EP3510372A1 - Anordnung und verfahren zur on-wing-schubmessung von flugzeugtriebwerken - Google Patents

Anordnung und verfahren zur on-wing-schubmessung von flugzeugtriebwerken

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EP3510372A1
EP3510372A1 EP17764562.9A EP17764562A EP3510372A1 EP 3510372 A1 EP3510372 A1 EP 3510372A1 EP 17764562 A EP17764562 A EP 17764562A EP 3510372 A1 EP3510372 A1 EP 3510372A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
temperature
force
strain
transmitting elements
aircraft
Prior art date
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Ceased
Application number
EP17764562.9A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Christian WERNER-SPATZ
Malte Blume-Werry
Jens Friedrichs
Marc Bauer
Detlev Wulff
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Lufthansa Technik AG
Original Assignee
Lufthansa Technik AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Lufthansa Technik AG filed Critical Lufthansa Technik AG
Publication of EP3510372A1 publication Critical patent/EP3510372A1/de
Ceased legal-status Critical Current

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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/13—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles
    • G01L5/133—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles for measuring thrust of propulsive devices, e.g. of propellers
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L1/00—Measuring force or stress, in general
    • G01L1/20—Measuring force or stress, in general by measuring variations in ohmic resistance of solid materials or of electrically-conductive fluids; by making use of electrokinetic cells, i.e. liquid-containing cells wherein an electrical potential is produced or varied upon the application of stress
    • G01L1/22—Measuring force or stress, in general by measuring variations in ohmic resistance of solid materials or of electrically-conductive fluids; by making use of electrokinetic cells, i.e. liquid-containing cells wherein an electrical potential is produced or varied upon the application of stress using resistance strain gauges
    • G01L1/2268—Arrangements for correcting or for compensating unwanted effects
    • G01L1/2281—Arrangements for correcting or for compensating unwanted effects for temperature variations
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L25/00—Testing or calibrating of apparatus for measuring force, torque, work, mechanical power, or mechanical efficiency

Definitions

  • the invention relates to an arrangement and a method for on-wing thrust measurement of aircraft engines or turbine jet engines.
  • thermodynamic variables are concerning measured the cyclic process of the engine ⁇ plant during operation of the aircraft engine and then the supposed thrust ⁇ force thermodynamic parameters and specific models of the thruster building (gas generator method) (the change in momentum of the fluid flow through the engine EPR or
  • the methodological error in a shear force determination according to this prior art is - depending on the measurement and calculation method - ⁇ 3 to ⁇ 5% or more.
  • the document DE 20 2011 116 975 B3 proposes a Schubkraftmes ⁇ solution via strain gauges, which at appropriate locations be arranged outside of the structure of an aircraft. To compensate for measurement errors, several strain gauges should always be arranged in bridge circuit, the plausibility of the determined thrust should be carried out by spatially separated measurement, each with multiple strain gauges in bridge circuit. The relationship between measured strain and thrust can be calculated or experimentally determined in the form of a characteristic curve.
  • the invention has for its object to provide a method and an arrangement for on-wing thrust measurement of aircraft engines, which is improved over the prior art.
  • the invention relates to a method for determining the thrust of an aircraft engine, wherein the aircraft ⁇ engine is mounted on the force-transmitting elements of an engine mount with a known geometry on an aircraft, the force-transmitting elements on the Surface is provided with a number of strain gauge sensors allows for the determination of the strain state of the force-transmitting elements, and the number of strain gauge ⁇ sensors at least corresponding number is provided on temperature sensors for measuring the surface temperature, in each case at least one temperature sensor in close proximity to a respective strain sensor is arranged, with the steps:
  • the invention relates to an arrangement for determining the thrust of an aircraft engine, wherein the aircraft ⁇ engine via force-transmitting elements of an engine suspension ⁇ hanging with a known geometry on an aircraft befes- is provided, wherein the force-transmitting elements are provided with a number of strain measurement ⁇ NEN, which allows the determination of the strain state of the force-transmitting elements, and one of the number of strain gauges at least corresponding number of temperature sensors is provided for measuring the surface temperature, wherein in each case a temperature sensor in close proximity to a respective strain gauge sensors are arranged, and wherein the strain measurement ⁇ sensors and temperature sensors are connected to a detection unit for detecting the measurement results of the strain gauge sensors and temperature sensors, wherein said detection unit is connected with an evaluation unit, which is to be formed ⁇ , the thrust of the To determine aircraft engine according to a method of the invention.
  • an engine mount always comprises a plurality of force-transmitting elements.
  • the invention expressly also includes such engine suspensions, which have only one force-transmitting element.
  • the invention has recognized that active temperature compensation is required for high accuracy in determining the thrust of an aircraft engine by strain gauges disposed on the exterior of the engine mount. It has been shown that an exclu ⁇ Lich passive temperature compensation, as example. By suitable bridge circuits can be achieved in the
  • Thrust determination of aircraft engines in normal operation does not allow nearly comparable exact thrust force determination. This is especially the high heat output of the engine and rapid changes in ambient temperature ⁇ ture, eg. During takeoff and landing, owed. Due to the high hen heat output of the engine in a contrast significantly cooler environment, it is regularly Temperaturdif ⁇ ferenzen even with closely spaced strain gauges, which can not be compensated by a passive temperature compensation. Furthermore, it comes with strain gauges during rapid temperature changes to error signals fen on the temperature dependence of the Dehnungsmesstrei- are due and can not or only insufficiently be compen ⁇ Siert regularly by a passive temperature compensation.
  • the invention has recognized that, for high accuracy in determining the thrust of an aircraft engine, a move away from passive temperature compensation toward active temperature compensation is required.
  • active temperature compensation in which the temperature is detected directly in the area of a strain gauge sensor and used to correct the measured values, it is possible to compensate for static and transient influences resulting from the temperature or a temperature change. It is known in the art to determine the effects of tempera ⁇ ture or temperature change on the measurement result of a strain gauge sensor by calculation or experimentally, taking into account the effects so determined in the compensation.
  • the inventive method and the erfindungsge ⁇ Permitted arrangement it is possible to measure the physically transmitted between the engine and aircraft thrust. A faulty calculation of the thrust force on auxiliary measures and model calculations with pure assumption of significant factors, as is known from the prior art, is avoided.
  • the direct measurement of thrust at the system boundary between the aircraft and the engine provides the Associate possibility schubvermindernde influences directly the flight ⁇ convincing or the engine. For example, it is possible to clearly differentiate between a reduction in thrust by a soiled fuselage of wear effects in the engine itself.
  • the determination of the thrust force is further basically in all flight situations possible and not limited to such flight situations, for which a suitable mathematical model for calculation of the net thrust EXISTING ⁇ is the.
  • the determination of the strain state is preferably based on a mechanical calibration, in which the sensitivity of the strain gauges is determined by applying a known test force to the force-transmitting elements of the engine mount and / or the aircraft engine. In other words, it is determined how individual defined test forces in the measurement results of the strain gauges wi mirrors, so that a correlation between the measurement results and the size of the test load is created. In this case, it is particularly preferred if the test forces are exerted directly on an aircraft engine-mounted aircraft engine, since the power transmission from the aircraft engine to the engine mount can be taken into account directly during the mechanical calibration. However, it is also possible to carry out the mechanical calibration by means of a test device in which the engine mount is clamped with its connection points and with which the loads occurring during operation of the engine suspension can be simulated in a controlled manner.
  • the compensation of temperature influences into account static influences which include the tempera ⁇ turforme change in the material properties of the material of the force-transmitting elements of the engine mount in the area of strain gauge sensors, the temperature coefficient of the strain gauge sensors used and / or the sensitivity change of the strain gauge sensors used.
  • static influences which include the tempera ⁇ turforme change in the material properties of the material of the force-transmitting elements of the engine mount in the area of strain gauge sensors, the temperature coefficient of the strain gauge sensors used and / or the sensitivity change of the strain gauge sensors used.
  • Engine suspension as a function of the time course of the ambient temperature and / or the course of the temperature coefficient of the strain gauges depending on the course of the ambient temperature include. It has been found that the consideration of transient temperature influences is advantageous for high accuracy in the determination of the thrust force.
  • the transient temperature influences primarily on ⁇ fundamentally faster ambient temperature changes, eg. In the climb or descent, or due to different temperature ⁇ structures on the surface of the force-transmitting elements of the engine mount, the flow due to different arrival or local temperature entries, for example. By the engine , can arise.
  • the consideration of the transient temperature influences is essential in order to be able to deduce as accurately as possible the measured values of the strain gage sensors for the stress state of the engine suspension or the force-transmitting elements of the engine suspension and, based thereon, on the thrust of the engine.
  • the factors required for the compensation of static and transient temperature effects can be determined within the framework of tests on a test stand which, in addition to the application of test forces, may also adjust and change the ambient temperature for the engine suspension. Due to the licensing For aircraft and their components, engine suspensions of one type shall be assumed to be of such a type that the factors determined for one engine suspension for the compensation of static and transient temperature effects shall apply to other engine suspensions of the same type.
  • the inventive method allows, in principle, in addition to the temperature calibration is also an extensive mechanical calibration under laboratory conditions ⁇ . A new calibration at the engine is usually not required.
  • the mechanical Calib ⁇ turing performed at fully installed on the engine mounting aircraft engine, or at least verified to the engine via the secondary load paths, eg. Via hose, cable or pipe joints of the plane
  • the strain gauge sensors can preferably strip strain gauge ⁇ preferably comprise rdnung in quarter, half or Voll stipulatenano-.
  • the strain gauge sensors are preferably arranged on a force transmitting element in that it enabled the detection of the union ⁇ strain condition in all spatial directions.
  • the inventively provided detection unit is in principle arranged ⁇ on board the aircraft.
  • the Ausenseein ⁇ standardized may also arranged directly on board the aircraft ⁇ and be permanently connected to the detection unit, so that, if necessary, even a calculation of the thrust of the aircraft engine ⁇ can be done in real time.
  • the measured values of the strain gauges and temperature sensors are detected only by the detection unit.
  • the measurement ⁇ detected values can be transferred directly to a arranged outside the aircraft, then evaluation unit that calculates it ⁇ towards the thrust of the aircraft engine.
  • Alterna ⁇ tiv the measured values in a Quick Access Recorder (QAR) can be cached, an example.
  • Mo ⁇ bile evaluation unit can be connected to the, if necessary, so that the off ⁇ evaluation unit calculated based on the cached data, the thrust of the aircraft engine.
  • the inventively provided evaluation unit may be disposed in front ⁇ preferably on board the aircraft and connected to the Data Management Unit (DMU) of the aircraft. Further preferably, the evaluation unit can transmit the determined thrust ⁇ force to the DMU in real time. In other words, the evaluation unit of the DMU regularly available to ermit ⁇ Telte currently provided by an aircraft engine thrust for further processing and control of the aircraft.
  • DMU Data Management Unit
  • the detection unit and / or the associated data management unit of the aircraft are trained to send the measured values determined via an Aircraft Communication Addressing and Reporting System (ACARS).
  • ACARS Aircraft Communication Addressing and Reporting System
  • together with other data relating to the flight status of the aircraft can be determined by a located on the ground location comprising an evaluation unit, the thrust of the aircraft ⁇ kerugtriebwerks and if necessary determine if and, if so, which repair measures on the aircraft or an engine if necessary are.
  • Figure 1 a schematic representation of an inventive
  • Figure 1 is a schematic representation of a erfindungsge ⁇ MAESSEN arrangement 1 for determining the thrust of an aircraft engine 2 of an aircraft (not shown).
  • the aircraft engine is connected via an engine mount 3 comprising force-transmitting elements 3 ⁇ with the wing 4 and dar ⁇ about with the aircraft.
  • the geometry of the drive ⁇ plant mounting 3 comprises the force-transmitting elements 3 ⁇ between the connection points to the aircraft engine 2 and the wings 4 are known and beyond identical between the ver ⁇ different planes of the same type with the same aircraft engines. 2
  • the arrangement 1 comprises a total of four strain measuring sensors 10 and four temperature measuring sensors 11, of which only two are shown, since the other two are on the opposite ⁇ and thus not shown in Figure 1 side of the force-transmitting elements 3 ⁇ .
  • the strain gauges 10 each comprise strain gauges in full bridge configuration, each allowing full biaxial determination of the strains on the surface of the force transmitting elements of the engine mount 3. By providing four strain gauges 10, considering the geometry of the engine mount 3, the strain state of the engine mount 3 can be determined in basically all spatial directions.
  • the provided temperature sensors 11 are each arranged in the immediate vicinity of the strain gauges 10. Again, two of the temperature sensors 11 on the not shown in Figure 1 side of the force-transmitting elements 3 ⁇ of the engine mount 3 are again arranged. Via the temperature sensors 11, the respective local surface temperature of the force-transmitting elements 3 ⁇ can be determined. Due to the immediate proximity to the strain gauges 10, the measured temperatures are also valid for the respective adjacent strain gauge sensor 10.
  • the strain measurement sensors 10 and the temperature sensors 11 are connected to an evaluation unit 20 via analog-to-digital converters 21 and a detection unit 22.
  • the evaluation unit 20 is adapted from the strain of the ⁇ measuring sensors 10 and the temperature sensors 11 derived measurement data the current thrust of the aircraft engine 2 to ermit ⁇ stuffs.
  • the evaluation unit 20 performs the following
  • Temperature compensation takes into account both static and transient temperature influences.
  • the static temperature influences include the temperature-dependent change in the material properties of the material of the engine mount 3 or the force-transmitting elements 3 ⁇ in the range of the strain gauges 10, the temperature coefficient of the strain gauges used 10 and the sensitivity change of the strain gauges used 10.
  • the transient temperature influences include uneven heating of the drive ⁇ factory suspension 3 and the force-transmitting elements 3 ⁇ over their cross section, the course of the heating of the force-transmitting elements 3 ⁇ as a function of the time course of the ambient temperature and the course of the temperature coefficient of the strain gauge 10 as a function of the course of the ambient ⁇ ambient temperature.
  • an exact value of the thrust transferred from the aircraft engine 2 to the wing 4 and thus to the aircraft can be determined on the basis of the mechanical calibration in each flight state.
  • the actual thrust is detected, and not a result of Mo ⁇ della took from auxiliary variables calculated thrust.
  • the thrust determined by the evaluation unit 20 is in real time to the Data Management Unit 23 of the aircraft übertra ⁇ gen and taken into account there in controlling the aircraft. From the Data Management Unit 23, the thrust force determined by the evaluation ⁇ unit 20 is further transmitted together with walls ⁇ ren values over the flight condition of the aircraft via an air- craft Communication Addressing and Reporting System 24 to a receiver on the ground (not shown) where this information can be further evaluated.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Anordnung (1) und ein Verfahren zur On-Wing-Schubmessung von Flugzeugtriebwerken (2) bzw. Turbinen-Strahltriebwerken. Das erfindungsgemäße Verfahren zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks (2) umfasst die Schritte: a. Ermittlung der Temperaturen an der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente (3') im Bereich der Dehnungsmesssensoren (10) durch die jeweils in unmittelbarer Nähe angeordneten Temperatursensoren (11); b. Ermittlung der Dehnung der kraftübertragenden Elemente (3X) an den Stellen, an denen Dehnungsmesssensoren (10) vorgesehen sind; c. Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente (3') auf Basis der ermittelten Dehnungen bei Kompensation der Temperatureinflüsse durch Berücksichtigung der jeweils in unmittelbarer Nähe eines Dehnungsmesssensors (10) ermittelten Temperatur; und d. Berechnung der Schubkraft des Flugzeugtriebwerks (2) aus dem ermittelten Dehnungszustand. Die erfindungsgemäße Anordnung ist zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ausgebildet.

Description

Anordnung und Verfahren zur On-Wing-Schubmessung von
Flugzeugtriebwerken
Die Erfindung betrifft eine Anordnung und ein Verfahren zur On-Wing-Schubmessung von Flugzeugtriebwerken bzw. Turbinen- Strahltriebwerken .
Für das steuerungstechnische Nachvollziehen des Flugzeugstandes eines Flugzeuges insbesondere im Hinblick auf die Regelung des Flugzeugtriebwerks sowie ggf. zur Identifikation von Ver¬ schleißerscheinungen, die als Hinweis auf durchzuführende War- tungs- und Instandhaltungsmaßnahmen dienen können, ist es erforderlich, den von dem Flugzeugtriebwerk zur Verfügung gestellten Nettoschub zu ermitteln.
Im Stand der Technik ist es hierzu bekannt, die Schubkraft über Ersatzgrößen, wie bspw. Drehzahl und Gesamtdruckverhältnis, auf Basis thermo-aerodynamischer Größen und anhand einer zuvor erfolgten Kalibrierung in PrüfStandsversuchen zu ermitteln. Dazu werden während des Betriebs des Flugzeugtriebwerks thermodynamische Größen betreffend den Kreisprozess des Trieb¬ werks gemessen und darauf aufbauend die vermeintliche Schub¬ kraft über thermodynamische Parameter und spezifische Modelle an der Schubdüse (Gas-Generator-Methode) , die Impulsänderung der fluidischen Durchströmung des Triebwerkes (EPR- bzw.
Druckflächenmethode) oder die fluidische Leistung des Bypass- verdichters (NL-Methode) berechnet. In diese Berechnungen kön¬ nen auch experimentell ermittelte Korrekturgrößen, wie bspw. ein Düsenkoeffizient, und sonstige Kalibrierungsfaktoren, die den Unterschied zwischen einem Prüfstandversuch und der Situation im tatsächlichen Flugbetrieb abbilden sollen, einfließen. Allerdings bleiben diese Korrekturgrößen und Kalibrierungsfaktoren während des Flugbetriebs konstant, sodass Veränderungen der Schubkraft aufgrund von außerhalb des Kreisprozesses be¬ findlichen Komponenten eines Triebwerks, bspw. leistungsredu- zierende Verschleißeinflüsse an Schubdüse oder Fan-Rotor, nicht erfasst werden können.
Der methodische Fehler bei einer Schubkraftermittlung gemäß diesem Stand der Technik liegt - je nach Mess- und Berechnungsmethode - bei ±3 bis ±5 % oder darüber.
Ein weiterer Nachteil des Standes der Technik besteht in der mangelnden Fähigkeit, während eines Fluges evtl. auftretende Schubabweichungen schnell und ausreichend sicher auf deren Ursache zurückzuführen, um so ggf. geeignete Gegenmaßnahmen ein¬ leiten zu können. Da entsprechende Analysemöglichkeiten im Stand der Technik nicht oder nur unzureichend zur Verfügung stehen, besteht dort im Wesentlichen nur die Möglichkeit, ab¬ nehmenden Schub durch eine Anpassung der Kraftstoffmenge aus¬ zugleichen .
Da leistungsreduzierende Verschleißeinflüsse während der Flu¬ ges gemäß dem Stand der Technik nicht überwacht werden können, ist es weiterhin vorgeschrieben, die Flugzeugtriebwerke derart zu überdimensionieren bzw. einen Überschussschub („excess thrust") vorzusehen, dass selbst bei einem weit fortgeschrit¬ tenen Verschleiß immer noch ein vorgegebener Minimalschub („certified thrust") erreicht wird. Eine entsprechende Überdi¬ mensionierung führt regelmäßig zu höheren Kosten und höherem Gewicht des Triebwerks.
Das Dokument DE 20 2011 116 975 B3 schlägt eine Schubkraftmes¬ sung über Dehnungsmessstreifen vor, die an geeigneten Stellen außen an der Struktur eines Flugzeugs angeordnet werden. Zur Kompensation von Messfehlern sollen immer mehrere Dehnungsmessstreifen in Brückenschaltung angeordnet sein, die Plausi- bilität der ermittelten Schubkraft soll durch örtlich getrennte Messung, jeweils mit mehrere Dehnungsmessstreifen in Brückenschaltung durchgeführt werden. Der Zusammenhang zwischen gemessener Dehnung und der Schubkraft kann rechnerisch oder experimentell in Form einer Kennlinie ermittelt werden.
Aus den Dokumenten DE 1 120 754 B, US 2011/0067501 AI und US 2007/0186687 AI ist bekannt, dass mit einer Anordnung mehrerer Dehnungsmessstreifen in einer geeigneten Brückenschaltung Messfehler aufgrund von Temperatureinflüssen reduzieren lassen. Dazu müssen die Dehnungsmessstreifen einer Brückenschaltung derart nah beieinander angeordnet sein, dass sie im Wesentlichen derselben Temperatur ausgesetzt sind. Gemäß
US 2007/0186687 AI ist es bevorzugt, eine gute Thermoleitfä- higkeit zwischen Bauteil und Dehnungsmessstreifen sicherzustellen, um mögliche Temperatureinflüsse weiter zu reduzieren.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Anordnung zur On-Wing-Schubmessung von Flugzeugtriebwerken zu schaffen, welche gegenüber dem Stand der Technik verbessert ist.
Gelöst wird diese Aufgabe durch ein Verfahren gemäß dem Haupt¬ anspruch sowie eine Anordnung gemäß dem Anspruch 7. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche .
Demnach betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Flugzeug¬ triebwerk über die kraftübertragenden Elemente einer Triebwerksaufhängung mit einer bekannten Geometrie an einem Flugzeug befestigt ist, die kraftübertragenden Elemente an der Oberfläche mit einer Anzahl Dehnungsmesssensoren versehen ist, die die Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente ermöglicht, und eine der Anzahl der Dehnungsmess¬ sensoren wenigstens entsprechenden Anzahl an Temperatursensoren zur Messung der Oberflächentemperatur vorgesehen ist, wobei jeweils mindestens ein Temperatursensor in unmittelbarer Nähe zu jeweils einem Dehnungsmesssensor angeordnet ist, mit den Schritten:
Ermittlung der Temperaturen an der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente im Bereich der Dehnungsmesssensoren durch die jeweils in unmittelbarer Nähe angeordneten Temperatursensoren; b. Ermittlung der Dehnung der kraftübertragenden Elemente an den Stellen, an denen Dehnungsmesssensoren vorgesehen sind; c. Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente auf Basis der ermittelten Dehnungen bei Kompensation der Temperatureinflüsse durch Berücksichtigung der jeweils in unmittelbarer Nähe eines Dehnungsmesssensors ermittelten Temperatur, wobei die Kompensation der Temperatureinflüsse sowohl sta¬ tische als auch transiente Einflüsse berücksichtigt; und d. Berechnung der Schubkraft des Flugzeugtriebwerks aus dem ermittelten Dehnungszustand.
Weiterhin betrifft die Erfindung eine Anordnung zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Flugzeug¬ triebwerk über kraftübertragende Elemente einer Triebwerksauf¬ hängung mit einer bekannten Geometrie an einem Flugzeug befes- tigt ist, wobei die kraftübertragenden Elemente mit einer An¬ zahl an Dehnungsmesssensoren versehen sind, welche die Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente ermöglicht, und eine der Anzahl der Dehnungsmesssensoren wenigstens entsprechenden Anzahl an Temperatursensoren zur Messung der Oberflächentemperatur vorgesehen ist, wobei jeweils ein Temperatursensor in unmittelbarer Nähe zu jeweils einem Dehnungsmesssensoren angeordnet ist, und wobei die Dehnungsmess¬ sensoren und Temperatursensoren mit einer Erfassungseinheit zum Erfassen der Messergebnisse der Dehnungsmesssensoren und Temperatursensoren verbunden sind, wobei die Erfassungseinheit mit einer Auswertungseinheit verbindbar ist, die dazu ausge¬ bildet ist, die Schubkraft des Flugzeugtriebwerks gemäß einem erfindungsgemäßen Verfahren zu ermitteln.
Allein aus Gründen der Übersichtlichkeit wird in Zusammenhang mit der vorliegenden Erfindung davon ausgegangen, dass eine Triebwerksaufhängung immer mehrere kraftübertragene Elemente umfasst. Die Erfindung umfasst aber ausdrücklich auch solche Triebwerksaufhängungen, die lediglich ein kraftübertragenes Element aufweisen.
Die Erfindung hat erkannt, dass für eine hohe Genauigkeit bei der Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks durch an der Außenseite der Triebwerksaufhängung angeordnete Dehnungsmessstreifen eine aktive Temperaturkompensation erforderlich ist. Es hat sich nämlich gezeigt, dass eine ausschlie߬ lich passive Temperaturkompensation, wie sie bspw. durch geeignete Brückenschaltungen erreicht werden kann, bei der
Schubkraftermittlung von Flugzeugtriebwerken im normalen Betrieb keine annähernd vergleichbar genaue Schubkraftermittlung gestattet. Dies ist insbesondere der hohen Wärmeleistung des Triebwerks und schnellen Veränderungen der Umgebungstempera¬ tur, bspw. bei Start und Landung, geschuldet. Aufgrund der ho- hen Wärmeleistung des Triebwerks in einer demgegenüber deutlich kühleren Umgebung kommt es regelmäßig zur Temperaturdif¬ ferenzen auch bei eng beieinander angeordneten Dehnungsmesssensoren, die durch eine passive Temperaturkompensation nicht ausgeglichen werden können. Des Weiteren kommt es bei Dehnungsmessstreifen bei schnellen Temperaturänderungen zu Fehlersignalen, die auf den Temperaturgang der Dehnungsmesstrei- fen zurückzuführen sind und die durch eine passive Temperaturkompensation regelmäßig nicht oder nur unzureichend kompen¬ siert werden können.
Die Erfindung hat erkannt, dass für eine hohe Genauigkeit bei der Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks eine Abkehr von der passiven Temperaturkompensation hin zu einer aktiven Temperaturkompensation erforderlich ist. Bei einer aktiven Temperaturkompensation, bei der jeweils die Temperatur unmittelbar im Bereich eines Dehnungsmesssensors erfasst wird und zur Korrektur der Messwerte herangezogen wird, ist es möglich, aus der Temperatur bzw. einer Temperaturänderung resultierende statische und transiente Einflüsse zu kompensieren. Dabei ist es dem Fachmann bekannt, die Einflüsse von Tempera¬ tur bzw. Temperaturänderung auf das Messergebnis eines Dehnungsmesssensor rechnerisch oder experimentell zu bestimmen und die so ermittelten Einflüsse bei der Kompensation zu berücksichtigen .
Durch das erfindungsgemäße Verfahren sowie die erfindungsge¬ mäße Anordnung ist es möglich, die zwischen Triebwerk und Flugzeug physikalisch übertragene Schubkraft zu messen. Eine fehlerbehaftete Berechnung der Schubkraft über Hilfsmessgrößen und Modellberechnungen mit reiner Annahme wesentlicher Einflussgrößen, wie sie aus dem Stand der Technik bekannt ist, wird vermieden. Außerdem bietet die direkte Messung der Schubkraft an der Systemgrenze zwischen Flugzeug und Triebwerk die Möglichkeit, schubvermindernde Einflüsse unmittelbar dem Flug¬ zeug oder dem Triebwerk zuzuordnen. So ist es bspw. möglich, eindeutig zwischen einer Schubverminderung durch einen verschmutzten Flugzeugrumpf von Verschleißeffekten im Triebwerk selbst zu unterscheiden. Die Ermittlung der Schubkraft ist weiterhin grundsätzlich in sämtlichen Flugsituationen möglich und nicht auf solche Flugsituationen beschränkt, für die ein geeignetes Rechenmodell zu Berechnung des Nettoschubs vorhan¬ den ist.
Indem die kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung selbst als Grundlage für die Schubmessung verwendet werden, auf die erfindungsgemäß lediglich oberflächig Sensoren anzuordnen sind, kann auf eine strukturelle Veränderung der Trieb¬ werksaufhängung, die eine umfangreiche flugtechnische Zulas¬ sung erfordern würde, verzichtet werden. Vielmehr ist es auch möglich, bereits vorhandene und im Einsatz befindliche Trieb¬ werksaufhängung derart nachzurüsten, dass eine erfindungsgemäße Anordnung geschaffen wird und sich das erfindungsgemäße Verfahren durchführen lässt. Die Geometrie der Triebwerksauf¬ hängung bedarf hierfür keiner Anpassung. Sie ist jedoch genau bekannt, sodass eine rechnerische Ermittlung des Spannungszu¬ standes in der Triebwerksaufhängung bzw. deren kraftübertragenden Elemente auf Basis einzelner Dehnungsmessungen auf der Oberfläche und darauf aufbauend die Schubkraftermittlung mög¬ lich sind.
Die Ermittlung des Dehnungszustandes erfolgt vorzugsweise auf Basis einer mechanischen Kalibrierung, bei der durch Aufbringen einer bekannten Prüfkraft auf die kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung und/oder das Flugzeugtriebwerk, die Sensitivität der Dehnungsmesssensoren ermittelt wird. In anderen Worten wird ermittelt, wie sich einzelne definierte Prüfkräfte in den Messergebnissen der Dehnungsmesssensoren wi- derspiegeln, sodass ein Zusammenhang zwischen den Messergebnissen und der Größe der Prüfkraft geschaffen wird. Dabei ist es besonders bevorzugt, wenn die Prüfkräfte unmittelbar auf ein an der Triebwerksaufhängung montiertes Flugzeugtriebwerk ausgeübt werden, da so unmittelbar die Kraftübertragung von dem Flugzeugtriebwerk an die Triebwerksaufhängung bei der mechanischen Kalibrierung berücksichtigt werden kann. Es ist aber auch möglich, die mechanische Kalibrierung mit Hilfe einer Prüfeinrichtung durchzuführen, in der die Triebwerksaufhängung mit ihren Verbindungspunkten eingespannt wird und mit der sich die bei Verwendung der Triebwerksaufhängung im Betrieb auftretenden Belastungen kontrolliert simulieren lassen.
Es ist bevorzugt, wenn die Kompensation der Temperatureinflüsse statische Einflüsse berücksichtigt, welche die tempera¬ turabhängige Änderung der Werkstoffeigenschaften des Materials der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung im Bereich der Dehnungsmesssensoren, den Temperaturgang der verwendeten Dehnungsmesssensoren und/oder die Empfindlichkeitsänderung der verwendeten Dehnungsmesssensoren umfassen. Durch lokale Temperaturveränderungen an der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung verändern sich das Verhalten des Materials dieser Elemente, die von dem Deh¬ nungsmesssensoren ermittelten Messgrößen sowie deren Empfindlichkeit. Da es bei Flugzeugen im Regelfall zwischen Start- und Landung auf einem Flughafen sowie der Reiseflughöhe deut¬ liche Temperaturunterschiede gibt, ist es für die Genauigkeit der Ermittlung der Schubkraft vorteilhaft, die Temperatur auf der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung zu berücksichtigen. Aufgrund der erfindungsgemäß in der Nähe der Dehnungsmesssensoren angeordneten Temperatursensoren ist es möglich, die Temperatur an der Oberfläche der fraglichen Elemente an den Stellen, an denen Dehnungsmesssensoren angeordnet sind, ausreichend genau zu ermitteln, die dann auch als Temperatur des jeweiligen Dehnungsmesssensors angenommen werden kann.
Es ist besonders bevorzugt, wenn die Kompensation der Tempera¬ tureinflüsse transiente Einflüsse berücksichtigt, welche eine ungleichmäßige Erwärmung der Triebwerksaufhängung bzw. der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung über ihren Querschnitt, den Verlauf der Durchwärmung der Trieb¬ werksaufhängung bzw. der kraftübertragenden Elemente der
Triebwerksaufhängung in Abhängigkeit des zeitlichen Verlaufs der Umgebungstemperatur und/oder den Verlauf des Temperaturgangs der Dehnungsmesssensoren in Abhängigkeit des Verlaufs der Umgebungstemperatur umfassen. Es hat sich herausgestellt, dass die Berücksichtigung transienter Temperatureinflüsse für eine hohe Genauigkeit bei der Schubkraftermittlung vorteilhaft ist. Die transienten Temperatureinflüsse entstehen primär auf¬ grund schneller Umgebungstemperaturveränderungen, bspw. im Steig- oder Sinkflug, oder aufgrund unterschiedlicher Tempera¬ turen auf der Oberfläche der der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung , die aufgrund unterschiedlicher An- strömung oder lokaler Temperatureinträge, bspw. durch das Triebwerk, entstehen können. Die Berücksichtigung der transienten Temperatureinflüsse ist wesentlich, um möglichst genau von den Messwerten der Dehnungsmesssensoren auf den Spannungszustand der Triebwerksaufhängung bzw. der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung und davon ausgehend auf die Schubkraft des Triebwerks schließen zu können.
Insbesondere die für die Kompensation von statischen und transienten Temperatureinflüssen erforderlichen Faktoren lassen sich im Rahmen von Versuchen auf einem Prüfstand, der neben dem Aufbringen von Prüfkräften sich ggf. auch die Umgebungstemperatur für die Triebwerksaufhängung einstellen und verändern lässt, ermitteln. Dabei kann aufgrund der Zulassungsbe- dingungen für Flugzeuge und deren Komponenten davon ausgegangen werden, dass Triebwerksaufhängungen eines Typs derart baugleich sind, dass die für eine Triebwerksaufhängung ermittelten Faktoren für die Kompensation von statischen und transien- ten Temperatureinflüssen auch für andere Triebwerksaufhängungen desselben Typs gelten. Das erfindungsgemäße Verfahren erlaubt dabei grundsätzlich neben der Temperaturkalibrierung auch eine umfangreiche mechanische Kalibrierung unter Laborbe¬ dingungen. Eine erneute Kalibrierung am Triebwerk ist im Regelfall nicht erforderlich.
Es ist jedoch besonders bevorzugt, wenn die mechanische Kalib¬ rierung bei vollständig an der Triebwerksaufhängung montiertem Flugzeugtriebwerk durchgeführt oder zumindest verifiziert wird, um sekundäre Lastpfade, bspw. über Schlauch-, Kabel- o- der Rohrverbindungen vom Flugzeug zum Triebwerk über die
Triebwerksaufhängungen zu berücksichtigen. Durch eine entsprechende Kompensation können Schubanteile, die nicht über die kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung, sondern eben über sekundäre Lastpfade vom Triebwerk in das Flugzeug eingebracht werden, berücksichtigt werden.
Die Dehnungsmesssensoren können vorzugsweise Dehnungsmess¬ streifen, vorzugsweise in Viertel-, Halb- oder Vollbrückenano- rdnung umfassen. Die Dehnungsmesssensoren sind vorzugsweise so an einem kraftübertragenden Element angeordnet, dass sie die Erfassung des Dehnungszustandes in alle Raumrichtungen ermög¬ lichen .
Zu Erläuterung der erfindungsgemäßen Anordnung wird auf die vorstehenden Ausführungen verwiesen. Es ist erneut anzumerken, dass die Anbringung von Dehnungsmess- und Temperatursensoren ausschließlich auf der Oberfläche der kraftübertragenden Ele- mente der Triebwerksaufhängung erfolgt und somit keine flug¬ technische Neuzulassung der Triebwerksaufhängung erforderlich ist .
Die erfindungsgemäß vorgesehene Erfassungseinheit ist grund¬ sätzlich an Bord des Flugzeuges angeordnet. Die Auswerteein¬ heit kann ebenfalls unmittelbar an Bord des Flugzeuges ange¬ ordnet und dauerhaft mit der Erfassungseinheit verbunden sein, sodass ggf. sogar eine Berechnung der Schubkraft des Flugzeug¬ triebwerks in Echtzeit erfolgen kann.
Es ist aber auch möglich, dass an Bord des Flugzeuges die Messwerte der Dehnungsmess- und Temperatursensoren lediglich von der Erfassungseinheit erfasst werden. Die erfassten Mess¬ werte können dann unmittelbar an eine außerhalb des Flugzeugs angeordnete Auswertungseinheit übertragen werden, die darauf¬ hin die Schubkraft des Flugzeugtriebwerks berechnet. Alterna¬ tiv können die Messwerte in einem Quick Access Recorder (QAR) zwischengespeichert werden, mit dem bei Bedarf eine bspw. mo¬ bile Auswertungseinheit verbunden werden kann, sodass die Aus¬ wertungseinheit auf Basis der zwischengespeicherten Daten die Schubkraft des Flugzeugtriebwerks berechnet.
Die erfindungsgemäß vorgesehene Auswertungseinheit kann vor¬ zugsweise an Bord des Flugzeugs angeordnet und mit der Data Management Unit (DMU) des Flugzeugs verbunden sein. Weiter vorzugsweise kann die Auswertungseinheit die ermittelte Schub¬ kraft an die DMU in Echtzeit übertragen. In anderen Worten stellt die Auswertungseinheit der DMU regelmäßig die ermit¬ telte momentan von einem Flugzeugtriebwerk bereitgestellte Schubkraft für die weitere Verarbeitung und Steuerung des Flugzeuges zur Verfügung.
Alternativ ist es möglich, wenn die Erfassungseinheit und/oder die damit verbundene Data Management Unit des Flugzeugs dazu ausgebildet sind, die ermittelten Messwerte über ein Aircraft Communication Adressing and Reporting System (ACARS) zu versenden. Insbesondere zusammen mit anderen Daten betreffend den Flugzustand des Flugzeugs kann durch eine am Boden befindliche Stelle umfassend eine Auswerteeinheit die Schubkraft des Flug¬ zeugtriebwerks ermittelt und ggf. festgestellt werden, ob und, wenn ja, welche Instandsetzungsmaßnahmen am Flugzeug oder an einem Triebwerk ggf. angezeigt sind.
Die Erfindung wird nun anhand einer vorteilhaften Ausführungsform unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beispielhaft beschrieben. Es zeigt:
Figur 1: eine schematische Darstellung einer erfindungsgemäßen
Anordnung .
Figur 1 ist eine schematische Darstellung einer erfindungsge¬ mäßen Anordnung 1 zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks 2 eines Flugzeugs (nicht dargestellt) . Das Flugzeugtriebwerk ist über eine Triebwerksaufhängung 3 umfassend kraftübertragende Elemente 3 λ mit dem Flügel 4 und dar¬ über mit dem Flugzeug verbunden. Die Geometrie der Trieb¬ werksaufhängung 3 umfassend die kraftübertragenden Elemente 3 λ zwischen den Anbindungspunkte an das Flugzeugtriebwerk 2 und den Flügel 4 sind bekannt und darüber hinaus zwischen den ver¬ schiedenen Flugzeugen gleichen Typs mit gleichen Flugzeugtriebwerken 2 identisch.
Die Anordnung 1 umfasst insgesamt vier Dehnungsmesssensoren 10 und vier Temperaturmesssensoren 11, von denen jeweils nur zwei dargestellt sind, da die jeweils anderen zwei auf der gegen¬ überliegenden und damit in Figur 1 nicht dargestellten Seite der kraftübertragenden Elemente 3λ befinden. Die Dehnungsmesssensoren 10 umfassen jeweils Dehnungsmessstreifen in Vollbrückenanordnung, die jeweils eine vollständige zweiachsige Bestimmung der Dehnungen an der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente der Triebwerksaufhängung 3 ermöglichen. Indem vier Dehnungsmesssensoren 10 vorgesehen sind, lässt sich unter Berücksichtigung der Geometrie der Triebwerksaufhängung 3 der Dehnungszustand der Triebwerksaufhängung 3 in grundsätzlich alle Raumrichtungen ermitteln.
Die vorgesehenen Temperatursensoren 11 sind jeweils in unmittelbarer Nähe zu den Dehnungsmesssensoren 10 angeordnet. Auch hier sind wieder zwei der Temperatursensoren 11 auf der in Figur 1 nicht dargestellten Seite der kraftübertragenden Elemente 3λ der Triebwerksaufhängung 3 angeordnet. Über die Temperatursensoren 11 lässt sich die jeweils lokale Oberflächentemperatur der kraftübertragenden Elemente 3λ ermitteln. Aufgrund der unmittelbaren Nähe zu den Dehnungsmesssensoren 10 sind die gemessenen Temperaturen auch für den jeweils benachbarten Dehnungsmesssensor 10 gültig.
Die Dehnungsmesssensoren 10 und die Temperatursensoren 11 sind über Analog-Digitalwandler 21 und eine Erfassungseinheit 22 mit einer Auswertungseinheit 20 verbunden. Die Auswertungseinheit 20 ist dabei dazu ausgebildet, aus den von den Dehnungs¬ messsensoren 10 und den Temperatursensoren 11 stammenden Messdaten den momentanen Schub des Flugzeugtriebwerks 2 zu ermit¬ teln. Dazu führt die Auswertungseinheit 20 die folgenden
Schritte durch: a. Empfang der von dem Temperatursensoren 11 ermittelten Temperaturen an der Oberfläche der kraftübertra¬ genden Elemente 3λ der Triebwerksaufhängung 3; b. Empfang der Messwerte der Dehnungsmesssensoren 10, die die Dehnung der kraftübertragenden Elemente 3 λ der Triebwerksaufhängung 3 an den Stellen, an denen die jeweiligen Dehnungsmesssensoren 10 vorgesehen ist, widerspiegeln; c. Ermittlung des Dehnungszustands der Triebwerksauf¬ hängung 3 in alle Raumrichtungen auf Basis der ermittelten Dehnungen bei Kompensation der Temperatureinflüsse durch Berücksichtigung der jeweils in unmittelbarer Nähe eines Dehnungsmesssensors 10 ermit¬ telten Temperatur; und d. Berechnung der Schubkraft des Triebwerks aus dem er¬ mittelten Dehnungszustand.
Um aus den Messergebnissen der Dehnungsmesssensoren 10 grundsätzlich den Dehnungszustand der Triebwerksaufhängung 3 ableiten zu können, ist eine zuvor erfolgte mechanische Kalibrie¬ rung der Dehnungsmesssensoren 10 erforderlich.
Bei der Temperaturkompensation werden sowohl statische als auch transiente Temperatureinflüsse berücksichtigt. Die für die entsprechende Temperaturkompensation erforderlichen Faktoren wurden zuvor an einer baugleichen Triebwerksaufhängung 3 in einem Prüfstand umfassend eine aktive Klimaregelung ermit¬ telt und können für die Temperaturkompensation baugleicher Triebwerksaufhängung 3 herangezogen werden. Die statischen Temperatureinflüsse umfassen die temperaturabhängige Änderung der Werkstoffeigenschaften des Materials der Triebwerksaufhängung 3 bzw. der kraftübertragenden Elemente 3λ im Bereich der Dehnungsmesssensoren 10, den Temperaturgang der verwendeten Dehnungsmesssensoren 10 und die Empfindlichkeitsänderung der verwendeten Dehnungsmesssensoren 10. Die transienten Temperatureinflüsse umfassen eine ungleichmäßige Erwärmung der Trieb¬ werksaufhängung 3 bzw. der kraftübertragenden Elemente 3λ über ihren Querschnitt, den Verlauf der Durchwärmung der kraftübertragenden Elemente 3 λ in Abhängigkeit des zeitlichen Verlaufs der Umgebungstemperatur und den Verlauf des Temperaturgangs der Dehnungsmessstelle 10 in Abhängigkeit des Verlaufs der Um¬ gebungstemperatur .
Durch die entsprechende Temperaturkompensation kann auf Basis der mechanischen Kalibrierung in jedem Flugzustand ein genauer Wert des von dem Flugzeugtriebwerk 2 an den Flügel 4 und damit an das Flugzeug übertragenen Schubs ermitteln. Dabei wird der tatsächliche Schub ermittelt und nicht ein aufgrund von Mo¬ dellannahmen aus Hilfsgrößen errechneter Schub.
Der von der Auswertungseinheit 20 ermittelte Schub wird in Echtzeit an die Data Management Unit 23 des Flugzeugs übertra¬ gen und dort bei der Steuerung des Flugzeugs berücksichtigt. Von der Data Management Unit 23 wird die von der Auswertungs¬ einheit 20 ermittelte Schubkraft weiterhin zusammen mit ande¬ ren Werten über den Flugzustand des Flugzeuges über ein Air- craft Communication Adressing and Reporting System 24 an einen Empfänger auf den Boden (nicht dargestellt) übermittelt, wo diese Informationen weiter ausgewertet werden können.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks (2), wobei das Flugzeugtriebwerk (2) über eine die kraftübertragenden Elemente (3λ) einer Triebwerksauf¬ hängung (3) mit einer bekannten Geometrie an einem Flugzeug befestigt ist, die kraftübertragenden Elemente (3λ) mit einer Anzahl an Dehnungsmesssensoren (10) versehen ist, welche die Ermittlung des Dehnungszustands der kraft¬ übertragenden Elemente (3 λ ) ermöglicht, und eine der Anzahl der Dehnungsmesssensoren (10) wenigstens entsprechenden Anzahl an Temperatursensoren (11) zur Messung der Oberflächentemperatur vorgesehen ist, wobei jeweils mindestens ein Temperatursensor (11) in unmittelbarer Nähe zu jeweils einem Dehnungsmesssensor (10) angeordnet ist, umfassend die Schritte: a. Ermittlung der Temperaturen an der Oberfläche der kraftübertragenden Elemente (3λ) im Bereich der Dehnungsmesssensoren (10) durch die jeweils in unmittelbarer Nähe angeordneten Temperatursensoren (11); b. Ermittlung der Dehnung der kraftübertragenden Elemente (3λ) an den Stellen, an denen Dehnungsmess¬ sensoren (10) vorgesehen sind; c. Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente (3x)auf Basis der ermittelten Dehnungen bei Kompensation der Temperatureinflüsse durch Be¬ rücksichtigung der jeweils in unmittelbarer Nähe eines Dehnungsmesssensors (10) ermittelten Temperatur, wobei die Kompensation der Temperatureinflüsse so¬ wohl statische als auch transiente Einflüsse berück¬ sichtigt; und d. Berechnung der Schubkraft des Flugzeugtriebwerks (2) aus dem ermittelten Dehnungszustand.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Ermittlung des Dehnungszustandes auf Basis eine mecha¬ nischen Kalibrierung erfolgt, bei der durch Aufbringen einer bekannten Prüfkraft auf die Triebwerksaufhängung (3) und/oder das Flugzeugtriebwerk (2) , die Sensitivität der Dehnungsmesssensoren (10) ermittelt wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
als statische Einflüsse bei der Kompensation der Tempera¬ tureinflüsse die temperaturabhängige Änderung der Werk¬ stoffeigenschaften des Materials der kraftübertragenden Elemente (3λ) im Bereich der Dehnungsmesssensoren (10), der Temperaturgang der verwendeten Dehnungsmesssensoren (10) und/oder die Empfindlichkeitsänderung der verwendeten Dehnungsmesssensoren (10) berücksichtigt werden.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
als transienten Einflüsse bei der Kompensation der Temperatureinflüsse eine ungleichmäßige Erwärmung der kraft¬ übertragenden Elemente (3λ) über ihren Querschnitt, den Verlauf der Durchwärmung der kraftübertragenden Elemente (3λ) in Abhängigkeit des zeitlichen Verlaufs der Umge¬ bungstemperatur und/oder den Verlauf des Temperaturgangs der Dehnungsmesssensoren (10) in Abhängigkeit des Verlaufs der Umgebungstemperatur berücksichtigt werden.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente (3λ) eine Kompensation sekundärer Lastpfade um- fasst .
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die Dehnungsmesssensoren (10) Dehnungsmessstreifen in Viertel-, Halb- oder Vollbrückenanordnung umfassen.
Anordnung (1) zur Ermittlung der Schubkraft eines Flugzeugtriebwerks (2), wobei das Flugzeugtriebwerk (2) über kraftübertragende Elemente (3λ) einer Triebwerksaufhängung (3) mit einer bekannten Geometrie an einem Flugzeug befes¬ tigt ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die kraftübertragenden Elemente (3λ) mit einer Anzahl an Dehnungsmesssensoren (10) versehen sind, welche die Ermittlung des Dehnungszustands der kraftübertragenden Elemente (3 λ ) ermöglicht, und eine der Anzahl der Dehnungs¬ messsensoren (10) wenigstens entsprechenden Anzahl an Temperatursensoren (11) zur Messung der Oberflächentemperatur vorgesehen ist, wobei jeweils ein Temperatursensor (11) in unmittelbarer Nähe zu jeweils einem Dehnungsmesssensor (10) angeordnet ist, wobei die Dehnungsmesssensoren (10) und Temperatursensoren (11) mit einer Erfassungseinheit
(22) zum Erfassen der Messergebnisse der Dehnungsmess¬ sensoren und Temperatursensoren verbunden sind, wobei die Erfassungseinheit (22) mit einer Auswertungseinheit (20) verbindbar sind, die dazu ausgebildet ist, die Schubkraft des Flugzeugtriebwerks (2) gemäß dem Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5 zu ermitteln.
Anordnung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Dehnungsmesssensoren (10) Dehnungsmessstreifen in Viertel-, Halb- oder Vollbrückenanordnung umfassen.
Anordnung nach Anspruch 7 oder 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Auswertungseinheit (20) mit der Data Management Unit
(23) des Flugzeugs verbunden ist und die ermittelte Schub¬ kraft an diese in Echtzeit übertragen wird. Anordnung nach Anspruch 7, 8 oder 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Erfassungseinheit (22) und/oder die damit verbundene Data Management Unit (23) des Flugzeugs dazu ausgebildet sind, die ermittelten Messergebnisse über ein Aircraft Communication Adressing and Reporting System (24) zu versenden .
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