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Die
Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren nach dem Oberbegriff des
Anspruches 1 sowie eine Einrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens.
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Bei
der Entwicklung von Testverfahren für Starrflügelflugzeug und für Hubschrauber
ist es übliche
Praxis, Tests anzuwenden, um die auf die Flugzeugkonstruktion einwirkenden
dynamischen Ansprecheigenschaften auf Vibrationen verursachende Frequenzen
zu identifizieren, damit geeignete Abänderungen vorgenommen werden
können,
die sicherstellen, dass solche Ansprecheigenschaften in vernünftigen
Grenzen bleiben.
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Das
Testen auf Erschütterungen
während des
Fluges ist eine bekannte Methode für den Nachweis des Flatterns
an Starrflügelflugzeugen.
Derartige Vorgänge
können
unter Verwendung von mit der Flugzeugkonstruktion verbundenen Trägheitsvorrichtungen,
die entweder elektrisch oder hydraulisch betrieben werden, durchgeführt werden.
Beispiele für derartige
Vorrichtungen und Verfahren ergeben sich z.B. aus US-A-3 074 385,
US-A-3 552 192, US-A-4 470 121 und US-A-4 809 553. Traditionell
sind Tests an Hubschrauberkonstruktionen auf Erschütterungen bisher
an auf dem Boden stehenden Hubschraubern durchgeführt worden.
Dabei wurde der Hubschrauber z.B. an einer Überkopf-Tragvorrichtung aufgehängt, die
mit dem Rotorkopf verbunden war, um eine fliegende Konstruktion
zu simulieren. Ein derartiges bekanntes Verfahren zur Durchführung eines
solchen Tests sieht die Befestigung externer Vibrationsvorrichtungen
und das Aufgeben von erzwungenen Vibrationen mit willkürlichen
oder sinusförmigen
zeitproportionalen Erregungen und Messansprecheigenschaften über die
gesamte Flugzeugkonstruktion vor. Die Gründe für die Verwendung dieses Verfahrens sind
hauptsächlich
wirtschaftlicher Art, obgleich auch die Zugänglichkeit der Konstruktion
für die Änderung von
Stellen, an denen die Vibrationsvorrichtungen und die Messvorrichtungen
angreifen, ein weiterer Faktor sind.
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Nachteile
eines derartigen Bodensystems betreffen hauptsächlich die Nichtlinearitäten innerhalb
der Konstruktion, die dynamische Eigenschaften ergeben, welche sich
mit den aufgebrachten Kräften und
der erforderlichen detaillierten Untersuchung ändern. Ferner werden in einem
in Betrieb befindlichen Hubschrauber sehr hohe Belastungen in die
Konstruktion durch den Drehmomentabgleich des Hauptrotors eingeführt, die
bei am Boden durchgeführten Tests
nicht simuliert werden können.
In ähnlicher Weise
können
wichtige betriebliche 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 Flugzeugkonstruktionen
zu verbessern.
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Aufgabe
der Erfindung ist, ein Verfahren und eine Einrichtung zum Testen
einer Flugzeugkonstruktion auf Erschütterungen anzugeben, um diese Nachteile
auszuschalten. Weiter ist Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und
eine Einrichtung vorzuschlagen, um Vibrationstests an Flugzeugkonstruktionen
während
des Fluges durchzuführen.
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Diese
Aufabe wird gemäß der Erfindung durch
ein Verfahren mit den Merkmalen des Kennzeichens des Anspruches
1 gelöst.
Eine weitere Ausgestaltung des Verfahrens nach Anspruch 1 ist Gegenstand
des Verfahrens nach Anspruch 2.
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Zur
Durchführung
des erfindungsgemäßen Verfahrens
wird eine Einrichtung mit den Merkmalen des Kennzeichens des Anspruches
3 vorgeschlagen. Weitere Ausgestaltungen einer derartigen Einrichtung
sind Gegenstand der Unteransprüche.
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Bei
der Planung der Entwicklung von neuen Hubschraubern wurde gemäß der Erfindung
eine wesentlich tiefergehende Studie der dynamischen Eigenschaften
von Hubschrauberkonstruktionen angewendet als dies vorher mit herkömmlichen Erschütterungstests
am Boden möglich
war. Damit kann die Diagnose von lokalisierten, schwierigen Vibrationseigenschaften
verbessert werden, die bei der Entwicklung zum Tragen kommen, ferner
auch eine Verbesserung der Gesamteigenschaften des Hubschraubers,
die identifiziert und verbessert werden, erzielt werden.
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Diese
Versuche haben ergeben, dass Erschütterungstests während des
Fluges eine modale Identifizierung der Hubschrauberkonstruktion
in seiner betrieblichen Umgebung, unter einwandfreier Belastung
und mit der tatsächlichen
Rotordynamik ermöglichen.
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Die
Erschütterungstests
sind im Flug als Testmethode für
den Flatternachweis von Starrflügelflugzeugen
und Erschütterungstests
von Hubschraubern während
des Fluges unter Verwendung einer Vibrtionsvorrichtung bekannt.
Die durch die Vibrationsvorrichtung induzierten Ansprecheigenschaften
wurden durch hohes, rotorinduziertes Ansprechen, das im Rumpf des
zu testenden Hubschraubers festgestellt wurde, unwirksam gemacht,
und infolgedessen traten bei der Identifizierung des durch die Vibrtionsvorrichtung
induzierten Ansprechens für
die nachfolgende Analyse entscheidende Schwierigkeiten auf.
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Der
zu testende Hubschrauber wurde mit einem aktive Vibrationen reduzierenden
System, das als Active Control of Structural Response (ACSR) bekannt
ist, und das von der Anmelderin entwickelt worden war, ausgerüstet. ACSR
ist in der GB-A-2160840 beschrieben und umfasst eine Vielzahl von
krafterzeugenden Stellantrieben, die an oder über Stellen zwischen Punkten
auf der Rahmenkonstruktion angeordnet sind, die in der Lage sind,
Relativbewegungen bei dominante Vibrationen erzwingenden Frequenzen
auszuführen.
Sensoren messen dabei das Vibrationsansprechen an Schlüsselstellen
an der Konstruktion, in der Vibrationen reduziert werden sollen,
und die sich daraus ergebenden Signale werden einem adaptiven Rechner/Steuergerät zugeführt, das optimale
Signale an die Stellantriebe gibt, um Kräfte zu erzeugen, die komplexe
Eigenschaften in bezug auf Phase und Größe an den Sensorstellen in
der Konstruktion haben, um die Vibrationen an diesen Stellen zu
reduzieren. Die Stellantriebe werden durch gepulste Hydraulikspeisequellen
angetrieben.
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Für eine erfolgreiche
Vibrationssteuerung ist die Lage der Stellantriebe kritisch. Vorzugsweise werden
die Stellantriebe in den Lastpfaden angeordnet, durch die die von
der Vibrationsquelle erzeugten Vibrationen übertragen werden. Hierzu wurden
bei dem zu entwickelnden Hubschrauber die die Kräfte erzeugenden Stellantriebe
in jeder von vier externen, im Winkel eingesetzten Strebenanordnungen,
die das Getriebe und die Konstruktion miteinander verbinden, eingesetzt.
Die Strebenanordnungen haben alle den doppelten Zweck, nämlich Primär- und Manövrierbelastungen
zu übertragen,
aber auch zu ermöglichen,
dass die Stellantriebe die gewünschten Steuerkraftbelastungen
in die Konstruktion einführen,
um Vibrationen zu reduzieren. Alternative Ausführungsformen von Strebenanordnungen
für diese Zwecke
sind Gegenstand der EP-A-0 501 658 und EP-A-0 542 453.
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Nachstehend
wird die Erfindung in Verbindung mit der Zeichnung anhand eines
Ausführungsbeispiels
erläutert.
Es zeigt:
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1 eine
schematische Darstellung einer Ausführungsform der Erfindung, in
einen Hubschrauber installiert, und
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2 eine
graphische Darstellung eines Betriebsmerkmals der Ausführungsform
nach 1.
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Nach 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 angetrieben.
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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.
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Der
Hubschrauber 11 weist ein ACSR-aktives Vibrationssteuersystem
auf, wie es in der vorgenannten GB-A-21 60 840 beschrieben ist.
Grundsätzlich
umfaßt
das System eine Vielzahl von Vibrationssensoren 19, z.B.
Beschleunigungsmessern, 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.
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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.
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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
Hintergrundvibration 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-Erregungskräften 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.
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Bei
einer allgemeinen Ausführungsform
der Erfindung, insbesondere für
Anwendungsfälle,
in denen Hintergrund-Vibrationspegel 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.
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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 verbleibende Problem des Identifizierens des Erregungsansprechens
beim Erschütterungstest
in einem Hubschrauber-Anwendungsfall zu lösen.
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Nach
der Erfindung ist eine elektronische Betätigersteuereinheit 23 im
Rumpf 12 befestigt und mit einer elektrischen Speisequelle
(nicht dargestellt) verbunden. Ein Ausgangssignal 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.
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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.
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Die
Steuereinheit 23 ist ferner an einer Vielzahl von Vibrationssensoren,
z.B. Beschleunigungsmesser 29 angeschaltet, die ihrerseits
mit einem Vibrationsaufzeichnungsgerät 30 verbunden sind.
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Im
Betrieb wird zunächst
festgelegt, welche bestimmte Prüffolge
durchgeführt
werden soll, und das Aufzeichnungsgerät 25 wird auf eine
geeignete Position des vorher aufgezeichneten 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-Bezugssignal
in das Vibrations-Aufzeichnungsgerät 30 eingespeist.
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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 festgestellt und durch
das Aufzeichnungsgerät 30 für die nachfolgende
Analyse aufgezeichnet.
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In 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 Vibrationssteuersystem,
z.B. ACSR.
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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 Erregungsansprechssignals 27 aufgrund
der Dominanz durch die hohe Amplitude des Signals 26 ergeben.
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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 2 dargestellt
ist. Dies verbessert das Verhältnis
des Ansprechsignals 27 zum Hintergrundsignal 28 deutlich,
so daß die
Identifizierung des Ansprechssignals erleichtert wird, und verbessert
ferner die Genauigkeit der Analyse des Ansprechsignals entscheidend.
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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 einwandfreier Last und Beladung und mit der echten,
repräsentativen Rotordynamik.
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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
Gesundheitsüberwachungsmöglichkeit
gegeben ist.
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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 Ansprechcharakteristiken 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 Sichereit eines Flugzeuges und seiner Insassen ganz
entscheidend.
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Obgleich
die besonderen Vorteile in Hinblick auf die Erschütterungsprüfungen eines
Hubschrauberrumpfes im Flugbetrieb auftreten, insbesondere wenn
der Hubschrauber mit einem aktiven Vibrationssteuersystem ausgerüstet ist,
kann die Erfindung auch bei anderen Hubschrauber- und Starrflügelflugzeug-
Anwendungsfällen
erfolgreich angewendet werden, entweder als alleinstehendes System,
bei dem die Hintergrundvibrationswerte ausreichend niedrig sind,
damit das Ansprechen auf Erschütterungsprüf-Erregerfrequenzen
nicht überdeckt wird,
oder in Verbindung mit einer anderen geeigneten Vorrichtung zum
Reduzieren einer nachteiligen Hintergrundvibration, wie z.B. das
beschriebene aktive Vibrationsssteuersystem.
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Vorstehend
wurde eine Ausführungsform
der Erfindung beschrieben 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 Betätigersysteme
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 beschriebenen Ausführungsform
zu erzeugen, bei der die Betätiger zwischen
zwei Punkten des eigentlichen Flugzeugrumpfes angeordnet sind, z.B.
zwischen dem Getriebe und dem Rumpf. Andere Vorrichtungen zur Erzielung
der vorbestimmten Prüfsignale
können
einen Analogsignalgenerator oder einen Rechner mit entsprechenden
Schnittstellen aufweisen. Die Steuervorrichtung 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.