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Die
Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur
Erkennung von Fehlerzuständen
durch Materialermüdung
an Flugzeugteilen nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
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Die
meisten tragenden Konstruktionselemente und Baugruppen an Fahrzeugen,
Kränen, Flugzeugen
und dergleichen werden nicht nur statisch belastet, sondern unterliegen
häufig
auch dynamischen Beanspruchungen. Dabei können Schäden an den Konstruktionselementen
oder Baugruppen nicht nur bei Überschreitung
einer statischen Grenzbelastung eintreten, sondern auch durch eine
Vielzahl geringer dynamischer Beanspruchungen entstehen, die zu
Gefügeveränderungen
in den Materialien führen,
wodurch es zu Schäden
durch Materialermüdung
kommen kann. Insbesondere im Flugzeugbau entstehen durch die zyklischen
Belastungen in den verschiedenen Flugphasen häufig dynamische Beanspruchungen,
die langfristig eine derartige Materialermüdung bewirken. Deshalb werden
Flugzeuge routinemäßig nach
vorgesehenen Flugstunden durch Ultraschalluntersuchungen oder Röntgenstrahlung auf
Materialermüdungsschäden untersucht.
Derartige Untersuchungen sind sehr zeitaufwändig und teuer und sollten
deshalb nur dann erfolgen, wenn erwartungsgemäß erst mit solchen Schäden gerechnet werden
kann.
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Deshalb
wird bereits während
der Entwicklungs- und Konstruktionsphase durch Dauerbelastungstests
versucht, die kritischen Stellen an Flugzeugteilen festzustellen,
die zu derartigen Ma terialermüdungserscheinungen
führen
können.
Durch derartige Dauerbelastungstests ist es deshalb auch möglich, für jedes
individuelle Flugzeug oder dessen Teile eine Flugstundenzahl festzulegen,
nach der dann bestimmte Materialermüdungsuntersuchungen durchgeführt werden
sollen oder insgesamt eine Maximalflugstundenzahl eines Flugzeugs
zu bestimmen, nach der ein Weiterbetrieb wegen Materialermüdungserscheinungen
sicherheitsmäßig nicht
mehr verantwortbar ist.
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Zu
derartigen Dauerbelastungstests sind wiederum sehr aufwändige Prüfsysteme
notwendig, durch die teilweise die gesamte Lebensdauer eines Flugzeugs
simuliert, erfasst und ausgewertet werden muss. Dazu werden teilweise
am gesamten Flugzeug oder an dessen kritischen Teilen wie z. B. Rumpf
oder Tragflächen
bis zu 7.000 Dehnungsmessstreifen appliziert. Dabei wird jeder einzelne Dehnungsmessstreifen
meist als Viertelbrücke
mit weiteren Ergänzungswiderständen zu
einer Wheatstoneschen Messbrücke
ergänzt
und mit einer drei- bis sechsadrigen Messleitung mit einem Verstärkerkanal
einer Verstärkervorrichtung
verbunden. Durch eine derartige bis zu 7.000-kanalige Verstärkervorrichtung
werden die einzelnen Messsignale verstärkt, digitalisiert und in einer
nachfolgenden Speicher- und Rechenschaltung gespeichert und als
Messwerte angezeigt oder signalisiert. Bei einem Dauerbelastungstest
wird nun das zu untersuchende Flugzeug oder dessen Einzelteile mit
einer meist hydraulischen Belastungseinrichtung mit einer wechselnden
Belastung beaufschlagt, die dem Flugbetrieb nachgebildet ist. Dabei
werden dann sowohl die eingeleiteten Kräfte als auch die dadurch verursachten
Dehnungen an den Flugzeugteilen in zeitlichen Abfolgen ermittelt und
zur Auswertung gespeichert. Aus dem entsprechenden Dehnungsverlauf
an den kritischen Fugzeugteilen nach einer Vielzahl wechselnder
Belastungen können
dann Materialermüdungserscheinungen
festgestellt werden.
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Bei
einem vergleichsweise überschaubaren Belastungstest
von z. B. 1.000 verschiedenen Lastfällen bei nur 2.000 Meßkanälen bzw.
Dehnungsmesspunkten sind dann mindestens 2 Mio. Datensätze auszuwerten,
die bei einer manuellen Beurteilung einen hohen personellen und
zeitlichen Einsatz erfordern, um daraus eine Bewertung zur Erkennung
von Materialermüdungserscheinungen
abzuleiten.
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Eine
derartige Vorrichtung zur Überwachung der
strukturellen Ermüdung
von Flugzeugen und deren Teilen ist aus der
EP 1 018 641 B1 bekannt.
Dazu werden mit Hilfe der im Flugzeug vorhandenen Instrumente die
Größe und deren
Anzahl an Turbulenzereignissen, die Größe und deren Anzahl der durch Flugmanöver anfallenden
G-Belastungen, die Anzahl von im Flugzeug aufgetretenen Druckbeaufschlagungszyklen,
die Anzahl der Abflug- und
Landezyklen sowie die Anzahl der Flügelklappenzyklen erfasst und
gespeichert. Diese Daten können
zur Beurteilung von Ermüdungserscheinungen
vom Flugzeug- oder Wartungspersonal ausgelesen werden. Aus der Anzahl
und der gestaffelten Größenangaben
kann aber aufgrund manueller Bewertung lediglich eine präventive
Untersuchung auf Materialermüdungsschäden eingeleitet
werden, aus der dann erst ein Fehlerzustand erkennbar ist.
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Aus
der
EP 0 110 865 A2 ist
eine Messvorrichtung zur Überwachung
des Schädigungsgrades durch
Materialermüdung
auch an Flugzeugen bekannt. Dazu sind an den kritischen Stellen
der zu überwachenden
Flugzeuge und dgl. mehrere Aufnehmer angeordnet, die die Materialbelastung
erfassen und diese Signale jeweils über einen separaten Verstärkerkanal
einer Abtast- und Halteschaltung und einer gemeinsamen Multiplexer-Schaltung
zuführen.
Am Ausgang der Multiplexer-Schaltung ist ein Analog-Digital-Wandler angeschlossen,
der die Signale einem Vergleicher zuführt und durch den die Signale
mit in einem Pufferspeicher abgelegten Extremwerten vergleicht.
Mittels einem Zähler
oder einem summierenden Speicher einer Auswerteschal tung wird insbesondere
aus den Extremwerten der Signale ein kumulatives Belastungssignal
gebildet, gespeichert und daraus ein Schädigungsgrad berechnet. Dieser
ermittelte Schädigungsgrad
wird dann fortlaufend mit einem vorgegebenen zulässigen Schädigungsgrad verglichen und
bei Überschreitung dieses
signalisiert oder angezeigt. Dieses Verfahren ist allerdings nur
zur Überwachung
des Schädigungsgrades
eines in Betrieb befindlichen Flugzeuges geeignet, bei dem zuvor
ein vorgebbarer zulässiger
Schädigungsgrad
ermittelt worden sein muss, der nur durch aufwändige Dauerbelastungstest an vergleichbaren
Flugzeugteilen ermittelbar ist. Dazu werden aufgrund eines derartigen
Dauerbelastungstests zwar manuell ein Wöhler-Schaubild mit Schadenslinien
erstellt, aus denen entsprechende Grenzlastspielzahlen in Abhängigkeit
der Beanspruchungshöhe
erkennbar sind und die zur Festlegung des zulässigen Schädigungsgrades dienen.
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Der
Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde ein Verfahren bereitzustellen,
durch das schnell und sehr genau Fehlerzustände in Dauerbelastungstests
erkannt werden, die im Betriebszustand zu Schäden durch Materialermüdung an
Flugzeugteilen und dergleichen führen
können.
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Diese
Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 angegebene Erfindung
gelöst.
Weiterbildungen und vorteilhafte Ausführungsbeispiele sind in den
Unteransprüchen
angegeben.
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Die
Erfindung hat den Vorteil, dass die Bewertung von Messwerten zur
Erkennung von Fehlerzuständen
durch Materialermüdung
an Flugzeugen oder deren Teilen selbsttätig durch eine elektronische Auswertevorrichtung
erfolgt. Dabei beginnt die Auswertung bereits mit der Durchführung von
vorgegebenen Lastzuständen,
mit denen die kritischen Flugzeugteile belastet werden und die an
den Flugzeugteilen Dehnungserscheinungen hervorrufen, die vorteilhafterweise
mit einer Vielzahl von Mess stellen erfasst werden. Von Vorteil ist
dabei insbesondere die Zeitdauer nach der bereits die Fehlerzustände einer Ermüdungserscheinung
erkannt werden können,
die bereits nach Abschluss der ersten Wiederholung eines bestimmten
Belastungszustandes durch Vergleich der Einzelmesswerte möglich ist.
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Die
Erfindung hat weiterhin den Vorteil, dass die Fehler durch Ermüdungserscheinungen
direkt durch eine Dehnungsmessung an den kritischen Flugzeugteilen
feststellbar sind, ohne dass weitere Messungen zur Analyse der Materialstruktur
z. B. durch Ultraschall oder Röntgenstrahlung
notwendig sind oder Wöhlerschaubilder
erstellt werden müssen. Anhand
der zeitgleichen Messungen der Dehnung und deren Auswertung kann
die notwendige Prüfdauer
auf ein Minimum reduziert werden, wodurch sich vorteilhafterweise
der Aufwand bei Langzeittests erheblich verringern lässt. Darüber hinaus
hat die Erfindung noch den Vorteil, dass Fehlerzustände durch Ermüdungserscheinungen
bereits so frühzeitig
durch Überschreitung
von vorgebbaren Grenzwerten, Linearabweichungen oder Trendverläufen vor
einem tatsächlichen
Schadenseintritt erfolgen können
und sogleich durch kostengünstige
Konstruktionsänderungen
verhinderbar sind und gleichfalls bei Fortsetzung des Testverlaufs
neu bewertet werden können.
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Durch
die zeitgleiche Auswertung der Belastungszustände hinsichtlich seiner Auswirkungen
auf festgestellte Ermüdungserscheinungen
können
vorteilhafterweise auch sehr genau notwendige Flugzeuginspektionsintervalle
oder eine maximal zulässige
Haltbarkeitsdauer festgelegt werden, die aufgrund der ausgewerteten
Belastungszustände
längere
Untersuchungsintervalle zulässt
als dies beim Zugrundelegen von Erfahrungswerten unter Berücksichtigung
notwendiger Sicherheitsaspekte im Flugverkehr möglich ist.
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Bei
einer besonderen Ausführungsart
des Auswerteverfahrens ist vorgesehen, die Auswertung zunächst auf
den Einzelmesswertvergleich zu stützen und mit zunehmender Prüfdauer sowohl
statistische Auswertungen, Trendbetrachtungen und zusätzlich Linearitätsauswirkungen
heranzuziehen, durch die Auswertegenauigkeit kontinuierlich erhöhbar ist,
um bereits vor einem Schadenseintritt eine eindeutige und sichere
Fehlererkennung von Ermüdungserscheinungen
zu ermöglichen,
ohne dass der Prüfaufbau
geändert
oder der Prüfablauf
unterbrochen werden müsste.
Eine derartige Bewertung von Messwerten zur Erkennung von Fehlerzuständen durch
Ermüdungserscheinungen
ist nicht nur zur Begutachtung von Neukonstruktionsteilen geeignet, sondern
auch zur Abschätzung
einer Restlebensdauer von gebrauchten Flugzeugen oder deren Teilen. Dabei
ist bei einer weiteren besonderen Ausführungsart des Auswerteverfahrens
vorteilhaft, dass besonders kleine Dehnungsmesswerte zur Bewertung
unberücksichtigt
bleiben, wenn dessen Messfehler mindestens gleich oder größer ist
als die Grenzwertbereiche zur Erkennung der Ermüdungserscheinungen, wodurch
erst eine sichere und genaue Fehlererkennung ermöglicht wird.
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Die
Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels,
das in der Zeichnung dargestellt ist, näher erläutert. Es zeigen:
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1:
eine schematische Messanordnung zur Erkennung von Fehlerzuständen durch
Materialermüdung
an Flugzeugen oder deren Teilen;
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2:
einen Signalflussplan zur Auswertung von Einzelmesswerten durch
Vergleich mit einem vorherigen Referenzmesswert;
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3:
einen Signalflussplan zur Auswertung von Einzelmesswerten durch
Vergleich mit einem statistisch ermittelten mittleren Referenzgrundwert;
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4:
einen Signalflussplan zur Auswertung von Abweichungen der Linearitätskoeffizienten;
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5:
einen Signalflussplan zur Bewertung der aktuellen Standardabweichung
durch Vergleich mit einer Referenzstandardabweichung, und
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6:
einen Signalflussplan zur Bewertung des Trends eines Messwertverlaufs.
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In 1 der
Zeichnung ist eine Messanordnung zur Erkennung von Fehlerzuständen durch
Materialermüdung
an Flugzeugen oder deren Teilen schematisch dargestellt. Dazu ist
das ganze zu untersuchende Flugzeug 1 oder Teile davon
auf einer Prüfstandsvorrichtung 2 angeordnet.
Das Flugzeug 1 stützt
sich dabei auf eine repräsentative
Anzahl von Belastungselementen 3 ab, die vorzugsweise als
Hydraulikzylinder ausgebildet sind. Dabei sind die Hydraulikzylinder
so angeordnet, dass sie die Belastung eines Flugzeugs 1 im
Betriebszustand möglichst wirklichkeitsgetreu
simulieren können.
Dazu sind üblicherweise
bei dem dargestellten Kampfflugzeug etwa 120 Hydraulikzylinder 3 vorgesehen,
durch die etwa 1.000 verschiedene Belastungszustände angesteuert werden können. Zur
Steuerung dieser Belastungszustände
ist ein elektronisches Kontrollsystem 4 vorgesehen, das
durch eine programmgesteuerte Regelhydraulik die 1.000 verschiedenen
Belastungszustände
in einer vorgegebenen Reihenfolge über einen längeren Zeitraum von teilweise
bis zu einem Jahr ansteuert, wodurch etwa die Flugbelastung eines
Kampfflugzeugs während
seiner gesamten Lebensdauer von etwa 2.000 Flugstunden nachgebildet werden
kann.
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In
den Hydraulikzylindern 3 sind zusätzlich noch Kraftaufnehmer
vorgesehen, mit denen die eingeleiteten Belastungswerte einzeln
erfasst und entsprechend einer Sollvorgabe geregelt einleitbar sind. Dazu
werden entsprechende Steuerungsbefehle von einer Datenerfassungsvorrichtung 5 dem
Kontrollsystem 4 übermittelt
und entsprechend die Hydraulikzylinder 3 betätigt. Die
in den Hydraulikzylindern 3 angeordneten Kraftaufnehmer
sind elektrisch mit dem Kontrollsystem 4 verbunden, so
dass für
jeden Belastungszustand die eingeleitete Kraft jedes Hydraulikzylinders 3 als
Belastungswert zur Verfügung steht
und diese Daten durch die Datenerfassungsvorrichtung 5 abgefragt
werden können.
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Des
weiteren sind an den vorzugsweise kritischen Flugzeugteilen Dehnungsmessstreifen 6 als Dehnungsaufnehmer
appliziert, mit denen die Oberflächendehnung
bei einem vorgegebenen Belastungszustand erfasst wird. Dazu werden
teilweise an einem Flugzeug bzw. an einem Flugzeugteil bis zu 7.000
Dehnungsmessstreifen 6 appliziert, die mit einer drei-
bis sechsadrigen Messleitung 7 mit der Datenerfassungsvorrichtung 5 verbunden
sind. Die Datenerfassungsvorrichtung 5 enthält vorzugsweise noch
die Ergänzungswiderstände, die
mit den Dehnungsmessstreifen 6 eine Wheatstonesche Messbrückenschaltung
bilden. Jede Messbrückenschaltung
ist in der Datenerfassungsvorrichtung 5 mit einem separaten
Verstärkerkanal
verbunden, der die erfassten Dehnungsmesssignale verstärkt und
in einem nachfolgenden Analog-Digital-Wandler digitalisiert und
insgesamt einen Messkanal bzw. eine separate Messschaltung bildet.
Bei einem herkömmlichen Prüfzyklus
von etwa 1.000 verschiedenen Belastungszuständen bei vorzugsweise 2.000
Messschaltungen werden somit mindestens 2 Mio. Messdatensätze gebildet,
die zur Fehlerbeurteilung ausgewertet werden müssen. Deshalb werden die in
zeitlicher Abfolge erfassten Datensätze der Messsignale in einer elektronischen
Datenbank 8, die als Server oder PC (personal computer)
ausgebildet ist, gespeichert.
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Zur
Analyse und Bewertung der Messwerte ist die Datenbank 8 mit
einer programmgesteuerten elektronischen Auswertevorrichtung 9 verbunden, die
die erfassten Messdatensätze
bzw. Messwerte weitgehend zeitgleich und durch Verknüpfung mit vorherigen
Messdatensätzen
rechnerisch bewertet, um daraus entstandene Fehlerzustände oder
zukünftige
Fehlerzustände
durch Materialermüdung
an kritischen Flugzeugteilen zu erkennen.
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Dazu
wird beim Beginn eines Prüfverfahrens durch
die Kontrollvorrichtung 4 mittels der Hydraulikzylinder 3 ein
vorherbestimmter programmgesteuerter Belastungszustand angefahren,
durch den eine vorgegebene Belastung in das Flugzeug 1 oder
deren Teile eingeleitet wird, die einem bestimmten Flugzustand entsprechen
sollen. Dabei werden die einzelnen Hydraulikzylinder 3 in
der Regel mit unterschiedlichen Belastungen angesteuert, da die
Flugzeugteile im Flugbetrieb auch verschiedenen Belastungszuständen ausgesetzt
sind. Die bei diesem ersten Belastungszustand entstehenden Dehnungen
an den kritischen Flugzeugteilen werden durch die einzelnen Dehnungsmessstreifen 6 zeitgleich
oder synchronisiert in der Vielzahl der Messkanäle als erste Messwertzeile
eines bestimmten Belastungszustands erfasst und in der Datenbank 8 gespeichert.
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Der
Beginn einer Bewertung der Messwerte XM durch
Einzelvergleich ist in 2 der Zeichnung dargestellt.
Beim Beginnschritt 11 startet das Bewertungsverfahren durch
Auslesen der Messwerte bzw. Messdatensätze aus der Datenbank 8 und
bildet nach der Referenzmessung im Programmschritt 12 die
Auswertevorrichtung 9 daraus im Rechenschritt 13 erste
Referenzwerte XR eines jeweils zugeordneten
Messkanals, der einem örtlich
identifizierbaren Dehnungsmessbereich zugeordnet ist und damit die Dehnung
an einem kritischen Flugzeugbereich in folge der Belastung erfasst.
Gleichzeitig wird in der Auswertevorrichtung 9 aus der
Referenzmessung für
den aktuellen Belastungszustand durch den Rechenschritt 13 ein
Grenzwertbereich nGW% definiert, dessen
Abweichung noch keinem Fehlerzustand infolge einer Ermüdungserscheinung
darstellen soll. Ein derartiger Grenzwertbereich nGW% kann
je nach Prüfobjekt
vom jeweiligen Prüfpersonal
als relative Größe von z.
B. nGW% = ± 3% vorgegeben werden. Daraus errechnet
die Auswertevorrichtung im Rechenschritt 13 z. B. bei einem
Messwert XM von 30 mV/V einen absoluten
Grenzwertbereich von ± 0,9
mV/V.
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Auf
diese Weise werden zeitlich nacheinander eine vorgegebene Anzahl
von vorgegebenen Belastungszuständen
angesteuert und die jeweiligen zugehörigen Messwerte XMi in
der Datenbank 8 abgespeichert und in der Auswertevorrichtung 9 als
erste Referenzmesswerte XR im Programmschritt 12 bewertet
und zwar so lange, bis sich einzelne vorgegebene Belastungszustände wiederholen.
Hat die Auswertevorrichtung 9 im Programmschritt 12 festgestellt,
dass sich ein Belastungszustand wiederholt, und für den entsprechenden
aktuellen Lastfall ein Referenzwert XR vorhanden
ist, so vergleicht sie die neuen aktuellen Messwerte XM jedes
Messkanals im Bewertungsschritt 14 mit den Referenzwerten
XR des gleichen vorherigen Belastungszustands. Überschreitet
ein neuer aktueller Einzelmesswert XM den definierten
Referenzgrenzwertbereich so wird dies für den jeweiligen Messkanal
durch Setzen eines Merkers im Programmschritt 15 signalisiert
oder durch einen Rückschritt 16 an
anderer Stelle angezeigt. Da bei Dauerbelastungstests eine Vielzahl
von gleichen Belastungszuständen
sich immer wiederholen, kann beispielsweise bei der dauerhaften Überschreitung
eines Grenzwertbereichs nach einer bestimmten Wiederholungszahl
des jeweiligen Belastungszustandes auf einen Fehlerzustand durch
Ermüdungserscheinung
des betreffenden Applikationsbereichs geschlossen werden. Deshalb
erfolgt die Anzeige zur Überschreitung
des Referenzgrenzbereichs bei Vergleich der Einzelmesswerte XM nicht nur der Wert der Grenzwertüberschreitung,
sondern vorzugsweise auch die Anzahl der durchgeführten gleichartigen
Belastungszustände,
für die
die Grenzbereichsüberschreitung
festgestellt wurde.
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Zur
Verbesserung der Genauigkeit bei der Festlegung des Referenzwertes
XR ermittelt die Auswertevorrichtung 9 bei
einer weiteren besonderen Ausbildung des Verfahrens eine Bewertung
nach dem sogenannten Grundlinienvergleich aufgrund einer statistischen
Anzahl N vorheriger Messungen, das in 3 der Zeichnung
dargestellt ist. Dazu wird der Auswertevorrichtung 9 vor
einem Beginnschritt 17 eine statistische Anzahl N an Messwiederholungen
im Wiederholungsschritt 18 eines oder mehrerer Belastungszustände vorgegeben,
die dann zur Berechnung eines Referenzwertes X R vorgesehen sind. Während des
Auswertevorgangs werden deshalb alle Messwerte XM zur
Berechnung der Referenzgrundlinie eines bestimmten Lastzustands
im Rechenschritt 19 so lange aufsummiert, bis die Anzahl N
der Messwiederholungen von beispielsweise N=10 erreicht ist. Daraus
bildet dann die Auswertevorrichtung 9 in dem Rechenschritt 19 durch
Mittelwertbildung der Einzelmesswerte XM einen
mittleren Referenzwert X R bzw. eine Referenzgrundlinie. Hierzu wird
nachfolgend mit Hilfe eines vorgegebenen Grenzwertbereichs nGW% von z. B. ± 3% in einem weiteren Rechenschritt 20 noch
ein absoluter Grenzwertbereich gebildet, in dessen Messwertebereich noch
keine Ermüdungserscheinungen
feststellbar sein sollen.
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Nach
Durchführung
einer weiteren Messwertwiederholung im Anschluss an die Bildung
der Referenzgrundlinie bei z. B. der elften Messwertwiederholung
eines bestimmten Belastungszustandes vergleicht die Auswertevorrichtung 9 im
Bewertungsschritt 21 den jeweiligen aktuellen Messwert
XM11 eines bestimmten Messkanals mit dem
für diesen
errechneten mittleren Referenzwertes X R. Überschreitet
dieser elfte Messwert XM11 eines bestimmten
Belastungszustandes den festgelegten Grenzwertebereich des mittleren
Referenzwertes X R im
Bewertungsschritt 21, so wird dies durch die Auswertevorrichtung 9 im
Merkerschritt 22 als Feststellung eines Ermüdungszustandes
des betreffenden Messkanals bewertet und nach dem Rückschritt 23 an
anderer Stelle signalisiert oder angezeigt. Durch einen derartigen
Verfahrensablauf wird eine wesentliche Genauigkeitsverbesserung
des Referenzwertes X R erreicht, der insbesondere beim Beginn
einer Messreihe durch Bildung des Referenzwertes XR aus
einem Einzelmesswert XM noch einer erheblichen
Schwankungsbrei te unterliegen würde.
Deshalb wird durch die Bildung eines Referenzmittelwertes XR die Bewertungsgenauigkeit erheblich verbessert.
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Durch
eine weitere Auswertung der Messergebnisse kann ein Fehlerzustand
durch Ermüdungserscheinung
auch mit Hilfe der Bewertung durch Linearitätskoeffizienten ermittelt werden,
das im Signalflussdiagramm in 4 der Zeichnung
dargestellt ist. Dem Bewertungsschema liegt die Erkenntnis zugrunde,
dass die in einem bestimmten Flugzeugbereich 1 eingeleitete
Belastung durch einen bestimmten Hydraulikzylinder 3 mit
den in diesem Bereich erfassten Dehnungen so lange linear sein muss,
solange noch keine Schädigung
durch Materialermüdung eingetreten
ist. Dazu wird die durch jeden Hydraulikzylinder 3 eingeleitete
Kraft Yi nach Beginnschritt 24 vorzugsweise
fortlaufend für
unterschiedliche Belastungszustände
als Referenzkanal im Speicherschritt 25 erfasst und in
der Datenbank 8 abgespeichert. Gleichzeitig wird zu diesem
Referenzkanal auch der zugehörige
Dehnungsmesswert Xi eines bestimmten Messkanals
bzw. Messschaltung gespeichert, der im Bereich eines kritischen
Flugzeugteils angeordnet ist, der durch den jeweiligen Hydraulikzylinder 3 belastet
wird. Durch die Auswertevorrichtungen 9 können diese
Werte ins Verhältnis
gesetzt werden und ergeben so einen Linearitätsfaktor, der innerhalb gewisser
vorgegebener Grenzwerte nGW% gleichbleibend
sein muss, solange noch keine Ermüdung an den überwachten
Flugzeugteilen eingetreten ist.
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Zur
Erhöhung
der Bewertungsgenauigkeit werden die Linearitätskoeffizienten K
L allerdings
auf eine statistische Mittelwertbildung bezogen, wie sie im Rechenschritt
26 dargestellt
ist, in dem z. B. aus den ersten N=10 nacheinander durchgeführten Belastungswerten
Y
i und den zugeordneten 10 Dehnungsmessungen
X
i durch die Auswertevorrichtung
9 ein
Belastungsmittelwert
Y und
Dehnungsmittelwert
X errechnet
wird. Diese Linearitätsko effizienten
K
L werden im Rechenschritt
26 nach
folgender Formel:
ins Verhältnis gesetzt und ergeben bei
ermüdungsfreien
Flugzeugteilen den Linearitätskoeffizienten K
L=1. Erst bei einer bestimmten Grenzwertabweichung
n
GW% einer derartigen idealen Korrelation
von K
L=1 ist das Vorliegen einer Ermüdungserscheinung an
den entsprechenden Flugzeugteilen feststellbar. Dazu wird in der
Auswertevorrichtung
9 noch ein vorgegebener Grenzwertbereich
n
GW% von z. B. n
GW = ± 3% berechnet,
der den Korrelationsbereich um 1 angibt, wo noch keine Ermüdungserscheinungen
eingetreten sind. Wird nun in einer weiteren Messung eine bestimmte
Abweichung von diesen Mittelwerten
X,
Y festgestellt, die einen
Korrelationsbereich ergeben, der außerhalb dieser Grenzwerte n
GW liegt, so wird im Bewertungsschritt
27 eine
Nichtlinearität
festgestellt und für
dieses aktuelle Messwertepaar X
i, Y
i und die zugehörigen Messstellen in einem
Merkerschritt
28 ein sogenannter Merker gesetzt, der durch
einen Rückschritt
29 an
anderer Stelle anzeigbar oder signalisierbar ist.
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Bei
einem derartigen Prüfvorgang
an Flugzeugteilen 1 kann ein Fehlerzustand durch Ermüdungserscheinungen
in einer weiteren Verfahrensausbildung auch durch eine Veränderung
der Standardabweichung festgestellt werden, so wie diese im Flussdiagramm
nach 5 der Zeichnung dargestellt ist. Dazu werden durch
die Auswertevorrichtung 9 nach einer vorgegebenen Anzahl
N von z. B. N=10 Dehnungsmesswerten Xi die
aufgrund von 10 wiederholten Belastungszuständen eines jeden Messkanals
ermittelt wur den, nach einem bekannten statistischen Rechenverfahren
im Rechenschritt 32 daraus eine Standardabweichung σ als Referenzstandardabweichung
errechnet. Durch Vorgabe eines zulässigen Referenzstandardabweichungsbereichs
nGW werden in der Auswertevorrichtung 9 in
einem weiteren Rechenschritt 33 aus der errechneten Referenzstandardabweichung σR zwei
Grenzwerte nGW von z. B. nGW% = ± 3% gebildet,
für die
kein Fehlerzustand durch Materialermüdung festgestellt werden soll.
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Gleichfalls
wird durch die Auswertevorrichtung 9 nach jedem weiteren
erfolgten Messvorgang wiederum für
eine bestimmte Anzahl vorheriger Belastungszustände jeweils eine aktuelle Standardabweichung σ nach dem
gleichen statistischen Rechenverfahren im Rechenschritt 33 ermittelt
und mit der Referenzstandardabweichung σR im
Bewertungsschritt 34 verglichen. Überschreitet die aktuelle Standardabweichung σ die errechneten
Grenzwerte σGW = ± σR × nGW für
die Referenzstandardabweichung σR, so erfolgt durch die Auswertevorrichtung 9 im
Merkerschritt 35 das Setzen eines Merkers, der in einem weiteren
Rückschritt 36 eine
entsprechende Signalisierung oder eine Anzeige in einer Anzeigevorrichtung
bewirkt, die einen Fehlerzustand durch Materialermüdung an
einem bestimmten Messkanal nach einer ermittelten Anzahl von Belastungszuständen angibt.
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Zur
weiteren Auswertung der Dehnungsmessergebnisse kann dabei bereits
während
des Prüfablaufs
eine Bewertung eines Trends zu Ermüdungserscheinungen bei bestimmten
Messkanälen
festgestellt werden, die im Flussdiagramm in 6 der Zeichnung
dargestellt sind. Danach wird zunächst nach dem Beginnschritt 37 aus
vorzugsweise mindestens N=10 wiederholten Messungen nach einem Wiederholungsschritt 38 eines
bestimmten Belastungszustandes eines Messkanals ein Referenzmittelwert X R und
daraus eine statistische Referenzstandardabweichung σR in
der Auswertevorrichtung 9 nach Rechenschritt 39 errechnet.
Für diese
Referenzstandardabweichung σR wird durch die Auswertevorrichtung 9 mit
Hilfe eines vorgegebenen Vielfachen n der Standardabweichung σR in
einem weiteren Rechenschritt 40 ein Standardabweichungsbereich
von beispielsweise n·σR ein
Standardabweichungsgrenzbereich ermittelt. Aus den nachfolgenden
weiteren Messwerten Xi wird dann im Rechenschritt 40 ein
gleitender Mittelwert X durch
die Auswertevorrichtung 9 errechnet, der sich beispielsweise jeweils
aus den letzten 10 Messwerten Xi ergibt.
Dieser gleitende Mittelwert X wird
dann bei allen weiteren Wiederholungsmessungen fortlaufend mit dem Standardabweichungsbereich
im Bewertungsschritt 41 verglichen. Dabei ist bereits aus
dem Verlauf dieses ermittelten gleitenden Mittelwertes X in Bezug auf die Ermüdungserscheinungen ein klarer
Trend ableitbar. Sobald allerdings der gleitende Mittelwert X den vorgegebenen Standardabweichungsbereich überschreitet
bzw. verlässt,
so ist dies ein klares Anzeichen, dass in dem betreffenden Messkanal
bzw. den erfassten kritischen Flugzeugbereich 1 eine Ermüdungserscheinung
auftritt, die im weiteren Verlauf zu einem Schaden führen kann.
Bei Überschreitung des
errechneten Grenzbereichs durch den gleitenden Mittelwert X wird deshalb in einem weiteren
Merkerschritt 41 die Grenzwertüberschreitung markiert und
in einem Rückschritt 43 einer
Signalisierungs- oder Anzeigevorrichtung übermittelt. So kann bereits während des
Prüfablaufs
ein möglicher
Ermüdungsschaden
weitgehend vermieden oder sogleich konstruktive Maßnahmen
vorgesehen werden, durch die ein Ermüdungsschaden verhindert wird.
Im übrigen kann
durch eine derartige Ermüdungserkennung
bereits während
des Prüfablaufs
eine kostenintensive Langzeitprüfung
abgekürzt
werden, die ansonsten bis zu einem Jahr weitergeführt worden
wäre.
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Insbesondere
durch eine Verknüpfung
der vorstehenden Trendermittlung mit der Linearitätsabweichung
kann bei derart komplexen Konstruktionsteilen wie im Flugzeugbereich
sogleich eine Unterscheidung von statischen Überlastungen zu Ermüdungser scheinungen
oder anderen Fehlerquellen sicher festgestellt werden.
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Bei
einer besonderen Ausgestaltung eines Bewertungsverfahrens wird die
Erkennung von Fehlerzuständen
durch Materialermüdung
insbesondere dadurch verbessert, dass vorgegebene Messwertabweichungen
insbesondere bei kleinen Dehnungsmesswerten insoweit nicht berücksichtigt
werden, soweit sie unterhalb der Messwertgenauigkeit liegen. Ein
wesentlicher Vorteil der Erfindung liegt darin, dass bei derartigen
Vielstellenmessungen von meist mehreren tausend Messstellen bzw.
Messkanälen die
vorgegebenen zulässigen
Grenzbereiche zumeist nur global durch einen relativen Grenzwert
vorgebbar sind, woraus die Auswertevorrichtung 9 für jeden
Referenzmesswert und -messkanal einen absoluten Grenzwert bzw. Grenzwertbereich
errechnet und die jeweiligen aktuellen Messwerte während des Prüfablaufs
zeitgleich mit diesen vergleicht. Da durch die Vielzahl der Belastungszustände an den
Messstellen teilweise nur sehr kleine Messwerte erfasst werden können, deren
Messungenauigkeit aber zu höheren
Abweichungen führen
kann als die zulässige
Grenzwertabweichung, kommt es normalerweise zu einer Fülle von
Grenzwertüberschreitungen,
die aber im Grunde noch keinen Fehlerzustand i. S. d. Materialermüdung darstellen.
Deshalb wird für
jeden Messkanal aufgrund einer bekannten Messungenauigkeit eine
absolute Messsignalabweichung von beispielsweise ± 0,5 mV/V
vorgesehen, die jeweils mit der relativen Grenzwertabweichung nGW% von ± 3% und der daraus errechneten
absoluten Grenzwertabweichung von z. B. ± 0,9 mV/V verglichen wird.
Dabei werden dann aber nur diejenigen Abweichungen zur Fehlererkennung
berücksichtigt,
deren Grenzwertbereich absolut größer ist als die zulässige Messungenauigkeitsabweichung.
Dies führt
insbesondere zu einer klareren Bewertung durch die höheren Messwerte,
die gerade zur Feststellung der Materialermüdung entscheidend sind.
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Eine
besonders vorteilhafte Ausgestaltung des Bewertungsverfahrens liegt
in der schnellen Bewertung der vielen tausendfachen Messwerte, die
bei den vielfältigen
Belastungszuständen
sogleich nach der ersten Wiederholung eines bestimmten Lastzustands
durch Einzelvergleich mit den als Referenzwert vorhandenen Erstmesswert
beginnt. Wobei gleichzeitig mit weiteren Wiederholungen von Belastungszuständen durch
die Auswertevorrichtung 9 die Berechnung von Mittelwerten
gestartet wird, die eine statistische Bewertung und eine Trenderkennung
ermöglicht,
so dass durch die Verknüpfung
aller Bewertungsverfahren durch die kontinuierliche Messwertvergrößerung eine
um das Vielfache ansteigende Bewertungsgenauigkeit zur Erkennung
von Fehlerzuständen
durch Materialermüdung
eintritt. Dadurch ist bei einer minimalen Prüfungsdauer eine sehr genaue Fehlererkennung
durch Materialermüdung
möglich. Insbesondere
ist es nur mit einem derartigen Verfahren möglich, in vertretbarer Zeit
eine derartige Vielzahl von Messstellen und Messwerten auf Materialermüdungserscheinungen
auszuwerten und daraus eine sichere Prognose zu den notwendigen Überprüfungsintervallen
oder zur voraussichtlichen Gesamtlebensdauer von gleichartigen Flugzeugen
oder deren Teilen anzugeben, die insbesondere die notwendigen Sicherheitsbelange
der Luftfahrt berücksichtigen.
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Ein
derartiges Bewertungsverfahren kann auch für Materialprüfungen auf
Materialermüdung
bei Konstruktionen außerhalb
der Luft- und Raumfahrt angewendet werden, wobei sich die Vielfalt
und die Komplexität
der Bauteile im Grunde erst aus den widerstreitenden Zielen der
Luft- und Raumfahrt ergibt, nach der die Teile ein minimales Gewicht
aufweisen sollen und aus Sicherheitsgründen allen möglichen Betriebszuständen für eine vorgesehene
Betriebsdauer standhalten müssen.
Erst die Vielfalt dieser widerstreitenden Zielsetzung erfordert
eine derart komplexe Prüf-
und Auswerteanordnung, um Materialermüdungserscheinungen an Flugzeugen
oder deren Teilen sicher erkennen zu können.