DE102016218031B4

DE102016218031B4 - Verfahren zur Prädiktion von Vibrationen eines Luftfahrzeugs

Info

Publication number: DE102016218031B4
Application number: DE102016218031.2A
Authority: DE
Inventors: Steffen Hartmann; Andre Hausberg
Original assignee: ZF Friedrichshafen AG
Current assignee: Airbus Helicopters Technik GmbH
Priority date: 2016-09-20
Filing date: 2016-09-20
Publication date: 2020-09-03
Anticipated expiration: 2036-09-21
Also published as: US11192643B2; DE102016218031A1; US20190233093A1; WO2018054590A1

Abstract

Verfahren zur Prädiktion von Vibrationen eines Luftfahrzeugs, das Luftfahrzeug umfassend ein aktives System zur Reduktion von Haupt- und/oder Heckrotorvibrationen, das Verfahren umfassend die Schritte:- Näherungsweises Ermitteln einer ersten Amplitude oder Frequenz, die aus einer durchgeführten Anpassung des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion und einer jeweiligen flugzustandsabhängigen Sensitivität des Luftfahrzeugs resultieren mittels einer statistisch-mathematischen Methode in einem ersten Schritt 110 zu einem ersten Zeitpunkt t1;- Erfassen einer zweiten Amplitude oder Frequenz mittels zumindest eines Sensors in einem zweiten Schritt 120 zu einem zweiten Zeitpunkt t2;- Erstellen eines Pseudo-Vibrationsprofils mittels der ersten Amplitude oder Frequenz und der zweiten Amplitude oder Frequenz in einem dritten Schritt 130 zu einem dritten Zeitpunkt t3;- Vergleichen des Pseudo-Vibrationsprofils mit einem vorgegebenen SollVibrationsprofil des Luftfahrzeugs in einem vierten Schritt 140 zu einem vierten Zeitpunkt t4;- Ausgeben eines Signals bei Überschreiten eines bestimmten Grenzwertes in einem fünften Schritt 150 zu einem fünften Zeitpunkt t5,- wobei t1 kleiner, größer oder gleich t2 kleiner t3 kleiner t4 kleiner t5 ist.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Prädiktion von Vibrationen eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Drehflüglers, wobei das Luftfahrzeug aktive Systeme zur Reduktion der Haupt- und/oder Heckrotorvibrationen aufweist.
Es ist gemäß dem Stand der Technik bekannt, dass sich die Amplitude und Phase der rotorharmonischen Vibrationen in der Zelle des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit des Flugzustands verändern.
Zudem ist bekannt, dass sich die Amplitude und Phase der rotorharmonischen Vibrationen in der Zelle des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit der Konfiguration des Luftfahrzeugs, wie beispielsweise der Masse, Schwerpunktlage, usw. verändern.
Es ist ebenfalls bekannt, dass Beschädigungen von Haupt- und/oder Heckrotor, welche eine Änderung der Rotorblattmasse oder eine Änderung der aerodynamischen Eigenschaften der Rotoren zur Folge haben, die Amplitude und Phase der rotorharmonischen Vibrationen in der Zelle des Luftfahrzeugs verändern.
Gemäß aktuellem Stand der Technik lassen sich aus zuvor genannten Charakteristika in Verbindung mit Referenzmessungen entsprechende Modelle zur Prädiktion der Vibrationen erzeugen. Heutige HUM-Systeme (Health and usage monitoring systems) sind durch den Vergleich vorhergesagter und gemessener Vibrationen in der Lage, Beschädigungen an Haupt- und/oder Heckrotor zu erkennen. HUM-Systeme sind beispielsweise in der GB 8 915 406 A und in der US 2014/0070153 A1 beschrieben.
Um Schwingungen und/oder Vibrationen zu reduzieren kommen seit einiger Zeit sogenannte aktive Schwingungsisolationssysteme, auch aktive Systeme genannt, zum Einsatz. Unter einem aktiven System ist insbesondere die Einzelblattregelung (Individual Blade Control (IBC) System), insbesondere eine elektrisch verstellbare Steuerstange oder ein am Rotorblatt angeordnetes Trimmruder oder eine höherharmonische Regelung (High Harmonic Control (HHC) System) zu verstehen. Beide Systeme bewirken eine Veränderung existierender und/oder eine Erzeugung zusätzlicher Kräfte und/oder Momente am Rotor mit gleicher Amplitude, aber entgegengesetzter Phase, zu den ursprünglichen Kräften und/oder Momenten. Die Überlagerung kann zu einer destruktiven Interferenz führten, sodass insbesondere rotorinduzierte Vibrationen reduziert, idealerweise ausgelöscht werden können. Anders ausgedrückt werden die Rotorblätter höherfrequent derart angesteuert, dass die unerwünschten Vibrationskräfte möglichst gar nicht entstehen. Elektrisch längenverstellbare Steuerstangen sind u.a. aus der DE 10 2009 001 393 A1 und der DE 10 2012 206 755 A1 bekannt.
Die DE 692 18 111 T2 offenbart ein integriertes Schwingungsminderungs-, Strukturüberwachungs- und Gebrauchsüberwachungssystem für einen Hubschrauber mit einer Anzahl von Schwingungssensoren, die an der Struktur eines Hubschraubers angebracht sind, mit einem Rechner und einer Anzahl von Betätigungsorganen, die im Einsatz Kräfte in die Struktur einleiten, um Schwingungen der Struktur zu reduzieren, wobei die Sensoren erste Daten an den Rechner liefern, welche Signale umfassen, die für die Schwingung der Struktur repräsentativ sind, wobei der Rechner die ersten Daten analysiert und aus diesen ersten Daten zweite Daten erstellt, die eine Übertragungsmatrix beinhalten, welche eine lineare Übertragungsbeziehung zwischen den von den Sensoren gemessenen Schwingungsantworten und den Ausgangskräften der Betätigungsorgane darstellt und für die dynamischen Eigenschaften des Hubschraubers repräsentativ ist, wobei der Rechner dritte Daten erzeugt, die Betätigungsorgan-Steuersignale zum Einleiten von berechneten Betätigungsorgan-Steuerkräften beinhalten, wobei Überwachungsmittel, die die zweiten und dritten Daten überwachen, die überwachten Daten mit vorbestimmten Datenwerten vergleichen und ein Warnsignal bereitstellen, falls die vorbestimmten Datenwerte überschritten werden, wobei eine Struktur- und Gebrauchsüberwachung in Bezug auf die dynamischen Eigenschaften des Hubschraubers unabhängig von Flugzustandseigenschaften erzielt wird.
Die WO 2015/160945 A1 betrifft ein Verfahren um die Struktur der Zelle zu überwachen und zu schützen. Es umfasst ein aktives System zur Vibrationsminderung und ein System zur Strukturüberwachung (Structural Health Monitoring), wobei erfasste Daten zur Vibrationsminderung werden mit Daten der Zelle verglichen werden. Weist ein Drehflügler ein aktives System zur Reduzierung der Schwingungen und/oder Vibrationen, insbesondere der Haupt- und/oder Heckrotorvibrationen auf, so ist das zuvor beschrieben Prinzip der Fehlererkennung nicht mehr anwendbar, da die aktiven Systeme in der Lage sind, die durch Beschädigung des Rotors verursachten Vibrationsänderungen zu maskieren.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung ein Verfahren bereitzustellen, das beispielsweise durch Beschädigung am Haupt- und/oder Heckrotor eines Luftfahrzeugs verursachten Vibrationen erkennt, wobei das Luftfahrzeug aktive Systeme zur Vibrationsreduktion aufweist.
Erfindungsgemäß wird dies durch ein Verfahren zur Prädiktion von Vibrationen eines Luftfahrzeugs, das Luftfahrzeug umfassend aktive Systeme zur Reduktion von Haupt- und/oder Heckrotorvibrationen, insbesondere längenverstellbare Steuerstangen und/oder Trimmruder gelöst, das Verfahren umfassend die Schritte: Näherungsweises Ermitteln von ersten Vibrationen, insbesondere Delta- oder Differenz-Vibrationen, die aus durchgeführten Anpassungen des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion und jeweiligen flugzustandsabhängigen Sensitivitäten des Luftfahrzeugs resultieren mittels einer statistisch-mathematischer Methode in einem ersten Schritt 110 zu einem ersten Zeitpunkt t1;
Erfassen von zweiten Vibrationen mittels zumindest eines Sensors in einem zweiten Schritt 120 zu einem zweiten Zeitpunkt t2;
Erstellen eines Pseudo-Vibrationsprofils mittels der ersten Vibrationen und der zweiten Vibrationen in einem dritten Schritt 130 zu einem dritten Zeitpunkt t3; Vergleichen des Pseudo-Vibrationsprofils mit einem vorgegebenen SollVibrationsprofil des Luftfahrzeugs in einem vierten Schritt 140 zu einem vierten Zeitpunkt t4;
Ausgeben eines Signals bei Überschreiten eines bestimmten Grenzwertes in einem fünften Schritt 150 zu einem fünften Zeitpunkt t5, wobei t1 kleiner, größer oder gleich t2 kleiner t3 kleiner t4 kleiner t5 ist.
Unter Vibrationen sind periodische, meist mittel- bis höherfrequente und niederamplitudige mechanische Schwingungen zu verstehen.
Die ersten Vibrationen, auch Delta-Vibrationen genannt, welche erste Amplituden und mit diesen korrespondierende erste Frequenzen umfassen, können aus den durchgeführten Anpassungen des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion oder -untedrückung und den jeweiligen flugzustandsabhängigen Sensitivitäten ermittelt werden. Hierbei kann auf dem Fachmann bekannte numerische Verfahren zurückgegriffen werden. Unter „Anpassung des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion“ ist allgemein eine Maßnahme zur aktiven Reduktion der Schwingungen und/oder Vibrationen zu verstehen, wie beispielsweise eine Längsverstellung einer verstellbaren Steuerstange oder ein Klappenausschlag eines verstellbaren Trimmruders.
Mit Sensitivität ist die dem Fachmann bekannte und geläufige Veränderung einer Zielfunktion bei einer kleinen Veränderung einer Eingangsgröße gemeint. Mittels Sensitivitätsanalysen können allgemeine Aussagen dazu getroffen, wie sehr Änderungen bei den Eingangsbedingungen ein Ergebnis beeinflussen, also wie sensitiv, sensibel, bzw. empfindlich ein Luftfahrzeug reagiert.
Die zweiten Vibrationen, welche zweite Amplituden und mit diesen korrespondierende zweite Frequenzen umfassen, können mittels eines oder mehrerer Sensoren, die sowohl im drehenden System als auch im nichtdrehenden System (Zelle) angeordnet sein können, erfasst werden.
Unter einem Flugzustand ist insbesondere ein Flugmanöver zu verstehen, wie beispielsweise Sink- und Steigflug, Autorotation, Kurvenflug, Schwebeflug, Vorwärtsflug, etc.
Es hat sich herausgestellt, dass durch das erfindungsmäße Verfahren der aktuelle Vibrationszustand ohne aktive Vibrationsminimierung aus den gemessenen Vibrationen, d.h. den zweiten Amplituden bzw. zweiten Frequenzen, und den erzeugten Delta-Vibrationen, d.h. den ersten Amplituden bzw. ersten Frequenzen, prädiziert werden kann.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist das ausgegebene Signal ein akustisches und/oder haptisches und/oder visuelles Signal. So kann beispielsweise der Luftfahrzeugführer schon während des Fluges auf mögliche Schäden hingewiesen werden.
Die vorliegende Erfindung wird anhand der nachfolgenden Figuren näher erläutert. Es zeigen

1 ein Profil der 1/rev Hauptrotorvibrationen eines unbeschädigten Luftfahrzeugs ohne aktive Vibrationsreduktion über verschiedene Flugzustände;
2 ein Profil der 1/rev Hauptrotorvibrationen eines beschädigten Hauptrotors gem. 1;
3 ein Profil der 1/rev Hauptrotorvibrationen eines unbeschädigten Luftfahrzeugs mit aktiver Vibrationsreduktion über verschiedene Flugzustände; und
4 ein erfindungsgemäßes Verfahren in einer bevorzugten Ausführungsform.

Die 1 bis 3 beschreiben den Stand der Technik und dienen dem besseren Verständnis der vorliegenden Erfindung.
So zeigt 1 in Form eines Polardiagramms ein charakteristisches Vibrationsprofil der 1/rev Hauptrotorvibrationen eines nicht beschädigten, also intakten als konventionellen Hubschrauber mit Haupt- und Heckrotor ausgeführten Drehflüglers, der kein System zur aktiven Vibrationsreduktion aufweist. Die gezeigten Punkte 1, 2, 3 und H repräsentieren Referenzmessungen der Vibrationen in verschiedenen Flugzuständen, wobei der Übergang zwischen den einzelnen Messpunkten linear interpoliert ist. So repräsentiert der Punkt H einen Schwebeflug, der Punkt 1 einen Vorwärtsflug mit 90 Knoten, der Punkt 2 einen Vorwärtsflug mit 110 Knoten und der Punkt 3 einen Vorwärtsflug mit 130 Knoten. Der schraffierte Bereich repräsentiert einen Korridor, welcher einem „normalen“ Betriebsbereich des unbeschädigten Luftfahrzeugs in Schwebe- und Vorwärtsflug, aber nicht in Flugmanövern darstellt.
2 zeigt exemplarisch die resultierenden Vibrationen 3' eines beschädigten Hauptrotors bei Level Flight mit 130 Knoten für ein Luftfahrzeug ohne aktive Vibrationsreduktion. Diesen Fehler können heutige Health and Usage Monitoring Systeme (HUMS) erkennen.
Ein Vibrationsprofil eines Hubschraubers mit aktivem System zeigt 3. Beim Einsatz von aktiven Systemen zur Vibrationsreduktion sind die Amplituden der rotorharmonischen Vibrationen regelmäßig in allen Flugzuständen niedrig. Des Weiteren verfügen die Vibrationen des unbeschädigten Luftfahrzeugs nicht mehr über eine charakteristische Phase, wie es bei Drehflüglern ohne aktive Systeme zur Vibrationsreduktion der Fall ist.
Aktive Systeme zur Vibrationsreduktion sind regelmäßig ebenfalls in der Lage die Vibrationen bei beschädigtem Haupt- oder Heckrotor zu minimieren, so dass hinsichtlich der Vibrationen kein Unterschied zwischen unbeschädigtem und beschädigtem Drehflügler feststellen lässt.
Zur Lösung dieses Problems zeigt 4 das erfindungsgemäße Verfahren.
In einem ersten Schritt 110 werden erste Vibrationen, d.h. erste Amplituden oder Frequenzen mittels statistisch mathematischer Verfahren zu einem ersten Zeitpunkt t1 ermittelt, bzw. geschätzt. Diese Vibrationen resultieren aus den Anpassungen des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion und den flugzustandsabhängigen Sensitivitäten des Drehflüglers. Die flugzustandsabhängigen Sensitivitäten werden mittels Modellrechnung und Flugversuche ermittelt.
In einem zweiten Schritt 120 zu einem zweiten Zeitpunkt t2 werden zweite Vibrationen, d.h. zweite Amplituden oder zweite Frequenzen mittels Sensoren erfasst.
Beide Vibrationen, also die geschätzten ersten und die gemessenen zweiten Vibrationen werden in einem dritten Schritt 130 zu einem dritten Zeitpunkt t3 zu einem Pseudo-Vibrationsprofil zusammengesetzt und in einem vierten Schritt 140 zu einem vierten Zeitpunkt t4 mit einem Sollvibrationsprofil verglichen.
Das Sollvibrationsprofil wird mittels Modellrechnung und Flugversuche ermittelt.
Bei Erreichen und/oder Überschreiten eines bestimmten Grenzwertes des Vibrationsprofils wird ein Signal erzeugt und in einem fünften Schritt 150 zu einem fünften Zeitpunkt t5 ausgegeben. Die Ausgabe des Signals kann beispielsweise akustisch und visuell erfolgen.

Claims

Verfahren zur Prädiktion von Vibrationen eines Luftfahrzeugs, das Luftfahrzeug umfassend ein aktives System zur Reduktion von Haupt- und/oder Heckrotorvibrationen, das Verfahren umfassend die Schritte: - Näherungsweises Ermitteln einer ersten Amplitude oder Frequenz, die aus einer durchgeführten Anpassung des aktiven Systems zur aktiven Vibrationsreduktion und einer jeweiligen flugzustandsabhängigen Sensitivität des Luftfahrzeugs resultieren mittels einer statistisch-mathematischen Methode in einem ersten Schritt 110 zu einem ersten Zeitpunkt t1; - Erfassen einer zweiten Amplitude oder Frequenz mittels zumindest eines Sensors in einem zweiten Schritt 120 zu einem zweiten Zeitpunkt t2; - Erstellen eines Pseudo-Vibrationsprofils mittels der ersten Amplitude oder Frequenz und der zweiten Amplitude oder Frequenz in einem dritten Schritt 130 zu einem dritten Zeitpunkt t3; - Vergleichen des Pseudo-Vibrationsprofils mit einem vorgegebenen SollVibrationsprofil des Luftfahrzeugs in einem vierten Schritt 140 zu einem vierten Zeitpunkt t4; - Ausgeben eines Signals bei Überschreiten eines bestimmten Grenzwertes in einem fünften Schritt 150 zu einem fünften Zeitpunkt t5, - wobei t1 kleiner, größer oder gleich t2 kleiner t3 kleiner t4 kleiner t5 ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das ausgegebene Signal ein akustisches und/oder haptisches und/oder visuelles Signal ist.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der zumindest eine Sensor im drehenden System oder im nichtdrehenden System angeordnet ist.