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Die
Erfindung betrifft ein System zum Überwachen der Integrität
einer Struktur oder eines Strukturbauteils, mit mindestens einem
länglichen Luftkanal, der mit einer Vakuumquelle und einer
Einrichtung zum Erfassen des Luftdrucks und/oder eines Luftvolumenstroms
im Luftkanal verbindbar ist. Die Erfindung betrifft ferner ein Strukturbauteil
und ein Verfahren zum Überwachen der Integrität
einer Struktur oder eines Strukturbauteils.
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Derartige
Systeme und Verfahren zum Überwachen des Zustandes von
Strukturbauteilen (auch „SHM" genannt – Structural
Health Monitoring) sind bekannt. Mit Hilfe permanent applizierter
bzw. integrierter Strukturzustandssensoren kann eine kontinuierliche
und automatische Überwachung von Strukturbauteilen erfolgen.
Spannungen, Dehnungen und Schäden in Form von Rissen, Brüchen,
Ablösungen, Delaminationen oder Korrosionsschäden
werden dabei zur Gewährleistung der strukturellen Integrität
detektiert. Ein SHM-System beinhaltet im Wesentlichen einen Sensor
und ein Gerät bzw. eine Einrichtung zum Erfassen, Speichern
und Verarbeiten von Sensordaten, inklusive dazugehöriger
Verbindungselemente. Die Anforderungen an ein SHM-System sind dabei
hohe Zuverlässigkeit beim Auffinden von Schäden,
Beständigkeit gegenüber Temperaturschwankungen,
Umwelteinflüssen und mechanischer Belastung, die Eignung
zur Integration in einen bestehenden Produktionsprozess, die Wartungsfreundlichkeit und
die Fähigkeit zur Selbstdiagnose. Weiterhin ist die Möglichkeit
einer Reparatur von Wichtigkeit.
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Eine
besonders leicht nachrüstbare Möglichkeit zum Überwachen
von Strukturbauteilen – z. B. für Flugzeugstrukturen – ist
beispielsweise ein an eine Oberfläche eines zu überwachenden
Strukturbauteils applizierbarer „Comparative Vacuum Monitoring"-Sensor
(im folgenden auch CVM-Sensor genannt). Ein solcher beispielsweise
in
DE 10 2004
057 290 A1 beschriebener Sensor besteht aus einem elastischen,
gummi- oder silikonartigen Material und weist eine flache, plattenartige
Form auf. Eine Oberfläche des Sensors weist rillenförmige
Vertie fungen (auch Galerien genannt) auf, die in einem relativ geringen
Abstand und parallel zueinander verlaufen und sich in der Sensorebene
erstrecken. Der Sensor wird mit der diese Vertiefungen aufweisenden
Oberfläche auf die zu überwachende Fläche
des Strukturbauteils aufgebracht, wodurch die Vertiefungen abgedeckt
werden und parallele Kanäle bilden.
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Die
Kanäle werden alternierend jeweils entweder mit der Umgebung
der Struktur oder mit einer Vakuumquelle verbunden, so dass jeder
mit Vakuum beaufschlagte Kanal jeweils benachbart zu einer mit Umgebungsluftdruck
beaufschlagten Vertiefung angeordnet ist und umgekehrt. Der Differenzdruck
zwischen den durch einen Verteiler zusammengefassten und mit der
Vakuumquelle verbundenen Vertiefungen und den ebenso durch einen
Verteiler zusammengefassten und Umgebungsluftdruck aufweisenden
Vertiefungen wird entweder stetig wäherend der Belastung
(z. B. im Flug) gemessen (Online) oder bei Bedarf im entlasteten
Zustand am Boden (Offline). Verläuft nun in dem unter dem
Sensor befindlichen Strukturbauteil ein Riss, werden bei ausreichender Rissbreite
alle auf dem Riss angeordneten Kanäle miteinander verbunden.
In die mit Vakuum beaufschlagten Kanäle dringt Luft von
den jeweils benachbarten und mit der Umgebung verbundenen Kanälen. Bei
fortlaufender Überwachung des Volumenstroms zwischen den
Galerien kann das Zusammenbrechen des Vakuums in einem oder mehreren
Kanälen registriert werden und durch entsprechende Sensorikdaten
verarbeitende Geräte als Strukturschaden interpretiert
werden.
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CVM-Sensoren
sind durch ihre Bauart und Applikation auf zu überwachende
Strukturoberflächen anfällig für mechanische
und chemische Einflüsse. Werden solche CVM-Sensoren beispielsweise
zum Überwachen einer Flugzeugstruktur eingesetzt, kann
es bei den regelmäßigen Wartungsarbeiten passieren,
dass einer oder mehrere oberflächlich applizierte Sensoren
beschädigt werden, wenn sich ein Fluggerätemechaniker
in der Struktur bewegt. Weiterhin ist es nicht auszuschließen,
dass gerade bei der Verwendung in einem Passagierflugzeug schädigende
chemische Substanzen auf die Sensoren einwirken, sodass die dauerhafte
Zuverlässigkeit der Schadenserkennung nicht mehr gewährleistet werden
kann. Weiterhin ist das vollständige Überwachen
großer Strukturen stets mit zusätzlichem Gewicht
verbunden, da auf die zu überwachenden Strukturbau teile
Sensoren aufgeklebt werden müssen. Die korrekte Platzierung
der Sensoren kann je nach zu überwachender Struktur aufwändig
sein und – beim Beispiel des Flugzeugs – eine
exakt identische Positionierung auf der Strukturoberfläche
mehrerer Flugzeuge gleicher Bauart durch überwiegend manuelles
Applizieren ist praktisch nicht möglich. Weiterhin ist
die Haltbarkeit des Sensormaterials und des Klebstoffs hinsichtlich
der Alterung im Hinblick auf die notwendige Lebensdauer beispielsweise
einer Flugzeugstruktur (> 30
Jahre) kritisch, speziell unter schwierigen Bedingungen bei wiederholtem Kontakt
mit Öl, Kerosin und Hydraulikflüssigkeit. Ferner
ist beim nachträglichen Anbringen von Sensoren an ein fertiges
Produkt oder zu einem sehr späten Zeitpunkt der Fertigung
(z. B. bei der Endmontage eines Flugzeugs) mit einer geringen Akzeptanz
zu rechnen, da im Bereich der Endmontage die Vorgänge hochgradig
zeitkritisch und die optimierten Abläufe dort logistisch
sehr komplex sind.
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Die
Aufgabe der Erfindung ist daher, einen oder mehrere der genannten
Nachteile zu vermindern oder gänzlich zu eliminieren. Die
Aufgabe der Erfindung ist besonders, ein System, ein Verfahren und
einen Sensor vorzuschlagen, mit denen zuverlässig Beschädigungen
von Strukturbauteilen detektiert werden können. Der Sensor
sollte dabei vor chemischen und mechanischen Einwirkungen geschützt sein
und eine Lebensdauer aufweisen, die mindestens so groß wie
die Lebensdauer der zu überwachenden Struktur beträgt.
Weiterhin sollte auf einfache Art und Weise die exakte Anordnung
des Sensors zur zu überwachenden Struktur sichergestellt sein.
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Die
Erfindung löst die Aufgabe dadurch, dass der Luftkanal
als Hohlraum in die zu überwachende Struktur bzw. das zu überwachende
Strukturbauteil integriert ist. Einer oder mehrere direkt in die
Struktur eingebettete Luftkanäle, die zusammen mit dem
in beinhaltenden Bauteil den Sensor bildet, weist einige Vorteile
gegenüber dem Stand der Technik auf. Zunächst
ist ein solcher Luftkanal deutlich besser vor äußeren
Einflüssen geschützt, als dies bei einem herkömmlichen
CVM-Sensor der Fall ist. Ein Abreißen oder Durchtrennen
des Sensors ist nicht möglich, denn der Sensor besteht
im Fehlen von Material innerhalb eines die Struktur begründenden
Bauteils. Mechanisch ist der Luftkanal nur durch Zerstören
des betreffenden Strukturbauteils beschädigbar.
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Das
Gewicht des Sensors ist im Vergleich zum Stand der Technik deutlich
vorteilhafter, denn das Gewicht der Struktur sinkt durch die Luftkanäle und
ist demnach sogar geringer als bei einer nicht überwachten,
herkömmlichen Struktur. Gegebenenfalls kann man den Profilquerschnitt
so modifizieren, dass das durch den Hohlraum „eingesparte"
Material an einer anderen Stelle des Querschnitts hinzugefügt wird
um den Tragfähigkeitsverlust durch den Hohlraum auszugleichen.
Selbst in dem Fall bleibt eine Gewichtsersparnis gegenüber
der konventionellen Lösung, denn die Notwendigkeit des
Aufbringens externer Sensoren entfällt. Dies ist besonders
vorteilhaft, wenn das erfindungsgemäße System
in Flugzeugen eingesetzt werden soll.
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Da
weiterhin der Sensor frühzeitig während der Fertigung
in das Halbzeug integriert wird, können unter anderem die
Sensoren in allen Strukturbauteilen exakt gleich positioniert werden.
Die zu erwartende Lebensdauer des Sensors in Form eines Luftkanals
entspricht mindestens der Lebensdauer der zu überwachenden
Struktur, da es sich um das identische Bauteil handelt.
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Weiterhin
kann durch das Einbringen mehrerer Luftkanäle eine Redundanz
erzielt werden. Dies führt dazu, dass bei Verstopfung eines
Kanals ein oder mehr weitere Kanäle zum Überwachen
der Struktur zur Verfügung stehen.
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Vorteilhafte
Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Systems,
Verfahrens und Strukturbauteils sind in den Unteransprüchen
aufgeführt.
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Die
Erfindung wird nachfolgend anhand der Figuren näher erläutert.
In den Figuren werden gleiche Objekte durch gleiche Bezugszeichen
gekennzeichnet. Es zeigen:
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1:
eine schematische Schnittansicht eines Strukturbauteils,
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2:
eine schematische Ansicht eines Strukturbauteils mit angeschlossenen
Leitungen,
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3:
eine schematische Ansicht eines gerissenen Strukturbauteils,
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4:
eine schematische Schnittansicht eines Flugzeugrumpfs – mit
segmentierten Spanten,
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5:
eine schematische Ansicht verbundener Strukturbauteile mit verbundenen
Sensorhohlräumen,
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6:
eine schematische Darstellung der Komponenten des erfindungsgemäßen
Systems und
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7:
eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen
Verfahrens.
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Bei
relativ großen Strukturen, wie etwa in Flugzeugen, bietet
sich das Überwachen der einzelnen Strukturbauteile durch
das erfindungsgemäße System an. Die Strukturbauteile
werden zuverlässig mit Einrichtungen ausgestattet, die
deren Integrität über die gesamte Lebensdauer
des Flugzeugs messbar machen. Die Vorteile aus einer derartigen Überwachung
liegen für den Betreiber der Struktur in verringertem Aufwand
konventioneller Inspektionen sowie eventuell in einer Vorteilhafteren
Dimensionierung der Struktur, da bei einer überwachten
Struktur weniger konservative Annahmen über den Zustand der
Struktur getroffen werden müssen. Aus diesem Grunde wird
das nachfolgende Ausführungsbeispiel anhand eines exemplarischen
Strukturversteifungsbauteils („Stringer") eines Flugzeugs
dargestellt. Das erfindungsgemäße System wird
dadurch jedoch nicht auf die ausschließliche Verwendung
in Flugzeugen eingeschränkt, sondern kann in allen größeren
und kleineren Strukturen eingesetzt werden, die unter statischer
und dynamischer Belastung stehen. Beim Beispiel des Flugzeugs bleibend
wäre so etwa die gleichartige Überwachung von
Spanten besonders empfehlenswert.
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1 zeigt
zur Verdeutlichung der Erfindung exemplarisch ein stark vereinfacht
dargestelltes Strukturbauteil 2, wie es in ähnlicher
Form zur Längsversteifung von Flugzeugrümpfen
verwendet wird. Das im Folgenden daher auch als „Stringer"
bezeichnete Strukturbauteil 2 ist mit zwei erfindungsgemäßen
Sensorhohlräumen 4 ausgestattet, die sich in Bereichen
mit hinreichend großen Materialstärken befinden.
Die Sensorhohlräume 4 erstrecken sich über
die gesamte in x-Richtung des gezeigten Koordinatensystems verlaufende
Länge des Stringers 2 (gekennzeichnet durch gestrichelte
Linien 6). Eine der beiden Sensorhohlräume 4 ist
dabei zwischen zwei oberen Kanten 8 und 10 des
Stringers 2 angeordnet. Der weitere Sensorhohlraum 4 befindet
sich zwischen einer unteren Kante 12 und einer unteren Randfläche 14 des
Stringers 2. Beide Sensorhohlräume 4 werden
mit einer Vakuumquelle und einem Luftvolumenstromsensor und/oder
einem Druckaufnehmer verbunden, ähnlich wie bei den vorangehend geschilderten
CVM-Sensoren. Dabei können die Sensoren und die Vakuumquelle
als ein einziges kompaktes Gerät ausgeführt sein.
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Tritt
am Stringer 2 an einer beliebigen Stelle des Querschnitts 16 ein
Schaden in Form eines Risses oder Bruchs ein und wächst
durch (oder beschädigt) einen der beiden Sensorhohlräume 4,
wird der betroffene Sensorhohlraum 4 pneumatisch mit der Umgebung
des Stringers 2 verbunden, so dass sich der Luftdruck in
dem Sensorhohlraum 4 dem der Umgebung des Stringers angleicht.
Die im Sensorhohlraum 4 befindliche Luft wird zur Vakuumquelle
gesogen, wobei gleichzeitig Luft durch die aufgrund des Schadens
hervorgerufene Öffnung im Querschnitt 16 in den
Sensorhohlraum 4 zum Ausgleichen des Druckgefälles
nachströmt. Dadurch entsteht ein stetiger Luftstrom im
Sensorhohlraum 4 Durch Überwachen des Luftstroms
bzw. Luftdrucks innerhalb der Sensorhohlräume 4 kann
demnach ein Schaden festgestellt werden. Zusätzlich ist
eine grobe Lokalisierung des eingetretenen Schadens bei Verwendung mehrerer überwachter
Sensorhohlräume 6 möglich. Tritt im dargestellten
Querschnitt 16 beispielsweise zunächst am oberen
Ende ein Riss auf und wächst durch den oberen Sensorhohlraum 4,
wird zuerst in diesem Sensorhohlraum 4 das Zusammenbrechen des
Vakuums detektiert. Dies spricht für eine Beschädigung
an der Oberkante des Stringers 2. Wächst der Riss
durch den Stringer 2 nach unten, wird der untere Sensorhohlraum 4 erreicht,
wo dann ebenfalls das angelegte Vakuum zusammenbricht. Das Lokalisieren
des Auftretens einer Beschädigung wird mit steigender Anzahl
und sinnvoller Verteilung der Sensorhohlräume 4 im
Querschnitt 16 genauer, so dass ein Riss signifikant vor
dem kompletten Versagen des Stringer 2 entdeckt werden
kann, d. h. sobald er den ersten Sensorhohlraum 4 trifft.
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Die
Herstellung eines Strukturbauteils ähnlich wie der Stringer 2 könnte
durch Extrusions- bzw. Strangpressverfahren erfolgen. Dabei wird
ein auf Umformtemperatur erwärmter Block des gewünschten
Materials mit einem Stempel durch eine Matrize gepresst. Durch verschieden
geformte Dorne können dabei Hohl räume erzeugt
werden, wie beispielsweise die in 1 gezeigten
Sensorhohlräume 4. Gegebenenfalls kommt zur Extrusion
ein Brückenwerkzeug zum Einsatz. Beim Einsatz des erfindungsgemäßen Systems
zum Überwachen von Strukturen bzw. Strukturbauteilen eines
Flugzeugs, wird als Material besonders Aluminium, Titan oder andere
leichte und feste Werkstoffe eingesetzt. Alternativ dazu sind alle anderen
gängigen Materialien möglich, wie etwa Kunststoffe
und Stahl.
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Zum Überwachen
eines Sensorhohlraums 4 ist eine externe Leitung 18 an
die Bohrung 6 angeschlossen, wie in 2 beispielhaft
an dem unteren Sensorhohlraum 4 des exemplarischen Stringers 2 gezeigt.
In einer Durchgangsbohrung 20, die zum Sensorhohlraum 4 gerichtet
ist, wird ein Anschlussstück 22 eingesetzt. Die
Durchgangsbohrung 20 weist einen größeren
Durchmesser auf als der Sensorhohlraum 6, so dass Toleranzen
in der Formgebung des Querschnitts 16 des Stringers 2 ausgeglichen
werden können und die Durchgangsbohrung 20 zuverlässig
mit dem Sensorhohlraum 6 verbunden wird. Zum Abdichten
des Anschlussstücks 22 in der Bohrung 20 wird
das Anschlussstück 22 verlötet, verschweißt,
verklebt und/oder eingepresst. An das Anschlussstück 22 wird
schließlich die als Schlauch, Rohr oder dergleichen ausgeführte
Leitung 18 angeschlossen. Die nach der Herstellung beiderseitig
des Stringers 2 offenen Sensorhohlräume 4 werden
bevorzugt direkt nach der Extrusion mittels eines Löt- oder
Schweißpunktes verschlossen. Alternativ zu den Löt-/Schweißpunkten
kann es auch günstig sein, ein unverschlossenes Standard-Profil
zu benutzen, aber dann in der Nähe des Profilendes einen
Verschlussstopfen zu setzen, wie weiter nachfolgend auch anhand
eines Reparaturverfahrens beschrieben. Dies hat den Vorteil, dass
die feinen Sensorhohlräume 4 bei der Nachbehandlung
oder beim Einbau des Stringers 2 nicht beschädigt
werden. Danach kann der Stringer 2 unbeschadet auf herkömmliche Weise
bearbeitet werden.
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Alternativ
dazu können die Sensorhohlräume 4 beiderseitig
mit nicht näher dargestellten Buchsen und Steckern ausgestattet
werden, so dass die in miteinander zu verbindenden Strukturbauteilen
angeordneten Sensorhohlräume 4 beim Zusammenbau der
Strukturbauteile kombiniert werden können. Andererseits
sind auch endseitig angeordnete und von außen zugängliche
Buchsen zum Verbinden mit Leitungen mit entsprechenden Steckern
vorteilhaft.
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Besteht
die Notwendigkeit der Reparatur eines Strukturbauteils und der nachträglichen
Wiederherstellung der Sensorfunktion eines Sensorhohlraums 4,
kann eine in 3 gezeigte Methode dafür verwendet
werden. Dies ist besonders dann angebracht, wenn das beschädigte
Strukturbauteil nicht ausgetauscht werden muss und eine Reparatur
zur Wiederherstellung bzw. zum sicheren Weiterbetrieb ausreicht.
Im erneut exemplarisch ausgewählten Stringer 2 befindet
sich beispielsweise ein Riss 24, wie in 3 dargestellt.
Der Riss 24 hat den ursprünglichen oberen Sensorhohlraum 4 durchtrennt, wodurch
sich diese pneumatisch mit der Umgebung des Stringers 2 verbunden
hat. Ein Vakuum könnte in diesem Sensorhohlraum 6 nicht
mehr aufrechterhalten werden. Zur Wiederherstellung der Sensorfunktionen
müssen die in den beiden verbliebenen Abschnitten 26 und 28 liegenden
Sensorhohlräume 4 wieder miteinander verbunden
werden. Hierzu wird vorgeschlagen, beispielsweise beiderseitig des
Risses 24 jeweils eine Durchgangsbohrung 30 unterhalb der
Kante 8 zu bohren. In diese Löcher 30,
die einen größeren Durchmesser aufweisen als die
ursprünglichen Sensorhohlräume 6, werden
Verschlussstopfen 32 gesetzt, die die verbliebenen Bohrungsabschnitte 26 und 28 zum
Riss 24 hin abdichten. Ähnlich wie in 2 bereits
gezeigt, werden nun Anschlussstücke 22 unterhalb
der Kante 8 und auf der Randfläche 14 eingebracht,
die sich von der dem Riss 24 abgewandten Seite der Verschlussstopfen 32 befinden. Die
in x-Richtung sich gegenüberliegenden Anschlussstopfen 22 werden
durch Überbrückungsleitungen 34 miteinander
oder mit anderen Oberflächensensoren zur Überwachung
des Reparaturbauteils verbunden. Der Riss 24 kann durch
herkömmliche Mittel ausgebessert werden, beispielsweise
mit einem genieteten Doppler. Die Funktion der Sensoren 4 des
beschädigten Stringers 2 ist wiederhergestellt.
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Zum
Verbessern der Fähigkeit, den Defekt einer zu überwachenden
Struktur zu lokalisieren, sowie zum Berücksichtigen der
Zugänglichkeit zu den überwachten Strukturbauteilen
mittels Anschlussstücken 22 kann eine Segmentierung
einzelner Strukturbauteile und/oder Strukturbereiche sinnvoll sein.
Die Schadenserkennung mit dem erfindungsgemäßen System
kann nur zwischen intaktem Sen sorhohlraum 4 und beschädigtem
Sensorhohlraum 4 unterscheiden. Die Segmentierung ist dahingehend
durchzuführen, dass hinsichtlich des Messaufwands eine
geringstmögliche Anzahl von Sensorhohlräumen 4 überwacht
wird, jedoch zur Bereitstellung einer zumindest groben Lokalisierung
von Fehlern in der Struktur eine bestimmte Dichte von überwachten Sensorhohlräume 4 nicht
unterschritten wird.
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Anhand
des Beispiels eines Flugzeugrumpfs, wie er in 4 im
Querschnitt gezeigt wird, wird die Segmentierung näher
erläutert. Der Flugzeugrumpf weist mehrere Spante 36 auf,
die beispielhaft jeweils aus vier Segmenten 38, 40, 42 und 44 zusammengesetzt
sind. Jedes dieser Segmente 38–44 weist
eine oder mehrere Sensorhohlräume 4 auf. Zum Bereitstellen
der höchstmöglichen Genauigkeit beim Lokalisieren
von auftretenden Schäden wird jedes der Segmente 38–44 einzeln überwacht.
Der Ausfall eines einzelnen Segments ist demnach detektierbar, wodurch
ein Defekt am Spant 36 – wenn auch grob – lokalisiert
werden kann. Treten beispielsweise Fehler am Segment 38 oder
Segment 44 auf, kann durch Entnahme der betreffenden Kabinenverkleidung
der Spant 36 relativ leicht zugänglich gemacht
und repariert werden. Zum Verringern des Aufwands ist jedoch auch
denkbar, die mehreren Segmente 38–44 eines
Spants 36 als Ganzes zu überwachen und die betreffenden
Sensorhohlräume 4 ähnlich wie in 3 dargestellt
pneumatisch miteinander zu verbinden.
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Bei
Verwendung des erfindungsgemäßen Systems in einem
Passagierflugzeug bietet es sich an, einen Spant 36 in
zwei Segmente zu unterteilen. Mit dem ersten Sensorsegment, der
eine Zusammenfassung der in 4 gezeigten
Segmente 38 und 44 ist, kann der Spant 36 oberhalb
eines Kabinenfußbodens überwacht werden, mit dem
zweiten Segment, das eine Zusammenfassung der Segmente 40 und 42 darstellt,
unterhalb des Kabinenfußbodens. Dies führt im
Vergleich zu der Zusammenfassung aller Segmente 38–44 zu
einem verringerten Wartungsaufwand, denn es muss entweder nur die Seitenverkleidung
in der Passagierkabine oder die Verkleidung bzw. Spantisolierung
im Frachtraum gelöst werden, um den Fehler im Spant 36 zu
lokalisieren und zu reparieren. Gleichzeitig wird vor dem Hintergrund
der Anzahl von Spanten in einem größeren Passagierflugzeug
der Messaufwand auf einem relativ niedrigen Niveau gehalten.
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In 5 wird
exemplarisch die Stoßstelle zwischen zwei mit einem geschraubten
oder genieteten plattenförmigen Verbindungselement 46 verbundenen
Segmenten 38 und 44 eines Spants 36 gezeigt.
Die Bohrungen 6 der Segmente 38 und 44 sind mit
jeweils einem Anschlussstück 22 nahe an der Stoßstelle
ausgerüstet. Die beiden benachbarten bzw. gegenüberliegenden
Anschlussstücke 22 sind durch eine Überbrückungsleitung 48 miteinander oder
mit einem Oberflächensensor zur Überwachung des
Verbindungselementes 46 verbunden. Die zu der Stoßstelle
gewandten Enden der Sensorhohlräume 4 sind durch
einen Löt- oder Schweißpunkt oder dergleichen
verschlossen, so dass ein Ansaugen von Luft aus der Umgebung des
Spants 36 verhindert wird. Ebenfalls möglich wären
Verschlussstopfen in der Nähe der Enden der Sensorhohlräume 4 statt Löt-
oder Schweißpunkten.
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Wie
in 6 schematisch dargestellt, sind beim erfindungsgemäßen
System zum Detektieren eines Defekts die Sensorhohlräume 4 mit
Druckaufnehmern 50 (oder im folgenden auch gleichermaßen Luftvolumenstromsensoren)
verbunden, die abhängig von ihrer Bauart ein dem ermittelten
Druck entsprechendes, spezifisches elektrisches Signal 52 ausgeben.
Die Druckaufnehmer 50 sind mit einem Gerät – etwa
eine Recheneinheit 54 – zum Aufnehmen und/oder
Verarbeiten von Sensorikdaten verbunden und lesen das Signal 52 der
Druckaufnehmer aus. Die Recheneinheit 54 verfügt
bei analogen Signalen 52 zusätzlich über
Einrichtungen 56 zum Umwandeln der Signale 52 in
für eine Recheneinheit verarbeitbare digitale Daten 58.
Bei Verwendung von Druckaufnehmern 50, die bereits digitale
Daten 58 von sich aus bereitstellen, sind solche Einrichtungen 56 nicht
notwendig. Um zu ermitteln, ob der zu den digitalen Daten 58 gehörige
Sensorhohlraum 4 intakt oder defekt ist, werden die digitalen
Daten 58 von der Recheneinheit mit einem von den Umgebungsbedingungen
abhängigen Schwellwert verglichen und entsprechend interpretiert.
Ein Defekt in einem Strukturbauteil verursacht gemäß vorangehender
Beschreibung einen zu hohen Druck bzw. einen Luftvolumenstrom in
einem durch den Defekt betroffenen Sensorhohlraum 4. Der
Druckaufnehmer bzw. Luftvolumenstromsensor 50 misst den
Druck bzw. den Luftvolumenstrom und stellt diese Größe
als analoges Signal 52 oder digitale Daten 58 der
Recheneinheit 54 bereit. Die Recheneinheit 54 vergleicht
den in digitale Daten 58 umgewandelten Wert mit einem festgelegten
Schwellwert und interpre tiert den Sensorhohlraum 4 als
defekt, falls der Schwellwert überschritten wird. Falls
ein Strukturbauteil mehrere Sensorhohlräume 4 enthält,
kann die Recheneinheit bei Kenntnis der Druckwerte aller Sensorhohlräume 4 feststellen, an
welchen Stellen des Querschnitts des Strukturbauteils ein Defekt
besteht.
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Die
entsprechend interpretierten Druckwerte werden von der Recheneinheit 54 beispielsweise
als Schadensdaten 60 gespeichert und/oder an ein Anzeigegerät 62 zum
Informieren des Benutzers übermittelt. Aus der Gesamtheit
der Schadensdaten 62 einer überwachten Struktur
kann ferner ein Wartungs- bzw. Reparaturplan für die Struktur
erstellt werden.
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Spielt
das Gewicht des erfindungsgemäßen Systems eine
entscheidende Rolle – beispielsweise bei der Überwachung
einer Flugzeugstruktur – werden die Komponenten Druck-/Luftvolumenstromaufnehmer 50,
Recheneinheit 54, Anzeigegerät 62 und eine
Vakuumpumpe 64 zum Evakuieren der Sensorhohlräume 4 bevorzugt
nicht fest an die zu überwachende Struktur gekoppelt. Das
Integrieren dieser Komponenten in ein oder mehrere leicht tragbare mobile Überwachungsgeräte 66 zur
Verwendung in vorgeschriebenen Wartungsintervallen ist dann besonders
sinnvoll. Wartungspersonal kann während der Wartung das
mobile Überwachungsgerät 66 an die Anschlussstücke 22 bzw.
die Leitungen 18 in den überwachten Strukturbauteilen
anschließen, die zugehörigen Sensorhohlräume 4 evakuieren
und gleichzeitig den Druck in den Sensorhohlräume 4 erfassen.
Entsprechend detektierte Fehler werden als Schadensdaten 60 gespeichert
und/oder auf dem Anzeigegerät angezeigt. Sind alle Sensorhohlräume 4 vermessen
worden, können die erfassten Schadensdaten 60 zusammengefasst
werden und zum Erstellen eines Reparaturplans dienen.
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Bevorzugt
werden alle genannten Komponenten an ein einzelnes Anschlussstück 22 eines
jeweiligen Sensorhohlraums 4 angeschlossen, so dass lediglich
eine Leitung 18 vom mobilen Überwachungsgerät 66 zu
dem jeweiligen Sensorhohlraum 4 notwendig ist. Das Anschliessen
der Vakuumpumpe 64 an ein separates Ende – getrennt
von der Einrichtung 50 zum Erfassen des Drucks oder Luftvolumenstroms – des
jeweiligen Sensorhohlraums 4 kann in bestimmten Fällen
jedoch auch vorteilhaft sein.
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Schließlich
wird das erfindungsgemäße Verfahren in 7 schematisch
dargestellt, die in 7 verwendeten Nummerierungen
der Verfahrensschritte sind im Folgenden in Klammern angegeben.
Zunächst wird ein Ende des Luftkanals 4 mit der
Vakuumquelle 64 (Schritt 68) und mit dem Luftstromsensor
bzw. Druckaufnehmer verbunden (Schritt 70). Alternativ
dazu können zwei getrennte Enden des Luftkanals 4 verwendet
werden, wenn sich die Messung auf den Luftdruck beschränkt.
Nach Evakuieren des Luftkanals 4 (Schritt 72)
erfolgt die Messung des Luftvolumenstroms und/oder des Luftdrucks
im Luftkanal 4 (Schritt 74). Eine Recheneinheit 54 wird
zum Erfassen und Verarbeiten der den Volumenstrom bzw. Luftdruck
repräsentierenden Sensordaten verwendet, so dass in einem
weiteren Schritt der ermittelte Luftvolumenstrom und/oder Luftdruck
mit einem Schwellwert verglichen werden kann (Schritt 76). Falls
der Schwellwert überschritten wird und demnach ein Defekt
durch den betreffenden Luftkanal 4 detektiert wird, werden
Schadensdaten erzeugt (Schritt 78). Die Schadensdaten können
zur weiteren Verwendung gespeichert werden (Schritt 80).
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Mit
dem erfindungsgemäßen System und dem erfindungsgemäßen
Verfahren zum Überwachen der Integrität einer
Struktur oder eines Strukturbauteils wird eine robuste und zuverlässige Überwachung
einer Struktur ermöglicht. Die eingesetzten Sensoren, die
durch Luftkanäle in Strukturbauteilen gebildet werden,
sind unempfindlich gegen äußere Einflüsse
und haben eine hohe Lebensdauer, die der Lebensdauer der zu überwachenden
Teile entspricht. Die Erfindung wird besonders anhand des Beispiels von
Flugzeugstrukturbauteilen beschrieben, kann jedoch auch in allen
anderen Gebieten eingesetzt werden, in denen tragende Strukturen
stetig dynamischen und statischen Belastungen ausgesetzt werden.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- - DE 102004057290
A1 [0003]