DE4318016A1 - Verfahren und Vorrichtung zum Prüfen von auf einen Flugzeugrumpf während des Fluges einwirkenden Erschütterungen - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Prüfen von auf einen Flugzeugrumpf einwirken­ den Erschütterungen.

Bei der Entwicklung von Prüfmethoden für Starrflügelflugzeuge und für Hubschrauber ist es übliche Praxis, eine Erschütte­ rungsprüftechnik anzuwenden, um auf den Flugzeugrumpf einwir­ kende dynamische Ansprecheigenschaften gegen zu Vibrationen führende Frequenzen zu identifizieren, damit geeignete Abänderungen vorgenommen werden können, um sicherzustellen, daß derartige Ansprecheigenschaften in annehmbaren Grenzen bleiben.

Das Prüfen von Erschütterungen während des Fluges ist eine bekannte Prüfmethode für den Nachweis des Flatterns an Starrflügelflugzeugen. Derartige Vorgänge können unter Verwendung von angeschraubten Trägheitsvorrichtungen, die entweder elektrisch oder hydraulisch angetrieben sind, durchgeführt werden. Beispiele derartiger Vorrichtungen und Methoden ergeben sich z. B. aus US-A- 30 74 385, US-A- 35 52 192, US-A- 44 70 121 und US-A- 48 09 553. Traditionell ist eine Prüfung eines Hubschrauberrumpfes auf Erschütterungen bisher an auf dem Boden stehenden Hubschrau­ bern durchgeführt worden; in manchen Fällen wurde der Hubschrauber an einer Überkopf-Tragvorrichtung aufgehängt, die mit dem Rotorkopf verbunden war, um ein fliegendes Fahrzeug zu simulieren. Eine derartige bekannte Methode und Vorrichtung zur Erzielung einer solchen Prüfung sieht die Befestigung externer Rüttelvorrichtungen und das Einführen von erzwungenen Vibrationen mit willkürlichen oder sinusför­ migen zeitproportionalen Erregungen und Meßansprecheigen­ schaften über den gesamten Flugzeugrahmen vor. Die Gründe für die Verwendung dieser Methode sind hauptsächlich wirtschaft­ licher Art, obgleich auch die Zugänglichkeit des Rumpfes für die Änderung von Stellen, an denen die Rüttelvorrichtungen und die Meßvorrichtungen angreifen, ein weiterer Faktor sind.

Nachteile eines derartigen Bodensystems betreffen hauptsäch­ lich die Nichtlinearitäten innerhalb des Rumpfes, die dynamische Eigenschaften ergeben, welche sich mit den aufgegebenen Kräften und der erforderlichen detaillierten Untersuchung ändern. Ferner werden in einem im Betrieb befindlichen Hubschrauber sehr hohe Belastungen in den Rumpf durch den Drehmomentabgleich des Hauptrotors eingeführt, die bei auf dem Boden durchgeführten Tests nicht dargestellt werden können. In ähnlicher Weise können wichtige betriebli­ che Lastverteilungen in der Befestigung des Getriebes nicht dargestellt werden. Diese Faktoren bedeuten, daß es nicht möglich ist, die Betriebseigenschaften von Hubschraubern durch grundlegende analytische Studien der dynamischen Eigenschaften von Flugzeugrümpfen zu verbessern.

Aufgabe der Erfindung ist es somit, ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Prüfen von Erschütterungen bei Flugzeugrüm­ pfen anzugeben, um diese Nachteile auszuschalten. Weiter ist Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, um Erschütterungsprüfungen an Flugzeugrümpfen während des Fluges durchzuführen.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch ein Verfahren gelöst, bei dem eine eine Kraft erzeugende Betätigungsvor­ richtung auf der Konstruktion oder über verschiedene Punkte der Konstruktion verteilt angeschlossen wird, die eine Relativbewegung bei einer Erregungsfrequenz ausführen kann, bei dem die Betätigungsvorrichtung so betrieben wird, daß eine vorbestimmte Last bei einer vorbestimmten Frequenz in die Konstruktion eingeführt wird, und bei dem das Ansprechen der Konstruktion auf die Eingabe gemessen wird.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird bei einem Verfahren zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion auf Erschüt­ terungen während des Fluges, mit einem aktiven Vibrations­ steuersystem bestehend aus einer Vielzahl von Kräfte erzeu­ genden Betätigungsvorrichtungen, die auf Stellen oder über Stellen verteilt mit der Konstruktion verbunden und in der Lage sind, eine Relativbewegung bei Erregungsfrequenzen für einzugebende, steuernde Zwangsbelastungen in der Konstruktion zur Verringerung der Vibrationen einzuführen, vorgeschlagen, daß mindestens einer der Betätiger gegenüber dem Vibrations­ steuersystem isoliert wird, daß der Betätiger unabhängig von dem Vibrationssteuersystem so betrieben wird, daß eine vorbestimmte Last bei einer vorbestimmten Frequenz in die Konstruktion eingeführt wird, daß das Ansprechen der Kon­ struktion auf diese Eingabe festgestellt wird, und daß dieses Ansprechen aufgezeichnet wird.

Vorzugsweise wird bei einem derartigen Verfahren die Betäti­ gung des aktiven Vibrationssteuersystems durch die verblei­ benden Betätiger fortgesetzt, so daß Hintergrundvibrationen der Konstruktion reduziert werden und ein hoher Verhältnis­ wert von Ansprechsignal zu Hintergrundvibrationssignal erreicht wird.

Eine Vorrichtung zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion gegen Erschütterung während des Fluges, insbesondere zur Durchfüh­ rung des vorbeschriebenen Verfahrens, ist gekennzeichnet durch eine krafterzeugende Betätigervorrichtung, die an bestimmten oder über bestimmte Stellen der Konstruktion verteilt angeschlossen ist und in der Lage ist, eine Relativ­ bewegung bei einer Erregerfrequenz auszuführen, durch eine Steuervorrichtung zum Betreiben des Betätigers, um vorbe­ stimmte Erschütterungs-Prüferregungskräfte in die Konstruk­ tion einzuführen, und durch eine Meßvorrichtung zum Messen des Ansprechens der Konstruktion.

Eine derartige Vorrichtung mit einem aktiven Vibrations­ steuersystem, das eine Vielzahl von krafterzeugenden Betäti­ gungsvorrichtungen aufweist, die an bestimmten Stellen oder über bestimmte Stellen auf der Konstruktion verteilt ange­ schlossen sind und in der Lage sind, eine Relativbewegung auszuführen, um steuernde, Kräfte ausübende Belastungen zur Verringerung der Vibrationen in die Konstruktion einzuführen, ist gekennzeichnet durch eine Steuervorrichtung zum Isolieren mindestens einer dieser Betätigungsvorrichtungen gegen das Vibrationssteuersystem und zum Betreiben dieser Betätigungs­ vorrichtung, um vorbestimmte Erschütterungs-Prüferregungs­ kräfte in die Konstruktion einzuführen, damit die Konstruk­ tion auf Erschütterungen geprüft wird, durch Abfühlvorrich­ tungen zum Feststellen des Ansprechens der Konstruktion auf die Erregungskräfte, und durch eine Aufzeichnungsvorrichtung zum Aufzeichnen des Ansprechens der Konstruktion.

Die Steuervorrichtung kann eine Einrichtung aufweisen, die vorbestimmte Prüfsignale und eine elektronische Betätiger­ steuereinheit enthält, um die Prüfsignale zu empfangen, die Prüfsignale in Betätigersteuersignale umzuwandeln und die Steuersignale in die isolierte Betätigervorrichtung einzufüh­ ren.

Die vorgenannte Einrichtung weist beispielsweise einen Kassettenrekorder mit einem vorher aufgezeichneten Audioband auf, das die vorbestimmten Prüfsignale enthält. Die Signale sind beispielsweise sinusförmige Zeitablenksignale.

Des weiteren wird mit der Erfindung vorgeschlagen, die Abfühlvorrichtung mit einer Vielzahl von Beschleunigungsmes­ sern zu versehen, die an vorbestimmten Stellen auf der Konstruktion angeordnet sind, und die Aufzeichnungsvorrich­ tung kann ein Vibrationsaufzeichnungsgerät aufweisen, das die von den Beschleunigungsmessern abgegebenen Signale aufzeich­ net.

Zweckmäßigerweise macht die elektronische Betätigersteuerein­ heit die Betätigervorrichtung selektiv wirksam und unwirksam und speist ein Betätigerkraftbezugssignal in die Aufzeich­ nungsvorrichtung ein.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die Konstruktion ein Hubschrauberrumpf und die Betätigervorrich­ tung ist in einer ein Getriebe und den Rumpf miteinander verbindenden Strebe angeordnet. Dabei kann eines der Teile der Konstruktion eine seismische Masse sein bzw. eine seismische Masse aufweisen.

Nachstehend wird die Erfindung in Verbindung mit der Zeich­ nung anhand eines Ausführungsbeispieles erläutert. Es zeigt:

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform der Erfindung in einen Hubschrauber installiert, und

Fig. 2 eine graphische Darstellung eines Betriebsmerkmals der Ausführungsform nach Fig. 1.

Bei der Planung der Entwicklung von neuen Hubschraubern hat die Anmelderin eine wesentlich tiefergehende Studie der dynamischen Eigenschaften des Rumpfes von Hubschraubern angewendet, als dies bisher mit herkömmlichen Erschütterungs­ prüfungen am Boden möglich war. Damit kann die Diagnose von lokalisierten, schwierigen Vibrationseigenschaften verbessert werden, die bei der Entwicklung zum Tragen kommen können, ferner auch eine Verbesserung der Gesamteigenschaften des Hubschraubers, die identifiziert und verbessert werden sollen, erzielt werden.

Diese Versuche haben ergeben, daß Erschütterungsprüfungen während des Fluges eine modale Identifizierung des Hub­ schrauberaufbaus in seiner betrieblichen Umgebung, unter einwandfreier Belastung und mit der tatsächlichen Rotordy­ namik ergeben.

Wie bereits vorstehend erwähnt, waren Erschütterungsprüfungen im Flug als Prüfmethode für den Flatternachweis von Starr­ flügelflugzeugen und Erschütterungstests von Hubschraubern im Flug unter Verwendung einer Trägheitserregervorrichtung ("Rüttler") ähnlich dem für Starrflügelflugzeuge bekannt. Die durch Rüttler induzierten Ansprecheigenschaften wurden jedoch durch hohes, rotorinduziertes Ansprechen, das im Rumpf des zu prüfenden Hubschraubers festgestellt wurde, unwirksam gemacht, und infolgedessen traten bei der Identifizierung des durch Rüttler induzierten Ansprechens für die nachfolgende Analyse entscheidende Schwierigkeiten auf.

Der betreffende Hubschrauber wurde mit einem aktive Vibratio­ nen reduzierenden System, das als Active Control of Structu­ ral Response (ACSR) bekannt ist, ausgerüstet, das von der Anmelderin entwickelt worden war. ACSR ist in GB-A- 21 60 840 beschrieben und umfaßt eine Vielzahl von krafterzeugenden Betätigungsvorrichtungen, die an oder über Stellen zwischen Punkten auf dem Rahmen angeordnet sind, die in der Lage sind, Relativbewegungen bei dominante Vibrationen erzwingenden Frequenzen auszuführen. Mehrere Sensoren messen das Vibrati­ onsansprechen an Schlüsselstellen auf dem Rumpf, in dem Vibrationen reduziert werden sollen, und die sich daraus ergebenden Signale werden einem adaptiven Rechner/Steuergerät zugeführt, das optimale Signale an die Betätiger gibt, um Kräfte zu erzeugen, die komplexe Eigenschaften in Bezug auf Phase und Betrag an den Sensorstellen im Rumpf haben, um die Vibrationen an diesen Stellen zu reduzieren. Die Betätiger werden durch gepulste Fluidspeisequellen, vorzugsweise Hydraulikspeisequellen, angetrieben.

Für eine erfolgreiche Vibrationssteuerung ist die Lage der Betätiger kritisch; vorzugsweise werden die Betätiger in den Lastpfaden angeordnet, durch die die Vibrationen, die durch die Vibrationsquelle erzeugt werden, übertragen werden. Hierzu wurden bei dem zu entwickelnden Hubschrauber die die Kräfte erzeugenden Betätigervorrichtungen in jeder von vier externen, im Winkel eingesetzten Strebenanordnungen, die das Getriebe und den Rumpf miteinander verbinden, eingesetzt; die Strebenanordnungen haben alle den doppelten Zweck, nämlich primär Hub- und Manövrierbelastungen zu übertragen, aber auch zu ermöglichen, daß die Betätiger die gewünschten Steuer­ kraftbelastungen in den Rumpf einführen, um Vibrationen zu reduzieren.

Alternative, geeignete Ausführungsformen von Strebenanordnun­ gen für diesen Zweck sind Gegenstand der europäischen Patentanmeldungen EP-A- 0 501 658 und EP-A- 0 542 453.

Nach Fig. 1 weist ein Hubschrauber 11 einen Rumpf 12 auf, der ein Getriebe 13 aufnimmt, das einen Haupttragrotor 14 um eine etwa vertikale Achse 15 antreibt. Das Getriebe 13 wird von dem Rumpf 12 über mindestens vier Strebenanordnungen 16 (es sind nur zwei dargestellt) aufgenommen, die zwischen dem Getriebe und dem Rumpf 14 angeordnet sind. Das Getriebe 13 wird über mindestens einen Motor 17 und die Welle 18 ange­ trieben.

Jede der Strebenanordnungen 16 weist einen primären Lastpfad zur Übertragung von primären, vom Rotor 14 erzeugten Flug- und Manövrierbelastungen vom Getriebe 13 zum Rumpf 12 auf.

Der Hubschrauber 11 weist ein ACSR-aktives Vibrationssteuer­ system auf, wie es in der vorgenannten GB-A- 21 60 840 beschrieben ist. Grundsätzlich umfaßt das System eine Vielzahl von Vibrationssensoren 19, z. B. Beschleunigungsmes­ sern, die an strategischen Punkten über den Rumpf 12 verteilt angeordnet und mit einer adaptiven Computer-Steuereinheit 20 verbunden sind, die Signale 21 an einen in axialer Richtung verlängerbaren elektrohydraulischen Betätiger 22 gibt, der integral in jeder der Strebenanordnungen 16 angeordnet ist, um Zwangsbelastungen in den Rumpf 12 einzuführen, wie in GB-A- 21 60 840 beschrieben ist.

Bei den Anforderungen für das im Flug durchgeführte Prüfen von Erschütterungen eines Hubschrauberrumpfes haben die Erfinder erkannt, daß die Erregung vorzugsweise durch einen Zwangsmechanismus bzw. Kräfte erzeugenden Mechanismus innerhalb des Flugzeugrahmens erzeugt werden soll, und daß die Lage der ACSR-Betätiger und ihr beabsichtigter Zweck der Einführung von Kräften in den Rumpf für die Einführung von Erregungskräften zu Erschütterungsprüfzwecken geeignet gewählt werden soll.

Probleme, die aller Voraussicht nach in bezug auf ein solches System, das in einem Hubschrauber installiert ist, auftreten könnten, betrafen die Datenanalyse und insbesondere in Hinblick auf die vorerwähnte Erfahrung mit der Verwendung herkömmlicher Rüttler die Erzielung einer ausreichenden Kraft, um das bauliche Ansprechen von Werten über Hinter­ grundvibration zu erzielen und ein Erregungsansprechen in einem Vibrationssignal, das durch Hauptrotorzwangsfrequenzen dominiert wird, zu identifizieren. Weitere Untersuchungen haben gezeigt, daß die Kraftbetätiger des jeweiligen ACSR-Systems in der Lage waren, innerhalb eines gewünschten Frequenzbereiches von 5 Hz bis 30 Hz zu arbeiten und eine Kraft bis zu 30 KN in den Rumpf einzuführen. Dies zeigte den Erfindern einerseits, daß die ACSR-Betätiger eine geeignete Vorrichtung zum Aufgeben von Erschütterungsprüf-Erregungs­ kräften im Flug direkt in den Rumpf wären, und andererseits, daß der Betrag der Betätigerabgabekraft geeignet wäre, das erwünschte hohe Rumpfansprechen auf Erregung zu erzielen; dies hat die Erfinder dazu gebracht, das Verfahren und die Vorrichtung für eine Erschütterungsprüfung im Flug nach vorliegender Erfindung zu planen und zu entwickeln.

Bei einer allgemeinen Ausführungsform der Erfindung, insbe­ sondere für Anwendungsfälle, in denen Hintergrund-Vibrations­ pegel niedrig genug sind, daß sie das Ansprechen bei Erregung nicht überdecken, wird mit der Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Prüfen von Erschütterungen in einem Flugzeugrumpf bei Flugbetrieb vorgeschlagen, bei dem bzw. der krafterzeugende Betätiger an oder über Punkte auf dem Rumpf verteilt angeschlossen werden, die eine Relativbewegung bei einer Erregungsfrequenz ausführen können, wobei der Betätiger so betrieben wird, daß er eine vorbestimmte Belastung bei einer vorbestimmten Frequenz in den Rumpf einführt, und daß das Ansprechen des Rumpfes gemessen wird.

Bei dem ACSR-System nach der beschriebenen Ausführungsform können die einzelnen Betätiger selektiv gegenüber dem System isoliert werden, um ein Vibrationsreduziersystem festzulegen, wenn auch bei einem niedrigeren Wert des Wirkungsgrades im Falle eines Fehlers eines Betätigers. Die Erfinder haben daraus geschlossen, daß dann, wenn ein funktionaler Betätiger des ACSR-Systems gegenüber diesem System isoliert und getrennt gesteuert wurde, um die Erregereingabekräfte bei der Erschütterungsprüfung zu erzielen, und wenn die übrigen drei Betätiger als Teil des ACSR-Systems weiter arbeiten, um rotorinduzierte Vibrationen zu reduzieren, ein hohes Signal/Rausch-Verhältnis erzielt werden kann, um das ver­ bleibende Problem des Identifizierens des Erregungsanspre­ chens beim Erschütterungstest in einem Hubschrauber-Anwen­ dungsfall zu lösen.

Nach der Erfindung ist eine elektronische Betätigersteuerein­ heit 23 im Rumpf 12 befestigt und mit einer elektrischen Speisequelle (nicht dargestellt) verbunden. Ein Ausgangssig­ nal wird über den Verbindungsweg 24 an den Betätiger 22 einer vorgewählten der Streben 16 geführt, die das Getriebe 13 und den Rumpf 12 miteinander verbinden. Die Wahl des Betätigers wird vor der Installation festgelegt.

Eine Steuervorrichtung weist einen Kassettenrekorder 25 auf und ist mit der Steuereinheit 23 so verbunden, daß sie gewünschte Prüfsignale einspeist; hierzu ist sie mit einem Audioband ausgerüstet, das vorher aufgezeichnete Signale von kipp- oder stufenförmigen, sinusförmigen und willkürlichen Frequenzmustern enthält.

Die Steuereinheit 23 ist ferner an einer Vielzahl von Vibrationssensoren, z. B. Beschleunigungsmesser 29 angeschal­ tet, die ihrerseits mit einem Vibrationsaufzeichnungsgerät 30 verbunden sind.

Im Betrieb wird zunächst festgelegt, welche bestimmte Prüffolge durchgeführt werden soll, und das Aufzeichnungsge­ rät 25 wird auf eine geeignete Position des vorher aufge­ zeichneten Audiobandes eingestellt. Das Prüfsignal wird an die Steuereinheit 23 geführt, die entsprechende elektronische Karten enthält, um drei Grundfunktionen auszuführen; erstens wird der ausgewählte Betätiger 22 wirksam/unwirksam gemacht; zweitens wird das Prüfsignal aus dem Bandaufzeichnungsgerät 25 in ein Ausgangssignal 24 umgewandelt, um den ausgewählten Betätiger 22 zu betreiben, damit die gewünschte Erregerkraft eingegeben wird; drittens wird ein Betätigerkraft-Bezugssig­ nal in das Vibrations-Aufzeichnungsgerät 30 eingespeist.

Durch entsprechende Neupositionierung des Audiobandes im Bandaufzeichnungsgerät 25 können verschiedene Prüffolgen nacheinander gefahren werden. Das bauliche Ansprechen auf die Erregerkräfte wird durch die Vibrationssensoren 29 festge­ stellt und durch das Aufzeichnungsgerät 30 für die nachfol­ gende Analyse aufgezeichnet.

In Fig. 2 ist die Amplitude A über der Zeit T aufgetragen und zeigt den vorbeschriebenen Vorteil, insbesondere in bezug auf die Erschütterungsprüfung an einem Hubschrauber während des Fluges, der Kombination aus Erfindung und aktivem Vibrations­ steuersystem, z. B. ACSR.

Die Zeichnung zeigt für den zu prüfenden Hubschrauber die relativen Amplituden eines Vibrationssignales 26 bei der Rotorblatt-Passierfrequenz (5R für einen fünfblättrigen Haupttragrotor) ohne Betrieb mit ACSR, und ein typisches Vibrationsansprechsignal 27 aufgrund des Betriebes einer Erschütterungsprüfung während des Fluges nach der Erfindung. Das niedrige Verhältnis zwischen dem Ansprechsignal 27 und dem Hintergrundvibrationssignal 26 würde, wie oben bereits ausgeführt, Schwierigkeiten bei der Identifizierung des Erregungsansprechsignals 27 aufgrund der Dominanz durch die hohe Amplitude des Signals 26 ergeben.

Bei einem Betrieb mit dem ACSR-System wird mittels der übrigen drei Betätiger 22 in ihren entsprechenden Streben 16 das 5R-Vibrationssignal geglättet und entscheidend reduziert, wie durch die gestrichelte Linie 28 in Fig. 2 dargestellt ist. Dies verbessert das Verhältnis des Ansprechsignals 27 zum Hintergrundsignal 28 deutlich, so daß die Identifizierung des Ansprechsignals erleichtert wird, und verbessert ferner die Genauigkeit der Analyse des Ansprechsignals entscheidend.

Somit ergibt das Verfahren und die Vorrichtung nach der Erfindung Erschütterungsprüfungen im Flugbetrieb, was eine modale Identifizierung eines Hubschrauberrumpfes in seiner betrieblichen Umgebung ermöglicht, und zwar unter einwand­ freier Last und Beladung und mit der echten, repräsentativen Rotordynamik.

Unabhängig von diesen Vorteilen bei der Durchführung der Prüfung ergibt die dauernde Verfügbarkeit der Installation nach der Erfindung im Flugzeug wesentliche Vorteile dadurch, daß eine einfach verfügbare Gesundheitsüberwachungsmöglich­ keit gegeben ist.

Damit kann das System im Flug in regulären Intervallen betrieben werden, und die Ansprecheigenschaften können mit vorausgehenden Tests verglichen werden, entweder sofort oder zu einem späteren Zeitpunkt an einer Bodenstation, so daß unmittelbar alle wesentlichen Änderungen in den Ansprechchar­ akteristiken herausgestellt werden können. Dann werden Untersuchungsvorgänge eingeleitet, um die Ursachen zu diagnostizieren, und erforderlichenfalls Reparaturen zur Behebung irgendwelcher Fehler vorgenommen. Eine derartige Überwachungsmöglichkeit verbessert die Sicherheit eines Flugzeuges und seiner Insassen ganz entscheidend.

Obgleich die besonderen Vorteile in Hinblick auf die Er­ schütterungsprüfungen eines Hubschrauberrumpfes im Flugbe­ trieb auftreten, insbesondere wenn der Hubschrauber mit einem aktiven Vibrationssteuersystem ausgerüstet ist, kann die Erfindung auch bei anderen Hubschrauber- und Starrflügelflug­ zeug-Anwendungsfällen erfolgreich angewendet werden, entweder als alleinstehendes System, bei dem die Hintergrund­ vibrationswerte ausreichend niedrig sind, damit das Anspre­ chen auf Erschütterungsprüf-Erregerfrequenzen nicht überdeckt wird oder in Verbindung mit einer anderen geeigneten Vorrichtung zum Reduzieren einer nachteiligen Hintergrund­ vibration, wie z. B. das beschriebene aktive Vibrationssteu­ ersystem.

Vorstehend wurde eine Ausführungsform der Erfindung beschrie­ ben und dargestellt, es können jedoch im Rahmen der Erfindung auch Modifikationen eingeführt werden, ohne daß vom Wesen der Erfindung abgewichen wird. Die Erfindung kann auf Betätiger­ systeme angewendet werden, bei denen einer der Punkte des Getriebes eine Verbindung mit einer seismischen Masse für reagierende Betätigerbelastungen ist, um die gewünschten Erregerbelastungen anstelle des Betätigersystems der be­ schriebenen Ausführungsform zu erzeugen, bei der die Betäti­ ger zwischen zwei Punkten des eigentlichen Flugzeugrumpfes angeordnet sind, z. B. zwischen dem Getriebe und dem Rumpf. Andere Vorrichtungen zur Erzielung der vorbestimmten Prüf­ signale können einen Analogsignalgenerator oder einen Rechner mit entsprechenden Schnittstellen aufweisen. Die Steuervor­ richtung kann so ausgelegt sein, daß sie einen beliebigen einer Vielzahl von Betätigern für Erschütterungsprüfzwecke isoliert und betätigt, und kann ferner so ausgelegt sein, daß sie die Betätiger in einer vorbestimmten Folge betreibt. Es kann mehr als ein Betätiger einer Vielzahl von Betätigern gemeinsam in dem Erschütterungsprüfverfahren betrieben werden.

Claims (13)

1. Verfahren zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion auf Erschütterungen während des Fluges, dadurch gekennzeich­ net, daß eine eine Kraft erzeugende Betätigungsvorrich­ tung auf der Konstruktion oder über verschiedene Punkte der Konstruktion verteilt angeschlossen ist, die eine Relativbewegung bei einer Erregungsfrequenz ausführen kann, daß die Betätigungsvorrichtung so betrieben wird, daß eine vorbestimmte Last bei einer vorbestimmten Frequenz in die Konstruktion eingeführt wird, und daß das Ansprechen der Konstruktion auf die Eingabe gemessen wird.

2. Verfahren zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion auf Erschütterungen während des Fluges, mit einem aktiven Vibrationssteuersystem, bestehend aus einer Vielzahl von Kräfte erzeugenden Betätigungsvorrichtungen, die auf Stellen oder über Stellen verteilt mit der Konstruktion verbunden und in der Lage sind, eine Relativbewegung bei Erregungsfrequenzen für einzugebende, steuernde Zwangsbe­ lastungen in die Konstruktion zur Verringerung der Vibrationen einzuführen, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens eine der Betätigungsvorrichtungen gegenüber dem Vibrationssteuersystem isoliert wird, daß die Betätigungsvorrichtung unabhängig vom Vibrationssteuer­ system so betrieben wird, daß eine vorbestimmte Last bei einer vorbestimmten Frequenz in die Konstruktion einge­ führt wird, daß das Ansprechen der Konstruktion auf diese Eingabe festgestellt wird, und daß dieses Ansprechen aufgezeichnet wird.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Betätigung des aktiven Vibrationssteuersystems durch die verbleibenden Betätiger fortgesetzt wird, so daß Hintergrundvibrationen der Konstruktion reduziert werden und ein hoher Verhältniswert von Ansprechsignal zu Hintergrundvibrationssignal erreicht wird.

4. Vorrichtung zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion gegen Erschütterung während des Fluges, gekennzeichnet durch eine krafterzeugende Betätigervorrichtung (22), die an bestimmten Stellen oder über bestimmte Stellen der Konstruktion verteilt angeschlossen ist und in der Lage ist, eine Relativbewegung bei einer Erregerfrequenz auszuführen, eine Steuervorrichtung (20) zum Betreiben der Betätigervorrichtung (22), um vorbestimmte Erschütte­ rungsprüferregungskräfte in die Konstruktion einzuführen, und eine Meßvorrichtung (28) zum Messen des Ansprechens der Konstruktion.

5. Vorrichtung zum Prüfen einer Flugzeugkonstruktion gegen Erschütterungen während des Fluges, mit einem aktiven Vibrationssteuersystem, das eine Vielzahl von krafterzeu­ genden Betätigungsvorrichtungen (22) aufweist, die an bestimmten Stellen oder über bestimmte Stellen auf der Konstruktion verteilt angeschlossen und in der Lage sind, eine Relativbewegung auszuführen, um steuernde, Kräfte ausübende Belastungen zur Verringerung der Vibrationen in die Konstruktion einzuführen, gekennzeichnet durch eine Steuervorrichtung (20) zum Isolieren mindestens einer dieser Betätigungsvorrichtungen (22) gegen das Vibrati­ onssteuersystem und zum Betreiben dieser Betätigungsvor­ richtung, um vorbestimmte Erschütterungsprüf-Erregungs­ kräfte in die Konstruktion einzugeben, damit die Kon­ struktion auf Erschütterungen geprüft wird, Abfühlvor­ richtungen (19) zum Feststellen des Ansprechens der Konstruktion auf die Erregungskräfte, und eine Aufzeich­ nungsvorrichtung (30) zum Aufzeichnen des Ansprechens der Konstruktion.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (20) eine Einrichtung aufweist, die vorbestimmte Prüfsignale und eine elektronische Betäti­ gersteuereinheit (23) enthält, um die Prüfsignale zu empfangen, die Prüfsignale in Betätigersteuersignale umzuwandeln und die Steuersignale in die isolierte Betätigervorrichtung (22) einzuführen.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung einen Kassettenrekorder (25) mit einem vorher aufgezeichneten Audioband aufweist, das die vorbestimmten Prüfsignale enthält.

8. Vorrichtung nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeich­ net, daß die Signale sinusförmige Zeitablenksignale sind.

9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 6-8, dadurch gekennzeichnet, daß die Abfühlvorrichtung (19) eine Vielzahl von Beschleunigungsmessern (29) aufweist, die an vorbestimmten Stellen auf der Konstruktion angeordnet sind.

10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 6-9, dadurch gekennzeichnet, daß die Aufzeichnungsvorrichtung (25) mindestens ein Vibrationsaufzeichnungsgerät (30) auf­ weist, das so geschaltet ist, daß es von den Beschleuni­ gungsmessern abgegebene Signale aufzeichnet.

11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 6-10, dadurch gekennzeichnet, daß die elektronische Betätigersteuer­ einheit (29) die Betätigervorrichtung (22) selektiv wirksam und unwirksam macht, und ein Betätigerkraftbe­ zugssignal in die Aufzeichnungsvorrichtung einspeist.

12. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4-11, dadurch gekennzeichnet, daß die Konstruktion ein Hubschrauber­ rumpf (12) ist, und daß die Betätigervorrichtung (22) in einer ein Getriebe (13) und den Rumpf (12) miteinander verbindenden Strebe (16) angeordnet ist.

13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4-11, dadurch gekennzeichnet, daß eines der Teile der Konstruktion eine seismische Masse ist bzw. aufweist.