DE2918886A1

DE2918886A1 - Datenerfassungs- und datenverarbeitungssystem sowie verfahren zum erzeugen von traegheitsdaten

Info

Publication number: DE2918886A1
Application number: DE19792918886
Authority: DE
Inventors: Robert Anthony Golobic; Willie James Honea; Thomas Stewart Rhoades; Richard Errol Willes
Original assignee: Res Analysis & Dev
Current assignee: Res Analysis & Dev
Priority date: 1978-05-10
Filing date: 1979-05-10
Publication date: 1979-12-20
Also published as: JPS54151299A; NZ190374A; IT7922501A0; SE7904034L; GB2021261B; FR2425627B3; IL57235A; NO791554L; IT1112859B; GB2021261A; IN151971B; NL7903628A; AU4688079A; BE876171A; FR2425627A1; BR7902765A

Description

P 29 18 886.1 ⁸ MÜNCHEN 22

¹ MAXIMILIANSTRASSE *3

Research Analyses & Development, Inc.

3O.August 1979 PH 13 758 - 40/Gl

IDatenerfassungs- und Datenverarbeitungssystem sowie Yerfahren zum Erzeugen von Trägheitsdaten

Die Erfindung betrifft allgemein elektronische Systeme für Luftfahrzeuge und insbesondere solche Systeme, die zum Messen von an Luftfahrzeugen wirkenden Trägheitskräften, strukturellen und aerodynamischen Kräften ausgebildet sind, sowie ein Verfahren zum Erzeugen von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten für ein Luftfahrzeug, welche für Messungen der strukturellen Biegung Tbzw. Ablenkung des Luftfahrzeuges abgeleitet werden.

Systeme zur Trägheitsnavigation, FlTttgsteuerung, Eeuersteuerung und smi !Feststellen von strukturellen Fehlern benötigen für ihren Betrieb verschiedene Arten von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten, wie sie im folgenden angegeben sind:

a) grägheitsnavigation. Es ist "bekannt, daß man. die Trägheitsbeschleunigung des Luftfahrzeuges in Hichtung der drei Trägheitsaclisea durch Befestigung von Beschleuaiguagsniessern auf kreiselstabilisierten Trägheitsplattformen erhalten kann, welche sorgfältig in der Mähe des Schwerpunktes des Luftfahrzeugesaangeordnet und gegenüber strukturellen und aerodynamischen Störungen isoliert sind.

1>) Elugsteuerung. Die bekannten hauptsächlichen Fühler für ein Flugsteuerungssystem sind Trägheitsfühler, zu denen Wendekreisel und Beschleunigungsmesser sowie aerodynamische Meßsysteme gehören.

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Es ist bekannt bei Flugsteuerungssystemen vier-redundante Weifekreisel-Gruppen vorzusehen, um vier Messungen der FaIlder Roll- und der Giergeschwindigkeit zu liefern. Solche Fühlergruppen werden ebenfalls so nahe wie möglich am Schwerpunkt des Luftfahrzeuges und an einem strukturellen Teil befestigt. Eine typische, herkömmliche Beschleunigungsmesser-r-Ausgestaltung umfaßt acht identische, kräfteausgeglichene Beschleunig ungsmesser, und zwar vier zum Feststellen der normalen und vier zum Feststellen der seitlichen Beschleunigungen. Besser ausgebildete Systeme weisen Beschleunigungsmesser auf der Schubkraftachse auf, um aerodynamische Antriebskräfte für die automatische Betätigung bzw. Steuerung von Drosseln zu messen. Diese gesamten Trägheitsmessungseinrichtungen sind genau angeordnet, damit sie möglichst geringe Biegewirkungen zeigen und eine maximale aerodynamische Stabilität aufweisen. Sie sind im allgemeinen so nahe an dem Stoßzentrum des Luftfahrzeuges angeordnet, wie es praktisch möglich ist. ■ Solche Flugsteuersysteme können auch einen Rechner umfassen, und zwar für Eingangssignale in der Form von Grundbefehlen des Piloten, von Trimmbefehlen, von aerodynamischen Daten und von Signalen der Trägheitsfühler. Wendekreisel und Beschleunigungsmesser, sowie moderne Flugkontrollfühler weisen Leistungen auf, die sich aus dem folgenden Daten ergeben:

PARAMETER Wendekreisel Beschleunigungsmesser

Bereich 300Grad/sek - 12 g

Gradient 20 MV/Giad/sek 0.417 V/g Eigenfrequenz > 48 Hz 275 Hz

Dämpfungsverhältnis 1.4 >1.0

Schwelle 0.01Grad/sek 0.00001 g

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c)3Peuerkontrolle und Waffenabgabe. Strap-Down-Zielsucher oder kardanisch ausgehängte Zielsucher und Waffenfühler können verwandt werden, um die Lage des Ziels und der Waffe zu bestimmen. Bei der Berechnung des Vorhalts bei sichtbaren Zielen bestimmt ein Geschwindigkeitsintegrationskreisel den Vorhaltwinkel für das Ziel. Die Güte dieser Kreisel ist wesentlich höher als bei Kreiseln, welche für Flugsteuersysteme benötigt werden, obgleich die Anforderung an die Redundanz geringer ist. Zukünftige Kampfflugzeuge, die Kommandogeräte verwenden, um die Ziel-Sichtlinie genau zu messen,benötigen äußerst genaue Werte der Winkellage und Winkelgeschwindigkeiten der . Bahnfühler. Eine merkliche Empfindlichkeit, welche in dem Kommandogerät-System durch ungewisse Messungen von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten hervorgerufen wird, kann zu Fehlern führen.

i)Luftdaten. Es ist bekannt, Luftdaten-Fühler zu verwenden, die Ventile und Konus für den Anstellwinkel und seitliches Abrutschen oder Vielkanaldruckfühler oder eine Kombination von diesen umfassen.Statische Pitot-Systeme werden verwandt, um den statischen Druck und den Staudruck zu messen, woraus die dynamische Belastung, die Luftgeschwindigkeit, die Mach -Zahl und andere Hauptluftdaten in einem zentralen Luftdaten-Rechner berechnet werden. Diese Daten werden anschließend verwendet, um sie Instrumenten zuzuführen, Klappen oder Verstärkungsgrößen in dem Flugsteuersystem einzustellen und die Steuerung durch den Piloten für einen sicheren Flvg zu begrenzen. Mit herkömmlichen Luftdatenfühlern können folgende Genauigkeiten erzielt werden.

Paramet er Genauigkeit

Geschwindigkeit + 5 Knoten

(wahre Luftgeschwindigkeit )

AOA 1 Grad

BETA 1 Grad

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Es wird darauf hingewiesen, daß Luftdaten-Fühler im allgemeinen in bezug auf Temperatureinflüße geeicht und kompensiert sind, und daß sie aerodynamische Daten nur an einem von der Strömung um das Luftfahrzeug unbeeinflußten Punkt messen. Mit ihnen können im allgemeinen keine Strömungserscheinungen geringerer Größe wie z.B. Abtrennung, Turbulenzen, Wirb el ab lösungen und Flattern,welche hinsichtlich der Sicherheit und Steuerung eines Luftfahrzeuges von Bedeutung sind, gemessen v/erden.

e)Strukturelle Fehlerfeststellung. Die Arten von struktureller FehlerfestStellungen, welche im Fluge durchgeführt werden können, sind im allgemeinen begrenzt _t und umfassen allgemein Untersuchungen der Belastung und der Ermüdung. Nicht weniger als 100 Dehungsmesser können in kritischen strukturellen Bereichen eingebaut werden. Diese Dehnungsmesser haben im allgemeinen ein niedrigfrequentes Ansprechvermögen und können im allgemeinen nur eine strukturelle Ermüdung oder-einen katastrophalen Fehler nach dessen Auftreten feststellen. Die zuvor beschriebenen Beispiele des Standes der Technik zeigen, daß verschiedene Trägheitsdaten, strukturelle und aerodynamische Daten mit sehr verschiedenen Fühlern erhalten werden können,wobei jeder Fühler im allgemeinen ausgewählt ist, eine einzelne Information zu erhalten. Bei solchen Systemen ist es ebenfalls typisch, daß die Fühler sorgfältig eingebaut werden, um sicherzustellen, daß keine unerwünschten Trägheitsdaten, aerodynamische oder strukturelle Daten unvorhergesehen festgestellt bzw. gefühlt werden.

Eine Zielsetzung der Erfindung besteht darin, verbesserte Systeme und Verfahren zum Messen von Daten, die sich auf Luftfahrzeuge beziehen, anzugeben.

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Erfindungsgemäß ist ein System zum Liefern von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten aus der Ablenkung bzw. Biegung der Struktur bzw. des Aufbaus eines Luftfahrzeuges . , welche durch die an der Struktur wirkenden Kräfte hervorgerufen wird, ausgezeichnet durch erste Einrichtungen, die !Fühler umfaßt, welche an der Struktur befestigt sind und der Richtung und der Größe der Biegungen der Struktur aufgrund- der angreifenden Kräfte proportionale Signale abgeben können, und durch eine zweite Einrichtung, um Signale von ausgewählten Fühlern festzustellen und abzutrennen und di^ ausgewählten Signale in Trägheitsdaten, strukturelle und aerodynamische Daten umzuwandeln.

Gemäß der Erfindung wird ferner ein Verfahren zum Gewinnen von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten für ein Luftfahrzeug geschaffen, welche von der Messung der Struktur des Luftfahrzeuges abgeleitet sind, wobei dieses Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

a) Messen der an der Struktur angreifenden Kräfte, in dem die Größe der Biegung der Struktur, welche durch die angreifenden Kräfte bewirkt wird, festgestellt wird;

b) Bereitstellen von Signalen, welche die Richtung und die Größe der struktureilen Biegungen anzeigen; und

c) Auswählen und Erfassen bzw. Sammeln von vorbestimmten Signalen, die auf der Stelle der angreifenden Kräfte relativ zu der Struktur basieren, um für die Wirkung der Kräfte an dem Luftfahrzeug kennzeichnende Daten zu liefern.

Bei den im folgenden zu beschreibenden_rerfindungsgemäßen Ausführungsformen werden Mehrfacheingang - und Mehrfachausgang-Fühleinrichtungen verwandt. Solche Fühleinrichtungen bzw. Fühler führen im wesentlichen nur eine Art von Messung aus,

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nämlich die "Biegung oder Ablenkung des strukturellen Teils in der Nähe des Fühlers. Dies stellt einen Unterschied zu der Verwendung von vielen Einzeleingang- und Einzelausgang-Fühlern dar, die nach recht verschiedenen Prinzipien arbeiten, um Trägheitskräfte, strukturelle und aerodynamische Kräfte festzustellen und solche Kräfte von den anderen, nicht zu messenden Kräften zu trennen.

Erfindungsgemäße System und Verfahren zum Messen und Verarbeiten von Daten, die auf ein Luftfahrzeug einwirken, werden in beispielhafter Weise unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein Blockdiagramm eines der Systeme, mit dem Trägheitsdaten, mechanische bzw. strukturelle und aerodynamische Daten erhalten werden können,

Fig. 2 eine schematische Darstellung eines Fühlers für die Biegefestigkeit bzw. dynamische Elastizität, der in dem System verwendet werden kann,

Fig. 3 eine idealisierte Darstellung der Struktur eines Luftfahrzeuges zur Erläuterung der Arbeitsweise des Systems,

Fig. 4 eine Darstellung des Systems, welches bei einem einfachen, ferngesteuerten Flugkörper, einem Zieldarstellungsflugzeug oder einem Geschoß angewendet werden kann,

Fig. 5 das System wie es bei einem leichten Flugzeug in Verbundbauweise verwendet wird,

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Pig. 6 das System, wie es zur Flugkontrolle bzw. Flugsteuerung "bei starkem Anstellwinkel und bei der Feststellung von strukturellen Fehlern verwendet wird,

Fig. 7 d^as System, wie es zum Bestimmen der Orientierung für eine Lenkeinrichtung für ein Kanonenkommandogerät verwendet wird,

Fig. 8 das System, wie es bei einem Kampfflugzeug zum Ausführen der Trägheitsnavigation, der Flug-Feuer-Steuerung, der Triebwerk- und Ansaugsteuerung, und zum Feststellen von strukturellen Fehlern verwendet wird,

Fig. 9 ein Blockdiagramm einer Ausbildung des Systems als Flug- und Feuer-Steuersystem, und

Fig. 10 Hyperschall- und Überschallstrukturen mit integrierten aerodynamischen, antriebsmäßigen, strukturellen und trägheitsmäßigen Funktionen, welche durch die Verwendung der Systeme ermöglicht werden.

Fig. 1 zeigt in beispielhafter Weise eine Ausbildung des Systems 10. Das System 10 liefert Daten für Luftfahrzeuge, die beispielsweise eine Trägheitsnavigation des Luftfahrzeuges und eine Steuerung seines Fluges und seines Weges als Waffe ermöglichen, und auch ein bevorstehendes, mechanisches Versagen des Luftfahrzeuges aufgrund von Messungen der Ablenkung oder Biegung von Bauelementen ermöglicht.

Das System 10 umfaßt einen Fühler 12 für den mechanischen Aufbau, welcher körperlich an einem Bauelement des Aufbaus des Flugzeuges oder des Luftfahrzeuges befestigt ist. Der Fühler 12 mißt die Ablenkung oder Biegung des Bauteils, welche

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von den an dem Bauteil wirkenden Kräften herrührt. Die Ausgangssignale 14 des Fühlers 12 werden einem Datenerfassungssystem 16 zugeführt. Das Datenerfassungssystem 16 wandelt die Signale 14 von der analogen in die digitale Form um, gibt die digitalen Signale in einen Speicher und wandelt die Fühlerdaten in Inertialdaten, mechanische und aerodynamische Daten um, um sie bei einem Trägheitsnavigationssystem 18, einem Flug/Feuer-Steuersystem 20, einem Luftdatensystem 22 und einem System 24 zum Feststellen mechanischer Fehler zu verwenden.

Um die erforderlichen Signale 14 zu liefern, muß der Fühler 12 Ablenkungen in der Größenordnung von intermolekularen Abständen, die in der Größenordnung von 10 ⁷ Radian liegen, über eine Bandbreite von 0 bis 10.000 Hz messen oder feststellen.

Der Biegesteifigkeitfühler 26, der in Fig. 2 dargestellt-ist, kann als Fühler 12 verwandt werden und ermöglicht diese genauen Messungen. Der Fühler 26 weist eine Leuchtdiode 28 auf, welche an dem Bauteil S befestigt ist und ihr Licht auf eine Linse 30 lenkt, welche es zur Reflexion durch einen Spiegel 32 kollimiert. Der Lichtstrahl wird durch die Linse 30 hindurch auf einen geteilten Fotowandler 3^ reflektiert, der die durch die Biegung des Bauteils hervorgerufene Änderung der auf ihn fallenden Photonen mißt. Der Fühler 26 führt diese Messung in der Größenordnung von intermolekularen Abständen durch, indem die Verschiebung des reflektierten Strahls auf den geteilten Fotowandler festgestellt und gemessen wird, welche von sehr kleinen an dem Bauteil wirkenden Kräften herrührt. Beispielsweise kann mit dem Fühler die Wirkung festgestellt werden, welche durch Entfernen einer Dollarbanknote von einem Aluminiumstab mit den Abmessungen 1,27 cm χ 5*08 cm χ 30,48 cm hervorgerufen wird. Der Fühler 26 kann nicht nur solche kleinen Ab-

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lenkungen an einem Bauteil messen, sondern er kann auch mit relativ geringen Kosten hergestellt werden. Infolgedessen wird er zur Verwendung im System 10 ein idealer Fühler, da viele Fühler in einem Luftfahrzeug erforderlich sind.

Es wird angenommen, daß die außergewöhnliche Genauigkeit, welche mit'dem Fühler 26 erreicht wird, von seiner äußerst kurzen Ansprechzeit herrührt, welche in der Größenordnung von 1/3 Nanosekunden liegt, die Zeit, welche ein Photon "benötigt, um den optischen Weg zwischen der Leuchtdiode 28 und dem geteilten Fotowandler 3^ zurückzulegen. Dadurch können mit dem Fühler 26 ungefähr 10 ^ unabhängige Messungen "bei einer typischen mechanischen Schwingung von etwa 30 Hz durchgeführt werden. Eine Mittelung dieser Messungen führt normalerweise zu einer 10.000fachen größeren Genauigkeit als die mit der Grundeinrichtung erhaltene Genauigkeit. Die Genauigkeit des Fühlers 26 beträgt bei sehr hohen Frequenzen gut ein Mikron (die Wellenlänge des von der Diode ausgesandten Lichtes) wobei in einem Abstand von ungefähr 0,1 m gemessen wird. Dies zeigt an, daß Messungen in der Größenordnung von 10 Radian bei typischen mechanischen Schwingungen durchgeführt werden können. Genauigkeiten dieser Größenordnung wurden tatsächlich experimentell nachgewiesen.

Es hat sich herausgestellt, daß bei einer solchen Genauigkeit mit dem Fühler 12 im wesentlichen alle mechanischen Ablenkungen bzw. Biegungen gemessen werden können, welche durch entweder Trägheitskräfte, mechanische oder aerodynamische Kräfte an einem Luftfahrzeug hervorgerufen werden. Deshalb können mit dem Fühler 12, wenn dieser mit geeigneten statistischen Methoden verwandt wird, bisher nicht erhaltene Inertialdaten, mechanische und aerodynamische Daten von einem verteilten Fülllersystem erzeugt werden.

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Die Trennung der Trägheitskräfte, der mechanischen und der aerodynamischen Kräfte wird dadurch erreicht, daß die Unterschiede ihrer Wirkungen an dem gesamten Aufbau beobachtet werden. Als Beispiel ist in Fig. 3 ein idealisierter Aufbau eines Luftfahrzeuges gezeigt, um zu erläutern, wie das System Trägheitskräfte, mechanische und aerodynamische Kräfte trennt. In Fig. 3 sind auf jeder der drei Achsen vier Fühleranordnungen. 12 vorgesehen, die auf beiden Seiten des Schwerpunkt befestigt sind, und die Ablenkung bzw. Biegung der Achse in den beiden anderen senkrechten Richtungen mißt.

Eine Trägheitsbeschleunigung ( unter Einschluß der Schwerkraft) längs irgendeiner der drei Achsen x,y,z wird versuchen, den Aufbau symmetrisch und normal zu dieser Achse zu biegen. Winkelbeschleunigungen um irgendeine der drei Achsen χ, y, ζ werden versuchen, den Aufbau .symmetrisch und senkrecht zu der Achse zu biegen. Deshalb ruft eine nach unten gerichtete, lineare Beschleunigung eine nach oben gerichtete Biegung der beiden Tragflächen, des Bugs und des Hecks des Luftfahrzeuges, hervor; eine Winkelbeschleunigung um die x-Achse eine nach unten gerichtete Ab]enkung der rechten Tragfläche und eine nach oben weisende Ablenkung der linken Tragfläche und keine Ablenkung von Bug und Heck ergibt.

Dann ergibt eine asymmetrische Ablenkung der linken und der rechten Tragfläche ohne Ablenkung des Hecks eine Messung für die Winkerbeschleunigung um die X-Achse, während eine nach oben gerichtete Ablenkung des Bugs, des Hecks, der linken und der rechten Tragfläche ein Kass für eins nach unten gerichtete Beschleunigung ist. Deshalb, wenn die Fühler 12-1, 12-2, 12-3, und 12-4 nur eine nach oben gerichtete Ablenkung bzw. Biegung messen, wird dieses Ergebnis als eine lineare Beschleunigung längs der positiven z-Achse ( nach unten) interpretiert.

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Wenn die Fühler 12-1 und 12-5 ein positives Aus gangs signal und die Fühler 12-2 und 12-6 ein negatives Ausgangssignal abgeben, wird dieses als eine Winkelbeschleunigung um die x-Achse interpretiert, welche dem mittleren Ausgangssignal der Fühler proportional ist.

Aerodynamische Daten werden durch die Beobachtung erhalten, daß ihr3 Wirkung hauptsächlich eine Biegung der Tragflächen und des Hecks hervorrufen, während der Bug des Luftfahrzeuges im allgemeinen unbeeinträchtigt bleibt. Ablenkungen der Hotorbefestigung in Schubrichtung können verwandt werden, um aerodynamische Kräfte des Motors bzw. des Triebwerkes zu erhalten.

Aerodynamische und mechanische Kräfte von geringerer Größe und hoher Frequenz, die einer Staffelung, Turbulenzen, dem Ablösen von Wirbelströmungen und Triebwerken zugeordnet sind, werden dadurch erhalten, daß kleine Biegungen des Aufbaus in dem betreffenden Bereich gemessen werden. Die Kopplung zwischen diesen Trägheitskräften und aerodynamischen Kräften geringer Frequenz und den strukturellen bzw. mechanischen und aerodynamischen Phänomenen hoher Frequenz kann ohne weiteres Rechnung getragen werden, da die Kopplung klein ist.

Aerodynamische Kräfte (Luftwiderstand, Auftrieb und Seitenkräfte) erzeugen eine symmetrische Biegung, die dem Quadrat der Geschwindigkeit durch die Luft (Luftgeschwindigkeit) und der Dichte oder dem äquivalenten dynamischen Druck proportional ist, was von der Orientierung des Aufbaus relativ zur Luftmassengeschwindigkeit abhängt. Deshalb wird ein positives Ausgangssignal der Fühler 12-1 und 12-2 ohne ein anderes wesentliches Ausgangssignal als eine aerodynamische Belastung aufgrund einer Geschwindigkeitskomponente in der χ, ζ Ebene (Angriffswinkel) interpretiert. Ein Ausgangssignal von den Fühlers 12_T5

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und 12-6 ohne einen wesentlichen anderen Fühlerausgang wird als eine aerodynamische Ablenkung bzw. Biegung aufgrund einer Luftmassengeschwindigkeit in der x,y Ebene (seitliches Abrutschen) interpretiert. Vier Fühler mit normalen Empfindlichkeitsachsen, die wie dargestellt angeordnet sind, reichen deshalb aus, um jede beliebige Kombination von Trägheitskräften und aerodynamischen Kräften aufzulösen. Tatsächlich ist die kleinste Anzahl von erforderlichen Fühlern gleich neun, wobei die Anzahl der Zustände gekennzeichnet ist. Die redundanten Fühler helfen ganz wesentlich zum Feststellen der mechanischen bzw. strukturellen Ganzheit bzw. Integrität, was im folgenden offenbart bzw. dargestellt wird.

Es gibt im wesentlichen zwei unabhängige Verfahren zum Feststellen eines Fehlers eines Aufbaus, wobei bei einem das Frequenzansprechen eines Aufbaus und deren Änderung mit der Zeit gemessen wird, wobei die durch eine Trägheitsbelastung und eine aerodynamische Belastung hervorgerufene Änderung nicht berücksichtigt wird. Bei dem zweiten Verfahren werden Spannungsquellen in dem Aufbau aufgezeichnet, die durch Riße oder andere strukturelle oder mechanische Fehler hervorgerufen werden. Im folgenden wird nun erläutert, wie die dargestellten Systeme verwandt werden, um beide Funktionen zu erfüllen.

Die meisten Luftfahrzeug-Konstruktionen können als nahezu elastische Systeme betrachtet werden. Selbst Konstruktionen, die aus zusammengesetzten Werkstoffen gebildet sind, haben Schwingungseigenschaften, die wohl definiert und wiederholbar sind. Es ist sowohl analytisch als auch experimentelL bekannt, daß die natürlichen Schwingungsmoden einer Struktur bzw. Konstruktion unterschiedlich, wohl definiert und eine Funktion der Abmessungen der Konstruktion, der Materialeigenschaften

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und der mittleren Belastung sind. Irgendwelche Änderungen dieser Faktoren ändert die Eigen- Frequenzen und die zugeordneten Schwingungsmoden der Konstruktion.

Mit von den Breitbandfühlern 12 gemessenen bzw. festgestellten Informationen können die Änderungen der Frequenzen der natürlichen Moden der Konstruktion aufgrund der Änderung physikalischer Abmessungen, der Belastung und innerer Materialeigenschaften mit Hilfe des Datenerfassungssysteas oder Mikroprozessors 16 festgestellt werden. Jede Struktur bzw. Konstruktion hat einen bestimmten bzw. deutlichen Satz von Eigen- Frequenzen bei einer gewissen Belastung und hat somit ein wohldefiniertes Ansprechen auf Impulse bzw. Kraftstoße, wenn die Konstruktion neu und nicht ermüdet ist und wenn keine Riße vorliegen. Wenn Änderungen auftreten, wie z.B. eine Rißbildung oder eine Ermüdung wird sich das Ansprechen auf Impulse aufgrund der sich ändernden Eigen-Frequenzen der Konstruktion ändern. Mit Hilfe des Mikroprozessors 16 werden die durch die Belastung an der Konstruktion hervorgerufenen Wirkungen entfernt und die verbleibenden Änderungen sind Änderungen der strukturellen Eigenschaften mit Ausnahme der Temperatur zuzurechnen. Diese kontinuierliche Identifizierung von entweder dem Impulsansprechen oder äquivalent dem Frequenzspektrum der Konstruktion ermöglicht eine Identifizierung bzw. das Feststellen von strukturellen Veränderungen von wahrnehmbarer bzw. merklicher Größe.

Um ein aktives Feststellen von Rissen bei einem Luftfahrzeug durchzuführen, welches im Hinblick auf ein Festigkeit-Gewicht-Verhältnis optimalisiert worden ist, wobei viele Bauteile nahe ihrer mechanischen Grenzen arbeiten bzw. eingesetzt sind, ist ein Realzeit-Vorgehen erforderlich. Bei einem solchen Luftfahrzeug werden als Materialien z.B. Aluminium, Fiberglas und moderne Zusammensetzungen verwandt,

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deren Ermüdung die nutzbare Lebensdauer des Luftfahrzeuges verringert. Wenn ein solches Luftfahrzeug einer unbeabsichtigten, schädlichen Belastung ausgesetzt wird oder wenn das Material der Konstruktion einen unerwarteten Materialfehler aufweist, kann das Auftreten eines strukturellen Fehlers zu einem katastrophalen Ergebnis führen. Äußerst kleine Risse in der Konstruktion können eine zeitige Warnung für einen solchen Fehler geben. Diese äußerst kleinen Risse können innerhalb einer relativ kurzen Zeit zu einem strukturellen Fehler führen. Das herkömmliche Verfahren zum Feststellen von Rissen bei Luftfahrzeugen umfaßt eine visuelle und/oder elektronische Untersuchung des Luftfahrzeuges am Boden. Da äußerst kleine Risse bei dieser Art von Konstruktionen bzw. Strukturen von großer Bedeutung sind, sind die Untersuchungen teuer und relativ wenig wirkungsvoll.

Ein aktives Feststellen von Rissen umfaßt das Feststellen dieser äußerst kleinen Risse, wenn sie während des Fluges auftreten. Die Rißbildungen führen zu einer wesentlichen Freigabe von Formänderungsenergie. Das Freigeben kann durch die Fühler 12 festgestellt werden, und wenn es mit dem Mikroprozessor 16 aufgezeichnet wird, kann das Auftreten des Risses von den Wirkungen von Trägheitskräften und aerodynamischen Kräften getrennt werden, welche gleichzeitig die beobachtete strukturelle Auslenkung hervorrufen.

Risse treten in einem Material mit dem Versuch auf, die durch einwirkende Kräfte hervorgerufene Spannung zu verringern. Dies hat ein Freisetzen von Verformungsenergie zur Folge. Diese Energie wird im wesentlichen in zwei Formen verbraucht: 1) zur Bildung der Oberfläche des Risses und 2) als kinetische Energie zur Rißfortpflanzung.

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Es ist "bekannt, daß die Rißgeschwindigkeit wesentlich kleiner als die Schallgeschwindigkeit in dem Material ist. Beispielsweise "beträgt in Aluminium die Rißgeschwindigkeit nicht mehr als 3/10 der Schallgeschwindigkeit in dem Material. Deshalb, wenn sich ein Riß nur über eine kurze Strecke fortpflanzt, ist der akustische Fehler "bereits durch die Struktur hindurch übertragen und von dem Fühler 12 festgestellt worden. Dieses Phänomen ist das gleiche wie bei einer Explosion in der Luft, bei der sich die Stoßwelle wesentlich schneller als die Explosionsprodukte fortpflanzt.

Materialien wie Glas zeigen bei Raumtemperatur einen spröden Bruch. Das gleiche gilt nicht beispielsweise bei Metallen, die selbst bei sehr niedrigen Temperaturen durch Gleiten an den Kristallgrenzen (slip) und Zwillingsbildung verformt werden können. Man hat beobachtet, daß selbst dann, wenn ein Metall aufgrund einer interkristallinen Sprödigkeit versagt, eine gewisse plastische Verformung nahezu stets vor dem Bruch auftritt. Metalle brechen deshalb nicht aufgrund bereits bestehender Risse, sondern in vielen Fällen aufgrund von Spaltrissen, die ihren Ursprung in plastischen Verformungsvorgängen haben. Gegenwärtige Theorien bevorzugen die Idee von Verschiebungswechselwirkungen, welche Spaltkeime hervorrufen. Versetzungen bzw. Verschiebungen an verschiedenen Glextebenen können sich kombinieren, so daß neue Versetzungen an der Bruchebene gebildet werden, wodurch sich ein Spalt öffnet. Andererseits kann das Gleiten an einer gegebenen Ebene durch eine Art von Schranke verhindert bzw. aufgehalten werden, was zu einem Anhäufen von Versetzungen führt, was wiederum ein Keim für einen Spalt bildet. Ein Gleithindernis muß sehr fest sein, so daß es der großen Spannung am Kopf der Anhäufung der Versetzungen standhalten kann. Verformungszwillinge und Korngrenzen sind

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BAD OR|g|N_ftt

Hindernisse mit ausreichender Festigkeit, um der starken Spannung bzw. Belastung standzuhalten.

Deshalb wird in Materialien xiie Metallen Energie aufgrund der plastischen Verformung zusätzlich zur Rißbildung verlorenVenn während der Bewegung eines Risses "■· eine Verschiebung stattfindet, so wird Energie durch die Keimbildung und Bewegung von Versetzungen absorbiert, Wenn die zum Überwinden einer plastischen Verformung erforderliche Energie zu groß wird, kann sich der Riß verlangsamen und anhalten. Somit ist die Feststellung dieser Risse, nachdem sie aufgetreten sind, eine sehr schwierige Aufgabe. Zum Zeitpunkt der Rißbildung jedoch ist die Energiefreisetzung merklich, was durch ein Freiwerden von Formänderungsarbeit bzw. Formänderungsenergie augenfällig wird. Diese Energiefreisetzung wird leicht betriebene hochfrequente Moden erregen und akustische Wellen innerhalb des Materials hervorrufen. Wegen des Frequenzansprechens des Fühlers 12 kann diese Energiefreisetzung ohne weiteres festgestellt werden. Wegen der Schärfe des Impulses können Laufzeittechniken verwandt werden, um die ungefähre Lage des akustischen Impulses aufzufinden.

Gewisse Eigenschaften des Luftfahrzeuges, welche sich während seiner Lebensdauer langsam ändern, v/ie z.B. die Elastizität verschiedener struktureller Teile, können ursprünglich geeicht werden, indem Biegungen bei Versuchen am Boden untersucht werden, und anschließend können die Frequenzen und Formen der Schwingungsmoden fortlaufend überwacht werden. Ein drohender struktureller Fehler kann durch Änderungen dieser Hodus-rFormen und Frequenzen in einer Weise beobachtet werden, welche aufgrund der Trägheit sbelastung und aerodynamischen Belastung nicht vorhergesehen ist.

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Eine anfängliche Eichung der aerodynamischen Koeffizienten kann erfolgen, indem das Luftfahrzeug auf vorgeschriebenen Wegen geflogen wird, wie mit hoher Geschwindigkeit Anrollen zum Start und Starten, welches mit einem unmittelbaren Landen auf der gleichen Rollbahn endet, nach Möglichkeit in entgegengesetzten Richtungen, um den Windeinfluß auszuschließen, nachdem solche vorgeschriebenen Manöver wie Durchsacken, Wenden und Hochgeschwindigkeitsdurchgänge durchgeführt worden sind. Änderungen der aerodynamischen Koeffizienten aufgrund von Umweltbedingungen wie Regen oder Eis können dann als Biegeänderungen beobachtet werden, ohne daß Elastizitätsänderungen zugeordnet sind, wie sie durch die strukturelle Frequenz der Eigenschwingung beobachtbar ist. Schnell veränderliche Variablen wie die Luftfahrzeugmasse, können anfangs kalibriert bzw. geeicht werden, indem Biegungen an dem Fahrwerk und den Abstützpunkten auf dem Boden beobachtet werden, und anschließend können jene abgeschätzt werden, indem Triebwerks- bzw. Motor-Perioden gezählt und Änderungen der Formen und Frequenzen der Moden, welche der Treibstoffleerung zugeordnet sind, beobachtet werden.

Mit diesen Methoden können strukturelle Biegungen, welche durch eine aerodynamische Belastung (Steigen, Seitenkraft und Luftwiderstand), eine Trägheitsbelastung (Beschleunigungsbelastung), eine thermische Belastung, eine Belastung aufgrund von Triebwerkschwingungen, eine momentane aerodynamische Belastung und die Bedienung von Untersystemen des Luftfahrzeuges (d.h. Steuerung der Strömungsbremsen, des Fahrwerks, von Klappen und des Triebwerks) wirkungsvoll getrennt werden. Ein weiteres Merkmal des beschriebenen Systems besteht in einer Kalibrations- bzw. Eichungsmethode, die zum Erhalten

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dieser Ergebnisse erforderlich, ist. Es ist äußerst schwierig, die Struktur so zu eichen, daß eine vernünftige Sicherheit gegeben ist, daß die richtigen Kraftkomponenten identifiziert worden sind. Eine kontinuierliche Eichungstechnik muß durchgeführt werden.

Es ist ferner möglich, daß durch eine ungeeignete Fühlerlage gewisse.strukturelle Moden verfehlt werden. Ein anderes Merkmal des beschriebenen Systems ist ein Verfahren zum anfänglichen Auswählen solcher Fühlerlagen und anschließend zum Verbessern dieser Lagen, um eine Auflösung der angewandten Trägheitstruktur der aerodynamischen Kräfte zu erhalten. Ein weiteres Merkmal besteht in der Möglichkeit, Luftfahrzeuge erneut zu konstruieren, um eine "bessere Integration von verschiedenen aerodynamischen, antriebsmäßigen, strukturellen und trägheitsmäßigen Untersystemen zu erhalten.

Die Ausgan gsimpulse der Fühler werden dem Datenerfassungssystem 16 zugeführt, wo sie verarbeitet und in Daten umgewandelt werden, die von den Bedienungssystemen des Luftfahrzeuges, wie des Trägheitsnavigationssystems 18, des Flug-Feuer-Kontrollsystems 20, des Luftdatensystems und des Systems 24 zum Feststellen von strukturellen Fehlern verwendet werden können.

Die rohen Daten in der Form von Signalen 14 werden von dem Fühler 12 zu dem Datenerfassungsystem oder Mikroprozessor 16 geliefert. Das System 16 nimmt die Interpretation, Be- \tfertung und Korrektur der rohen Daten vor. Das System führt diese Funktionen in Übereinstimmung mit den folgenden Kriterien durch:

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1) Das System 16 muß fällig sein, die Daten von jedem Fühler 12 mit einer Geschwindigkeit erfassen und speichern lcönnen, welche mit dem Eingangssignal-Frequenzinhalt kommensurabel ist. Um die geringsten Geschwindigkeiten zu erfüllen, welche von der gültigen Theorie vorbestimmt sind, muß die Geschwindigkeit über 30.000 Werten pro Sekunde liegen.

2) Das Intervall zwischen Meßwerten (sample.points) muß genau gesteuert werden und nur von einem Realzeittakt abhängen.

3) Die absolute Zeit eines jeden Meßwertes muß bekannt sein.

4) Das System muß auch auf Eingänge außerhalb des normalen Wertbereiches in einer solchen Weise reagieren können, daß es gegenüber falschen Deutungen gesichert ist.

5) Ein anpassungsfähiges Verarbeiten muß für den FaIl vorgesehen sein, daß Anomalien in dem Eingangsdatenstrom auftreten. Dieses Verfahren muß so vorgesehen sein, daß es ohne Berücksichtigung der Taktzeit durch das Ereignis ausgelöst wird.

6) Das System muß asynchrone Eingänge von verschiedenen Quellen mit der Grundlage einer strengen Prioritätsstruktur zulassen.

7) Ein oznamisches Herauf- oder Heruntersetzen und/oder eine erneute Berechnung muß möglich sein.

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Alle diese Anforderungen werden von zur Verfugung stehenden Konfigurationen des RTD-99 Datenerfassungsrechners erfüllt, welcher von der Research, Analysis and Development, Inc. of Golorade Springs, Colorado, U.S.A. hergestellt und verkauft wird. Spezielle Konfigurationen werden durch die "Übertragungsgeschwindigkeit des speziellen Systems und die Größe der Fühl erreih en "bestimmt.

Aufwendige Rechnung und/oder große Datenübertragungsgeschwindigkeiten, welche von dem System 16 gefordert werden, "benötigen Untersysteme, deren Ausgestaltung eine Übertragung von Fühlerdaten zu dem Rechenuntersystem ohne eine Wechselwirkung mit den grundlegenden Realzeit-Anforderungen des gemessenen ( sampled) Datenstroms erlauben. Der vorhergehend erwähnte RTD-99 Rechner ermöglicht diese Verbindung und gestattet ein erneutes Festsetzen der Durchlaufzeit, welches auf vielfachen Ordnungen von absoluten Prioritätsbedingungen basiert.

Zusätzlich zu den obigen Grenzen gestattet das System 16 eine flexible Übertragung von verarbeiteten Fühlerdaten zu Systemen, welche eine spezielle Interpretation der Daten durchführen, um eine nützliche Information zu erzeugen (d.h. Luftdatensysteme 22, Fehlersystem 24 und Flug-Feuer-Steuersystem 20 , deren Ausgestaltung für den Durchschnittsfachmann offensichtlich ist).

In jedem dieser Systeme wird eine anwendbare Information geschaffen, wie sie benötigt wird. Dem Luftdaten-Berechnungssystem 22 werden alle die erforderlichen Fühlerdaten zugeführt, um aerodynamische Kräfte zu bestimmen, wie die Luftgeschwindigkeit. Dem System 24- für strukturelle Fehler werden Daten über Kräfte und Zeiten zugeführt, um strukturelle

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Zeitabläufe festzulegen. Die Systeme für die Trägheitsnavigation 24 und die IFlug-IFeuer-Steuerung 20 benötigen Daten über Kräfte und Geschwindigkeiten, Vielehe für spezielle Achsen zerlegt sind und nur für jene verringerten Dateneingänge vorgesehen sind.

Pig. 4- zeigt in "beispielhafter Weise ein relativ einfaches Luftfahrzeug, wie ein ZiäLdai'stellungsflugzeug, ein ferngesteuerter Flugkörper oder Geschoß. Die Größen der ersten asymmetrischen und symmetrischen Moden werden verwandt, um auf Trägheits- und aerodynamische Kräfte in einer V/eise zu schließen, welche nicht wesentlich von der idealisierten Struktur gemäß Fig. 3 verschieden ist. Bekannte Winkelbewegung-Geschwindigkeitsfühler 36? wie solche vom magnetischen oder kapazitiven Typ, können für ein Ansprechen mit hoher Frequenz verwandt werden. Veiter wird eine Biegung der Triebwerksbefestigungen verwandt, um auf die Winkelgeschwindigkeit in zwei zum Drehmoment des Triebwerks bzw. des Motors senkrechten Achsen zu schließen. Ablenkungen in der Richtung des Drehmoments werden verwandt, um die aerodynamische Schubkraft des Antriebsegregates zu bestimmen. Die Winkelgeschwindigkeit um die Drehmomentachse des Antriebsaggregates kann mit einem bekannten Hector Schuler-Pendel 40 bestimmt werden. Weiter können elektrostatische Wandler 42 und •elektromagnetische Wandler 44 verwandt werden, um Messungen zu erzeugen, die beim erneuten Beginn der hauptsächlichen Geschwindigkeit bei den Beschleunigungsmessungen helfen, die von dem System 10 geliefert werden. Das offenbarte System stellt das einzige bekannte Verfahren dar, genaue Trägheitsmessungen und aerodynamische Messungen zu er-

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zeugen, die mit den geringen Kosten dieser Luftfahrzeuge wirtschaftlich übereinstimmen.

Fig. 5 zeigt in der Form eines Beispiels das System, wie es bei einem leichten Flugzeug der General Aviation eingesetzt wird. Hier ist die zusätzliche Funktion der Erfassung der strukturellen Ganzheit zu dem vorhergehend beschriebenen System hinzugefügt. Das System erzeugt nicht nur Trägheitsdaten und aerodynamische Daten für die Trägheitsnavigation und die genaue Flugsteuerung in Übereinstimmung mit den Kosten eines solchen Flugzeuges, sondern die Erfassungstechnik der strukturellen Integrität gestattet das Feststellen von drohenden Fehlern. Dies ermöglicht dies einzige wirtschaftlich, durchführbare Verfahren, um aerodynamisch und strukturell wirkungsvoll "Verbundstrukturen abzusichern.

Fig. 6 zeigt in beispielhafter Weise, wie das System für Flug-Steuerungsfunktionen bei großem Anstellwinkel verwandt wird. Hier besteht die Aufgabe nicht nur darin, Trägheitskörpergeschwindigkeiten und -Beschleunigungen zur Vervrendung in dem Flugsteuerungssystem festzustellen sondern das Aufprallen des Wirbelablösungsblattes 4-6 von dem Flügel auf das Heck 4-8 zu messen. Ohne die Verwendung von verteilten Fühlern 12, die so kleine aerodynamische Messungen durchführen können, ist das Feststellen eines drohenden, außer Kontrolle Manövers unmöglich.

Fig. 7 zeigt in beispielhafter Weise, wie das System für eine Orientierungs- und Geschwindigkeitsmeßeinrichtung für einen Zielverfolger in einem modernen Feuer-Kommandogerät eingesetzt ist. Hit dem Fühler 12 wird die Orientierung und Geschwindigkeit der Zielverfolgungsbaugruppe relativ zu der Bezugsachse des zentralen Feuer-Steuerungsrechners gemessen. Eine strukturelle Biegung in der Größenordnung von 10 mrad beeinträchtigt wesentlich die Fähigkeit des Kanonen-Kommando-

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geräte, die Zielposition, Geschwindigkeit und Beschleunigung mit der Genauigkeit zu bestimmen, wie sie zur Feuerkontrolle erforderlich ist. Das vorliegende System wird infolgedessen benötigt, um dieses Feuer-Steuerungssystem zu vervollkommnen.

Fig. 8 zeigt in beispielhafter Weise, wie das System bei einem F-15 Hochleistungskampfflugzeug verwendet wird. Das System 10 führt die vorhergehend angegebene Trägheitsnavigation 18, die Flug-Feuer-Steuerfunktionen 20 zusammen mit der Triebwerkseinströmung-Steuermessung 52 und der Messung 24 zum Feststellen von strukturellen Fehlern .durch. Die kleinen Biegungen bzw. Ablenkungen im Bereich der Einströmung soff nung werden genutzt, um die Stelle der Stoßwelle festzustellen und kleine Fehler bzw. Mangel der einzelnen Drähte bzw. Seillitzen der Hochleistungs-Verbundstruktur festzustellen. Das System 10 stellt das einzige bekannte Verfahren dar, Meßwerte zu erhalten, um diese Funktionen bzw. Aufgaben in Übereinstimmung mit den Anforderungen an das Betriebsverhalten bzw. die Flugleistung des modernen Kampfflugzeuges auszuführen.

Fig. 9 zeigt in beispielhafter V/eise, ein Blockdiagraiam, eines Flug-Feuer-Kontrollsystems, bei dem das System 10 genutzt wird, um nicht nur Trägheitsmessungen und aerodynamische Messungen durchzuführen,sondern auch um eine aerodynamische Kontrollmessung vorzunehmen und die entsprechenden aerodynamischen Koeffizienten des Luftfahrzeuges zu bestimmen. Es wird auch benutzt, um die Streuung der Kanone abzuleiten. Das System 10 ermöglicht, verschiedene und funktioneile Feuer-Flug-Kontrollen wie sie dargestellt sind, auszuführen.

Fig. 10 zeigt in beispielhafter Weise, zwei Strukturen bzw. Ausbildungen, und zwar eine Ultraschallstruktur 54 und eine Hyperschallstruktur 56, bei denen aerodynamische

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a-ntriebsmäßige, Flugsteuerungs-und Navigationsfunktionen in einer Weise zusammengefasst sind, welche nur "bei einer Verwendung des hier offenbarten Systems möglich ist. Solche Flugkörper sind hinsichtlich ihrer Betriebsleistung, Sicherheit und Kosten wesentlich gegenüber vergleichbaren, herkömmlichen Flugkörpern verbessert.

Mit den beschriebenen Systemen könnendaher Trägheitskräfte, aerodynamische und strukturelle Kräfte, welche auf einen Flugkörper einwirken, für Trägheitsnavigatoren, für die Flugsteuerung bzw. Kontrolle, für die Feuerkontrolle, für Luftdaten, für den Betrieb bzw. das Verhalten des Triebwerkes und für strukturelle Fehler-Untersysteme in einer bisher unbekannten Weise erhalten bzw. abgeleitet werden. Diese Systeme liefern Messungen für wirtschaftliche Trägheitsnavigatoren, wirkungsvolle Kanonen-Kommandogeräte, für mögliche Flug-Kontrollsysteme bei großen Anstellwinkeln und für wirkungsvolle Systeme zum Feststellen von strukturellen Fehlern. Die Systeme ermöglichen die Konstruktion von äußerst stark integrierten Flugkörpern, wodurch eine sehr wesentliche Verbesserung im Hinblick auf die aerodynamische, antriebsmäßige, strukturelle und Navigationsleistung- bzw. Leistungsvermögen erzielt wird.

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Claims

PA -." E N τA M WX. LT E

A. GRUNECKER

*>M_-ING.

H. KINKELDEY

DR-JNG

W. STOCKMAlR

Da-ING-AeE(CALTtCH)

K. SCHUMANN

DR FER NAT - DIPL-PHYS

P. H. JAKOB

G. BEZOLD

DR RERNAT- DiPL-CHEM.

8 MÜNCHEN 22

MAXIMILIANSTRASSE 43

PH 13 758-46 /L 10. Mai 1979

RESEARCH AIiALYSIS & DEVELOHiEEJT, IBrCOEPOEATED

- 204 ITorthpark Drive, Colorado Springs, Colorado

8Ο9Ο7, USA

Pat entansprüche

Verfahren zum Erzeugen von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten für ein Luftfahrzeug, welche von Messungen der strukturellen Biegung bzw. Ablenkung des Luftfahrzeuges abgeleitet werden, dadurch g ekennz eichnet, daß die an der Struktur wirkenden bzw. angreifenden Kräfte gemessen werden, indem die Größen der Biegungen der Struktur festgestellt werden, welche durch die angreifenden Kräfte bewirkt werden, daß Signale erzeugt werden, welche die Richtung und Größe der strukturellen Biegung anzeigen, und daß vorbestimmte Signale aufgrund der Lage der angreifenden Kräfte relativ zu der Struktur ausgewählt und gesammelt werden, um Daten zu erzeugen, durch die die Wirkung der Kräfte an dem Luftfahrzeug bzw. Flugkörper angezeigt werden»

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TELEFON {OBS) 22 38 62

TELEX OS-2S3SO

TELEGRAMME MONAPAT

TELEKOF'IERER
2. Verfahren nach Anspruch. 1, dadurch gekennz eichn e t , daß beim Messen Biegungen bzw. Ablenkungen der Struktur in der Größenordnung von 10"^ rad im Bereich von relevanten strukturellen Schwingungsfrequenzen festgestellt werden.
3- Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet , daß Signale ausgewählt werden, welche strukturelle Biegungen bzw. Ablenkungen um die Hauptachsen des Luftfahrzeuges zum Anzeigen der 'Trägheitsbewegung, der aerodynamischen und strukturellen Bewegungen des Luftfahrzeuges um diese Achsen angeben bzw. darstellen.
4-. Verfahren nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 3i dadurch gekennzeichnet , daß die durch Messen der strukturellen Biegung an einer, besonderen Stelle der

^{D σ} /werαen

Struktur erhaltenen Daten ausgewertet und der Bereich der gemessenen strukturellen Biegung erneut festgelegt wird, um relevantere angreifende Kräfte zu erhalten, welche auf die Struktur wirken.
5- System zum Liefern von Trägheitsdaten, strukturellen und aerodynamischen Daten aus der Biegung der Baustruktur eines Luftfahrzeuges, die durch die an der Struktur angreifenden Kräfte hervorgerufen wird, insbesondere zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Fühler (12,26), welche an der Struktur befestigt und derart betreibbar sind, daß sie Signale erzeugen, welche der Richtung und der Größe der Biegungaids? Struktur proportional sind, die einer an dieser angreifenden Kraft zugeordnet sind, und durch eine Datenverarbeitungseinrichtung (16) zum Feststellen und Abtrennen von Signalen von ausgewählten Fühlern (12,26) und zum Umwandeln dieser ausgewählten Signale in Trägheitsdaten, strukturelle und aerodynamische Daten.

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6. System nach Anspruch 5» dadurch gekennz eichn e t , daß durch die Fühler (12,26) die Biegung der Struktur in der Größenordnung von 10""" rad innerhalb eines Bereiches von 0 bis 10.000 Hz messbar sind.
7· System nach Anspruch 6, dadurch gek ennze i c h n e t , daß jeder Fühler (26) eine Lichtquelle (28), eine von der Lichtquelle (28) in axialer Richtung beabstandete, reflektierende Oberfläche (32), eine Linse (30) zum Kollimieren von Licht auf der reflektierenden Oberfläche (32) und eine geteilte, fotogalvanische Zelle (3^) umfaßt, welche nächst der Quelle (28) und mit axialem Abstand von der reflektierenden Oberfläche (32) angeordnet ist, wodurch durch den Fühler (26) ein Signal erzeugbar ist, welches einer Verschiebung des Auftreffbereiches des reflektierten Lichtes auf der Zelle (34) proportional ist, wobei die Verschiebung van einer strukturellen Biegung abhängt.
8. System nach Anspruch6.oder 7? dadurch gekennzeichnet , daß die Fühler (12,26) relativ zu der/den Achse(n) des Luftfahrzeuges angeordnet sind, wodurch eine Auswahl der von den Fühlern (12,26) erzeugten Signale Sräg™ heitsdaten, aerodynamische Daten und strukturelle Daten liefert.
9» System nach mindestens einem der Ansprüche 5 fois 8_S dadurch gekennzeichnet , daß die Fühler (12,26) relativ zu der Baustruktur bzw» Struktur angeordnet sind, um Daten durch die Signale zu liefern, die für die Ganzheit bzw. Unversehrtheit der Struktur kennzeichnend sind.
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