereich 8 aufweist,
der ein möglichst vollständiges Erfassen der zu
messenden Oberfläche 10 des Flugzeugs 2 ermöglicht.
Bevorzugt kann die Kamera 6 die gesamte Oberfläche 10 des
Flugzeugs 2 oder zumindest einen großen Teil davon
optisch erfassen. Die Oberfläche 10 reicht bevorzugt
vom am unteren Ende des Seitenleitwerks 4 gelegenen rückwärtigen
Teil 12 des Rumpfs des Flugzeugs 2 bis zum vorderen
Teil 14 und umfasst auch die Flügel 16.
Eine solche Technik wird heutzutage gelegentlich mit Kameras im
sichtbaren Bereich angewandt, um mittels eines im Cockpit befindlichen Bildschirms
dem Piloten einen besseren Überblick auf das Rollfeld zu
ermöglichen. Bei dem erfindungsgemäßen
System jedoch operiert die Kamera 6 bevorzugt im infraroten
Bereich des Lichtspektrums, so dass aus dem aufgenommenen Bild der
Kamera 6 auf die Temperaturen der Oberfläche 10 geschlossen werden
kann.
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Eine
Infrarotkamera 6 bietet einen fast vollständigen Überblick über
etwaige zu hohe Oberflächentemperaturen des Flugzeugs 2.
Diese werden insbesondere durch die direkte, auf die Oberfläche 10 einwirkende
Sonneneinstrahlung erwirkt. Für alle auslegungsrelevanten
und temperaturabhängigen mechanischen Lastfälle
ist daher nur die aufwärts weisende Oberfläche 10 an
der Oberseite des Flugzeugs relevant, die von der Spitze des Seitenleitwerks 4 aus
sichtbar ist.
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Die
Kamera 6 ist so eingerichtet bzw. wird so angesteuert,
dass diese auf auslösende Signale von einer Recheneinheit
oder ein anderes signalerzeugendes Gerät ein Abbild der
Oberfläche 10 erstellt und dieses Abbild an eine
Recheneinheit oder ein anderes signalverarbeitendes Gerät
weiterleitet. Alternativ dazu kann die Kamera 6 so eingerichtet
sein, dass sie kontinuierlich in einem bestimmten Rhythmus Bilder
der Oberfläche 10 aufnimmt und bei Bedarf durch
ein bestimmtes Signal von außen ein- oder ausgeschaltet
werden kann.
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Ferner
ist denkbar, dass die Kalibrierung der Kamera 6 bei einer
solchen Anwendung durch eine regelmäßige Referenzmessung
auf der beobachteten Oberfläche 10 erfolgt. Dazu
wird an einigen Stellen die Temperatur gemessen und die dabei aufgenommene
Verteilung im Kamerabild kalibriert. Dies stellt eine möglichst
präzise Temperaturermittlung aus dem erfassten Infrarotbild
sicher. Alternativ oder ergänzend wäre es auch
denkbar, eine dezidierte zu messende Stelle zum Kalibrieren kontrolliert
aufzuheizen.
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Den
beispielhaften schematischen Aufbau eines erfindungsgemäßen
Systems zeigt 2. Die Kamera 6 ist
mit einer ersten Recheneinheit 18 verbunden, die zur Auswertung
von Bildern bestimmt ist, welche durch die Kamera 6 von
der Oberfläche 10 des Flugzeugs 2 aufgenommen
werden. Die Auswertung umfasst insbesondere das Bestimmen von Temperaturwerten
der aufgenommenen Oberfläche 10, bei der die Helligkeit
des abgestrahlten Infrarotlichtes an einem Bildpunkt auf die Temperatur
dieses Bildpunktes schließen lässt.
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Generell
ist es damit möglich, das gesamte Temperaturspektrum Oberfläche 10 zu
erfassen. Aus den ermittelten Temperaturen auf der Oberfläche 10 können
durch einen geeigneten Algorithmus die wärmsten Stellen
der Oberfläche bestimmt und mit diesen Stellen zugeordneten
Referenzwerten verglichen werden. Diese Referenzwerte könnten
etwa die maximal mögliche Oberflächentemperatur
sein, an der die Auslegungsgrenze der Flugzeugstruktur erreicht
ist. Stellt sich beim Vergleich heraus, dass eine Oberflächentemperatur
die zugehörige zulässige Auslegungstemperatur überschreitet,
wird von der ersten Recheneinheit 18 ein Warnsignal erzeugt,
das an ein im Cockpit des Flugzeugs 2 angeordnetes Ausgabegerät 20 gesendet
wird und die Piloten des Flugzeugs über die eingetretene
Situation optisch und/oder akustisch informiert.
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Nach
einem Ausführungsbeispiel der Erfindung erfolgt die Aufnahme
der Messwerte abgestimmt auf die Farbgebung der nach oben gerichteten
Oberseite des Flugzeuges. Als „nach oben gerichtet" werden
generell in diesem Zusammenhang diejenigen Oberflächenbereiche
verstanden, deren Oberflächen-Normalen eine Richtungskomponente in
der vertikalen oder Schwerkraftrichtung hat, wenn das Flugzeug bestimmungsgemäß am
Boden steht. Die Oberseite eines Flugzeugs kann eine für
dieses spezielle Flugzeug bereichsweise unterschiedliche Farbgebung
haben. Das erfindungsgemäße Verfahren oder System
berücksichtigt, dass unterschiedliche Farbgebungen von
Flugzeugen, z. B. abhängig von den jeweiligen Flugzeug-Betreibern
vorliegen können. Bei der Verwendung sehr leichter und
gleichzeitig möglichst hochfester Strukturen kann durch
die erfindungsgemäße Lösung die Schalendicke
noch weiter optimiert werden, da die Aufheiztemperaturen des Flugzeugs
aufgrund von Wärmestrahlung vor dem Start, also am Boden, überwacht
werden. Dadurch wird der Start des Flugzeugs mit zu hoher Temperatur
von dessen Außenhaut verhindert, die bei der Verwendung
von dünnen Schalen zu einem Verwellen oder abschnittsweisen
Verbiegen derselben führen kann. Somit können
bei Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens
oder Systems geringere Schalendicken insbesondere für die
Außenhaut des Flugzeugs-Rumpfes verwendet werden, als dies ohne
das erfindungsgemäße Überwachungsverfahren
möglich ist.
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Nach
der Erfindung ist ein Überwachungsverfahren mit einem Mess-
und Auswertungsverfahren vorgesehen, bei dem die Kamera 6 in
einem Messverfahren ein Bild von einem von der Kamera 6 erfassten
Oberflächenbereich der hinsichtlich seiner Temperatur zu
erfassenden oder zu überwachenden Oberfläche des
Flugzeugs erstellt. Dabei kann vorgesehen sein, dass das Bild als
analoges zweidimensionales farbiges Abbild der Umgebung mit dem
darauf perspektivisch abgebildeten Oberflächenbereich oder
als eine Vielzahl von Farbwerten, denen jeweils ein Satz von zweidimensionalen
Bildkoordinaten des Kamerabildes zugeordnet ist, von der Kamera 6 an die
funktional mit der Kamera 6 verbundene erste Recheneinheit 18 ausgelesen
oder übermittelt wird.
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Die
erste Recheneinheit 18 ermittelt in einem Auswertungsverfahren
oder in einer in dieser implementierten Auswertungsfunktion aus
dem von der Kamera 6 übermittelten Bild von dem
Oberflächenbereich, d. h. dem farbigen Abbild bzw. der
Vielzahl von Farbwerten von dem Bereich der hinsichtlich seiner Temperatur
zu erfassenden oder zu überwachenden Oberfläche
des Flugzeugs Temperaturwerte. Dabei kann insbesondere vorgesehen
sein, dass die Temperaturwerte in Koordinaten der Oberfläche
des Flugzeugs erzeugt werden. Dabei kann insbesondere eine Transformationsfunktion
der Auswertungsfunktion vorgesehen sein, die eine aufgrund einer
Kalibrierung erstellte Zuordnung vorsieht, die die bildfesten Koordinaten
den Flugzeug-Koordinaten oder den Oberflächen-Koordinaten
zuordnet. Auf diese Weise können die Temperaturwerte von
dem Anzeigegerät in beliebig festlegbaren Darstellungsweisen und/oder
Koordinatensystemen dargestellt werden. Insbesondere kann dabei
vorgesehen sein, dass mit einer Benutzerschnittstelle, die an die
erste Recheneinheit 18, die zweite Recheneinheit 19 oder
ein an diese gekoppeltes signalverarbeitendes Gerät gekoppelt
oder Bestandteil derselben sein kann, die Darstellungsweise des
zu überwachenden Oberflächenbereichs ausgewählt
werden kann. Alternativ kann die Änderung der Darstellungsweise
oder der Koordinatensysteme von dem Kamerabild zu der Bearbeitungsebene
der ersten Recheneinheit 18, der zweiten Recheneinheit 19 oder
des signalverarbeitenden Geräts entfallen.
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Nach
einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die in der
ersten Recheneinheit 18 implementierte Funktion zur Ermittlung
von Temperaturwerten (Schritt 32) für vorbestimmte
Stellen des Oberflächenbereichs aus dem von der ersten
Recheneinheit 18 empfangenen Bild aufgrund von Vorgaben
hinsichtlich der Art der Ermittlung der Temperaturwerte konfigurierbar
oder veränderbar ausgeführt. Dabei ist die Art
der Ermittlung von Temperaturwerten erfindungsgemäß auswählbar
oder definierbar und vorgebbar durch folgende Vorgaben:
- – die Anzahl und die Definition der Teilbereiche des
zu überwachenden Oberflächenbereichs und/oder
- – die für jeden Teilbereich jeweils vorgesehene Anzahl
von Temperatur-Ermittlungsstellen und/oder
- – die Anordnung der für jeden Teilbereich
jeweils vorgesehenen Temperatur-Ermittlungsstellen,
- – die Abfolge, in der die Teilbereiche nacheinander
zur Ermittlung der Temperaturen auf der gesamten zu erfassenden
Oberfläche überwacht werden.
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Die
Temperatur-Ermittlungsstellen sind diejenigen Stellen auf dem Bild,
an denen jeweils die Temperatur ermittelt wird. Die Anordnung der
Messstellen kann durch ein regelmäßiges Raster
gegeben sein. In einem Teilbereich kann jeweils insbesondere eine
Anzahl von 50 bis 200 Messpunkten pro m2 vorgesehen
sein. Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass ein erster Teilbereich
so definiert ist, dass in diesem relativ dunkle Farben der Oberflächenbemalung gelegen
sind, und ein zweiter Teilbereich so definiert ist, dass in diesem
relativ helle Farben der Oberflächenbemalung gelegen sind.
Die Gestalt der Teilbereiche kann jeweils in Übereinstimmung
mit Grenzen oder den Grenzen eines Bereichs mit vorbestimmten Helligkeitsbereichen
und/oder auf der Basis vorgegebener geometrischer Formen erfolgen.
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Die
Vorgabe kann auch die Maßgabe bzw. die Funktion zur Ermittlung
von Temperaturwerten kann auch die Funktion enthalten, dass ein
oder mehrere Teilbereiche hinsichtlich der Abfolge der Berechnug
der Temperaturwerte der Teilbereiche gewichtet werden, so dass das
Erreichen eines kritischen Temperaturwertes der Oberfläche
erst dann angenommen wird, wenn diese an Stellen eines bestimmten
vorgegebenen Teilbereichs oder einer Mehrzahl von bestimmten Teilbereichen
ermittelt worden ist.
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Die
Definition einer oder mehrerer dieser Vorgaben kann spezifisch für
das Flugzeug vorgesehen sein, für das das Überwachungsverfahren
jeweils durchgeführt wird. Erfindungsgemäß kann
vorgesehen sein, dass zumindest eine dieser Vorgaben in der ersten
Recheneinheit 18, der zweiten Recheneinheit 19 oder
dem signalverarbeitenden Gerät an jedem Flugzeug eingelesen
oder implementiert ist und von der Auswertefunktion verwendet wird.
Alternativ oder zusätzlich kann vorgesehen sein, dass zumindest
eine dieser Vorgaben durch ein externes Gerät vor Beginn
der Durchführung des Auswertungsverfahrens zur Ermittlung
der Temperaturwerte des erfassten Oberflächenbereichs in
die erste Recheneinheit 18, die zweite Recheneinheit 19 oder
das signalverarbeitende Gerät eingelesen wird.
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Das
externe Gerät kann insbesondere eine mobile oder tragbare
Eingabevorrichtung sein und/oder eine Flugvorbereitungs-Vorrichtung
oder ein Flugvorbereitungs-Computer oder auch ein Wartungscomputer
sein, mit dem z. B. auch Flugbereitungsdaten wie z. B. der Flugweg
eingelesen werden können. Auch kann vorgesehen sein, dass
das externe Gerät an ein Flight-Management-System des Flugzeugs
anschließbar ist, in das auch die genannten Vorgaben eingelesen
werden und/oder von dem aus die Vorgaben der Auswertungsfunktion
verfügbar gemacht werden.
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Das
erfindungsgemäße Verfahren oder System unterstützt
daher die Verwendung sehr leichter Flugzeugstrukturen und somit
optimierte Schalendicken insbesondere für die Außenhaut
des Flugzeugs-Rumpfes und erlaubt, diese in Hinsicht auf ihre Zulässigkeit
hinsichtlich der Temperatur und der damit verbundenen geforderten
Formstabilität weiter zu optimieren. Da es sich um einen
verhältnismäßig großflächigen
Bereich handelt, dessen Temperatur überwacht werden soll,
erfolgt ein spezifisches Erfassen der Temperatur des Oberflächenbereichs
mit der Kamera 6 und ein spezielles Auswertungsverfahren der
Temperatur-Messwerte abhängig von der Farbgebung der Oberfläche.
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Nach
einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel
wird hierzu am Flugzeug z. B. mit einem separaten elektronischen
Gerät eine oder mehrere Vorgaben in das Temperatur-Überwachungssystem
und insbesondere in die erste Recheneinheit 18, die funktional
mit der Kamera 6 verbunden ist, in die zweite Recheneinheit 19 oder
ein signalverarbeitendes Gerät eingespeist.
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Durch
die spezifische Definition des Mess- und Auswertungsverfahren für
jeden Teilbereich kann das Messverfahren auch hinsichtlich der Geschwindigkeit
seiner Durchführung und der Genauigkeit optimiert werden.
Insbesondere kann durch das Vorsehen für ein Flugzeug oder
eine Flugzeug-Außenbemalung spezifisches Temperatur-Überwachungsverfahren
oder Mess- bzw. Auswertungsverfahren eine Reduktion des Messaufwands
und eine Reduktion des Auswertungsaufwandes gemäß der speziellen
Bedingungen der Eigenschaften der zu erfassenden Fläche
erreicht werden.
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Zur
Vereinfachung des Systems und Einsparung von Redundanzen könnte
das erfasste Kamerabild der Oberfläche 10 optisch
aufbereitet den Piloten auf einem Anzeigegerät 22 angezeigt
werden. Die optische Aufbereitung könnte etwa das Generieren von
Farbinformationen bedeuten, die die Graustufen des ursprünglichen
Infrarotbildes ersetzen. Eine Aufbereitung des erfassten Bildes
wird beispielsweise durch die erste Recheneinheit 18, eine
zweite Recheneinheit 19 oder ein anderes signalverarbeitendes
Gerät durchgeführt werden. Alternativ ist die
Kamera 6 durch eine integrierte Elektronik selbst zu einer
solchen Aufbereitung befähigt.
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So
könnte etwa eine kalte Farbe wie blau den Bildpunkten des
Kamerabildes zugeordnet werden, die den kühlsten Punkten
auf der Oberfläche 10 entsprechen. Umgekehrt wäre
eine warme Farbe wie rot bei solchen Bildpunkten angemessen, die
der höchsten Temperatur entsprechen. Die dazwischen liegenden
Bildpunkte könnten eine Farbe erhalten, die temperaturabhängig
aus dem Farbspektrum zwischen blau und rot ausgewählt sind.
Aus einem auf diese Weise thermografisch aufbereiteten Bild, zu dem
auch stellenweise Temperaturwerte eingeblendet werden könnten,
sind die Piloten in der Lage, ein etwaiges Alarmsignal zu überprüfen
und gegebenenfalls darauf abzustellen, dass es fehlerhaft zu sein scheint.
Ein fehlerhaftes Alarmsignal kann etwa durch einen fehlerhaften
Pixel in der Kamera 6 ausgelöst werden, bei dem
ein falscher Helligkeitswert erzeugt wird, der dauerhaft zu überhöht
ermittelten Temperaturwerten führen würde.
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Das
Ausgabegerät 20 und das Anzeigegerät 22 müssen
nicht zwingend direkt mit der ersten Recheneinheit 18 verbunden
sein, sondern könnten auch mit der zweiten Recheneinheit
verbunden sein. Dies empfiehlt sich beispielsweise dann, wenn ein Datennetzwerk,
ein Bussystem oder dergleichen verwendet wird, um die Bild- und/oder
Temperaturdaten vom der Kamera 6 im vom Cockpit weit entfernten Seitenleitwerk 4 zum
Ausgabegerät 20 und Anzeigegerät 22 zu
transportieren, wobei das Umwandeln, Aufbereiten und Empfangen der
entsprechenden Daten ein dafür geeignetes signalverarbeitendes
Gerät und/oder eine Recheneinheit erfordert. Weiterhin
ist diese Konstellation bevorzugt, wenn signalverarbeitende Geräte
oder Recheneinheiten grundsätzlich in der sogenannten „Avionics
Bay" des Flugzeugs 2 konzentriert werden sollen. Die Wartung
und Reparatur einer im Seitenleitwerk 4 befindlichen Recheneinheit 18 zur
Auswertung von Infrarotbildern würde zu einem erhöhten
Wartungsaufwand führen.
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3 verdeutlicht
schließlich das erfindungsgemäße Verfahren
in einem Blockschaltbild. Zunächst wird in dem erfindungsgemäßen
Verfahren geprüft, ob sich das Flugzeug 2 noch
am Boden befindet (Schritt 24). Ist dies der Fall, wird
das Auslösen 26 der Bilderfassung 28 eingeleitet.
Das erfasste Bild wird an die erste und/oder zweite Recheneinheit
oder ein anderes signalverarbeitendes Gerät gesendet 30. Aus
dem übermittelten Bild werden dort sodann die Temperaturen
aus den Helligkeits- bzw. Intensitätswerten des Bildes
bestimmt 32 und mit den jeweiligen maximalen Auslegungstemperaturen
verglichen 34. Bei Überschreiten der jeweiligen
maximalen Auslegungstemperaturen wird ein Warnsignal erzeugt 36 und
an ein mit der ersten Recheneinheit, der zweiten Recheneinheit oder
einem weiteren signalverarbeitenden Gerät verbundenen Ausgabegerät 20 gesendet 38.
Das Ausgabegerät 20 signalisiert das Überschreiten
der maximalen Auslegungstemperatur optisch oder akustisch (Schritt 40)
und löst durch Senden eines Fehlersignals an ein Steuergerät
des Flugzeugs 2 eine Startverhinderung aus Schritt 42.
Bei Bedarf, falls ein Überprüfen der Temperaturwarnung mittels
der thermografischen Darstellung auf dem Anzeigegerät 22 auf
eine fehlerhaft gemessene Temperatur deutet, kann ein Besatzungsmitglied
durch Betätigen eines entsprechenden Eingabemittels die Startverhinderung
deaktivieren (Schritt 44).
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Gleichzeitig
mit dem Vergleich der ermittelten Temperaturen wird das von der
Kamera 6 erfasste Bild dahingehend verändert,
dass die Graustufen helligkeitsabhängig durch Farben ersetzt
werden (Schritt 46) und das so eingefärbte thermografische Bild
auf dem Anzeigegerät 22 dargestellt wird (Schritt 48).
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- - WO 93/01977
A1 [0006]
- - US 4816828 [0007]
- - DE 10200603109 A1 [0008]