[go: up one dir, main page]

WO2009071602A2 - Sensornetzwerk und zustandsüberwachungvorrichtung für ein luftfahrzeug sowie zustandsüberwachungsverfahren - Google Patents

Sensornetzwerk und zustandsüberwachungvorrichtung für ein luftfahrzeug sowie zustandsüberwachungsverfahren Download PDF

Info

Publication number
WO2009071602A2
WO2009071602A2 PCT/EP2008/066741 EP2008066741W WO2009071602A2 WO 2009071602 A2 WO2009071602 A2 WO 2009071602A2 EP 2008066741 W EP2008066741 W EP 2008066741W WO 2009071602 A2 WO2009071602 A2 WO 2009071602A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
sensor
sensor network
acceleration
measured
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/EP2008/066741
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2009071602A3 (de
Inventor
Thomas Becker
Jordi Sabater
Peter Sollberger
Original Assignee
Eads Deutschland Gmbh
Hochschule für Technik und Architektur Luzern
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 Eads Deutschland Gmbh, Hochschule für Technik und Architektur Luzern filed Critical Eads Deutschland Gmbh
Publication of WO2009071602A2 publication Critical patent/WO2009071602A2/de
Publication of WO2009071602A3 publication Critical patent/WO2009071602A3/de

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • 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
    • 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
    • G01M5/0041—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining deflection or stress
    • 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
    • G01M5/0066—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by exciting or detecting vibration or acceleration
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04Q—SELECTING
    • H04Q9/00—Arrangements in telecontrol or telemetry systems for selectively calling a substation from a main station, in which substation desired apparatus is selected for applying a control signal thereto or for obtaining measured values therefrom

Definitions

  • the invention relates to a sensor network for measuring environmental parameters on the structure of an aircraft. Moreover, the invention relates to a condition monitoring device provided with such a sensor network. Furthermore, the invention relates to an aircraft provided with it. Finally, the invention relates to a condition monitoring method for an aircraft.
  • the structure of an aircraft is subject to various forces that can cause stretching, cracking or other damage.
  • the structure of aircraft is investigated by various non-destructive methods to safeguard aviation. These methods include in particular the visual inspection, but also ultrasound or, if possible, radiographic measurements.
  • a sensor system which has a multiplicity of sensors which deliver data to a main computer by means of a communication bus.
  • the sensor system includes, among other things, a bus conversion device which converts the signals between two such communication bus systems.
  • WO 01/61301 A1 discloses a method for the determination of mechanical stresses, for example in ships and aircraft. To determine these mechanical stresses sensors for measuring the mechanical stress, such as strain gauges, attached to the surface to be measured. The measurement results of the sensors are transmitted to a central unit via a digital measurement bus.
  • the DE 10 2006 020 341 A1 the expert takes a sensor for a measuring point and a method for its verification.
  • the sensor can transmit the measured data wirelessly to a tester.
  • the sensors are connected via wire cables.
  • WO 98/44400 shows a method for automatic assignment of addresses in a bus system, in particular FireWire.
  • a system control unit maintains a list showing which devices are are orders. This list is updated when the connected device is relocated to another port.
  • DE 10 2004 025 319 A1 discloses a seat status display system for passenger spaces of aircraft and vehicles.
  • a sensor arrangement is provided in each seat, which serves to detect the state of a seat.
  • the sensor arrangements can have, for example, an occupancy sensor and a belt sensor.
  • An operating and display unit is electrically connected to the sensor arrangements via a bus and can graphically represent the states of the individual seats.
  • the expert takes an air data system for aircraft in which a pressure measurement is performed at different locations of the aircraft. The data obtained is used for engine control.
  • the object is to provide a device and a method by means of which a distribution of mechanical loads on a structure can be reliably determined in a simple manner.
  • a sensor network for measuring parameters on the structure of an aircraft which has a plurality of sensor devices, which are designed for attachment to a structure of the aircraft, wherein the sensor devices are associated with identifiers for locating the sensor devices.
  • a state monitoring device provided with such a sensor network and an aircraft provided therewith and / or with such a sensor network and a method for monitoring the state of a structure of an aircraft are the subject matter of the subsidiary claims.
  • the sensor network according to the invention has the advantage that it enables an immediate measurement of parameters, such as acceleration, at different points of the structure of the aircraft with pinpoint accuracy. Furthermore, the measured parameters can be assigned to exact positions on the structure by the unique identifier of the sensor devices.
  • the sensor devices have communication devices with which the measured parameters can be read out. Furthermore, these communication devices are advantageously designed for wireless information transmission. This has the advantage that the sensor devices can also be arranged at locations where a cable routing would be difficult to realize.
  • the communication devices can be designed to transmit the identifier together with the measured environmental parameters.
  • a transmission of the measured parameters an assignment of the received parameters to a sensor device and thus to a location on the structure is possible directly.
  • the sensor devices have temperature sensor units.
  • the sensor devices advantageously have acceleration sensor units. With the aid of the acceleration values, deflections of the structure can be calculated.
  • the sensor network and / or the monitoring device are designed such that by means of the acceleration sensors, the current deflection and / or the current location of the sensors can be detected.
  • the detected location or the detected deflection can be combined with the those of other sensors.
  • a detection of the current location or the current deflection can in particular be obtained from the acceleration measurements by integration, in particular with the aid of the identifiers associated with the respective sensors and the information contained therein about the original location in the state without load
  • the acceleration sensor units may be designed to measure an acceleration in all three spatial directions. Thus, not only the amount of acceleration but also its direction can be detected.
  • the sensor devices advantageously have signal processing units for preprocessing signals from the sensor units. This can significantly reduce the amount of data to be transmitted.
  • the signal processing units can be designed to correlate the signals of the sensor units.
  • the signal processing units have tables for storing material data, by means of which the signals of the sensor units can be correlated.
  • the sensor devices can be designed to measure the distance from each other. This allows the detection of strains or compressions of the structure. To measure the distance, the current acceleration measurements in the individual sensors are used in a preferred embodiment.
  • a method according to the invention comprises the following steps: using the sensor network or the condition monitoring device; Reading the values measured by the sensor devices as well as the identifiers;
  • the method according to the invention has the advantage that parameters of the structure can be measured locally with little wiring effort. Low wiring costs result in a lower weight of the sensor system.
  • acceleration sensors in the sensor devices one of the most important parameters of the structural load can be measured.
  • the strain of the structure can be derived therefrom.
  • the correlation of measured temperature and deflection measured values allows adaptation of the maximum values for the load to temperature-dependent material properties.
  • Deciding whether damage to the structure is likely due to the correlated temperature and acceleration measurements allows for a targeted impact on the length of the maintenance interval and can help pinpoint damage.
  • a distance between the sensor means located by means of identification By measuring a distance between the sensor means located by means of identification, and a comparison of the measured distance with a stored reference value for these sensor devices, material deformations in the structure can be detected.
  • the current distance can be detected by integration in a preferred embodiment using current acceleration measurements.
  • a load distribution can be determined via the sensor network.
  • a comparison of two load distributions recorded at the same time offset under the same conditions and an estimation of the probability of damage to the structure due to the differences in the load distributions advantageously brings about early warning of damage.
  • maintenance intervals can be shortened or extended.
  • FIG. 1 shows an aircraft, here an aircraft, with a sensor network
  • FIG. 2 is a block diagram of a wireless sensor device
  • FIG. 3 is a block diagram of a condition monitoring device provided with the sensor device
  • FIG. 4 shows a schematic illustration of a fuselage of the aircraft with a wing monitored by means of the condition monitoring device
  • Fig. 5 is a detail view of the detail C of Fig. 4 in a normal load condition
  • Fig. 6 shows detail C of Fig. 4 in an overload condition.
  • FIG. 1 the example of an aircraft 10 as an aircraft shows how sensor devices 12 are distributed on such an aircraft, here aircraft 10 can.
  • the sensor devices 12 in this way form a sensor network 31 for monitoring the structure of the aircraft 10.
  • the sensor device 12 has a communication device 14 which comprises an antenna 24 with high-frequency electronics 26, a signal processing unit 16, an acceleration sensor unit 18 and a temperature sensor unit 20.
  • the antenna 24 and the high-frequency electronics 26 are designed for example for radio frequencies (RF part of the sensor device 12).
  • the acceleration sensor units 18 are preferably triaxial devices that cover the typical load range during operation of the aircraft 10.
  • the temperature sensor units 20 cover typical temperature ranges for aircraft. Here the measuring range extends from -70 0 C to 50 0 C.
  • Load and stress profiles can be used during the flight or at maintenance intervals. This leads to an on-board, real-time capable condition monitoring system that reduces maintenance costs and increases the usual maintenance intervals.
  • FIG. 3 shows a state monitoring device 30 forming such a condition monitoring system with a sensor network 31 formed from a plurality of the sensor devices 12 and a central computer 32.
  • the sensor units 18, 20 transmit measured signals 18a, 20a to the signal processing unit 16.
  • the signals 18a, 20a are analyzed and processed.
  • the value 22, which is transmitted from the signal processing unit 16 to the communication unit 14, contains information about the magnitude of the acceleration in each spatial direction, which are correlated with the temperature.
  • a measured acceleration value is weighted or scored based on stored allowable acceleration-temperature curves or matrices (or tables). For example, the value could indicate the corresponding fraction of the maximum acceleration assumed as a limit at the measured temperature.
  • the value 22 is sent to a central computer 32.
  • the high-frequency electronics add an identifier, for example a node number, to the value 22.
  • sensors are added to a network node so as to form a sensor device 12 in the form of a wireless network node.
  • Information about parameters influencing the state of the structure can be obtained with the sensor devices 12.
  • Typical parameters that indicate congestion situations are acceleration and temperature, and the combination of these parameters.
  • the wireless sensor network 31 which is equipped with sensor devices 12, is used to collect basic information about the state of the (aircraft) structure.
  • the sensor devices 12 are distributed throughout the structure so that critical areas can be more intensively monitored by a denser network, whereas less critical areas have less sensor device 12 distribution.
  • An exemplary distribution is shown in FIG.
  • the mechanical load of the wing 42 can be calculated. If the displacement exceeds certain reference values, an indication of weakening of the structure or even a defect is obtained.
  • the sensor devices 12 have a wireless communication interface, electronics, at least one supply device and at least one sensor.
  • the electronics have, for example, a sensor control, a memory device, a signal processing device and / or a data processing device.
  • the supply device supplies the sensor device 12 with energy.
  • batteries, energy collection devices and / or energy converters are provided.
  • acceleration or temperature sensor devices 18, 20 come into consideration as sensors. Furthermore, moisture, gas or other advantageous sensors can be provided.
  • the communication can be realized by means of different network topologies.
  • the network does not play an important role. Even point-to-point connections could be possible. To that However, using the system in flight uses a low-consumption, secure and fault-tolerant architecture.
  • the communication device 14 is accordingly designed so that the desired topologies can be used. If point-to-point connections are desired, these must be provided in the electronics.
  • the sensor devices 12 In order for the sensor devices 12 to be located, it is provided that they have an identifier which is unique for each sensor device 12.
  • This identifier can be, for example, a code number, a location or - as mentioned above - node number.
  • the central computer 32 which reads out the information from the sensor devices 12, has an allocation unit 34 for localization, by means of which the identifiers can be assigned to locations on the aircraft 10 or to its structure. This makes it possible to have the central computer 32 calculate a load distribution, in particular a local load distribution.
  • the communication device 14 transmits its identifier with each data record that is transmitted.
  • Another interesting factor of the system proposed here is that the network allows the measurement of a load and stress profile over the aircraft structure by means of direct signal and data processing in flight.
  • the amount of computations performed in the signal processing unit 16 is highly dependent on the available power. If the sensor device 12 is wired (which is possible, but less preferred due to the need for cabling), then enough power could be available to perform a large number of calculations using an internal database of material information. In contrast, an ultra-sparse same wireless sensor device 12 mainly reduce and store signals. The data is only transmitted to the central computer 32 upon request, where it is additionally processed to create a general load profile.
  • the data can be linked to other information, such as an exact distance measurement between the nodes. This makes it possible to measure the change in position or the deviation of the structure. This could increase the value of records relating to congestion situations in parts of the structure.
  • condition monitoring device 30 determines the structure of an aircraft, e.g. of the aircraft 10 can monitor.
  • Fig. 4 the hull 40 and a wing 42 of the aircraft 10 is shown schematically.
  • Fig. 5 which shows a detail of the wing 42, and also in Fig. 1, several of the sensor means 12 are provided on the wing 42 at some distance from each other which measure the acceleration and temperature at the individual locations .
  • the individual deflections and thus the current locations or location differences of the sensor devices 12 are determined relative to one another.
  • Fig. 5 shows a case of normal deflection in a healthy structure under load.
  • damage has occurred in an intermediate region 44 between the sensor devices 12.
  • By detecting the load distribution, impermissible loads can also be detected at an early stage at the intermediate areas between the sensor devices and appropriate countermeasures initiated.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
  • Testing Or Calibration Of Command Recording Devices (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Sensornetzwerk zur Messung von Umgebungsparametern an der Struktur eines Luftfahrzeugs. Dazu wird eine Vielzahl von Sensoreinrichtungen (12) an der Struktur eines Luftfahrzeugs befestigt, denen Kennungen zur Lokalisation der Sensoreinrichtungen (12) zugeordnet sind.

Description

SENSORNETZWERK UND ZUSTANDSÜBERWACHUNGVORRICHTUNG FÜR EIN LUFTFAHRZEUG SOWIE ZUSTANDSÜBERWACHUNGSVERFAHREN
Die Erfindung betrifft ein Sensornetzwerk zur Messung von Umgebungsparame- tern an der Struktur eines Luftfahrzeugs. Außerdem betrifft die Erfindung eine mit einem solchen Sensornetzwerk versehene Zustandsüberwachungsvorrichtung. Weiter betrifft die Erfindung ein damit versehenes Luftfahrzeug. Schließlich betrifft die Erfindung ein Zustandsüberwachungsverfahren für ein Luftfahrzeug.
Die Struktur eines Luftfahrzeugs ist verschiedenen Kräften ausgesetzt, die zur Dehnung, Rissbildung oder weiteren Schäden führen können. Bei regelmäßigen Wartungsterminen wird daher zur Sicherung des Luftverkehrs die Struktur von Luftfahrzeugen mit verschiedenen nondestruktiven Methoden untersucht. Zu diesen Methoden gehören insbesondere die Sichtkontrolle, aber auch Ultraschalloder, soweit möglich, Durchstrahlungsmessungen.
Mechanische Belastungen durch Stöße, Luftwiderstand und Schwerkraft stellen die häufigsten Belastungen der Struktur eines Luftfahrzeugs dar. Durch diese Belastungen verformt sich die Struktur zunächst plastisch. Wenn die Belastungen einen Grenzwert überschreiten, treten dauerhafte Schäden und Schwächungen des Materials auf. Solche Überlastungen können nicht immer vermieden werden.
Es ist bekannt, dass die Belastungs-Überlastungs-Charaktehstik eines Materials von der Temperatur abhängig ist. Mit anderen Worten kann eine Belastung, die einer Struktur bei Raumtemperatur nicht schadet, bei Temperaturen unter 00C die Struktur beschädigen.
Bisher werden an der Struktur auftretende Kräfte allenfalls zentral gemessen. Eine genaue Zuordnung oder Lokalisierung gemessener Werte ist nicht möglich.
Aus DE 698 10 975 T2 ist ein Sensorsystem bekannt, das eine Vielzahl von Sensoren aufweist, welche mittels eines Kommunikationsbusses Daten an einen Hauptcomputer liefern. Das Sensorsystem weist unter anderem eine Buswandlervorrichtung auf, welche die Signale zwischen zwei derartigen Kommunikationsbussystemen umwandelt.
WO 01/61301 A1 offenbart ein Verfahren zur Bestimmung von mechanischen Spannungen, beispielsweise in Schiffen und Luftfahrzeugen. Zur Ermittlung dieser mechanischen Spannungen werden Sensoren zur Messung der mechanischen Spannung, beispielsweise Dehnungsmessstreifen, an der zu vermessenden Oberfläche befestigt. Die Messergebnisse der Sensoren werden über einen digitalen Messbus an eine Zentraleinheit übertragen.
Der DE 10 2006 020 341 A1 entnimmt der Fachmann einen Sensor für eine Messstelle und ein Verfahren zu dessen Überprüfung. Der Sensor kann die ermittelten Messdaten drahtlos an ein Prüfgerät übermitteln. Im regulären Betrieb sind die Sensoren über Drahtleitungen angebunden.
Die WO 98/44400 zeigt ein Verfahren zur automatischen Vergabe von Adressen in einem Bussystem, insbesondere FireWire. Von einem Systemsteuergerät wird eine Liste vorgehalten, aus der hervorgeht, welche Geräte an welchem Ort ange- ordnet sind. Diese Liste wird bei einer Verlagerung des angeschlossenen Gerätes an einen anderen Anschluss aktualisiert.
Die DE 10 2004 025 319 A1 offenbart ein Sitzstatusanzeigesystem für Passagier- räume von Flugzeugen und Fahrzeugen. Dazu ist in jedem Sitz eine Sensoranordnung vorgesehen, die der Erfassung des Zustands eines Sitzes dient. Die Sensoranordnungen können dazu beispielsweise einen Belegungssensor sowie einen Gurtsensor aufweisen. Eine Bedien- und Anzeigeeinheit ist elektrisch über einen Bus mit den Sensoranordnungen verbunden und kann die Zustände der einzelnen Sitze grafisch darstellen.
Der DE 40 12 367 A1 entnimmt der Fachmann ein Luftdatensystem für Flugzeuge, bei dem an verschiedenen Orten des Flugszeugs eine Druckmessung durchgeführt wird. Die daraus erhaltenen Daten werden zur Triebwerkssteuerung verwendet.
Vor diesem Hintergrund stellt sich die Aufgabe, eine Vorrichtung und ein Verfahren bereitzustellen, mit deren Hilfe auf einfache Art zuverlässig eine Verteilung mechanischer Lasten auf eine Struktur ermittelbar ist.
Zur Lösung dieser Aufgabe wird ein Sensornetzwerk zur Messung von Parametern an der Struktur eines Luftfahrzeugs vorgeschlagen, das eine Vielzahl von Sensoreinrichtungen aufweist, die zur Anbringung an einer Struktur des Luftfahrzeugs ausgebildet sind, wobei den Sensoreinrichtungen Kennungen zur Lokalisierung der Sensoreinrichtungen zugeordnet sind.
Eine mit einem solchen Sensornetzwerk versehene Zustandsüberwachungsvor- richtung sowie ein damit und/oder mit einem solchen Sensornetzwerk versehenes Luftfahrzeug sowie ein Verfahren zur Überwachung des Zustands einer Struktur eines Luftfahrzeugs sind Gegenstand der Nebenansprüche.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche. Das erfindungsgemäße Sensornetzwerk hat den Vorteil, dass es eine unmittelbare Messung von Parametern, wie beispielsweise Beschleunigung, an verschiedenen Punkten der Struktur des Luftfahrzeugs punktgenau ermöglicht. Desweiteren sind die gemessenen Parameter durch die eindeutige Kennung der Sensoreinrichtungen genauen Positionen an der Struktur zuordenbar.
In vorteilhafter Ausgestaltung weisen die Sensoreinrichtungen Kommunikationseinrichtungen auf, mit denen die gemessenen Parameter auslesbar sind. Weiter sind diese Kommunikationseinrichtungen vorteilhaft zur drahtlosen Informationsübertragung ausgebildet. Dies hat den Vorteil, dass die Sensoreinrichtungen auch an Orten angeordnet werden können, an denen eine Kabelführung nur erschwert realisierbar wäre.
Die Kommunikationseinrichtungen können zur Übertragung der Kennung zusammen mit den gemessenen Umgebungsparametern ausgebildet sein. Somit ist bei einer Übertragung der gemessenen Parameter unmittelbar eine Zuordnung der empfangenen Parameter zu einer Sensoreinrichtung und somit zu einem Ort an der Struktur möglich.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung weisen die Sensoreinrichtungen Temperatursensoreinheiten auf. Somit ist es möglich, eine Temperaturverteilung in der Struktur zu ermitteln. Des Weiteren ist diese Information nützlich, um die Maximalbelastung der Struktur abhängig von der Temperatur evaluieren zu können.
Die Sensoreinrichtungen weisen vorteilhaft Beschleunigungssensoreinheiten auf. Mit Hilfe der Beschleunigungswerte sind Auslenkungen der Struktur berechenbar.
In besonders bevorzugter Ausgestaltung sind das Sensornetzwerk und/oder die Überwachungsvorrichtung derart ausgebildet, dass mittels der Beschleunigungssensoren die aktuelle Auslenkung und/oder der aktuelle Ort der Sensoren erfassbar ist. Insbesondere kann der erfasste Ort oder die erfasste Auslenkung mit den- jenigen anderer Sensoren verglichen werden. Damit sind in vorteilhafter Weise Belastungen von Strukturbereichen erfassbar, die zwischen Sensoren liegen und die somit nicht unmittelbar durch die Sensoren erfassbar sind.
Eine Erfassung des aktuellen Orts oder der aktuellen Auslenkung kann insbesondere aus den Beschleunigungsmessungen durch Integration, insbesondere unter Zuhilfenahme der den jeweiligen Sensoren zugeordneten Kennungen und der darin enthaltenen Information über den ursprünglichen Ort im Zustand ohne Belastung, erhalten werden
Die Beschleunigungssensoreinheiten können zur Messung einer Beschleunigung in allen drei Raumrichtungen ausgebildet sein. Damit kann nicht nur der Betrag der Beschleunigung, sondern auch deren Richtung erfasst werden.
Vorteilhaft weisen die Sensoreinrichtungen Signalverarbeitungseinheiten zur Vorverarbeitung von Signalen der Sensoreinheiten auf. Dadurch kann die Menge der zu übertragenden Daten wesentlich verringert werden. Die Signalverarbeitungseinheiten können zur Korrelation der Signale der Sensoreinheiten ausgebildet sein.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung weisen die Signalverarbeitungseinheiten Tabellen zur Speicherung von Materialdaten auf, mittels derer die Signale der Sensoreinheiten korrelierbar sind.
Die Sensoreinrichtungen können zur Messung der Distanz voneinander ausgebildet sein. Dies erlaubt die Erkennung von Dehnungen oder Stauchungen der Struktur. Zur Messung der Distanz werden in einer bevorzugten Ausgestaltung die aktuellen Beschleunigungsmessungen in den einzelnen Sensoren herangezogen.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren weist insbesondere die folgenden Schritte auf: Verwenden des Sensornetzwerks oder der Zustandsüberwachungsvorrichtung; Auslesen der von den Sensoreinhchtungen gemessenen Werte sowie der Kennungen;
Lokalisieren der jeweiligen Sensoreinrichtung anhand der Kennung, um so zu dem ausgelesenen Parameterwert eine Ortsbestimmung zu erhalten.
Das erfindungsgemäße Verfahren weist den Vorteil auf, dass Parameter der Struktur mit geringem Verdrahtungsaufwand lokalisiert gemessen werden können. Geringer Verdrahtungsaufwand hat ein geringeres Gewicht des Sensorsystems zur Folge.
Durch die Verwendung von Beschleunigungssensoren in den Sensoreinrichtungen ist einer der wichtigsten Parameter der Strukturbelastung messbar.
Wird die Auslenkung der Sensoreinrichtungen aus den gemessenen Beschleunigungswerten berechnet, so kann daraus die Dehnbelastung der Struktur abgeleitet werden.
Die Korrelation von gemessenen Temperatur- und Auslenkungsmesswerten erlaubt eine Anpassung der Maximalwerte für die Belastung an temperaturabhängige Materialeigenschaften.
Eine Entscheidung, ob aufgrund der korrelierten Temperatur- und Beschleunigungsmesswerte eine Beschädigung der Struktur wahrscheinlich ist, ermöglicht eine gezielte Beeinflussung der Länge des Wartungsintervalls und kann helfen, Beschädigungen gezielt zu erkennen.
Durch eine Messung eines Abstandes zwischen den mittels Kennung lokalisierten Sensoreinrichtungen, und einen Vergleich des gemessenen Abstandes mit einem gespeicherten Referenzwert für diese Sensoreinrichtungen sind Materialverformungen in der Struktur detektierbar. Der aktuelle Abstand ist bei einer bevorzugten Ausgestaltung unter Verwendung von aktuellen Beschleunigungsmessungen durch Integration erfassbar. Vorteilhaft kann eine Lastverteilung über das Sensornetzwerk ermittelt werden.
Ein Vergleich von zwei unter den gleichen Bedingungen zeitlich versetzt aufgenommenen Lastverteilungen und eine Abschätzung der Wahrscheinlichkeit einer Beschädigung der Struktur aufgrund der Unterschiede in den Lastverteilungen bewirkt vorteilhaft eine Frühwarnung vor Beschädigungen. Somit ist es bereits im Flug möglich, abzuschätzen, ob Beschädigungen an der Struktur zu erwarten sind. Entsprechend der bei dieser Abschätzung gesammelten Daten können Wartungsintervalle verkürzt oder verlängert werden.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels, das in den beigefügten Zeichnungen schematisch dargestellt ist, näher erläutert. Es zeigen:
Fig.1 ein Luftfahrzeug, hier ein Flugzeug, mit einem Sensornetzwerk,
Fig. 2 ein Blockschaltbild einer drahtlosen Sensoreinrichtung;
Fig. 3 ein Blockschaltbild für eine mit der Sensoreinrichtung versehene Zustandsüberwachungsvorrichtung;
Fig. 4 eine schematische Darstellung eines Rumpfes des Luftfahrzeuges mit einem mittels der Zustandüberwachungsvorrich- tung überwachten Flügel;
Fig. 5 eine Detaildarstellung des Details C von Fig. 4 in einem normalen Belastungszustand und
Fig. 6 das Detail C von Fig. 4 in einem Überlastungszustand.
In Fig. 1 ist am Beispiel eines Flugzeugs 10 als Luftfahrzeug gezeigt, wie Sensoreinrichtungen 12 an einem solchen Luftfahrzeug, hier Flugzeug 10, verteilt sein können. Die Sensoreinrichtungen 12 bilden auf diese Art und Weise ein Sensornetzwerk 31 zur Überwachung der Struktur des Flugzeuges 10.
Fig. 2 zeigt ein Blockschaltbild einer drahtlosen Sensoreinrichtung 12. Die Sensoreinrichtung 12 weist eine Kommunikationseinrichtung 14, die eine Antenne 24 mit Hochfrequenzelektronik 26 umfasst, eine Signalverarbeitungseinheit 16, eine Beschleunigungssensoreinheit 18 und eine Temperatursensoreinheit 20 auf. Die Antenne 24 und die Hochfrequenzelektronik 26 sind beispielsweise für Radiofrequenzen (RF-Teil der Sensoreinrichtung 12) ausgelegt.
Die Beschleunigungssensoreinheiten 18 sind bevorzugt dreiachsige Einrichtungen, die den typischen Lastbereich während des Betriebs des Flugzeugs 10 abdecken. Die Temperatursensoreinheiten 20 decken typische Temperaturbereiche für Luftfahrzeuge ab. Hier erstreckt sich der Messbereich von -700C bis 500C.
Last- und Stressprofile können während des Fluges oder bei Wartungsintervallen genutzt werden. Dies führt zu einem bordgestützten, echtzeitfähigen Zustands- überwachungssystem, das die Wartungskosten reduziert und die gewöhnlichen Wartungsintervalle vergrößert.
Fig. 3 zeigt eine ein solches Zustandsüberwachungssystem bildende Zustands- überwachungsvorrichtung 30 mit einem aus mehreren der Sensoreinrichtungen 12 gebildeten Sensornetzwerk 31 und einem Zentralrechner 32.
Im folgenden wird die Funktion der Zustandsüberwachungsvorrichtung 30 anhand der Darstellung in den Fig. 2 und 3 näher erläutert. Die Sensoreinheiten 18, 20 übermitteln gemessene Signale 18a, 20a an die Signalverarbeitungseinheit 16. In der Signalverarbeitungseinheit 16 werden die Signale 18a, 20a analysiert und verarbeitet. Der Wert 22, der von der Signalverarbeitungseinheit 16 an die Kommunikations- einheit 14 übertragen wird, enthält Informationen über die Stärke der Beschleunigung in jeder Raumrichtung, die mit der Temperatur korreliert sind.
Beispielsweise wird ein gemessener Beschleunigungswert anhand von gespeicherten zulässigen Beschleunigungs-Temperatur-Kurven oder -Matrizen (oder Tabellen) gewichtet oder gewertet. Der Wert könnte zum Beispiel den entsprechenden Bruchteil der bei der gemessenen Temperatur als Grenzwert angenommenen Maximal-Beschleunigung angeben.
Mittels der Antenne 14 und der Hochfrequenzelektronik wird der Wert 22 an einen Zentralrechner 32 gesendet. Zur Lokalisierung fügt die Hochfrequenzelektronik dem Wert 22 eine Kennung, beispielsweise eine Knotennummer, hinzu.
In dem hier vorgeschlagenen System werden Sensoren einem Netzwerkknoten hinzugefügt, um so eine Sensoreinrichtung 12 in Form eines drahtlosen Netzwerkknotens zu bilden. Mit den Sensoreinrichtungen 12 können Informationen zu Parametern erhalten werden, die den Zustand der Struktur beeinflussen. Typische Parameter, die Überlastungssituationen anzeigen, sind Beschleunigung und Temperatur sowie die Kombination dieser Parameter.
Das drahtlose Sensornetzwerk 31 , das mit Sensoreinrichtungen 12 ausgerüstet ist, wird zum Sammeln von grundlegenden Informationen über den Zustand der (Flugzeug-) Struktur verwendet. Die Sensoreinrichtungen 12 sind so über die Struktur verteilt, dass kritische Bereiche durch ein dichteres Netzwerk intensiver überwacht werden können, wohingegen weniger kritische Bereiche eine geringere Verteilung von Sensoreinrichtungen 12 aufweisen. Eine beispielhafte Verteilung ist in Fig. 1 dargestellt.
Durch Analyse der von den Sensoreinrichtungen 12 ermittelten Daten ist es möglich, Überlastungssituationen zu erkennen, die zu Beschädigungen der Struktur führen können (oder schon dazu geführt haben). Es ist sogar möglich, mittels ei- nes Vergleichs zweier Datenreihen, die unter denselben Bedingungen aufgenommen wurden, Beschädigungen unmittelbar zu entdecken.
Dies kann beispielsweise dadurch erreicht werden, dass Daten, die in einer Sensoreinrichtung 12 in einer Flügelspitze 28 aufgenommen wurden, mit solchen aus einer Sensoreinrichtung 12 an der Flügelwurzel 29 verglichen werden.
Durch zweifache Integration der Beschleunigungsdifferenz zwischen den beiden Punkten - Flügelspitze 28 und Flügelwurzel 29 - kann die Flügelverschiebung und damit aufgrund der Dehnung oder Stauchung des Flügels 42 die mechanische Belastung des Flügels 42 berechnet werden. Wenn die Verschiebung bestimmte Referenzwerte überschreitet, erhält man einen Hinweis auf eine Schwächung der Struktur oder sogar einen Defekt.
Die Sensoreinrichtungen 12 weisen eine drahtlose Kommunikationsschnittstelle, eine Elektronik, wenigstens eine Versorgungseinrichtung und wenigstens einen Sensor auf. Die Elektronik weist dabei beispielsweise eine Sensoransteuerung, eine Speichereinrichtung, eine Signalverarbeitungseinrichtung und/oder eine Datenverarbeitungseinrichtung auf.
Die Versorgungseinrichtung versorgt die Sensoreinrichtung 12 mit Energie. Dazu sind Batterien, Energiesammeieinrichtungen und/oder Energiewandler vorgesehen.
Als Sensoren kommen beispielsweise Beschleunigungs- oder Temperatursensoreinrichtungen 18, 20 in Betracht. Des Weiteren können Feuchtigkeits-, Gas- oder weitere vorteilhafte Sensoren vorgesehen sein.
Die Kommunikation kann mittels verschiedener Netzwerktopologien realisiert werden. Für den Bodenbetrieb des Systems spielt das Netzwerk an sich keine wichtige Rolle. Selbst Punkt-zu-Punkt-Verbindungen könnten möglich sein. Um das System im Flug zu benutzen, wird jedoch eine verbrauchsarme, sichere und fehlertolerante Architektur verwendet.
Die Kommunikationseinrichtung 14 ist dementsprechend so ausgelegt, dass die gewünschten Topologien verwendet werden können. Sind Punkt-zu-Punkt- Verbindungen gewünscht, so sind diese in der Elektronik vorzusehen.
Damit die Sensoreinrichtungen 12 lokalisiert werden können, ist vorgesehen, dass sie eine Kennung aufweisen, die für jede Sensoreinrichtung 12 einzigartig ist. Diese Kennung kann beispielsweise eine Kennziffer, eine Ortsangabe oder - wie o- ben erwähnt - Knotennummer sein.
Der Zentralrechner 32, der die Informationen der Sensoreinrichtungen 12 ausliest, weist zur Lokalisierung eine Zuordnungseinheit 34 auf, mittels derer die Kennungen Orten an dem Flugzeug 10 beziehungsweise an dessen Struktur zugeordnet werden können. Dadurch ist es möglich, von dem Zentralrechner 32 eine Lastverteilung, insbesondere eine örtliche Lastverteilung, berechnen zu lassen.
Um die Verknüpfung der Kennung mit den Sensordaten zu erleichtern, ist gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung vorgesehen, dass die Kommunikationseinrichtung 14 ihre Kennung mit jedem Datensatz, der übertragen wird, mit übermittelt.
Ein weiterer interessanter Faktor des hier vorgeschlagenen Systems ist, dass das Netzwerk die Messung eines Last- und Stressprofils über die Flugzeugstruktur mit Hilfe direkter Signal- und Datenverarbeitung im Flug erlaubt.
Die Menge an Berechnungen, die in der Signalverarbeitungseinheit 16 durchgeführt wird, hängt stark von der verfügbaren Leistung ab. Wenn die Sensoreinrichtung 12 drahtgebunden ist (was möglich ist, aber aufgrund der notwendigen Verkabelung weniger bevorzugt ist) könnte genug Leistung zur Durchführung einer großen Anzahl Berechnungen unter Verwendung einer internen Datenbank mit Materialinformationen zur Verfügung stehen. Demgegenüber wird eine ultraspar- same drahtlose Sensoreinrichtung 12 hauptsächlich Signale reduzieren und speichern. Die Daten werden erst auf Anforderung an den Zentralrechner 32 übermittelt, wo sie zusätzlich verarbeitet werden, um ein allgemeines Lastprofil zu erstellen.
Zusätzlich können die Daten mit weiteren Informationen, beispielsweise einer exakten Distanzmessung zwischen den Knoten, verknüpft werden. Damit ist eine Messung der Positionsveränderung beziehungsweise der Abweichung der Struktur möglich. Dies könnte den Wert von Aufzeichnungen, die Überlastungssituationen in Teilen des Aufbaus betreffen, erhöhen.
Im folgenden wird anhand eines in den Fig. 4 bis 6 schematisch wiedergegebenen konkreten Beispiels näher erläutert, wie die Zustandsüberwachungsvorrichtung 30 die Struktur eines Luftfahrzeuges, z.B. des Flugzeugs 10 überwachen kann. In Fig. 4 ist schematisch der Rumpf 40 und ein Flügel 42 des Flugzeugs 10 dargestellt.
Wie in Fig. 5, die ein Detail von dem Flügel 42 zeigt, und auch in Fig. 1 zu sehen, sind an dem Flügel 42 in einigem Abstand zueinander mehrere der Sensoreinrichtungen 12 vorgesehen, die die Beschleunigung und die Temperatur an den einzelnen Orten messen. Über die Messung der Beschleunigungen werden im Zentralrechner 32 wie oben erläutert, die einzelnen Auslenkungen und damit die aktuellen Orte oder Ortsdifferenzen der Sensoreinrichtungen 12 relativ zueinander bestimmt. Fig. 5 zeigt dabei einen Fall normaler Auslenkung bei gesunder Struktur unter Belastung.
Bei Fig. 6 ist eine Schädigung in einem Zwischenbereich 44 zwischen den Sensoreinrichtungen 12 eingetreten. Durch die Auswertung der Beschleunigungswerte der Sensoreinrichtungen 12 in Bezug auf deren durch die Kennung zugeordneten Ort lässt sich eine solche Schädigung auch dann erfassen, wenn sie in dem Zwischenbereich 44 auftritt. Durch die Erfassung der Lastverteilung lassen sich unzulässige Belastungen auch an den Zwischenbereichen zwischen den Sensoreinrichtungen frühzeitig erkennen und entsprechende Gegenmaßnahmen einleiten.
Durch eine Messung eines Abstandes zwischen den mittels Kennung lokalisierten Sensoreinrichtungen 12, und einen Vergleich des gemessenen Abstandes mit einem gespeicherten Referenzwert für diese Sensoreinrichtungen 12 sind Materialverformungen in der Struktur detektierbar. Für Einzelheiten zur Messung des Abstandes sowie für weitere Einzelheiten der hier beschriebenen Vorrichtung wird ausdrücklich auf die deutsche Patentanmeldung DE 10 2007 044 301.5-51 (Anmeldetag 17.09.2007) und die internationale Patentanmeldung PCT/EP2008/007492 (Anmeldetag 11.09.2008) verwiesen. Diese Anmeldungen werden durch Bezugnahme in die hier vorliegende Anmeldung inkorporiert.
Bezugszeichenliste
10 Flugzeug
12 Sensoreinrichtung
14 Kommunikationseinrichtung
16 Signalverarbeitungseinheit
18 Beschleunigungssensoreinheit
18a Signal
20 Temperatursensoreinheit
20a Signal
22 Wert
24 Antenne
26 Hochfrequenzelektronik
28 Flügelspitze
29 Flügelwurzel
30 Zustandsüberwachungsvorrichtung
31 Sensornetzwerk
32 Zentralrechner
34 Zuordnungseinheit
40 Rumpf
42 Flügel
44 Zwischenbereich

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Sensornetzwerk (31 ) zur Messung von Parametern an der Struktur eines Luftfahrzeugs, mit einer Vielzahl von Sensoreinrichtungen (12), die zur Anbringung an einer Struktur des Luftfahrzeugs ausgebildet sind, wobei den Sensoreinrichtungen (12) Kennungen zur Lokalisation der Sensoreinrichtungen (12) zugeordnet sind.
2. Sensornetzwerk nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoreinrichtungen (12) Kommunikationseinrichtungen (14) aufweisen, mit denen die gemessenen Parameter auslesbar sind.
3. Sensornetzwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kommunikationseinrichtungen (14) zur drahtlosen Informationsübertragung ausgebildet sind.
4. Sensornetzwerk nach einem der Ansprüche 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Kommunikationseinrichtungen (14) zur Übertragung der Kennung zusammen mit den gemessenen Parametern ausgebildet sind.
5. Sensornetzwerk nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoreinrichtungen (12) Temperatursensoreinheiten (18) aufweisen.
6. Sensornetzwerk nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoreinrichtungen (12) Beschleunigungssensoreinheiten (20) aufweisen.
7. Sensornetzwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass mit den Beschleunigungssensoreinheiten (20) eine Beschleunigung in allen drei Raumrichtungen messbar ist.
8. Sensornetzwerk nach einem der Ansprüche 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass es zur Ermittlung einer Auslenkung einer Sensoreineinrichtung (12) aus den durch deren Beschleunigungssensoreinheit (20) erfassten Beschleunigung ausgebildet ist.
9. Sensornetzwerk nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass es zum Verlgeich der Auslenkungen mehrerer Sensoreinrichtungen (12) ausgebildet ist.
10. Sensornetzwerk nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoreinrichtungen (18, 20) Signalverarbeitungseinheiten (16) zur Vorverarbeitung von Signalen (18a, 20a) der Sensoreinheiten (18, 20) aufweisen.
11. Sensornetzwerk nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungseinheiten (16) zur Korrelation der Signale (18a, 20a) der Sensoreinheiten (18, 20) ausgebildet sind.
12. Sensornetzwerk nach einem der Ansprüche 10 oder 11 , dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungseinheiten (16) Tabellen zur Speicherung von Materialdaten aufweisen, mittels derer die Signale (18a, 20a) der Sensoreinheiten (18, 20) korrelierbar sind.
13. Sensornetzwerk nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sensoreinrichtungen (12) zur Messung der Distanz voneinander ausgebildet sind.
14. Sensornetzwerk nach Anspruch 13 und nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Distanz durch Auswertung der Beschleunigungswerte messbar ist.
15. Zustandsüberwachungsvorrichtung zur Überwachung der Struktur eines Luftfahrzeuges auf Belastung gekennzeichnet durch ein Sensornetzwerk (31 ) nach einem der voranstehenden Ansprüche sowie einen Zentralrechner (32).
16. Luftfahrzeug mit einem Sensornetzwerk (31 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 14 und/oder eine Zustandsüberwachungsvorrichtung nach Anspruch 15.
17. Verfahren zur Messung von Parametern an einer Struktur eines Luftfahrzeugs und/oder zur Überwachung der Struktur des Luftfahrzeuges, gekennzeichnet durch die folgenden Schritte: a) Verwenden eines Sensornetzwerks (31 ) nach einem der Ansprüche 1 bis 14 und/oder einer Zustandsüberwachungsvorrichtung nach Anspruch 15; b) Auslesen der von den Sensoreinrichtungen (12) gemessenen Werte sowie der Kennungen; c) Lokalisieren der jeweiligen Sensoreinrichtung (12) anhand der Kennung, um so zu dem ausgelesenen Parameterwert eine Ortsbestimmung zu erhalten.
18. Verfahren nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch Verwendung von Sensoreinrichtungen (12) mit Beschleunigungssensoren (18) und
Errechnen der Auslenkung der Sensoreinrichtungen (12) aus den gemessenen Beschleunigungswerten.
19. Verfahren nach Anspruch 18, gekennzeichnet durch den Schritt: Korrelation von gemessenen Temperatur-, Auslenkungs- und Beschleunigungsmesswerten.
20. Verfahren nach Anspruch 19, gekennzeichnet durch den Schritt: Entscheidung, ob aufgrund der korrelierten Temperatur- und Beschleunigungsmesswerte eine Beschädigung der Struktur wahrscheinlich ist.
21. Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 20, gekennzeichnet durch den Schritt:
Messen des Abstandes zwischen den mittels Kennung lokalisierten Sensoreinrichtungen (12), und
Vergleichen des gemessenen Abstandes mit einem gespeicherten Referenzwert für diese Sensoreinrichtungen (12).
22. Verfahren nach Anspruch 21.dadurch gekennzeichnet, dass der Abstand aus den mittels den Sensoreinrichtung erfassten Beschleunigungsmessungen ermittelt wird.
23. Verfahren nach einem der voranstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch den Schritt:
Ermitteln einer Lastverteilung über das Sensornetzwerk.
24. Verfahren nach einem der voranstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch:
Vergleichen von zwei unter den gleichen Bedingungen aufgenommenen Datensätzen, um eine Beschädigung der Struktur aufgrund der Unterschiede in den Da- tensätzen zu erfassen.
25. Verfahren nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, dass gemessene Datensätze gespeichert werden und mit später durch die gleichen Sensoreinrichtungen (12) aufgenommenen Datensätzen verglichen werden.
26. Verfahren nach Anspruch 24 oder 25, dadurch gekennzeichnet, dass die zu vergleichenden Datensätze an unterschiedlichen Orten gemessen werden und das Vergleichsergebnis mit vorgegebenen Werten für diese Orte verglichen wird.
PCT/EP2008/066741 2007-12-03 2008-12-03 Sensornetzwerk und zustandsüberwachungvorrichtung für ein luftfahrzeug sowie zustandsüberwachungsverfahren WO2009071602A2 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007058102.7 2007-12-03
DE102007058102.7A DE102007058102B4 (de) 2007-12-03 2007-12-03 Zustandsüberwachungssystem für ein Luftfahrzeug

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009071602A2 true WO2009071602A2 (de) 2009-06-11
WO2009071602A3 WO2009071602A3 (de) 2009-08-06

Family

ID=40638069

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2008/066741 WO2009071602A2 (de) 2007-12-03 2008-12-03 Sensornetzwerk und zustandsüberwachungvorrichtung für ein luftfahrzeug sowie zustandsüberwachungsverfahren

Country Status (2)

Country Link
DE (1) DE102007058102B4 (de)
WO (1) WO2009071602A2 (de)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2481488A (en) * 2010-06-21 2011-12-28 Boeing Co Integrated aeroelasticity measurement for vehicle health management
DE102010049909A1 (de) 2010-10-28 2012-05-03 Eads Deutschland Gmbh Instandhaltungsinformationsvorrichtung, Zustandssensor zur Verwendung darin sowie damit durchführbares Verfahren zur Entscheidungsfindung für oder gegen eine Instandhaltung
DE102013021066A1 (de) 2013-12-18 2015-06-18 Airbus Defence and Space GmbH Herstellverfahren zum Herstellen eines tragenden Rumpfpaneels sowie damit herstellbares Rumpfpaneel
AT519490A1 (de) * 2016-12-30 2018-07-15 Avl List Gmbh Kommunikation eines Netzwerkknotens in einem Datennetz
US20220063839A1 (en) * 2020-09-01 2022-03-03 Ge Aviation Systems Llc System and method for performing enhanced maintenance of aircraft
DE102019218887A1 (de) 2018-12-05 2022-09-15 Nabtesco Corporation Materialermüdungsgradberechnungsvorrichtung, materialermüdungsgradberechnungsverfahren, stellglied, stellgliedsteuervorrichtung und flugzeug

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009039431B4 (de) 2009-08-31 2014-05-22 Eads Deutschland Gmbh Kollisionsverringerungsverfahren sowie Verwendung desselben
DE102021109700A1 (de) * 2021-04-16 2022-10-20 Airbus Operations Gmbh Flugzustandsermittlungsvorrichtung und verfahren zum ermitteln eines flugzustandes eines flugzeugs

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4240600C1 (de) * 1992-12-03 1994-06-09 Deutsche Aerospace Verfahren zum Erkennen von Strukturschwächen von Flugzeugen
US6415242B1 (en) * 1999-07-23 2002-07-02 Abnaki Information Systems, Inc. System for weighing fixed wing and rotary wing aircraft by the measurement of cross-axis forces
US20030063585A1 (en) * 2001-08-03 2003-04-03 Honeywell International Inc. Energy aware network management
US20050242943A1 (en) * 2004-04-28 2005-11-03 Kazuhiko Matsumoto Method for inspecting and monitoring building, structure, or facilities accompanying them
US20070096979A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-03 The Boeing Company Integrated aeroelasticity measurement system
US20070265790A1 (en) * 2006-05-09 2007-11-15 Lockheed Martin Corporation System to monitor the health of a structure, program product and related methods

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5001638A (en) * 1989-04-18 1991-03-19 The Boeing Company Integrated aircraft air data system
US6013108A (en) * 1997-03-18 2000-01-11 Endevco Corporation Intelligent sensor system with network bus
US6131119A (en) * 1997-04-01 2000-10-10 Sony Corporation Automatic configuration system for mapping node addresses within a bus structure to their physical location
FI20000325A0 (fi) * 2000-02-15 2000-02-15 Koivisto Marja Liisa Menetelmä rakenteen rasituksen määrittämiseksi
DE102004025319A1 (de) * 2004-05-19 2005-12-22 Airbus Deutschland Gmbh Sitzstatus-Anzeigesystem für Passagierräume von Flugzeugen und Fahrzeugen, Sitz für Passagiere von Flugzeugen und Fahrzeugen, sowie Bedien- und Anzeigeeinheit
DE102006020341A1 (de) * 2006-04-28 2007-10-31 Endress + Hauser Conducta Gesellschaft für Mess- und Regeltechnik mbH + Co. KG Sensor für eine Messstelle und Verfahren zur Überprüfung eines Sensors für eine Messstelle

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4240600C1 (de) * 1992-12-03 1994-06-09 Deutsche Aerospace Verfahren zum Erkennen von Strukturschwächen von Flugzeugen
US6415242B1 (en) * 1999-07-23 2002-07-02 Abnaki Information Systems, Inc. System for weighing fixed wing and rotary wing aircraft by the measurement of cross-axis forces
US20030063585A1 (en) * 2001-08-03 2003-04-03 Honeywell International Inc. Energy aware network management
US20050242943A1 (en) * 2004-04-28 2005-11-03 Kazuhiko Matsumoto Method for inspecting and monitoring building, structure, or facilities accompanying them
US20070096979A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-03 The Boeing Company Integrated aeroelasticity measurement system
US20070265790A1 (en) * 2006-05-09 2007-11-15 Lockheed Martin Corporation System to monitor the health of a structure, program product and related methods

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2481488A (en) * 2010-06-21 2011-12-28 Boeing Co Integrated aeroelasticity measurement for vehicle health management
DE102010049909A1 (de) 2010-10-28 2012-05-03 Eads Deutschland Gmbh Instandhaltungsinformationsvorrichtung, Zustandssensor zur Verwendung darin sowie damit durchführbares Verfahren zur Entscheidungsfindung für oder gegen eine Instandhaltung
WO2012055699A1 (de) 2010-10-28 2012-05-03 Eads Deutschland Gmbh Instandhaltungsinformationsvorrichtung, zustandssensor zur verwendung darin sowie damit durchführbares verfahren zur entscheidungsfindung für oder gegen eine instandhaltung
DE102013021066A1 (de) 2013-12-18 2015-06-18 Airbus Defence and Space GmbH Herstellverfahren zum Herstellen eines tragenden Rumpfpaneels sowie damit herstellbares Rumpfpaneel
WO2015090263A1 (de) 2013-12-18 2015-06-25 Airbus Defence and Space GmbH Herstellverfahren zum herstellen eines tragenden rumpfpaneels sowie damit herstellbares rumpfpaneel
AT519490A1 (de) * 2016-12-30 2018-07-15 Avl List Gmbh Kommunikation eines Netzwerkknotens in einem Datennetz
AT519490B1 (de) * 2016-12-30 2020-01-15 Avl List Gmbh Kommunikation eines Netzwerkknotens in einem Datennetz
US11310667B2 (en) 2016-12-30 2022-04-19 Avl List Gmbh Communication by a network node in a data network
DE102019218887A1 (de) 2018-12-05 2022-09-15 Nabtesco Corporation Materialermüdungsgradberechnungsvorrichtung, materialermüdungsgradberechnungsverfahren, stellglied, stellgliedsteuervorrichtung und flugzeug
US20220063839A1 (en) * 2020-09-01 2022-03-03 Ge Aviation Systems Llc System and method for performing enhanced maintenance of aircraft
US11753187B2 (en) * 2020-09-01 2023-09-12 Ge Aviation Systems Llc System and method for performing enhanced maintenance of aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
DE102007058102A1 (de) 2009-07-09
WO2009071602A3 (de) 2009-08-06
DE102007058102B4 (de) 2016-02-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102007058102B4 (de) Zustandsüberwachungssystem für ein Luftfahrzeug
DE102008003609B4 (de) Pedalwegprüfsystem
WO2002087928A1 (de) Vorrichtung und verfahren zur erfassung und aufbereitung von auf einen fahrzeugsitz wirkenden gewichtskräften
EP1677070B1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Bestimmen der Durchbiegung eines Verbindungselements
DE102016215083A1 (de) Vorrichtung und Verfahren zum Überwachen zumindest einer Fahrwerkskomponente
DE69800948T2 (de) Methode und Einrichtung zur Bestätigung der Kohärenz der Messungen einer Einfallswinkelsonde
DE102017118230A1 (de) Verfahren zur Analyse und/oder Überwachung von Brücken sowie entsprechendes System und Verwendung
DE60023257T2 (de) Verfahren zur vorhersage der biegung eines elektrischen drahtes oder elektrischen drahtbündels
DE102013213219B4 (de) Vorrichtung zur Bestimmung einer Verformungsinformation für ein mit einer Last beaufschlagtes Brett
DE10144362B4 (de) Verfahren und System zur Detektion einer Zustandsänderung eines Reifens
DE102013208553A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Erfassung von Zuständen in Reifen
EP4116690B1 (de) Messverfahren und messanordnung
DE102017108363B4 (de) Achsüberwachungssystem eines Fahrwerkes eines Nutzfahrzeuges und Verwendung eines Achsüberwachungssystems
EP3871906A1 (de) Verfahren zur erfassung einer änderung eines profils eines reifens
DE102010007384B4 (de) Einrichtung zur Anordnung an Tragkonstruktionen, insbesondere an nicht stationären Brücken oder an Teilen derartiger Brücken
DE102018133010A1 (de) Faserverbundkomponente mit einer integrierten strukturellen Zustandssensoranordnung
DE102018008724A1 (de) Messverfahren zur Bestimmung eines Struktur- und Verschleißzustandes eines Bauteils sowie Verwendung einer Messung im Oberflächenbereich eines metallischen elektrischen Leiters
EP3625106A1 (de) Sensoriell gesteuertes anpassen von odometrischen messparametern an wetterbedingungen
AT522539A1 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Ermitteln eines Feuchtigkeitszustandes einer Elektrolytmembran in einem Brennstoffzellensystem
DE102018007710A1 (de) Einrichtung zur Bestimmung einer thermischen Schädigung eines Bauteiles aus CFK
EP3103537B1 (de) Verfahren und messsystem zur diagnose von einrichtungen zum befördern von lasten, verwendung des messsystems
DE102015113357B4 (de) Verfahren zur Analyse und/oder Überwachung von Brücken sowie ein entsprechendes System
DE202010010111U1 (de) Kraftmessmodul, Verbindungseinheit für eine modulare Kraftmessvorrichtung und entsprechende Kraftmessvorrichtung
EP1992429A1 (de) Setzwerkzeug mit Mitteln zur Kontrolle von Setzvorgängen
DE102015017237B3 (de) Verfahren zur Analyse und/oder Überwachung von Brücken sowie entsprechendes System

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08857375

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 08857375

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2