DE69901019T2

DE69901019T2 - Vorrichtung zur Überwachung der strukturellen Ermüdung von Flugzeugen

Info

Publication number: DE69901019T2
Application number: DE69901019T
Authority: DE
Inventors: Terry L. Zweifel
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1998-12-10
Filing date: 1999-12-02
Publication date: 2002-10-02
Anticipated expiration: 2019-12-03
Also published as: EP1018641A1; DE69901019D1; EP1018641B1; US6289289B1

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft allgemein ein System zur Überwachung der akkumulierten strukturellen Ermüdung in einem Flugzeug und insbesondere ein System, daß die sich auf Flugzeugstrukturen akkumulierende Ermüdung überwacht, die durch vertikale Vibrationen, wie zum Beispiel Turbulenz und Manöver und Zyklen der Beaufschlagung und Wegnahme von Druck verursacht werden.

Allgemeiner Stand der Technik

Zur Zeit beträgt der Anteil von Flugzeugen, die ihr ursprünglich entworfenes Lebensdauerziel übersteigen bei ungefähr 39% der modernen Flugtransportflotte. Die Wartung dieser "gealterten" Flugzeuge ist ein wichtiges Problem; und zwar insbesondere die Bewertung der akkumulierten strukturellen Ermüdung, die Ermüdungsausfälle der Flugzeugkomponenten während des Fluges verursachen kann. Es wird geschätzt, daß etwa 3% aller Flugzeugunglücke das Ergebnis einer akkumulierten strukturellen Ermüdung sind.
Die zyklische Belastung, die durch Druckbeaufschlagung/Wegnahme beim An- und Abstieg des Flugzeugs verursacht wird, ist ein Hauptbeitrag zu der Rumpfermüdung und dessen Ausfall. Diese Druckbeaufschlagungszyklen sind für 90% bis 100% der Rumpfermüdungslebensdauer verantwortlich. Jüngste Unglücke wurden direkt mit einem Rumpfermüdungsausfall in Zusammenhang gebracht. In diesen Fällen überstiegen die akkumulierten Flugzyklen des Flugzeugs das ursprüngliche Entwurfslebensdauerziel, was zu einer umfassenden Materialermüdung oder Aufbrechen an der Oberfläche um Nietenlöcher herum führte. Letztendlich kam es zu einem strukturellen Versagen, wie zum Beispiel der Trennung von Teilen der Rumpfhülle vom Flugzeug. Als direktes Ergebnis dieser Unglücke ist die Flugindustrie zunehmend über das Versagen von Flugzeugkomponenten aufgrund einer akkumulierten strukturellen Ermüdung besorgt.
Außerdem kommt es in Flugzeugen zu Flügelermüdungsausfällen, die auf die neben den normalen Flügelbelastungen während des Abhebens und Landens durch Turbulenz und Manöver dem Flugzeug auferlegt werden. Die einzelnen Beiträge zu jedem Phänomen hängen von der genauen Route des einzelnen Flugzeugs, d. h. der Anzahl von Landungen pro Tag, Turbulenzerscheinungen, dem Flugweg und dergleichen ab. Eine weithin anerkannte Abschätzung des relativen Beitrags zu dem Flügelermüdungsausfall der verschiedenen Komponenten ist: Turbulenz 35% bis 60%; Abheben und Landung: 35% bis 50%; und Manöver 10% bis 15%.
Fluglinien inspizieren routinemäßig Flugzeuge im Hinblick auf Ermüdungsschäden in der Regel während sogenannter "C"-Checks, die alle 2400 Flugstunden auftreten. Während des "C"-Checks verwenden Wartungstechniker zerstörungsfreie Geräte, wie zum Beispiel Hochfrequenz-Eddy-Current-Ultraschall und Röntgen, um strukturelle Ermüdung zu erkennen. "C"- Checks sind jedoch kostspielig und können auf vernünftiger Grundlage nicht sehr häufig erfolgen. Somit wird ein Verfahren benötigt, das dabei hilft, zu bestimmen, wann ein Flugzeug für eine zusätzliche Ermüdungsprüfung eingeplant werden sollte, auch wenn noch kein "C"-Check fällig ist.
Durch Kenntnis der Vorgeschichte eines gegebenen Flugzeugs im Hinblick auf die Parameter, die sich auf die Ermüdungslebensdauer auswirken, könnten Fluglinien ihre Ermüdungs-Wartungsinspektionen so planen, daß die Anzahl von Zyklen struktureller Belastung korrekt berücksichtigt wird, die im Flugzeug aufgetreten ist, so daß der Flugzeugbetrieb sicherer wird, und möglicherweise gleichzeitig unnötige Wartungsaktionen verringert werden.
Die europäische Patentspezifikation Nr. 0407179 beschreibt ein Flugzeugzustandsüberwachungssystem mit vorbestimmten Schwellen in Bezug auf gewählte Indikatoren.
Die britische Patentspezifikation Nr. GB 2021261 betrifft ein System zur Bereitstellung von Daten aus der Auslenkung der Struktur eines Flugzeugs.

Kurze Darstellung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung liefert ein System nach Anspruch 1.
Das System kann die Merkmale der Ansprüche 2 bis 13 enthalten.
Die vorliegende Erfindung liefert außerdem ein Verfahren nach Anspruch 14.
Das Verfahren kann die Merkmale beliebiger der Ansprüche 5 bis 26 enthalten.
Eine Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein System zum Überwachen, Speichern und Melden der Akkumulation von Ermüdungserscheinungen, die in einem Flugzeug auftreten, bereitzustellen.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein System bereitzustellen, das die Akkumulation von Ermüdungserscheinungen, die in einem Flugzeug auftreten, überwacht, speichert und meldet, ohne daß zusätzliche Meßgeräte verwendet werden.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Ermüdungsüberwachungssystem bereitzustellen, bei dem Daten bezüglich der Größe und Zyklen etwaiger Turbulenzereignisse; der Größe und Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden G-Belastungen; der Anzahl von Druchbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind; und der Anzahl von Abflug-/ Landezyklen, die aufgetreten sind, gesammelt werden. Diese Daten werden zur späteren Begutachtung durch die Flugzeugcrew oder das Wartungspersonal in einem elektronischen Speicher gespeichert.
Noch eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Ermüdungsüberwachungssystem bereitzustellen, das die Anzahl von Flügelklappenzyklen und Landeausfahr-/Einzugsvorgängen akkumuliert, die ebenfalls verwendet werden kann, um die Wartungsoperationen dieser beiden kritischen Flugsteuerungen zu erleichtern.
Die für die Erfindung charakteristischen Merkmale sowohl in Bezug auf die Struktur und das Verfahren ihres Betriebs in Verbindung mit weiteren Aufgaben und Vorteilen werden aus der folgenden Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen deutlicher, worin die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung beispielhaft veranschaulicht wird. Es versteht sich jedoch ausdrücklich, daß die Zeichnungen lediglich als Veranschaulichung und Beschreibung dienen und nicht als Definition der Grenzen der Erfindung beabsichtigt sind.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein Blockschaltbild der Implementierung von Gleichung 8, der Bestimmung der Vertikalkomponente der Turbulenz, der ein Flugzeug unterworfen wird.
Fig. 2 ist eine ausführlichere Darstellung der Einzelheiten der strukturellen Filterung des Turbulenzsignals.
Fig. 3 ist eine Darstellung der Turbulenzklassifizierung und -speicherung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 4 ist eine Darstellung der Manöverklassifizierung und -speicherung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 5 ist eine Darstellung der Druckbeaufschlagungs- und Klappenzyklusüberwachung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 6 ist eine Darstellung der Überwachung von Flügelklappenzyklen gemäß der vorliegenden Erfindung.

Ausführliche Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen

Die vorliegende Erfindung ist ein System zum Überwachen, Speichern und Melden der Akkumulation von Ermüdungserscheinungen, die in einem Flugzeug auftreten. Das erfindungsgemäße System verwendet bestehende Flugzeuginstrumentation, um Ermüdungserscheinungen zu überwachen. Daten werden bezüglich der Größe und Zyklen etwaiger Turbulenzereignisse; der Größe und Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden G-Belastungen; der Anzahl von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind, und der Anzahl von Abflug-/ Landezyklen, die aufgetreten sind, gesammelt. Diese Daten werden zur späteren Begutachtung durch die Flugzeugcrew oder das Wartungspersonal in einem elektronischen Speicher gespeichert. Außerdem kann die Anzahl akkumulierter Flügelklappenzyklen und Lande- Ausfahr-/Einzugvorgängen überwacht werden, um die Wartungsoperationen dieser beiden kritischen Flugsteuerungen zu erleichtern.
Der Klarheit halber werden die einzelnen Komponenten der vorliegenden Erfindung separat, beginnend mit der Turbulenzüberwachung, beschrieben.
Die Überwachung der Turbulenz kann dadurch erzielt werden, daß die vertikale bodenbezogene (Trägheits-)Beschleunigung des Flugzeugs von seiner Beschleunigung in der Luftmasse verglichen wird. Dabei wird die folgende wohlbekannte Gleichung verwendet:
(1) h'Wind = h'gnd - h'air,
wobei h'wind die Vertikal-Windgeschwindigkeit, h'gnd die Anstiegsrate des Flugzeugs in Bezug auf den Boden und h'air die Anstiegsrate des Flugzeugs in Bezug auf die Luftmasse ist. Das gestrichene Symbol zeigt eine zeitliche Ableitung des Terms an.
Durch Nehmen einer weiteren Zeitableitung der obigen Gleichung erhält man die Gleichung für die Beschleunigung:
(2) h"wind = h"gnd - h"air,
wobei h"gnd durch einen in dem Flugzeug angebrachten Beschleunigungsmesser bestimmt wird, der die Vertikalbeschleunigung av des Flugzeugs mißt. Der Term h"air kann mit der folgenden Gleichung berechnet werden:
(3) γ = h'air/Vt,
wobei γ der Flugwegwinkel des Flugzeugs in Bezug auf die Luft, gemessen im Bogenmaß, und Vt die Echt- Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs ist. Diese Gleichung ist eine Approximation für kleine Winkel, die für typische Flugwegwinkel kommerzieller Flugzeuge gültig ist. Außerdem gilt wohlbekanntlich:
(4) γ = (Θ - α),
wobei Θ der Steigungswinkel des Flugzeugs und α der Anstellwinkel des Flugzeugs, beides gemessen im Bogenmaß, ist. Gleichsetzen der beiden Gleichungen ergibt:
(5) (Θ - α) = h'air/Vt
Auf lösen auf h'air ergibt:
(6) h'air = (Θ - α)Vt.
Nehmen der zeitlichen Ableitung gemäß der Produktregel ergibt nun:
(7) h"air = (Θ' - α')Vt + (Θ - α)V't.
Man kann daher aus der obigen Gleichung den Wert der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs relativ zu der Luftmasse bestimmen. Einsetzen in Gleichung (1) ergibt:
(8) h"wind = av - {(Θ' - α')Vt + (Θ - α)V't}.
Diese Gleichung liefert eine indirekte Messung der Vertikalkomponente der Turbulenz oder einer etwaigen zeitlichen Windänderung. Die Implementierung dieser Gleichung ist in Fig. 1 als Blockschaltbild gezeigt und wird nachfolgend beschrieben.
Der Steigungslageparameter Θ 10 und der Anstellwinkelparameter α 12 werden vorzugsweise durch einen Differenzoperator 50 geleitet, um den approximierten relativen Flugwegwinkelparameter (Θ - α) 14 zu erzeugen. Gleichzeitig werden ihre Werte an einen ersten und zweiten Differenzierer s&sub1; 58 und s&sub2; 60 angekoppelt, um Zeitableitungen Θ' 10' bzw. α' 12' zu erhalten. Die Zeitableitungen Θ' 10' und α' 12' werden dann an einen zweiten Differenzoperator 52 angekoppelt, um den approximierten relativen Flugwegwinkelzeitableitungsparameter (Θ' - α') 14' zu erzeugen.
Der Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt 16 wird mit dem Parameter (Θ' - α') 14' an einen ersten Multiplikatoroperator 64 angekoppelt, um das Produkt (Θ' - α')Vt 18 zu erhalten. Gleichzeitig wird der Echt- Luftgeschwindigkeitsparameter Vt 16 durch einen dritten Differenzierer s&sub3; 62 geleitet und das Ergebnis Vt' 16' zusammen mit dem Parameter (Θ - α) 14 an einen zweiten Multiplikatoroperator 66 angekoppelt, um das Produkt (Θ - α)V't 17 zu erhalten. Die beiden resultierenden Produkte 17 und 18 werden dann durch einen Summierungsoperator 54 kombiniert, um eine Summe von Produkten {(Θ' - α')Vt 18 + (Θ - α)V't 17} zu erhalten. Ein dritter Differenzoperator 56 subtrahiert den Term dann von dem Wert für den vertikalen Beschleunigungsparameter av 13, so daß sich eine Messung für die Vertikalkomponente für die Turbulenz h"wind ergibt.
NASA-Studien haben gezeigt, daß für die Flugzeugflügelermüdung relevante Turbulenzfrequenzen im Bereich von 0,20 (Bogenmaß) pro Sekunde bis 10,0 (Bogenmaß) pro Sekunde erreichen. Deshalb filtert ein in Fig. 1 gezeigtes Filter 70 mit dem Frequenzgang in Bogenmaß pro Sekunde von Fig. 2 aus der Vertikalkomponente der Turbulenz h"wind Turbulenzfrequenzen unter einem Bogenmaß von 0,20 pro Sekunde und über einem Bogenmaß von 10,0 pro Sekunde heraus. Viele alternative Implementierungen des Filters 70 werden als im Umfang des Allgemeinwissens von Durchschnittspraktikern liegend betrachtet. Dementsprechend könnte das Filter 70 durch äquivalente Hardware- oder Softwareentwürfe realisiert werden. In jedem Fall ist der in Fig. 2 abgebildete Frequenzgang die Hauptentwurfsanforderung.
Der gefilterte Vertikalturbulenzparameter h"wind 20 wird als nächstes an einen Absolutwertoperator 72 angekoppelt, um einen gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameter Yn 22 zu erzeugen (siehe Fig. 3). Somit wandelt der Absolutwertoperator 72 negative Werte in positive Werte um und läßt positive Werte unverändert.
Der Absolutwert des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn 22 wird dann an einen Spitzenwertdetektor 74 angekoppelt, in dem der letzte gemessene Wert des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn-1 22 gespeichert ist. Der Spitzenwertdetektor 74 bestimmt, ob der Betrag des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn 22 größer als jeder vorher gemessene Wert ist. Wenn ein Spitzenwert erkannt wurde (Yn > Yn-1) wird eine logische "1" von dem Spitzenwertdetektor 74 ausgegeben. Wie bei dem Entwurf des Filters 70 werden alternative Entwürfe des Spitzenwertdetektors 74 in Betracht gezogen und als im Fachwissen eines Durchschnittspraktikers liegend betrachtet.
Gleichzeitig wird der letzte gemessene Wert des Turbulenzparameters Yn-1 von einem Analog/Digital- Umsetzer quantifiziert, der in Fig. 3 durch eine Reihe von rechnerischen Spitzenbetragskomparatoroperatoren 76-80 dargestellt wird. Vier dieser Operatoren 76-79 bestimmen, ob der Spitzenbetragswert innerhalb eines Bereichs von Werten liegt, die auf Deutsch die relative Größe der Turbulenz beschreiben.
Zum Beispiel könnten diese Bereiche folgendermaßen beschrieben werden:
leichte Turbulenz => 0,025 g bis 0,05 g;
mäßige Turbulenz => 0,05 g bis 0,10 g;
starke Turbulenz => 0,10 g bis 0,15 g; und
extreme Turbulenz => 0,15 g und darüber.
Wie die Darstellung zeigt, wird der zuvor erkannte Turbulenzwert gleichzeitig zu vier Betragskomparatoren 76-79 gesendet. Danach bestimmt jeder Betragskomparator 76-79, ob der Turbulenzwert in einen angegebenen Bereich fällt. Wenn dies der Fall ist, wird eine logische "1" ausgegeben.
Genauer gesagt enthält bei der in Fig. 3 abgebildeten Ausführungsform jeder Betragskomparator 76-79 zwei Differenzoperatoren, einen Differenzoperator 76.1, 77.1, 78.1 und 79.1 mit niedrigem Bereich und einen Differenzoperator. 76.2, 77.2, 78.2 und 79.2 mit hohem Bereich. Wie der Name sagt, subtrahieren die Differenzoperatoren von dem Turbulenzwert Yn-1 einen Bezugswert, der der Turbulenztabelle aus dem obigen entspricht. Danach wird jedes Ergebnis von den Differenzoperatoren 76.1, 77.1, 78.1, 79.1 mit hohem Bereich an einen Polaritätskomparator 76.3, 77.3, 78.3 und 79.3 mit hohem Bereich angekoppelt, und die Werte, die sich aus den Differenzoperatoren 76.2, 77.2, 78.2 und 79.2 mit hohem Bereich ergeben, werden an einen Polaritätskomparator 76.4, 77.4, 78.4, 79.4 mit niedrigem Bereich angekoppelt. Jedes Paar, zum Beispiel 76.3 und 76.4 von Polaritätskomparatoren mit hohem und niedrigem Bereich wirkt so zusammen, daß, wenn der Wert aus dem Differenzoperator mit niedrigem Bereich größer als 0 ist, eine logische "1" an ein AND-Gatter 76.5, 77.5, 78.5 und 79.5 und andernfalls eine logische "0" ausgegeben wird; und wenn der Wert aus dem Differenzoperator mit hohem Bereich kleiner als 0 ist, wird eine logische "1" an das AND-Gatter 76.5, 77.5, 78.5 und 79.5 und andernfalls eine logische "0" ausgegeben. Wenn die vorherige Spitze Yn-1 in den angegebenen Bereich fällt, werden somit zwei logische "1"en zu dem AND-Gatter 76.5, 77.5, 78.5 und 79.5 gesendet, so daß diese Gatter eine logische "1" ausgeben. Wenn die vorherige Spitze Yn-1 nicht in den angegebenen Bereich fällt, wird eine logische "1" und eine logische "0" zu dem AND-Gatter 76.5, 77.5, 78.5 und 79.5 gesendet, so daß diese Gatter eine logische "0" ausgeben.
Außerdem wird in Betracht gezogen, daß alternative Implementierungen zur Quantifizierung der Spitzengröße der aufgetretenen Turbulenz. Zum Beispiel könnte eine handelsübliche integrierte Digital/Analog- Umsetzerschaltung verwendet werden, um die Spitzenbeträge der Turbulenz zu digitalisieren. Danach könnten die digitalen Daten gemäß der obigen Tabelle kategorisiert werden.
Sobald der Betrag des Turbulenzparameters Yn bestimmt wurde, wird er zusammen mit der Ausgabe aus dem Spitzenwertdetektor 74 einem zweiten logischen AND- Gatter, entweder 81, 82, 83 oder 84, zugeführt. Wenn eines dieser AND-Gatter entweder 81, 82, 83 oder 84, eine logische "1" ausgibt, dann wird sie einem Zähler zugeführt, wodurch die Anzahl von Erscheinungen dieses spezifischen Turbulenzbetrags gezählt wird. Außerdem werden bei dieser Ausführungsform ein zusätzlicher Betragskomparator 80 mit entsprechenden Differenzoperatoren 80.1 und 80.2 mit niedrigem bzw. hohem Bereich, niedrig bzw. hoch-Polaritätskomparatoren 80.3 und 80.4 und einem ersten und einem zweiten AND-Gatter 80.5 und 85 bereitgestellt. Dieser zusätzliche Betragskomparator 80 und die entsprechenden Schaltkreise erzeugen eine Logikausgabe Erkannte Turbulenz 95, um die Erkennung einer Turbulenz anzusagen.
Auf diese Weise kann eine Vorgeschichte von Turbulenzerscheinungen eines einzelnen Flugzeugs auf effiziente Weise für die Lebensdauer des Flugzeugs gespeichert werden. Die Flugzeugcrew oder das Wartungspersonal kann auf diese Vorgeschichte zugreifen und sie zu einem beliebigen Zeitpunkt mit einer geeigneten Anzeigeeinheit, wie zum Beispiel einer Vielzweckanzeigeeinheit einer Flugleitanlage, verwenden, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bezüglich einer möglichen strukturellen Ermüdung inspiziert werden muß.
Ein anderer Beitrag zu der Flugzeugflügelermüdungslebensdauer ist die von dem Flugzeug während der Flugsteuerung durch die Flugzeugcrew erfahrene Manöverlast. In diesem Fall ist es nützlich, die Bereiche der Lasten zusammen mit der Anzahl, wie oft jede Last aufgetreten ist, zu bestimmen (siehe Fig. 4).
Hierbei wird der normale Beschleunigungsmesserparameter 8 des Flugzeugs einem Differenzoperator 180 zugeführt, der 1, dem voreingestellten Wert aufgrund der Erdschwere des Beschleunigungsmessers bei unbeschleunigtem Horizontalflug, subtrahiert. Die Ausgabe des Differenzoperators 180 wird von einem Absolutwertoperator 182 Nn gleichgerichtet und einem Spitzendetektor 184 zugeführt, dessen Funktion mit dem oben beschriebenen identisch ist. Bei Erkennung eines Spitzenwerts wird der letzte gemessene Wert des Beschleunigungsmessers Nn-1 mit der Reihe von Betragskomparatoren 85, 86, 87 und 88 mit einer Reihe von Bereichen verglichen, deren typische Werte in Fig. 4 gezeigt sind. Wenn ein Spitzenwert erkannt wurde, wird daher einem der vier gezeigten AND-Gatter 89, 90, 91, 92 eine logische "1" zugeführt. Wenn der Bereich des relativen Betrags der Turbulenz bestimmt wird, wird gleichzeitig demselben AND-Gatter eine logische "1" für den Bereich zugeführt.
Um zu verhindern, daß das Zählen von Turbulenzereignissen die Ergebnisse verfälscht, gibt jedes Manöverlastzähl-AND-Gatter 96 außerdem eine logische "1" nur dann aus, wenn keine Turbulenz erkannt wurde. Auf diese Weise werden nur die Flugzeugbelastungen gezählt, die sich aus Manövern ergeben.
Ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung ist das Zählen der Anzahl von Druckbeaufschlagungen des Flugzeugs. Die Anzahl von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind, ist direkt proportional zu der Ermüdungslebensdauer des Flugzeugrumpfes.
Mit Bezug auf Fig. 5 ist der barometrische Höhenparameter 5 eines Flugzeugs an ein Zwischenspeichernetzwerk 100 angekoppelt, dessen Merkmale Fachleuten wohlbekannt sind. Der Zwischenspeicher speichert den Wert des barometrischen Höhenparameters 5 immer dann, wenn ein Parameter, der das Gewicht auf Rädern ("WOW" - Weight an Wheels) 4 des Flugzeugs darstellt, eine logische "1" ist; das heißt, immer dann, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet. Immer dann, wenn das WOW-Signal 4 des Flugzeugs eine logische "0" wird, wodurch angezeigt wird, daß das Flugzeug abgehoben hat, wird der gespeicherte Wert des barometrischen Höhenparameters 5 wie gezeigt über einen Summierknoten 102 mit der tatsächlichen Höhe verglichen. Immer wenn die Differenz zwischen der tatsächlichen Höhe und dem zwischengespeicherten oder gespeicherten Wert einen vorbestimmten Betrag übersteigt, wie zum Beispiel 100 Fuß, gibt ein Pegeldetektor 104 eine logische "1" an das AND-Gatter 108 aus. Der zweite Eingang des AND-Gatters 108 ist das durch einen Inverter 106 negierte WOW-Signal. Wenn sich das Flugzeug 100 Fuß oder mehr über der gespeicherten barometrischen Höhe befindet und sich das Flugzeug in der Luft befindet, d. h. das WOW-Signal "0" ist, wird folglich die Ausgabe des AND-Gatters 108 einem Zähler 110 zugeführt. Auf diese Weise wird die Anzahl von Abhebevorgängen und dadurch die Anzahl von Druckbeaufschlagungszyklen des Flugzeugs in dem Zähler 110 gespeichert.
Man beachte bitte, daß die Anzahl von Druckbeaufschlagungszyklen außerdem eine gleichzeitige Messung der Anzahl von Fahrgestellzyklen ist, die aufgetreten ist. Diese zusätzlichen Daten können über eine geeignete Anzeige wie bereits besprochen von Wartungs- oder Flugzeugcrewpersonal verwendet werden, um zu bestimmen, ob eine präventive Wartung oder Prüfung der strukturellen Ermüdung des Fahrgestells angebracht ist.
Schließlich ist ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung die Überwachung von Flügelklappenzyklen. Eine Implementierung ist in Fig. 6 gezeigt. Ein Parameter, der die Klappenpositionsservos 3 des Flugzeugs darstellt, wird an ein herkömmliches Lead- oder Washout-Filter 112 angekoppelt. Das Washout-Filter 112 ist dergestalt, daß es ein Ansprechen des Systems nur auf Änderungen aus einem vorher gemittelten Zustand gestattet. Deshalb qualifiziert das Filter 112 nur absichtliche Klappenpositionsänderungen einer wesentlichen Beschaffenheit.
Das Ausgangssignal des Filters 112 ist somit proportional zu der Klappenrate; d. h., der zeitlichen Änderungsrate der Klappenposition. Dieses Signal wird an einen herkömmlichen Begrenzer 114 angekoppelt, der die Ausgabe einfach zu einer logischen "1" formatiert. Die Ausgabe wird dann an ein herkömmliches Flipflop 116 angekoppelt. Daher löst die Ausgabe einer logischen "1" aus dem Begrenzer 114 den SET-Eingang des Flipflops 116 aus, wodurch eine logische "1" am Ausgang Q und daher an dem Klappenzykluszähler 118 ausgelöst wird. Der Ausgang des Flipflops 116 wird außerdem einer herkömmlichen Lag-Schaltung 120 zugeführt, deren Ausgangssignal um einen Zeitwert verzögert wird, der proportional zu der Zeitkonstante der Lag-Schaltung 120 ist, die zum Beispiel 0,1 Sekunden beträgt. Das Ausgangssignal der Lag-Schaltung wird dann dem RESET- Eingang des Flipflops 116 zugeführt, der den Ausgang Q auf Null setzt. Auf diese Weise ist die Ausgabe des Flipflops 116 auf Q ein Impuls, der von dem Zähler 118 verwendet wird.
Die gezählte Anzahl von Klappenzyklen kann, wie bereits besprochen, über eine geeignete Anzeige verwendet werden, um es dem Wartungs- oder Flugzeugcrewpersonal zu erlauben, zu bestimmen, wann eine präventive Wartung und/oder Prüfung der strukturellen Ermüdung der Flügelklappen durchgeführt werden sollte.
Es versteht sich, daß die obigen spezifischen Komponenten, die in der Spezifikation dargestellt und beschrieben wurden, nicht als den Schutzumfang der Erfindung einschränkend interpretiert werden sollten. Die Breite und Tiefe des Gesamtkonzepts sollen nur durch die folgenden angefügten Ansprüche begrenzt werden.

Claims

1. System zum Überwachen, Speichern und Melden der Akkumulation von Ermüdungserscheinungen, die in einem Flugzeug auftreten, umfassend:

a. ein Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen,

b. ein Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden g-Belastungen,

c. ein Mittel zum Zählen von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind,

d. ein Mittel zum Zählen der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, und

e. ein Mittel zum Speichern dieser Daten in einem elektronischen Speicher,

so daß diese Daten von der Flugzeugcrew oder Wartungspersonal begutachtet werden können.

2. System nach Anspruch 1, wobei das Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin folgendes umfaßt:

a. ein Mittel zum Vergleichen eines Steigungshöhenparameters Θ (10) und eines Anstellwinkelparameters α (12), um die algebraische Differenz des Steigungshöhenparameters Θ (10) und des Anstellwinkelparameters α (12) zu erhalten, und

b. ein Mittel zum Differenzieren des Steigungshöhenparameters Θ (10), um einen Steigungshöhen-Zeitableitungsparameter Θ' (10') zu erhalten, und

c. ein Mittel zum Differenzieren des Anstellwinkelparameters α (12), um einen Zeitableitungs-Anstellwinkelparameter α' (12') zu erhalten, und

d. ein Mittel zum Differenzieren eines Echt- Luftgeschwindigkeitsparameters Vt (16), um einen Zeitableitungs-Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt' (16') zu erhalten,

e. ein Mittel zum Multiplizieren der algebraischen Differenz des Steigungshöhen-Zeitableitungsparameters Θ' (10') und des Zeitableitungs-Anstellwinkelparameters α' (12') mit dem Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt (16), um das Produkt (Θ' - α')·Vt (18) zu erhalten,

f. ein Mittel zum Multiplizieren der algebraischen Differenz des Steigungshöhenparameters Θ (10) und des Anstellwinkelparameters α (12) mit dem Zeitableitungs- Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt' (16'), um das Produkt (Θ - α)·Vt' (17) zu erhalten,

g. ein Mittel zum Summieren des Produkts (Θ' - α')·Vt (18) des ersten Multipliziereroperators (64) mit dem Produkt (Θ - α)·V't (17) des zweiten Multipliziereroperators (66), um eine Summe von Produkten (Θ' - α')·Vt (18) + (Θ - α)·V't (17) zu erhalten, und

h. ein Mittel zum Summieren der Summe der Produkte (Θ' - α')·Vt (18) + (Θ - α)·V't (17) mit einem Vertikalbeschleunigungsparameter av (13).

3. System nach Anspruch 2, wobei das Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin ein Mittel zum Filtern der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen umfaßt, um Turbulenzfrequenzen unter einem Bogenmaß von 0,20 pro Sekunde und über einem Bogenmaß von 10,0 pro Sekunde mit einem Filter (70) zu dämpfen, um einen gefilterten Vertikalturbulenzparameter h"wind (20) zu erhalten.

4. System nach Anspruch 2, wobei das Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin folgendes umfaßt:

a. ein Mittel zum Gleichrichten des gefilterten Vertikalturbulenzparameters h"wind (20) mit einem Absolutwertoperator (72), um einen gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameter Yn (22) zu erhalten,

b. ein Mittel zum Erkennen der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22),

c. ein Mittel zum Quantifizieren der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) und

d. ein Mittel zum Zählen der Anzahl der Spitzengrößenerkennungen des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22).

5. System nach Anspruch 4, wobei das Mittel zum Quantifizieren der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) weiterhin ein Mittel zum Klassifizieren der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) in mindestens zwei Klassen umfaßt.

6. System nach Anspruch 5, wobei das Mittel zum Kategorisieren der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) in mindestens zwei Klassen weiterhin ein Mittel zum Klassifizieren der Spitzengröße in folgendermaßen beschriebene Klassen umfaßt:

leichte Turbulenz => 0,025 g bis 0,05 g;

mäßige Turbulenz => 0,05 g bis 0,10 g;

starke Turbulenz => 0,10 g bis 0,15 g; und

extreme Turbulenz => 0,15 g und darüber.

7. System nach Anspruch 1, wobei das Mittel zum Erfassen der Größe und der Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden g-Belastungen weiterhin folgendes umfaßt:

a. ein Mittel zum Kompensieren eines Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) bezüglich der Erdschwerkraft, um einen kompensierten Flugzeugbeschleunigungsmesserparameter (8) zu erhalten,

b. ein Mittel zum Gleichrichten des kompensierten Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

c. ein Mittel zum Erkennen der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

d. ein Mittel zum Quantifizieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

e. ein Mittel zum Kompensieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) bezüglich der Größe und Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen, und

f. ein Mittel zum Zählen der Spitzengrößen des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8), die zuvor bezüglich der Größe und Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen kompensiert wurden.

8. System nach Anspruch 7, wobei das Mittel zum Quantifizieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) weiterhin ein Mittel zum Klassifizieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in mindestens zwei Klassen umfaßt.

9. System nach Anspruch 8, wobei das Mittel zum Klassifizieren des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in mindestens zwei Klassen weiterhin ein Mittel zum Klassifizieren des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in Klassen umfaßt, die durch die Bereiche 0,025 g bis 0,05 g; 0,05 g bis 0,10 g; 0,10 g bis 0,15 g; und 0,15 g und darüber beschrieben werden.

10. System nach Anspruch 2, wobei das Mittel zum Zählen von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind, weiterhin ein Mittel zum Erkennen der Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) eines Flugzeugs und ein Mittel zum Zählen, wie oft sich der barometrische Höhenparameter (5) eines Flugzeugs ändert, umfaßt.

11. System nach Anspruch 10, wobei das Mittel zum Zählen, wie oft sich der barometrische Höhenparameter (5) des Flugzeugs ändert, weiterhin ein Mittel zum Qualifizieren der Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) des Flugzeugs, so daß er mehr als einhundert Fuß entspricht, bevor die Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) gezählt wird, umfaßt.

12. System nach Anspruch 2, wobei das Mittel zum Zählen der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, weiterhin ein Mittel zum Filtern des die Klappenpositionsservos (3) darstellenden Parameters, um Klappenpositionsänderungen zu zählen, und zum Zählen der Anzahl von Klappenpositionsänderungen umfaßt.

13. System nach Anspruch 12, wobei das Mittel zum Zählen der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, weiterhin ein Mittel zum Qualifizieren der Klappenpositionsänderung, so daß sie nur willkürlichen Klappenpositionsänderungen einer wesentlichen Beschaffenheit entspricht, umfaßt.

14. Verfahren zum Überwachen, Speichern und Melden der Akkumulation von Ermüdungserscheinungen, die in einem Flugzeug auftreten, mit den folgenden Schritten:

a. Erfassen der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen,

b. Erfassen der Größe und der Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden g-Belastungen,

c. Zählen von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind,

d. Zählen der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, und

e. Speichern dieser Daten in einem elektronischen Speicher, wobei diese Daten von der Flugzeugcrew oder Wartungspersonal begutachtet werden können.

15. Verfahren nach Anspruch 14, wobei der Schritt des Erfassens der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin folgendes umfaßt:

a. Vergleichen eines Steigungshöhenparameters Θ (10) und eines Anstellwinkelparameters α (12), um die algebraische Differenz des Steigungshöhenparameters Θ (10) und des Anstellwinkelparameters α (12) zu erhalten, und

b. Differenzieren des Steigungshöhenparameters Θ (10) um einen Steigungshöhen-Zeitableitungsparameter Θ' (10') zu erhalten, und

c. Differenzieren des Anstellwinkelparameters α (12), um einen Zeitableitungs-Anstellwinkelparameter α' (12') zu erhalten, und

d. Differenzieren eines Echt- Luftgeschwindigkeitsparameters Vt (16), um einen Zeitableitungs-Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt' (16') zu erhalten,

e. Multiplizieren der algebraischen Differenz des Steigungshöhen-Zeitableitungsparameters Θ' (10') und des Zeitableitungs-Anstellwinkelparameters α' (12') mit dem Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt (16), um das Produkt (Θ' - α')·Vt (18) zu erhalten,

f. Multiplizieren der algebraischen Differenz des Steigungshöhenparameters Θ (10) und des Anstellwinkelparameters α (12) mit dem Zeitableitungs- Echt-Luftgeschwindigkeitsparameter Vt' (16'), um das Produkt (Θ - α)·V't (17) zu erhalten,

g. Summieren des Produkts (Θ' - α')·Vt (18) des ersten Multipliziereroperators (64) mit dem Produkt (Θ - α)·V't (17) des zweiten Multipliziereroperators (66), um eine Summe von Produkten (Θ' - α')·Vt (18) + (Θ - α)·V't (17) zu erhalten, und

h. Summieren der Summe der Produkte (Θ' - α')·Vt (18) + (Θ - α)·V't (17) mit einem Vertikalbeschleunigungsparameter av (13).

16. Verfahren nach Anspruch 15, wobei der Schritt des Erfassens der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin das Filtern der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen umfaßt, um Turbulenzfrequenzen unter einem Bogenmaß von 0,20 pro Sekunde und über einem Bogenmaß von 10,0 pro Sekunde mit einem Filter (70) zu dämpfen, um einen gefilterten Vertikalturbulenzparameter h"wind (20) zu erhalten.

17. Verfahren nach Anspruch 15, wobei der Schritt des Erfassens der Größe und der Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen weiterhin folgendes umfaßt:

a. Gleichrichten des gefilterten Vertikalturbulenzparameters h"wind (20) mit einem Absolutwertoperator (72), um einen gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameter Yn (22) zu erhalten,

b. Erkennen der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22),

c. Quantifizieren der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) und

d. Zählen der Anzahl der Spitzengrößenerkennungen des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22).

18. Verfahren nach Anspruch 17, wobei der Schritt des Quantifizierens der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) weiterhin den Schritt des Klassifizierens der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) in mindestens zwei Klassen umfaßt.

19. Verfahren nach Anspruch 18, wobei der Schritt des Kategorisiereris der Spitzengröße des gleichgerichteten Vertikalturbulenzparameters Yn (22) in mindestens zwei Klassen weiterhin den Schritt des Klassifizierens der Spitzengröße in folgendermaßen beschriebene Klassen umfaßt:

leichte Turbulenz => 0,025 g bis 0,05 g;

mäßige Turbulenz => 0,05 g bis 0,10 g;

starke Turbulenz => 0,10 g bis 0,15 g; und

extreme Turbulenz => 0,15 g und darüber.

20. Verfahren nach Anspruch 14, wobei der Schritt des Erfassens der Größe und der Anzahl der durch Flugzeugmanöver anfallenden g-Belastungen weiterhin die folgenden Schritte umfaßt:

a. Kompensieren eines Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) bezüglich der Erdschwerkraft, um einen kompensierten Flugzeugbeschleunigungsmesserparameter (8) zu erhalten,

b. Gleichrichten des kompensierten Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

c. Erkennen der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

d. Quantifizieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8),

e. Kompensieren der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) bezüglich der Größe und Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen, und

f. Zählen der Spitzengrößen des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8), die zuvor bezüglich der Größe und Anzahl von Zyklen von Turbulenzereignissen kompensiert wurden.

21. Verfahren nach Anspruch 20, wobei der Schritt des Quantifizierens der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) weiterhin den Schritt des Klassifizierens der Spitzengröße des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in mindestens zwei Klassen umfaßt.

22. Verfahren nach Anspruch 21, wobei der Schritt des Klassifizierens des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in mindestens zwei Klassen weiterhin den Schritt des Klassifizierens des Flugzeugbeschleunigungsmesserparameters (8) in Klassen umfaßt, die durch die Bereiche 0,025 g bis 0,05 g; 0,05 g bis 0,10 g; 0,10 g bis 0,15 g; und 0,15 g und darüber beschrieben werden.

23. Verfahren nach Anspruch 15, wobei der Schritt des Zählens von Druckbeaufschlagungszyklen, die in dem Flugzeug aufgetreten sind, weiterhin das Erkennen der Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) eines Flugzeugs und das Zählen, wie oft sich der barometrische Höhenparameter (5) eine Flugzeugs ändert, umfaßt.

24. Verfahren nach Anspruch 23, wobei der Schritt des Zählens, wie oft sich der barometrische Höhenparameter (5) des Flugzeugs ändert, weiterhin den Schritt des Qualifizierens der Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) des Flugzeugs, so daß er mehr als einhundert Fuß entspricht, bevor die Änderung des barometrischen Höhenparameters (5) gezählt wird, umfaßt.

25. Verfahren nach Anspruch 15, wobei der Schritt des Zählens der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, weiterhin die Schritte des Filterns des die Klappenpositionsservos (3) darstellenden Parameters, um Klappenpositionsänderungen zu zählen, und des Zählens der Anzahl von Klappenpositionsänderungen umfaßt.

26. Verfahren nach Anspruch 25, wobei der Schritt des Zählens der Anzahl von Klappenzyklen, die aufgetreten sind, weiterhin den Schritt des Qualifizierens der Klappenpositionsänderung, so daß sie nur willkürlichen Klappenpositionsänderungen einer wesentlichen Beschaffenheit entspricht, umfaßt.