EP1875190A1 - Verfahren zur bewertung von messwerten zur erkennung einer materialermüdung - Google Patents

Verfahren zur bewertung von messwerten zur erkennung einer materialermüdung

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Publication number
EP1875190A1
EP1875190A1 EP06742605A EP06742605A EP1875190A1 EP 1875190 A1 EP1875190 A1 EP 1875190A1 EP 06742605 A EP06742605 A EP 06742605A EP 06742605 A EP06742605 A EP 06742605A EP 1875190 A1 EP1875190 A1 EP 1875190A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
measured values
evaluation
strain
material fatigue
load
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Withdrawn
Application number
EP06742605A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Johannes Mattes
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.)
Hottinger Bruel and Kjaer GmbH
Original Assignee
Hottinger Baldwin Messtechnik GmbH
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 Hottinger Baldwin Messtechnik GmbH filed Critical Hottinger Baldwin Messtechnik GmbH
Publication of EP1875190A1 publication Critical patent/EP1875190A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0075—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by means of external apparatus, e.g. test benches or portable test systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0016—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings of aircraft wings or blades
    • G—PHYSICS
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    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
    • G01N3/36—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces generated by pneumatic or hydraulic means
    • G—PHYSICS
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    • G01N2203/0001—Type of application of the stress
    • G01N2203/0005—Repeated or cyclic
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    • G01N2203/003—Generation of the force
    • G01N2203/0042—Pneumatic or hydraulic means
    • G01N2203/0048—Hydraulic means

Definitions

  • the invention relates to a method for evaluating measured values for detecting fault conditions due to material fatigue on aircraft parts according to the preamble of patent claim 1.
  • each individual strain gauge is usually supplemented as a quarter bridge with additional supplementary resistors to a Wheatstone bridge and connected with a three- to six-core measuring line with an amplifier channel of an amplifier device.
  • the individual measurement signals are amplified, digitized and stored in a subsequent memory and arithmetic circuit and displayed as measured values or signaled.
  • Such a device for monitoring the structural fatigue of aircraft and their parts is known from EP 1 018 641 B1.
  • These data can be read by the aircraft or maintenance personnel to assess fatigue. Due to manual evaluation, however, only a preventive examination for material fatigue damage can be initiated from the number and the staggered size specifications, from which only then an error condition can be identified.
  • a measuring device for monitoring the degree of damage due to material fatigue on aircraft is also known. These are at the critical points of the aircraft to be monitored and the like. arranged a plurality of transducers which detect the material load and supply these signals in each case via a separate amplifier channel of a sample and hold circuit and a common multiplexer circuit. At the output of the multiplexer circuit, an analog-to-digital converter is connected, which supplies the signals to a comparator and by which compares the signals with stored in a buffer memory extreme values. By means of a counter or a summing memory of an evaluation circuit In particular, a cumulative load signal is formed from the extreme values of the signals, stored and used to calculate a degree of damage.
  • This determined degree of damage is then continuously compared with a predetermined permissible degree of damage and signaled or displayed when exceeding this.
  • this method is only suitable for monitoring the degree of damage of an aircraft in operation, in which previously a specifiable permissible degree of damage must have been determined, which can only be determined by consuming continuous load test on comparable aircraft parts.
  • a Wöhler graph is created manually with damage lines due to such a continuous load test, from which corresponding limit load cycles as a function of the stress level can be seen and serve to determine the allowable degree of damage.
  • the invention is therefore based on the object to provide a method by which error conditions quickly and very accurately detected in continuous load tests that can lead to damage due to material fatigue on aircraft parts and the like in the operating state.
  • the invention has the advantage that the evaluation of measured values for the detection of fault conditions by material fatigue on aircraft or parts thereof is effected automatically by an electronic evaluation device.
  • the evaluation already begins with the execution of predetermined load conditions, with which the critical aircraft parts are loaded and which cause expansion phenomena on the aircraft parts, which are advantageously provided with a multiplicity of measuring systems. be detected.
  • the time duration after which the error states of a fatigue phenomenon can already be detected is already possible after completion of the first repetition of a specific load condition by comparison of the individual measured values.
  • the invention also has the advantage that the errors can be determined by fatigue phenomena directly by a strain measurement on the critical aircraft parts, without further measurements for analyzing the material structure z. B. by ultrasound or X-rays are necessary or Wöhler- diagrams must be created. Based on the simultaneous measurements of the strain and its evaluation, the necessary test duration can be reduced to a minimum, which can be significantly reduce the cost of long-term tests advantageously.
  • the invention also has the advantage that error conditions due to fatigue phenomena can already occur as early as exceeding predefinable limit values, linear deviations or trend courses before an actual damage occurrence and can be prevented by cost-effective design changes and can also be reassessed when continuing the test process.
  • Such an evaluation of measurements for the detection of fault conditions by fatigue phenomena is not only suitable for the assessment of new construction parts, but also for the estimation of a remaining life of used aircraft or their parts.
  • FIG. 1 shows a schematic measuring arrangement for detecting fault conditions by material fatigue on aircraft or parts thereof
  • FIG. 3 shows a signal flow plan for the evaluation of individual measured values by comparison with a statistically determined average reference background value
  • FIG. 4 shows a signal flow diagram for the evaluation of deviations of the linearity coefficients
  • 5 shows a signal flow chart for evaluating the current standard deviation by comparison with a reference standard deviation
  • FIG. 6 shows a signal flow plan for evaluating the trend of a measured value course.
  • a measuring arrangement for detecting fault conditions by material fatigue on aircraft or parts thereof is shown schematically.
  • the entire aircraft 1 to be examined or parts thereof are arranged on a test bench device 2.
  • the aircraft 1 is based on a representative number of loading elements 3, which are preferably designed as hydraulic cylinders.
  • the hydraulic cylinders are arranged so that they can simulate the load of an aircraft 1 in the operating state as realistic as possible.
  • approximately 120 hydraulic cylinders 3 are usually provided in the illustrated combat aircraft, by which about 1,000 different load conditions can be controlled.
  • an electronic control system 4 which controls the 1,000 different load conditions in a predetermined sequence over a longer period of time, sometimes up to one year, by means of a program-controlled control hydraulics, whereby approximately the flight load of a fighter aircraft during its entire life of about 2,000 flight hours can be simulated.
  • Force transducers are additionally provided in the hydraulic cylinders 3 with which the introduced load values are detected individually and can be introduced in a controlled manner in accordance with a target specification. For this purpose, corresponding control commands are transmitted from a data acquisition device 5 to the control system 4 and the hydraulic cylinders 3 are actuated accordingly.
  • the arranged in the hydraulic cylinders 3 force transducer are electrically connected to the control system 4, so that for each load state the introduced force of each hydraulic cylinder 3 is available as a load value and this data can be interrogated by the data acquisition device 5.
  • strain gauges 6 are applied to the preferably critical aircraft parts as strain transducers, with which the surface strain is detected at a predetermined load condition.
  • the data acquisition device 5 preferably also contains the supplementary resistors, which form a Wheatstone measuring bridge circuit with the strain gauges 6.
  • Each measuring bridge circuit is connected in the data acquisition device 5 to a separate amplifier channel, which amplifies the detected strain measurement signals and digitizes them in a subsequent analog-to-digital converter and forms a measuring channel or a separate measuring circuit.
  • the database 8 is connected to a program-controlled electronic evaluation device 9, which evaluates the acquired measurement data records or measured values largely at the same time and by linking with previous measurement data sets in order to detect resulting error states or future error states by material fatigue on critical aircraft parts ,
  • a predetermined program-controlled load condition is approached, is introduced by a predetermined load in the aircraft 1 or parts thereof, which should correspond to a specific flight condition.
  • the individual hydraulic cylinders 3 are usually controlled with different loads, since the aircraft parts are also exposed to different load conditions during flight operation.
  • the strains on the critical aircraft parts that arise in this first loading state are recorded by the individual strain gauges 6 simultaneously or synchronized in the multiplicity of measuring channels as the first measured value line of a specific load state and stored in the database 8.
  • the evaluation method starts by reading out the measured values or measurement data sets from the database 8 and, after the reference measurement in the program step 12, the evaluation device 9 forms in calculation step 13 first reference values X R of a respectively assigned measuring channel which is assigned to a locally identifiable strain measuring range and thus the strain on a critical aircraft area is detected as a result of the load.
  • a limit value range n G w% is defined in the evaluation device 9 from the reference measurement for the current load state by the computing step 13, the deviation of which is not yet intended to represent an error state as a result of a fatigue phenomenon.
  • n GW% can be determined by the respective test personnel as the relative size of z.
  • B. n GW% ⁇ 3% can be specified.
  • the evaluation device calculates in the calculation step 13 z. For example, for a measured value X M of 30 mV / V, an absolute limit value range of ⁇ 0.9 mV / V. In this way, a predetermined number of predefined load states are successively timed and the respective associated measured values X M i are stored in the database 8 and evaluated in the evaluation device 9 as first reference measured values X R in the program step 12 until such time as individual predetermined load states to repeat.
  • the evaluation device 9 compares the new current measured values X M of each measurement channel in the evaluation step 14 with the reference values X R of the same previous one load state. If a new current individual measured value X M exceeds the defined reference limit value range, this is signaled for the respective measuring channel by setting a flag in program step 15 or indicated by a back-step 16 elsewhere. Since a large number of identical load conditions are always repeated in the case of continuous load tests, it is possible, for example, to conclude an error condition due to fatigue of the relevant application area when a limit range is permanently exceeded after a certain number of repetitions of the respective load condition. For this reason, when the individual measured values X M are compared, the display for exceeding the reference limit range is not only the value of the limit value overshoot, but preferably also the number of identical load states for which the limit range overshoot has been determined.
  • the evaluation device 9 determines in a further particular embodiment of the method an evaluation according to the so-called baseline comparison on the basis of a statistical number N of previous measurements, which is shown in FIG Drawing is shown.
  • the evaluation device 9 is given a statistical number N of repeated measurements in the repetition step 18 of one or more load states before a start step 17, which are then used to calculate a
  • a fault condition can be determined by fatigue also by means of the evaluation by linearity coefficients, which is shown in the signal flow diagram in Fig. 4 of the drawing.
  • the evaluation scheme is based on the finding that the load introduced by a specific hydraulic cylinder 3 in a certain aircraft area 1 with the strains detected in this area must be linear as long as no damage due to material fatigue has occurred.
  • the force Yi introduced by each hydraulic cylinder 3 after starting step 24 is preferably detected continuously for different load conditions as a reference channel in the storage step 25 and stored in the database 8.
  • the corresponding strain measurement value Xi of a specific measurement channel or measurement circuit is stored for this reference channel, which is arranged in the region of a critical aircraft part, which is loaded by the respective hydraulic cylinder 3.
  • these values can be set in relation to each other and thus result in a linearity factor which must remain constant within certain preset limit values n G w % as long as no fatigue has occurred at the monitored aircraft parts.
  • a certain deviation from these mean values X 1 7 is determined, which results in a correlation range which is outside these limit values n GW , a nonlinearity is determined in the evaluation step 27 and for this current measured value pair Xi, Yi and the associated measuring points in a marker step 28, a so-called flag is set, which can be displayed or signaled by a back-step 29 elsewhere.
  • a fault condition can be determined by fatigue in a further process training also by a change in the standard deviation, as shown in the flowchart of FIG. 5 of the drawing.
  • n G w IO strain measurements X x determined from 10 repeated load conditions of each measurement channel.
  • a reference standard deviation ⁇ R is determined by the evaluation device 9 with the aid of a predetermined multiple n of the standard deviation ⁇ R in a further calculation step 40, a standard deviation range of, for example, n- ⁇ R is determined as a standard deviation limit range.
  • a moving average value X is calculated by the evaluation device 9 in the calculation step 40, which results, for example, in each case from the last 10 measured values Xi.
  • This moving average X is then continuously compared with the standard deviation range in the evaluation step 41 in all further repetition measurements. It is already clear from the course of this determined moving average X with respect to the symptoms of fatigue
  • the recognition of error conditions by material fatigue ⁇ is improved in particular by the fact that predetermined measured value deviations are not taken into account insofar as they are below the measured value accuracy, in particular for small strain measurement values.
  • An essential advantage of the invention is that with such multiple-digit measurements of usually several thousand measuring points or measuring channels, the predetermined permissible limit ranges can generally only be predetermined globally by a relative limit value, from which the evaluation device 9 provides an absolute limit value or limit value range for each reference measured value and measuring channel and compares the respective current measured values during the test procedure at the same time with these.
  • a particularly advantageous embodiment of the evaluation method lies in the rapid evaluation of the many thousand times measured values, which begins immediately after the first repetition of a specific load condition by individual comparison with the first measurement value present as a reference value in the manifold load conditions. Wherein, at the same time as further repetitions of load conditions by the evaluation device 9, the calculation of averages is started, which allows a statistical evaluation and trend recognition, so that by linking all evaluation procedures by the continuous increase in measurement multiple times increasing accuracy of evaluation for the detection of fault conditions due to fatigue entry.
  • Such a rating method may also be used for material fatigue material testing in aerospace designs, with the diversity and complexity of the components basically resulting from the conflicting aerospace objectives of minimizing the weight of the parts and for safety reasons must be able to withstand all possible operating conditions for an intended operating period. Only the diversity of this conflicting objective requires such a complex test and evaluation arrangement to safely detect material fatigue on aircraft or parts thereof.

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung von Fehlerzuständen durch Materialermüdüng an Flugzeugteilen, bei dem an den kritischen Stellen eines Flugzeugs (1) oder deren Teilen Dehnungsaufnehmer (6) angebracht sind, dessen Messwerte bei verschiedenen Belastungszuständen durch mehrere Messschaltungen erfasst, verstärkt und gespeichert werden und aus denen eine Auswertevorrichtung (9) durch Vergleich von aktuellen Messwerten mit vorherigen Messwerten eine Materialermüdung ableitet, signalisiert oder anzeigt. Dabei ist das Bewertungsverfahren dadurch gekennzeichnet, dass von einer Vielzahl von Belastungselementen (3) die kritischen Flugzeugteile (1) mit einer Vielzahl vorgegebener Belastungszustände beaufschlagt werden und dass die dadurch verursachte Dehnungswirkung durch eine Vielzahl von Messschaltungen erfasst wird und die Auswertevorrichtung (9) für wenigstens jeden Belastungszustand und jede Messschaltung einen zugeordneten Referenzwert und einen zulässigen Grenzwertbereich bildet, der nachfolgend mit den aktuellen Messwerten so verknüpft wird, dass die Überschreitung des Grenzwertbereich eine Materialermüdungserscheinung darstellt.

Description

Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung einer Materialermüdung
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung von Fehlerzuständen durch Materialermüdung an Flugzeugteilen nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
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.
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.
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. 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.
Eine derartige Vorrichtung zur Überwachung der strukturellen Ermüdung von Flugzeugen und deren Teilen ist aus der EP 1 018 641 Bl 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 er- fasst 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.
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.
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.
Diese Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 angegebene Erfindung gelöst. Weiterbildungen und vorteilhafte Ausführungsbeispiele sind in den Unteransprüchen angegeben.
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.
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 Wöhler- schaubilder 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.
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. 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 Linea- ritätsauswirkungen 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.
Die Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels, das in der Zeichnung dargestellt ist, näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1: eine schematische Messanordnung zur Erkennung von Fehlerzuständen durch Materialermüdung an Flugzeugen oder deren Teilen;
Fig. 2: einen Signalflussplan zur Auswertung von Einzelmesswerten durch Vergleich mit einem vorherigen Referenzmesswert;
Fig. 3: einen Signalflussplan zur Auswertung von Einzelmesswerten durch Vergleich mit einem statistisch ermittelten mittleren Referenzgrundwert;
Fig. 4: einen Signalflussplan zur Auswertung von Abweichungen der Linearitätskoeffizienten; Fig. 5: einen Signalflussplan zur Bewertung der aktuellen Standardabweichung durch Vergleich mit einer Referenzstandardabweichung, und
Fig. 6: einen Signalflussplan zur Bewertung des Trends eines Messwertverlaufs.
In Fig. 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 Prüf- standsvorrichtung 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 Belastungszu- stände angesteuert werden können. Zur Steuerung dieser Belas- tungszustände 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.
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.
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 erfass- ten 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 Belastungs- zuständen 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.
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. 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.
Der Beginn einer Bewertung der Messwerte XM durch Einzelvergleich ist in Fig. 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. 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 Grenzbereichsüberschrei- tung festgestellt wurde.
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 Fig. 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 XR 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=IO erreicht ist. Daraus bildet dann die Auswertevorrichtung 9 in dem Rechenschritt 19 durch Mittelwertbildung der Einzelmesswerte XM einen mittleren Referenzwert XR 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.
Nach Durchführung einer weiteren Messwertwiederholung im An- schluss 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 XMn eines bestimmten Messkanals mit dem für diesen errechneten mittleren Referenzwertes XR . Überschreitet dieser elfte Messwert XM11 eines bestimmten Belastungszustandes den festgelegten Grenzwertebereich des mittleren Referenzwertes XR 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 XR 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.
Durch eine weitere Auswertung der Messergebnisse kann ein Fehlerzustand durch Ermüdungserscheinung auch mit Hilfe der Bewertung durch Linearitätskoeffizienten ermittelt werden, das im Signalflussdiagramm in Fig. 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.
Zur Erhöhung der Bewertungsgenauigkeit werden die Linearitätskoeffizienten KL allerdings auf eine statistische Mittelwertbildung bezogen, wie sie im Rechenschritt 26 dargestellt ist, in dem z. B. aus den ersten N=IO nacheinander durchgeführten Belastungswerten Yi und den zugeordneten 10 Dehnungsmessungen Xi durch die Auswertevorrichtung 9 ein Belastungsmittelwert
7und Dehnungsmittelwert Verrechnet wird. Diese Linearitätsko- effizienten KL werden im Rechenschritt 26 nach folgender Formel :
ins Verhältnis gesetzt und ergeben bei ermüdungsfreien Flugzeugteilen den Linearitätskoeffizienten KL=1. Erst bei einer bestimmten Grenzwertabweichung nGw% einer derartigen idealen Korrelation von KL=1 ist das Vorliegen einer Ermüdungserscheinung an den entsprechenden Flugzeugteilen feststellbar. Dazu wird in der Auswertevorrichtung 9 noch ein vorgegebener Grenzwertbereich nGW% von z. B. nGW= ±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 X1 7 festgestellt, die einen Korrelationsbereich ergeben, der außerhalb dieser Grenzwerte nGW liegt, so wird im Bewertungsschritt 27 eine Nichtlinearität festgestellt und für dieses aktuelle Messwertepaar Xi, Yi und die zugehörigen Messstellen in einem Merkerschritt 28 ein sogenannter Merker gesetzt, der durch einen Rückschritt 29 an anderer Stelle anzeigbar oder signalisierbar ist.
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 Fig. 5 der Zeichnung dargestellt ist. Dazu werden durch die Auswertevorrichtung 9 nach einer vorgegebenen Anzahl N von z. B. N=IO Dehnungsmesswerten Xx 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.
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 OR im Bewertungsschritt 34 verglichen. Überschreitet die aktuelle Standardabweichung σ die errechneten Grenzwerte σGw = ± oR x 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.
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 Fig. 6 der Zeichnung dargestellt sind. Danach wird zunächst nach dem Beginnschritt 37 aus vorzugsweise mindestens N=IO wiederholten Messungen nach einem Wiederholungsschritt 38 eines bestimmten Belastungszustandes eines Messkanals ein Referenzmittelwert XR 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 Standardabweichungs- grenzbereich 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.
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.
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 Belas- tungszustände 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. 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.
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 .

Claims

Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung einer MaterialermüdungPatentansprüche
1. Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung von Fehlerzuständen durch Materialermüdung an Flugzeugteilen, bei dem an den kritischen Stellen eines Flugzeugs (1) oder deren Teilen Dehnungsaufnehmer (6) angebracht sind, dessen Messwerte bei verschiedenen Belastungszuständen durch mehrere Messschaltungen erfasst, verstärkt und gespeichert werden und aus denen eine Auswertevorrichtung (9) durch Vergleich von aktuellen Messwerten mit vorherigen Messwerten eine Materialermüdung ableitet, signalisiert oder anzeigt, dadurch gekennzeichnet, dass von einer Vielzahl von Belastungselementen (3) die kritischen Flugzeugteile (1) mit einer Vielzahl vorgegebener Belastungszustände beaufschlagt werden und dass die dadurch verursachte Dehnungswirkung durch eine Vielzahl von Messschaltungen erfasst wird und die Auswertevorrichtung (9) für wenigstens jeden Belastungszustand und jede Messschaltung einen zugeordneten Referenzwert und einen zulässigen Grenzwertbereich bildet, der nachfolgend mit den aktuellen Messwerten so verknüpft wird, dass die Überschreitung des Grenzwertbereich eine Materialermüdungserscheinung darstellt .
2. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zur Krafteinleitung bei der Durchführung der verschiedenen Belastungszustände mindes¬ tens 10 Belastungselemente (3) an den zu prüfenden Flugzeugteilen vorgesehen sind und dass zur Erfassung der verursachten Dehnungswirkung an den kritischen Flugzeugteilen mindestens 100 Dehnungsaufnehmer (6) appliziert und mit mindestens 100 Messschaltungen verbunden sind, wobei die Belastungselemente (3) von einem Kontrollsystem (4) angesteuert und die Messwerte zyklisch von einer Datenerfassungsvorrichtung (5) erfasst, verstärkt und digitalisiert und von einer angeschlossenen Auswertevorrichtung (9) zur Erkennung von Materialermüdungserscheinungen bereits bei Durchführung des PrüfVorgangs ausgewertet werden.
3. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Dehnungsmesswerte aus den Dehnungsaufnehmern (6) und die erfassten Belastungsmesswerte aus den Belastungselementen (3) in einer Datenbank (8) zwischengespeichert und zur Bewertung von der Auswertevorrichtung (9) ausgelesen und miteinander programmgesteuert verknüpft werden.
4. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass nach den erfassten Dehnungsmesswerten (XM) für jeden Belastungszustand aus den ersten vorliegenden aktuellen Messwerten für jede' Messschaltung diese als Referenzmesswerte (XR) bewertet werden und daraus durch Vorgabe einer zulässigen Abweichung (nGw%) ein für jeden Referenzwert (XR) absoluter Grenzwertbereich berechnet wird.
5. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass aus den aktuellen Dehnungsmesswerten (XM) nach jeder Wiederholung eines bestimmten Belastungszustands diese mit den zugehörigen Referenzmesswerten (XR) verglichen werden und bei Überschreitung des jeweils dafür ermittelten Grenzwertbereichs dies für die betreffende Messschaltung als Materialermüdungserscheinung bewertet wird.
6. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Wiederholung bestimmter Belastungszustände die zugehörigen Dehnungsmesswerte (XM) während einer vorgegebenen Wiederholungsanzahl N aufsummiert werden und daraus ein Mittelwert
(X) gebildet wird, der für weitere aktuelle Dehnungsmesswerte (XM) einen mittleren Referenzgrundlinienwert XR darstellt und daraus durch Vorgabe einer zulässigen Abweichung
(nGW%) für jeden Referenzgrundwert (XR) ein absoluter Grenzwertbereich berechnet wird.
7. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der aktuelle Dehnungsmesswert (XM) , der nach der Wiederholung von N Belastungszuständen die für die Bildung des mittleren Referenzgrundwertes XR vorgesehen sind, erfasst wird, und durch die Auswertevorrichtung (9) mit dem mittleren Referenzgrundwert XR verglichen und bei Überschreitung des ermittelten Grenzwertbereichs dies für die betreffende Messschaltung als Materialermüdungserscheinung bewertet wird.
8. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Auswertevorrichtung (9) nach dem Erfassen von wenigstens zwei verschiedenen Belastungswerten (yi) eines bestimmten Belastungselements (3) und den dadurch verursachten zugeordneten Dehnungsmesswerten (Xi) daraus Linearitätskoeffizienten
(KL) bildet und bei einer Abweichung die einen vorgegebenen Grenzbereich überschreitet, dies als Materialermüdungserscheinung bewertet.
9. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass aus den Dehnungsmesswerten (Xi) einer vorgegebenen Anzahl N an Wieder- holungsmesswerten eines bestimmten Belastungszustandes in der Auswertevorrichtung (9) daraus eine Referenzstandardabweichung (σR) berechnet und daraus durch Vorgabe einer zulässigen Abweichung (nGw%) für jede Referenzstandardabweichung (σR) ein zugehöriger Grenzwertbereich berechnet wird.
10. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass in der Auswertevorrichtung (9) nach Wiederholung eines bestimmten Belastungszustandes, der mindestens auf die Anzahl N der für die Bildung der Referenzstandardabweichung folgt, mit Hilfe des aktuellen Dehnungsmesswertes (Xi) eine aktuelle Standardabweichung (σ) errechnet, die mit der Referenzstandardabweichung (σR) verglichen wird und bei Überschreitung des zugehörigen Grenzwertbereichs als Materialermüdungserscheinung bewertet wird.
11. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass aus den Dehnungsmesswerten (Xi) einer vorgegebenen Anzahl N von Wiederholungsmesswerten eines bestimmten Belastungszustandes in der Auswertevorrichtung (9) daraus die Referenzstandardabweichung (σR) berechnet wird und mit Hilfe eines vorgegebenen Vielfaches n der Referenzstandardabweichung (σR) ein Grenzwertbereich zur Standardabweichung bildet.
12. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass nachdem aus den N zurückliegenden Wiederholungsmesswerten (Xi) fortlaufend ein gleitender Mittelwert [X) und daraus eine aktuelle Standardabweichung (σ) errechnet wird, die im folgenden einen Trend darstellt, der bei Überschreitung des Grenzwertebereichs als Materialermüdungserscheinung bewertet wird.
13. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass für jeden erfassten Messwert (Xi) eine absolute Messungenauig- keitsabweichung berechnet und diese mit dem jeweiligen absoluten Grenzwertbereich verglichen wird, wobei der erfass- te Messwert (Xi) nur dann zur Bewertung herangezogen wird, wenn der Grenzwertbereich größer als die Messungenauigkeit- sabweichung ist.
14. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass sogleich nach Beginn des Prüfverfahrens zunächst eine Bewertung nach dem Einzelmesswertevergleich (Patentanspruch 4, 5) und bei entsprechender Anzahl N an Wiederholungsmessungen bestimmter Belastungszustände ein Grundlinienvergleich (Patentansprüche 6, 7), eine Linearitätsbewertung (Patentanspruch 8), sowie eine Bildung der Referenzwerte nach der Standardabweichung (σ) (Patentansprüche 9, 10) und eine Trendbewertung (Patentanspruch 11, 12) erfolgt.
15. Verfahren zur Bewertung von Messwerten nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass entsprechend bestimmter Aufgabenstellungen durch die Auswertevorrichtung (9) mindestens zwei verschiedene Bewertungsverfahren so miteinander kombiniert werden, dass die Bewertung möglichst zeitgleich mit der aktuellen Messwerterfassung erfolgt, die Bewertung hinreichend genau ist und die notwendigen Sicherheitsanforderungen in der Luftfahrt erfüllt.
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