DE69406096T2

DE69406096T2 - Verfahren und Vorrichtung zum Bestimmen einer Lastdimensionierungsüberschreitung eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE69406096T2
Application number: DE69406096T
Authority: DE
Inventors: Thierry Delest; Olivier Regis; Patrick Schuster
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1993-12-06
Filing date: 1994-11-24
Publication date: 1998-02-19
Anticipated expiration: 2014-11-25
Also published as: FR2713193A1; ES2109640T3; CA2137306C; US5511430A; EP0657723B1; CA2137306A1; FR2713193B1; EP0657723A1; DE69406096D1

Description

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Bestimmen einer Lastdimensionierungsüberschreitung eines Flugzeugs, insbesondere eines zivilen Transportflugzeugs, während der Landung.
Unter Lastdimensionierung sind im Rahmen dieses Patents die maximalen Belastungen zu verstehen, denen die Struktur des Luftfahrzeugs ohne bleibende Verformungen standhalten kann.
Sobald die Lastdimensionierung überschritten wird, ist zur Gewahrleistung der Sicherheit eine Inspektion der Struktur des Luftfahrzeugs durchzuführen. Gleichzeitig werden eventuelle Schäden reparariert.
Eine derartige Inspektion, wird im allgemeinen vom Piloten nach seinen Eindrücken bei der Landung veranlaßt, wenn dieser der Auffassung ist, daß durch die Landung an der Struktur des Luftfahrzeugs tatsächliche Schäden entstanden sein können. Diese allein auf den subjektiven Eindrücken des Piloten beruhende. Bestimmung der Lastüberschreitung ist natürlich kaum zuverlässig.
So geben die im Cockpit erfaßten Rückwirkungen den Umfang der tatsächlichen Belastung des Flugzeugs insgesamt häufig nur recht schlecht wieder.
Einerseits sind als stark empfundene Beschleunigungen oftmals deutlich niedriger als die Werte, bei denen eine Beschädigung der Struktur des Luftfahrzeugs eintritt. Dadurch wird vom Piloten eine hohe Zahl technisch unbegründeter Inspektionen veranlaßt, die zu Zeitverlust und überflüssigen Kosten und damit zu einer schweren Bürde für die betreffende Luftfahrtgesellschaft führen.
Andererseits kann die Struktur hohen Belastungen ausgesetzt werden, ohne daß sich im Cockpitbereich nennenswerte Auswirkungen ergeben. In diesem Fall wird trotz möglicher Schäden an der Struktur keine Inspektion veranlaßt, so daß sich für spätere Flüge schwerwiegende irreparable Folgen ergeben können.
Es ist anzumerken, daß es kleine Geräte gibt, die an verschiedenen Stellen der Struktur des Luftfahrzeugs, zum Beispiel am Fahrwerk, wie in US-A-3 712 122, befestigt werden können und die jede Überschreitung der lokalen Beschleunigung, für die sie geeicht sind, anzeigen. Derartige Geräte sind jedoch nur gegenüber lokalen Impulsen empfindlich und können nicht die gesamte Struktur des Luftfahrzeugs erfassen. Zudem ist die Eichung dieser Geräte sehr schwierig.
Außerdem sind Vorrichtungen bekannt, die bei einer bestimmten Anzahl von Parametern, wie der Vertikalgeschwindigkeit oder der Schwerpunktbeschleunigung, einen Vergleich des tatsächlichen Meßwertes der Landung mit einem in einen Rechner eingegebenen vorbestimmten zulässigen Wert ermöglichen.
Die Meßparameter sind jedoch zahlenmäßig begrenzt und geben die tatsächliche Belastungshöhe nur unvollkommen an. Außerdem ermöglichen derartige Vorrichtungen keine vollständige zuverlässige Überwachung der gesamten Struktur des Luftfahrzeugs, da sie insbesondere nicht die verschiedenen dynamischen Verhaltensweisen berücksichtigen. Zudem muß die Meßhäufigkeit der betreffenden Parameter außerordentlich hoch sein, damit alle möglichen Maximalwerte aufgezeichnet werden können.
Folglich ermöglichen die oben genannten bekannten Verfahren entweder keinen ausreichenden Schutz der Struktur des Luftfahrzeugs oder sie veranlassen die Luftfahrtgesellschaften zu einer zu hohen Anzahl technisch unbegründeter Inspektionen der Struktur des Luftfahrzeugs.
Gegenstand der Erfindung ist deshalb die Bestimmung aller Lastdimensionierungsüberschreitungen des Luftfahrzeugs, wobei keine Beschränkung auf örtlich begrenzte Teilinformationen ohne Wechselwirkung zueinander erfolgt, sondern die tatsächlich erreichte Belastungshöhe ermittelt wird.
Zu diesem Zweck ist das Verfahren zur Bestimmung einer Lastdimensionierungsüberschreitung eines Luftfahrzeugs beim Landen, die eine Inspektion der Struktur des Luftfahrzeugs erforderlich macht, erfindungsgemäß dadurch bemerkenswert, daß
- in einer Vorstufe:
. am Luftfahrzeug meßbare Belastungskriterien, die für die tatsächlichen Belastungen des Luftfahrzeugs repräsentativ sind, festgelegt werden und
. Gesetze zur Entwicklung der zulässigen Werte dieser Belastungskriterien in Abhängigkeit von am Luftfahrzeug meßbaren Eingabeparametern bestimmt werden und
- bei der Landung:
. die Werte dieser Eingabeparameter und der Belastungskriterien gemessen werden;
. aus den Entwicklungsgesetzen und den Meßwerten der Eingabeparameter die zulassigen Werte der Belastungskriterien errechnet werden;
. für jedes Belastungskriterium der tatsächliche Meßwert mit dem zulässigen Rechenwert verglichen wird und
. nach dem Ergebnis der verschiedenen Vergleiche bestimmt wird, ob eine Strukturinspektion durchzuführen ist.
Damit ermöglicht die Erfindung eine auf einer objektiven Bewertung der Belastungshöhe beruhende Überwachung der Struktur des Luftfahrzeugs. Diese Überwachung basiert auf dem Vergleich der während des Aufsetzens gemessenen tatsächlichen Werte mit den zulässigen Rechenwerten der Belastungskriterien, wobei die Belastungskriterien für die tatsächlichen Belastungen, denen das Luftfahrzeug ausgesetzt ist, repräsentativ sind.
Außerdem wird vorteilhafterweise nach dem Ergebnis der verschiedenen Vergleiche die Art der durchzuführenden Inspektion bestimmt.
Durch die Erfindung kann somit nicht nur ermittelt werden, ob eine Strukturinspektion vorgenommen werden muß, sondern nach den Messungen bei der Landung und den entsprechenden Berechnungen können auch die zu überprüfenden Teile des Luftfahrzeugs bestimmt werden, so daß bei einer notwendig werdenden Inspektion nicht die gesamte Struktur des Luftfahrzeugs untersucht werden muß.
Entsprechend der Art der durchzuführenden Strukturinspektion werden vorteilhafterweise eines oder mehrere der folgenden Teile des Luftfahrzeugs überprüft: Bugfahrwerk, Hauptfahrwerk, mittleres Fahrwerk, Flügel, Rumpf und Strahltriebwerksträger.
Je nachdem, wie und in welchem Umfang die Erfindung genutzt werden soll, können für eine eventuelle Inspektion nach dem erfindungsgemäßen Verfahren natürlich andere als die genannten Teile berücksichtigt werden.
Die Art der durchzuführenden Inspektion wird nach den Belastungskriterien, bei denen die entsprechenden zulässigen Werte überschritten wurden, sowie nach dem von diesen Belastungskriterien bei der Landung erreichten Wert ausgewählt. So kann das gleiche Belastungskriterium, dessen Sollwert überschritten wurde, je nachdem, ob es in diesem Fall das einzige Belastungskriterium war, und gegebenenfalls entsprechend der Art der anderen beteiligten Belastüngskriterien unterschiedliche vorbestimmte Inspektionsarten erforderlich machen.
Zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes der zulässigen Werte eines Belastungskriteriums in Abhängigkeit von einem Eingabeparameter wird erfindungsgemäß für verschiedene Werte des Eingabeparameters der entsprechende zulässige Wert des Belastungskriteriums bestimmt, indem für jeden der verschiedenen Werte des Eingabeparameters folgende Schritte ausgeführt werden:
a) Wahl eines angenommenen Wertes des Belastungskriteriums;
b) Eingabe des angenommenen Wertes des Belastungskriteriums und des Wertes des Eingabeparameters in ein Landemodell;
c) mit Hilfe dieses Landemodells Bestimmung der tatsächlichen Belastungen des Luftfahrzeugs;
d) Vergleich dieser bestimmten tatsächlichen Belastungen mit den Grenzlastdimensionierungen und
e) bei gleichen Belastungen Festlegung des angenommenen Wertes des Belastungskriteriums als zulässiger Wert, der dem Wert des Eingabeparameters entspricht; andernfalls erneute Durchführung der Schritte a) bis e) mit einem anderen angenommenen Wert des Belastungskriteriums.
Wenn für eine bestimmte Anzahl von Werten des Eingabeparameters der entsprechende zulässige Wert des Belastungskriteriums bekannt ist; kann folglich die Änderung des zulässigen Wertes in Abhängigkeit vom Eingabeparameter dargestellt und ein mathematisches Entwicklungsgesetz zur Wiedergabe dieser Änderung ermittelt werden.
Beispielsweise kann das Entwicklungsgesetz der zulässigen Werte Ciad eines Belastungskriteriums Ci in Abhängigkeit von einem Eingabeparameter Pi die Form
Ciad = a3Pi³ + a2Pi² + a1Pi + a0
haben. Dabei sind in diesem Ausdruck a0, a1, a2 und a3 konstante Koeffizienten.
Zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes der zulässigen Werte eines Belastungskriteriums in Abhängigkeit von mehreren Eingabeparametern wird außerdem für verschiedene Wertekombinationen der Eingabeparameter der entsprechende zulässige Wert des Belastungskriteriums gesucht, indem für jede Kombination die obigen Schritte a) bis e) ausgeführt werden, bei denen in das Landemodell jeweils die ausgewählten Werte aller Eingabeparameter eingegeben werden.
Bei einem von mehreren Eingabeparametern P1, P2, ..., Pn abhängigen Belastungskriterium Cj kann das Entwicklungsgese,tz der zulässigen Werte Cjad beispielsweise die Form
Cjad = b1PP + b2p2 + ... + bnPn
haben, wobei in diesem Ausdruck b1, b2, ..., bn konstante Koeffizienten darstellen.
Als Eingabeparameter werden vorzugsweise mindestens einige der folgenden Parameter genutzt: Masse des Luftfahrzeugs, Schwerpunkt des Luftfahrzeugs, Beschleunigung im Augenblick der Landung, während der Landung aufgezeichnete maximale Beschleunigung, Trimmlage, des Flugzeugs, Durchsackgeschwindigkeit und Rollgeschwindigkeit.
Abtastung und Filterung der eingesetzten Parameter erfolgen so, daß alle Peaks dieser Parameter berücksichtigt werden. Dadurch ist es beispielsweise unmöglich, daß eine sehr kurze aber starke Belastung, durch die Schäden an der Struktur des Luftfahrzeugs entstehen können, nicht erfaßt und nicht in die Berechnung einbezogen wird.
Als Belastungskriterien werden vorteilhafterweise mindestens einige der folgenden Kriterien genutzt: Vertikalgeschwindigkeit, Vertikalbeschleunigung, seitliche Beschleunigung und vertikale Belastung des Bugfahrwerks.
Zur Anwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird vorteilhafterweise eine Bordvorrichtung vorgesehen, die umfaßt:
- eine erste Sensoreinheit zur Messung der Werte der Eingabeparameter;
- eine zweite Sensoreinheit zur Messung der Werte der Belastungskriterien;
- einen mit der ersten Sensoreinheit verbundenen Rechner mit den Entwicklungsgesetzen der zulässigen Werte der Belastungskriterien, an den die Meßwerte der Eingabeparameter gelangen und der die entsprechenden zulässigen Werte der Belastungskriterien bestimmt; und
- eine Vergleichsvorrichtung, die mit der zweiten Sensoreinheit und mit dem Rechner verbunden ist und für jedes Belastungskriterium den tatsächlichen Meßwert mit dem zulässigen Rechenwert vergleicht, aus den Vergleichen die Notwendigkeit einer Strukturinspektion bestimmt und gegebenenfalls die Art der durchzuführenden Strukturinspektion übermittelt.
Die Vergleichsvorrichtung gibt also an ihrem Ausgang Signale ab, die für das Ergebnis dieser Bestimmung repräsentativ sind, wobei die Signale zur Anzeige genutzt oder an andere Systeme, z.B. an eine Vorrichtung zur Aufzeichnung bzw. Speicherung des Ergebnisses zwecks späterer Nutzung auf Papier oder Magnetplatte oder an eine Sendevorrichtung zur direkten Übermittlung des Ergebnisses an Bedienungspersonen am Boden übertragen werden.
Die Figuren der beigefügten Zeichnung verdeutlichen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Nummern ähnliche Elemente.
Figur 1 ist ein Übersichtsschema einer erfindungsgemäßen Vorrichtung.
Figur 2 veranschaulicht eine Logikvorrichtung zur Verarbeitung von Entwicklungsgesetzen der zulässigen Werte der Belastungskriterien.
Figur 3 veranschaulicht eine Logikvorrichtung, einer Vergleichsvorrichtung zur Analyse der Ergebnisse.
Figur 4 veranschaulicht eine Logikvorrichtung zur Verbesserung der Logikvorrichtung von Figur 3.
Die in Figur 1 dargestellte erfindungsgemäße Vorrichtung 1 ist zur Installation an, Bord eines Luftfahrzeugs zwecks Erfassung aller Überschreitungen der Dimensionierungswerte des Luftfahrzeugs während der Landung bestimmt.
Dazu hat die Vorrichtung 1 eine erste Einheit E1 von Sensoren D1 bis Dn. Die Sensoren D1, D2, ..., Dn sind jeweils über Verbindungen L1, L2, ..., Ln mit einem Rechner CAL verbunden. Während der Landung messen sie Eingabeparameter P1, P2, ..., Pn, die sie an den Rechner CAL übermitteln.
Um die Deutlichkeit der Zeichnung zu erhöhen, wurden, in der Figur 1 die über die verschiedenen Verbindungen übertragenen Informationen innerhalb von Kreisen in diesen Verbindungen angegeben, wie beispielsweise die über die Verbindungen L1, L2, ...,, Ln übertragenen Eingabeparameter P1, P2, ..., Pn.
Aus den Eingabeparametern P1 bis Pn und aus den gespeicherten Entwicklungsgesetzen errechnet der Rechn,er CAL die zulässigen Werte C1ad, C2ad, ..., Cpad der Belastungskriterien C1, C2, ..., Cp, die für die Belastungen des Luftfahrzeugs repräsentativ sind. Nachstehend wird unter Bezugnahme auf Figur 2 die Art der Erarbeitung der Entwicklungsgesetze erläutert.
Bei diesem Rechner CAL kann es sich um einen Analog- oder Digitalrechner handeln. Er kann sequentiell oder nach den Verfahren der künstlichen Intelligenz programmiert sein.
Der Rechner CAL übermittelt die zulässigen Werte C1ad, C2ad, Cpad jeweils über Verbindungen M1, M2, ..., Mp an eine Vergleichsvorrichtung DC.
An die Vergleichsvorrichtung DC gelangen außerdem die tatsächlichen Werte C1m, C2m, ..., ,Cpm der Belastungskriterien C1, C2, ..., Cp, die während der Landung von einer zweiten Einheit E2 von Sensoren F1, F2, ..., Fp gemessen und über Verbindungen N1, N2, ..., Np übertragen werden.
Die Sensoren D1 bis Dn und F1 bis Fp sind im allgemeinen Vorrichtungen, die an Bord des Luftfahrzeugs bereits vorhanden sind, so daß zur Anwendung der Erfindung keine speziellen Anordnungen ausgeführt werden müssen und die Kosten von Vorrichtung 1 begrenzt werden können. Diese Sensoren sind im allgemeinen einfache Meßvorrichtungen, durch die der tatsächliche Wert der in der Erfindung genutzten Parameter direkt gemessen wird. Dennoch kann es sich auch um andere Informationsquellen, beispielsweise um Bordrechner des Luftfahrzeugs, die ursprünglich für einen anderen Zweck bestimmt waren, handeln. Da die verschiedenen Sensoren der ersten Sensoreinheit E1 und der zweiten Sensoreinheit E2 gleichartig sind, werden alle Sensoren D1 bis Dn und F1 bis Fp zu einer einzigen Einheit E zusammengefaßt.
Die Vergleichsvorrichtung DC vergleicht für jedes Belastungskritenum C1, C2, ..., Cp den zulässigen Rechenwert C1ad, C2ad, Cpad, mit dem Meßwert C1m, C2m, ..., Cpm. In Abhängigkeit von den Ergebnissen der verschiedenen Vergleiche bestimmt die Vergleichsvorrichtung DC, ob eine Strukturinspektion durchgeführt werden muß, und gegebenenfalls die Art der durchzuführenden Inspektion. Nachstehend wird unter Bezugnahme auf die Figuren 3 und 4 die Berücksichtigung dieser verschiedenen Vergleiche bei der Bestimmung der Art der gegebenenfalls durchzuführenden Inspektion erläutert.
Die Vergleichsvorrichtung DC gibt an ihrem Ausgang 5 Signale ab, die für die Art der gegebenenfalls durchzuführenden Inspektion repräsentativ sind, die über eine Verbindung S1 an einer Anzeigevorrichtung V angezeigt und/oder über eine Verbindung S2 an andere Anwendersysteme (nicht dargestellt), wie eine Vorrichtung zur Aufzeichnung bzw. Speicherung auf Papier oder Magnetplatte oder eine Sendevorrichtung zur Direktübertragung des Ergebnisses an Bedienungspersonen am Boden, übertragen werden kann.
Die Vergleichsvorrichtung DC und der Rechner CAL sind in einer Zentraleinheit UC zusammengefaßt.
Wie oben gesagt, sind die Belastungskriterien C1, C2, ..., Cp für die tatsächlichen Belastungen des Luftfahrzeugs repräsentativ, und ihre zulässigen Werte C1ad, C2ad, ..., Cpad werden aus den Eingabeparametern Pl, P2, ..., Pn bestimmt.
Entsprechend der Erfindung wird zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes des zulässigen Wertes Ciad eines Belastungskriteriums Ci in Abhängigkeit von einem Eingabeparameter Pi für verschiedene Werte Pi des Eingabeparameters Pi mit Hilfe der Logikvorrichtung 2 von Figur 2 der entsprechende zulässige Wert Ciad des Belastungskriteriums Ci ermittelt. Dann wird aus den so bestimmten verschiedenen Ciad/Pi-Paaren das entsprechende Entwicklungsgesetz abgeleitet.
Zur Logikvorrichtung 2 gehört ein Rechner 3 mit zwei Eingängen, die jeweils mit Verbindungen 4 und 5 verbunden sind, und einem Ausgang. Dieser ist über eine Verbindung 6 mit einem Eingang eines Vergleichers 7 mit zwei Eingängen verbunden. An den anderen Eingang des Vergleichers 7 ist über eine Verbindung 9 ein Speicher 8 angeschlossen. Der Vergleicher 7 vergleicht die Informationen aus dem Rechner 3 und aus dem Speicher 8 miteinander und gibt am Ausgang über eine Verbindung 10 entsprechend dem Ergebnis dieses Vergleichs eine von zwei Reaktionen ab.
Dazu verzweigt sich die Verbindung 10 in zwei Verbindungen 11 und, 12, die jeweils der einen oder anderen möglichen Reaktion zugeordnet sind.
Bei einem positiven Ergebnis, d.h. wenn die beiden verglichenen Werte, selbstverständlich unter Berücksichtigung eines vorbestimmten Spielraums, gleich sind, gibt der Vergleicher 7 am Ausgang über die Verbindung 11 die ursprünglich über die Verbindungen 4 und 5 in den Rechner 3 eingegebenen Werte ab, und der Betrieb der Logikeinheit wird abgeschaltet.
Ist dagegen das Ergebnis negativ, und die Differenz zwischen den verglichenen Werten übersteigt einen vorbestimmten Spielraum, informiert der Vergleicher 7 über die Verbindung 12 einen Rechner 13. Der Rechner 13 gibt dann über eine Verbindung 14, die an Verbindung 5 angeschlossen ist, einen neuen Wert in den Rechner 3 ein.
Die Logikvorrichtung 2 bildet dann eine Schleife und setzt ihre Berechnungen kontinuierlich so lange fort, bis im Vergleicher 7 eine Gleichheit erzielt wird.
Zur Bestimmung des zulässigen Wertes Ciad eines von nur einem Parameter Pi abhängigen Belastungskriteriums Ci für einen bestimmten Wert Pi des Parameters Pi wird in den Rechner 3 über die Verbindung 4 der Wert Pi und über die Verbindung 5 ein angenommener Wert Cith des Belastungskriteriums Ci eingegeben.
Der Rechner 3 enthält ein theoretisches Landemodell mit den technischen Daten des Luftfahrzeugs, so daß die Erfindung vorteilhaft an den Typ des eingesetzten Luftfahrzeugs angepaßt werden kann.
Aus den eingegebenen Informationen und aus dem Landemodell berechnet der Rechner 3 die Belastung des Luftfahrzeugs unter diesen Bedingungen und übermittelt das Ergebnis dem Vergleicher 7, der dann diesen errechneten Belastungswert mit der Grenzbelastung vergleicht, der das Luftfahrzeug standhalten kann und die nach der Dimensionierung des Luftfahrzeugs bestimmt und im Speicher 8 gespeichert wurde.
Sind beide Belastungen unter Berücksichtigung eines vorbestimmten Spielraums gleich, übermittelt der Vergleicher 7 an seinem Ausgang über die Verbindung 11 den anfänglich in den Rechner 3 eingegebenen angenommenen Wert Cith des Kriteriums Ci.
Dieser Wert Cith wird dann als zulässiger Wert Ciad des Wertes Pi des Eingabeparameters Pi festgelegt.
Entspricht hingegen die nach dem Landemodell errechnete Belastung nicht der Grenzbelastung, informiert der vergleicher 7 den Rechner 13, der den angenommenen Wert Cith des Belastungskriteriums entsprechend dem Vergleichsergebnis erhöht oder reduziert und den so bestimmten neuen Wert über die Verbindungen 14 und 5 in den Rechner 3 eingibt, wobei der Wert Pi des über die Verbindung 4 eingegebenen Eingabeparameters Pi unverändert bleibt.
Die schleifenförmige Logikvorrichtung 2 wiederholt die obigen Schritte so lange, bis im Vergleicher 7 eine Gleichheit, d.h. der dem Wert Pi des Eingabeparameters Pi zugeordnete zulässige Wert Ciad des Belastungskriteriums Ci erzielt wird.
Es ist festzustellen, daß die gleiche Logikvorrichtung 2 zur Bestimmung des zulässigen Wertes des Belastungskriteriums genutzt werden kann, bei dem die tatsächliche Belastung nicht der Grenzlastdimensionierung, sondern einem bestimmten Prozentsatz, z.B. 80 %, dieser Grenzlastdimensionierung entspricht. Dazu braucht nur der Wert der in den Speicher 8 eingegebenen Belastung entsprechend geändert zu werden.
Aus den so erhaltenen Ciad/Pi-Paaren wird die Änderung von Ciad in Abhängigkeit von Pi bestimmt und ein theoretisches Entwicklungsgesetz zur Wiedergabe dieser Änderung ermittelt.
Beispielsweise kann ein mögliches Entwicklungsgesetz die Form
Ciad = a3Pi³ + a2Pi² + a1Pi + a0
haben. In diesem Ausdruck sind a0, a1, a2 und a3 charakteristische Koeffizienten der Leistungen und der Dimensionieruhgswerte des Luftfahrzeugs.
Wenn ein Belastungskriterium Cj aus mehreren Eingabeparametern P1 bis Pn bestimmt wird, wird zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes der zulässigen Werte Cjad dieses Belastungskriteriums Cj in Abhängigkeit von den Eingabeparametern P1 bis Pn ebenfalls die Logikvorrichtung 2 verwendet.
Durch die Logikvorrichtung 2 wird in einem solchen Fall der zulässige Wert für eine bestimmte Wertekombination P1 bis Pn der Eingabeparameter P1 bis Pn bestimmt.
In diesem Fall hat beispielsweise ein bestimmtes Entwicklungsgesetz die Form
Cjad = a1P1 + a2p2 + ... + anPn
wobei a1, a2, ..., an charakteristische Koeffizienten darstellen.
Wie oben beschrieben, vergleicht die Vergleichsvorrichtung DC (siehe Figur 1) für jedes Belastungskriterium C1, C2, ..., Cp den vom Rechner CAL mit Hilfe von Entwicklungsgesetzen, wie sie oben beschrieben wurden, errechneten zulässigen Wert C1ad, C2ad, ... Cpad mit dem im Augenblick der Landung von der zweiten Sensoreinheit E2 tatsächlich gemessenen Wert C1m, C2m, ..., Cpm und leitet daraus durch Analyse dieser verschiedenen Vergleiche ab, ob eine Strukturinspektion durchgeführt werden muß. Dazu verwendet er eine in Figur 3 dargestellte Logikvorrichtung 15.
Die Logikvorrichtung 15 hat zwei Vergleicher 16 und 17 mit doppeltem Eingang und jeweils einem Ausgang. Die entsprechenden Ausgänge der Vergleicher 16 und 17 sind über Verbindungen 18 und 19 mit den beiden Eingängen eines ODER-Gatters 20 verbunden, wobei der Ausgang dieses ODER-Gatters 20 mit einer Verbindung 21 verbunden ist.
Wenn der Ausgang des ODER-Gatters 20 aktiviert ist, d.h. wenn die Verbindung 21 ein Signal überträgt, ist eine Strukturinspektion vorzunehmen.
Entsprechend den in den Vergleicher 16 über die an seine Eingänge angeschlossenen Verbindungen 22 und 23 sowie den in den Vergleicher 17 über die an dessen Eingänge angeschlossenen Verbindungen 24 und 25 eingegebenen Informationen kann außerdem sogar die Art der auszuführenden Strukturinspektion bestimmt werden, d.h. es können die zu überprüfenden Teile des Luftfahrzeugs festgelegt werden.
Zum Beispiel können in den Vergleicher 16 einerseits der aüs den Eingabeparametern errechnete zulässige Wert Nzad der Vertikalbeschleunigung Nz und andererseits der bei der Landung gemessene tatsächliche Wert Nzm und in den Vergleicher 17 jeweils die zulässigen und gemessenen Werte der seitlichen Beschleunigung Ny eingegeben werden.
Die Vergleicher 16 und 17 sind so programmiert, daß sie an ihrem Ausgang immer dann ein Signal abgeben, wenn der eingegebene Meßwert größer als der eingegebene zulässige Wert ist.
Da das ODER-Gatter 20 an seinem Ausgang ein Signal abgibt, das eine Strukturinspektion zur Folge hat, wenn einer seiner Eingänge aktiviert ist, ist in diesem Beispiel eine Strukturinspektion somit dann durchzuführen, wenn die seitliche Beschleunigung oder die Vertikalbeschleunigung ihren zulässigen Wert übersteigt.
Mit Hilfe einer weiteren Logikvorrichtung 26, die in Figur 4 dargestellt ist und die die verbesserte Logikvorrichtung 15 von Figur 3 umfaßt, können die zu inspizierenden Teile des Luftfahrzeugs noch genauer festgelegt werden.
Die Logikvorrichtung 26 enthält zusätzlich zur Logikvorrichtung 15 einen Vergleicher 27 mit einer Eingangsverbindung 28 und einer Ausgangsverbindung 29, die sich in zwei Verbindungen 30 und 31 aufteilt, von denen jeweils nur eine entsprechend der Reaktion des Vergleichers 27 aktiviert wird. Ist die Reaktion positiv, wird die Verbindung 30 aktiviert und mit einem UND-Gatter 32 verbunden. Ist die Reaktion dagegen negativ, wird Verbindung 31 aktiviert und mit einem UND-Gatter 33 verbunden.
Die beiden anderen Eingänge der UND-Gatter 32 und 33 sind jeweils mit zwei Verbindungen 34 und 35 verbunden, die sich durch die Verzweigung der Verbindung 21 von Logikvorrichtung 15 ergeben.
Die Ausgänge der UND-Gatter 32 und 33 sind jeweils mit der Verbindung 36 bzw. 37 verbunden. Sie sind außerdem jeweils einer anderen Art auszuführender Strukturins,pektion zugeordnet. Je nachdem, welche der Verbindungen 36,37 ein Signal führt, ist die eine oder andere der entsprechenden Inspektionsarten zu berücksichtigen.
Nach einem praxiserprobten speziellen Beispiel sind bei Eingabe in die Logikvorrichtung 26:
- des Meßwertes Vzm der Vertikalgeschwindigkeit Vz des Luftfahrzeugs über die Verbindung 22 und des aus einem ersten Entwicklungsgesetz errechneten zulässigen Wertes Vzad1 der Vertikalgeschwindigkeit Vz über Verbindung 23, wenn die Vertikalbeschleunigung Nz größer als 1 g ist, wobei g die Fallbeschleunigung darstellt,
- des Wertes Vzm über die Verbindung 24 und des nach einem zweiten Entwicklungsgesetz errechneten zulässigen Wertes Vzad2 der Vertikalgeschwindigkeit Vz über die Verbindung 25, wenn die Vertikalbeschleunigung Nz kleiner als 1 g ist, und
- der Nickbewegung 8 über die Verbindung 28, wobei der Vergleicher 27 den Wert 8 (ausgedrückt in 0) mit einem gespeicherten Wert gleich 40 vergleicht,
am Luftfahrzeug zu überprüfen:
- das mittlere und Hauptfahrwerk und die Strahltriebwerksträger, wenn Verbindung 36 aktiviert ist, oder
- das Hauptfahrwerk, die Flügel und die Strahltriebwerksträger, wenn Verbindung 37 aktiviert ist.

Claims

1. Verfahren zur Erfassung einer Lastdimensionierungsüberschreitung eines Luftfahrzeugs bei der Landung, die eine Strukturinspektion des Luftfahrzeugs erforderlich macht,

dadurch gekennzeichnet, daß:

- in einer Vorstufe:

. am Luftfahrzeug meßbare Belastungskriterien (C1, C2, ..., Cp), die für die tatsächlichen Belastungen des Luftfahrzeugs repräsentativ sind, fesügelegt werden und

. Entwicklungsgesetze der zulässigen Werte (C1ad, C2ad, Cpad) dieser Belastungskriterien (C1, C2, ..., Cp) in Abhängigkeit von am Luftfahrzeug meßbaren Eingabeparametern (P1, P2, ..., Pn) bestimmt werden und

- bei der Landung:

. die Werte der Eingabeparameter (P1, P2, ..., Pn) und der Belastungskriterien (C1, C2, . ., Cp) gemessen werden;

. aus den Entwicklungsgesetzen und den Meßwerten der Eingabeparameter die zulässigen Werte (C1ad, C2ad, ..., Cpad) der Belastungskriterien (C1, C2, ..., Cp) errechnet werden;

. für jedes Belastungskriterium (C1, C2, ..., Cp) der tatsächliche Meßwert (C1m, C2m, ..., Cpm) mit dem errechneten zulässigen Wert (C1ad, C2ad, ..., Cpad) verglichen wird, und

. nach dem Ergebnis der verschiedenen Vergleiche bestimmt wird, ob eine Strukturinspektion durchzuführen ist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß nach dem Ergebnis der verschiedenen Vergleiche gegebenenfalls die Art der durchzuführenden Strukturinspektion bestimmt wird.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß entsprechend der Art der durchzuführenden Strukturinspektion eines oder mehrere der folgenden Teile des Luftfahrzeugs überprüft werden: Bugfahrwerk, Hauptfahrwerk, mittleres Fahrwerk, Flügel, Rumpf und Strahltriebwerksträger.

4. Verfahren nach einem der Verfahren 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes der zulässigen Werte (Ciad) eines Belastungskriteriums (Ci) in Abhängigkeit von einem Eingabeparameter (Pi) für verschiedene Werte des Eingabeparameters (Pi) der entsprechende zulässige Wert (Ciad) des Belastungskriteriums ermittelt wird, indem für jeden der verschiedenen Werte des Eingabeparameters folgende Schritte durchgeführt werden:

a) Wahl eines angenommenen Wertes des Belastungskriteriums;

b) Eingabe des angenommenen Wertes des Belastungskriteriums und des Wertes des Eingabeparameters in ein Landemodell;

c) mit Hilfe dieses Landemodells Bestimmung der tatsächlichen Belastungen des Luftfahrzeugs;

d) Vergleich dieser bestimmten tatsächlichen Belastungen mit der Grenzlastdimensionierung und

e) bei gleichen Belastungen Festlegung des angenommenen Wertes des Belastungskriteriums als zulässiger Wert, der dem Wert des Eingabeparameters entspricht, andernfalls erneute Durchführung der Schritte a) bis e) mit einem anderen angenommenen Wert des Belastungskriteriums.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Entwicklungsgesetz der zulässigen Werte (Ciad) eines Belastungskriteriums (Ci) in Abhängigkeit von einem Eingabeparameter (Pi) die Form

Ciad = a3Pi³ + a2Pi² + a1Pi + a0

hat, wobei in diesem Ausdruck a0, a1, a2 und a3 konstante Koeffizienten darstellen.

6. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß zur Bestimmung des Entwicklungsgesetzes der zulässigen Werte (Cjad) eines Belastungskriteriums (Cj) in Abhängigkeit von mehreren Eingabeparametern (P1, P2, ..., Pn) für verschiedene Wertekombinationen der Eingabeparameter (P1, P1, ..., Pn) der entsprechende zulässige Wert (Cjad) des Belastungskriteriums (Cj) ermittelt wird, indem für jede Kombination die Schritte a) bis e) durchgeführt werden, bei denen jeweils in das Landemodell die ausgewählten Werte aller Eingabeparameter (P1, P2, ..., Pm) eingegeben werden.

7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Entwicklungsgesetz der zulässigen Werte (Cjad) eines Belastungskriteriums (Cj) in Abhängigkeit von Eingabeparametern (P1, P2, ..., Pn) die Form

Cjad = b1P1 + b2P2 + ... + bnPn

hat, wobei in diesem Ausdruck b1, b2, ..., bn konstante Koeffizienten darstellen.

8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß als Eingabeparameter (P1, P2, ..., Pn) mindestens einige der folgenden Parameter verwendet werden: Masse des Luftfahrzeugs, Schwerpunkt des Luftfahrzeugs, Beschleunigung zum Zeitpunkt der Landung, während der Landung aufgezeichnete Höchstbeschleunigung, Trimmlage des Flugzeugs, Durchsackgeschwindigkeit und Rollgeschwindigkeit.

9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß als Belastungskriterien (C1, C2, Cp) mindestens einige der folgenden Kriterien verwendet werden: Vertikalgeschwindigkeit, Vertikalbeschleunigung, seitliche Beschleunigung und vertikale Belastung des Bugfahrwerks.

10. Vorrichtung (1) zur Anwendung des unter einem der Ansprüche 1 bis 9 beschriebenen Verfahrens, dadurch gekennzeichnet, daß sie umfaßt:

- eine erste Einheit (E1) voh Sensoren (D1, D2, ..., Dn) zur Messung der Werte der Eingabeparameter (P1, P2, ..., Pn);

- eine zweite Einheit (E2) von Sensoren (F1, F2, ..., Fp) zur Messung der Werte (C1m, C2m, ..., Cpm) der Belastungskriterien (C1, C2, ... , Cp);

- einen mit der ersten Sensoreinheit (E1) verbundenen Rechner (CAL) mit den Entwicklungsgesetzen der zulässigen Werte der Belastungskriterien, an den die Meßwerte der Eingabeparameter (P1, P2, ..., Pn) gelangen, und der die entsprechenden zulässigen Werte (C1ad, C2ad, . ., Cpad) der Belastungskriterien (C1, C2, ..., Cp) bestimmt, und

- eine Vergleichsvorrichtung (DC), die mit der zweiten Sensoreinheit (E2) und dem Rechner (CAL) verbunden ist und für jedes Belastungskriterium (C1, C2, ..., Cp) den tatsächlichen Meßwert (C1m, C2m, ..., Cpm) mit dem zulässigen Rechenwert (C1ad, C2ad, Cpad) vergleicht, aus den Vergleichen bestimmt, ob eine Strukturinspektion durchgeführt werden muß und gegebenenfalls die Art der durchzuführenden Strukturinspektion angibt.