DE4240600C1

DE4240600C1 - Verfahren zum Erkennen von Strukturschwächen von Flugzeugen

Info

Publication number: DE4240600C1
Application number: DE4240600A
Authority: DE
Inventors: Otto Sensburg; Heinz Dr Hoenlinger
Original assignee: Deutsche Aerospace AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1992-12-03
Filing date: 1992-12-03
Publication date: 1994-06-09
Anticipated expiration: 2012-12-04

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Erkennen und Bewerten von Struk turschwächen von Flugzeugen entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Ein solches Verfahren ist für den Fall "Sinussignale" aus der DE-OS 26 52 361 bekannt. Dabei wird das Flugzeug einer vorgegebenen räumlichen Verteilung von Kräften unter Verwendung von mit Rüttlern gekoppelten Er regersignalen ausgesetzt. Zur Messung der Antwortsignale, die durch Si nussignale erzeugt werden, sind Beschleunigungsmesser als Sensoren vor handen. Die Schwingungserzeugung erfolgt durch einen Generator. Es ist auch bekannt, die angelegten Schwingungssignale in einem Analog/Digital-Konverter zu digitalisieren. Die Aufgabe dieser bekannten Einrichtung besteht darin, ein Strukturanalysensystem anzugeben und die Transferfunktion eines Flugzeugs zu bestimmen. Eine Weiterverar beitung der Schwingungscharakteristik zum Erkennen von Strukturschwächen ist insofern vorgesehen, als daran gedacht wird, instabile Vibrationsschwingungsformen zu dämpfen oder durch Änderung der Konfiguration des Flugzeugs zu vermeiden.

Aus dem Firmenprospekt JN 6506-0105/86 der Fa. Gen Rad, Milpitas, CA, USA "VIBRATION TESTING AND ANALYSIS" 1986 ist bekannt, die Schwingungs prüfung von Flugzeugen mit Gleitsinus vorzunehmen. Aus D. J. Inman, VIBRATION with Control, Measurement and Stability, Englewood Cliffs, USA, 1989, S. 12, 13, 184, 185, 204, 205, 294, ist bekannt, bei der Schwingungs prüfung eine Modal-Analyse vorzunehmen und eine Finite-Elemente-Modell aufzustellen. Aus "SHOCK AND VIBRATION HANDBOOK", C. Harris and E. Crede, eds 2. Auflage, McGraw-Hill Book Co./New York, 1976, S. 18-30, 18-31, 27-1, 27-2, 27-3, sind Finite-Elemente-Programme bekannt. Die Bestim mung einer Transferfunktion im Zusammenhang mit der Modal-Analyse ist aus der DE-PS 25 32 801 bekannt. Aus Materialprüfung 12 (1970), Nr. 11, November, Seiten 369 bis 372, ist die Steuerung von Schwingungsprüfma schinen durch Prozeßrechner und die Verwendung von Rauschgeneratoren be kannt. Aus "The Journal of the Acoustical Society of America", Vol. 41, Nr. 4, 1967, S. 840-848, ist die Verwendung von Gleitsinus- und Rauschgeneratoren bei der Schwingungsprüfung bekannt. Aus der DE 38 17 777 A1 ist bekannt, bei der Schwingungsprüfung von einer Welle mit Rotor (Prüfling) ein Modell des Prüflings zu verwenden und daran Defekte anzubringen.

Ausgehend von einem Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 ist es die Aufgabe der Erfindung, dieses Verfahren derart weiterzubilden, daß damit Schäden am Flugzeug erkannt und lokalisiert werden können und die Restfestigkeit ermittelt werden kann.

Ausgehend von einem Verfahren zum Erkennen und Bewerten von Struktur schwächen von Flugzeugen der eingangs angegebenen Art, wird diese Aufga be erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Strukturschwächen Struktur schäden sind, daß Gleitsinussignale konstanter Amplitude bzw. Rauschsi gnale verwendet werden, daß ein Finite-Elemente-Modell der Flugzeug struktur aufgestellt wird, dessen Schwingungsformen berechnet werden und als Referenz-Schwingungsformen dienen, daß die aus der Modal-Analyse ge wonnenen Schwingungsformen mit den zugehörigen Referenz-Schwingungsfor men verglichen und Abweichungen ermittelt werden, daß beim neuen Flug zeug bei Abweichungen das Finite-Elemente-Modell angepaßt wird, aber beim gebrauchten Flugzeug aus den Abweichungen gegenüber dem Finite-Ele mente-Modell Schäden lokalisiert werden, daß die lokalisierten Schä den ins Finite-Elemente-Modell übernommen werden, die Festigkeit des schadenbehafteten Finite-Elemente-Modells berechnet und als Restfestig keit des Flugzeugs angesetzt wird.

Der große Vorteil besteht darin, daß jederzeit eine Struk turdiagnose am Flugzeug durchgeführt werden kann, wobei eine Bestimmung von Strukturschäden und der Restfestigkeit der Schadensstelle vorgenom men wird. Somit kann das Verfahren nach jedem Flug durchgeführt werden, wodurch der Wartungsaufwand deutlich reduziert werden kann. Weiterhin kann das Verfahren auch bereits bei der Entwicklung von Flugzeugen an Prototypen angewendet werden, um Strukturen mit zu hoher oder zu niedri ger Festigkeit zu erkennen und damit an Strukturgewicht zu sparen.

Als Sensoren zum Messen der erregten Schwingungen werden gemäß Anspruch 3 zweckmäßig Beschleunigungsmesser oder Dehnungsmeßstreifen verwendet, von denen gemäß Anspruch 4 minde stens zwei in jede Tragfläche oder gemäß Anspruch 5 in den Rumpf eingebaut werden. Der Prozessor ist zum Weiterverarbeiten der erzeugten Schwingun gen und zum Vergleich von im Prozessor umgewandelten Eigenschwingungs formen mit Referenz-Schwingungsformen eines Finite-Elemente-Modells der Flugzeugstruktur zum Feststellen und Erkennen der Schäden und von zu er mittelnder Restfestigkeit erforderlich.

Die Erfindung wird nachstehend anhand der Zeichnung in einem Ausführungsbeispiel näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 den Ablauf eines Verfahrens zum Erkennen und Bewerten von Struk turschäden an einem Flugzeug;

Fig. 2 Erläuterung des Prinzips des Verfahrens an einem Biegebalken und

Fig. 3 Darstellung der Transferfunktionen des Biegebalkens von Fig. 2.

Ein Flugzeug 1 hat einen Rumpf 2 und zwei Tragflächen 3 und 4. An jeder der Tragflächen 3 und 4 sind vier Beschleunigungsmesser 5 adaptiert. Die Tragflächen 3 und 4 werden in nicht dargestellter Weise über Ruderstell motoren von Querruderflächen 6 und 7 mit einem Gleitsinussignal konstan ter Amplitude P symmetrisch erregt. Das Gleitsinussignal konstanter Am plitude hat eine variable Frequenz. In dem Blockdiagramm der Fig. 1 ist schematisch der Verfahrensablauf dargestellt, der programmiert in einem im Rumpf 2 eingebauten Prozessor 8 abläuft. Infolge Erregung der Trag flächen 3 und 4 durch das Gleitsinussignal konstanter Amplitude P werden in den Sensoren 5 Antwortsignale A erregt. Im Prozessor 8 werden die Sensorsignale digitalisiert und es wird zu jedem Sensorsignal A eine Transferfunktion F(jω) als Quotient von Sensorsignal A zum Gleitsinus signal konstanter Amplitude P gebildet. Die Transferfunktionen F(jω) werden mit Modal-Analyse weiterverarbeitet, wobei die gemessenen Trans ferfunktionen F(jω) durch mathematische Funktionen aproximiert wer den. Die mathematischen Funktionen werden verwendet zur Berechnung von Eigenschwingungsformen. Die berechneten Eigenschwingungsformen werden mit einer Referenz-Schwingungsform eines dynamischen Finite-Elemente- Modells der Flugzeugstruktur verglichen, das zur Entwicklung des Flug zeugs erstellt und bei der Flugversuchserprobung verwendet wurde. Bei Abweichungen werden die Eigenschwingungsformen am Finite-Elemente-Mo dell angepaßt und es werden aus den Abweichungen gegenüber dem Finite- Elemente-Modell die Schäden lokalisiert sowie durch Vergleich mit dem Sollwert der Struktur die Restfestigkeit an der Schadensstelle ermittelt.

Angenommen, es sei am Tragflügel 3 eine beschädigte Stelle 9 ermittelt worden, bei der noch eine Restfestigkeit von 70% vorhanden ist. Als Konsequenz daraus darf vor der Ausbesserung der Stelle 9 die Tragfläche nicht mehr so hoch belastet werden. Der Pilot darf z. B. bei Flugmanövern das Flugzeug an Stelle von 9 g nur noch mit 6,3 g belasten.

In Fig. 2 ist das Prinzip des in Fig. 1 erläuterten Verfahrens an einem Biegebalken 11 dargestellt, dessen Masse M durch die dargestellten Kur ven symbolisiert ist. Bei einer Belastung schwingt der unbeschädigte Biegebalken 11 in die dargestellten Endstellungen 11a nach oben und un ten aus, dabei ist der Ausschlag nach unten die Grundbiegung und nach oben die Oberbiegung des Balkens 11. Die auftretende gedämpfte Schwin gung beträgt f(t) = mx + dx + cx. Dabei ist mx die Masse, dx die Dämp fung und cx die Steifigkeit. Ein beschädigter Balken hat eine bei der gleichen Belastung entsprechend den Kurven 11b nach oben und unten um den Betrag ΔX größere Schwingungsweite. Die auftretende gedämpfte Schwingung ist in dem Diagramm der Fig. 3 gezeigt, in der in Abhängig keit von der Frequenz ω die jeweiligen Amplituden A der Transferfunk tionen F(ω_a) und F(ω_b) dargestellt sind.

Claims

1. Verfahren zum Erkennen und Bewerten von Strukturschwächen von Flugzeugen, bei dem ein Generator für Erregersignale, nämlich Sinus- oder Rauschsignale verwendet wird, bei dem Schwingungen messende Sen soren am Flugzeug angebracht werden, bei dem mit den genannten Erreger signalen Schwingungen in der Flugzeugstruktur erregt und die Schwingun gen durch die Sensoren gemessen werden, bei dem die genannten Erregersi gnale und die von den Sensoren gemessenen Signale digitalisiert und in einen Prozessor eingespeist werden, bei dem im Prozessor Transferfunktio nen als Quotient aus Sensorsignalen und Erregersignalen gebildet werden und bei dem eine Modal-Analyse der Flugzeugstruktur vorgenommen wird, wobei die gemessenen Transferfunktionen durch mathematische Funktionen aproximiert werden und damit die Eigenschwingungsformen der Flugzeug struktur berechnet werden, dadurch gekennzeichnet, daß die Struktur schwächen Strukturschäden sind, daß Gleitsinussignale konstanter Ampli tude bzw. Rauschsignale verwendet werden, daß ein Finite-Elemente-Mo dell der Flugzeugstruktur aufgestellt wird, dessen Schwingungsformen be rechnet werden und als Referenz-Schwingungsformen dienen, daß die aus der Modal-Analyse gewonnenen Schwingungsformen mit den zugehörigen Refe renz-Schwingungsformen verglichen und Abweichungen ermittelt werden, daß beim neuen Flugzeug bei Abweichungen das Finite-Elemente-Modell ange paßt wird, aber beim gebrauchten Flugzeug aus den Abweichungen gegenüber dem Finite-Elemente-Modell Schäden lokalisiert werden, daß die lokali sierten Schäden ins Finite-Elemente-Modell übernommen werden, die Fe stigkeit des schadenbehafteten Finite-Elemente-Modells berechnet und als Restfestigkeit des Flugzeugs angesetzt wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Er regung mit den Gleitsinussignalen konstanter Amplitude bzw. Rauschsigna len mit flugzeugeigenen hydraulisch oder elektrisch angetriebenen Ruder stellmotoren von Steuerflächen vorgenommen wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Sen soren Beschleunigungsmesser oder Dehnungsmeßstreifen verwendet werden.

4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß minde stens zwei Sensoren in jede der Tragflächen eingebaut werden.

5. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß minde stens zwei Sensoren in den Flugzeugrumpf eingebaut werden.

6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ab weichungen beim Vergleich der Eigenschwingungsformen mit den Referenz-Schwingungsformen und damit die Strukturschäden aus unterschiedlichen Amplitudenhöhen ermittelt werden.