Untersuchungen an der Tail Unit eines Helikopters mit geführten Wellen

Wolfgang HILLGER, DLR, Braunschweig

Kurzfassung. Das EU-Vorhalben AISHA (Aircraft Integrated Structural Health Assessment) beinhaltet Untersuchungen an metallischen Werkstoffen und an Composites mit Lamb-Wellen. Diese breiten sich großflächig im Bauteil aus und versprechen daher eine preiswerte Prüfung ohne zeitaufwändiges Scannen. Das DLR untersucht u. a. die Interaktion von Lamb-Wellen mit Schäden, die mit unterschiedlicher Schlagenergie eingebracht wurden und deren Fortschreiten nach dynamischen Belastungen. Zurzeit wird ein Full-Scale Test an der Tail unit des Helikopters EC135 vorbereitet. Dieses Sandwich-Bauteil hat einen Kern aus Nomex-Waben und Deckschichten von 0,5 und 1,0 mm aus CFK. Durch die partielle Einlage von metallischem Blitzschutz wird die Prüfung zusätzlich erschwert. Geplant sind neben Impactschäden auch zyklische Belastungen im Temperaturbereich zwischen -55 und +100 thermische Belastungen. Um die Prüfparameter zu optimieren, wurden zunächst Untersuchungen an einem 50 cm langen Ausschnitt vorgenommen. Zum Einsatz kamen zwei unterschiedliche Typen von Piezoelementen als Sensoren und Aktuatoren. Mit einem achtkanaligen, für Lamb-Wellen optimierten Ultraschallsystem (USPC 5000) lassen sich 64 Aktuator- und Sensorkombinationen auswerten. Es zeigte sich, dass sich Moden, die sich oberhalb von 30 kHz anregen lassen, nur durch eine der beiden Deckschichten ausbreitet und daher nur Fehlstellen in dieser Schicht anzeigen lassen. Mit niedrigen Frequenzen erfolgt eine Ausbreitung über die gesamte Dicke. Wegen des komplexen Aufbaus des Bauteils treten drei Wellenmoden gleichzeitig auf. Deshalb sind die Empfangssignale sehr schwierig auszuwerten. Der Vortrag berichtet über systematische Untersuchungen hierzu und über die Ergebnisse des Full-Scale Tests.

1. Einführung

Um die Vorteile von Faserverbundwerkstoffen optimal nutzen zu können, müssen die Bauteile immer komplexer werden [1]. Es wird nicht oder nur schwer möglich sein, diese Bauteile im Service bei einseitiger Zugänglichkeit mit den konventionellen zerstörungsfreien Verfahren zu prüfen. Außerdem besteht ein großes Potential an Einsparung von Kosten bei Service und Reparatur, die zurzeit etwa 27 % der Gesamtkosten eines Flugzeugs betragen [2]. Eine Möglichkeit besteht darin, Plattenwellen einzusetzen. Geführte Wellen haben die Eigenschaft, sich über große Bauteilbereiche auszubreiten und mit Fehlstellen zu reagieren [3]. Sie lassen sich leicht mit applizierten oder eingebetteten Piezoelementen anregen und auch wieder empfangen (aktives Verfahren). Im Gegensatz zur zerstörungsfreien Prüfung sind die Piezoelemente dauerhaft mit dem zu prüfenden Bauteil verbunden. Die zugehörige Sende- und Empfangselektronik sowie die Auswerteeinheit kann ebenfalls mit dem Bauteil verbunden sein, so dass sich zu jeder Zeit Prüfungen durchführen lassen. Man spricht daher von Structural Helth Monitoring (SHM) oder von Betriebsüberwachung.

DGZfP-Jahrestagung 2007 - Vortrag 50

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Wegen der großflächigen Ausbreitung ist kein zeitaufwändiges Abrastern erforderlich und die Prüfung komplexer Bauteile ist möglich. Allerdings erhält man bei jeder Frequenz mindestens zwei Wellenmoden einen symmetrischen und eine unsymmetrischen Mode. Da sich die Wellen großflächig ausbreiten, erhält man von allen Bauteilrändern Reflexionen, die mit den direkt ausbreitenden Wellen interferieren. Die Interaktionen zwischen Lamb-Welllen und Fehlstellen im Bauteil sind komplex und schwierig vorauszusagen [4]. Eine Praxisanwendung erfordert daher noch zusätzliche Forschung und Entwicklung. Im europäischen Projekt AISHA werden gemeinsam mit unseren Partnern Metallogic (Belgien), Katholische Universität Leuven (Belgien), CAT (Spanien), CEDRAT (Frankreich), Eurocopter (Frankreich) und der Universität Riga (Lettland) Untersuchungen an metallischen und Faserverbundproben sowie an realistischen Strukturen durchgeführt [5].

2. Full-scale Test

Von der Fa. Eurocopter in Frankreich wurde eine Tail-unit des Hubschraubers EC 135 (Bild 1) zur Verfügung gestellt. Das etwa 3,50m lange und 50 cm breite Teil besteht aus einer 1mm dicken Außenhaut aus CFK, GFK und einem Bronzegitter, einem 15 mm dicken Honigwabenschaumkern und einer 0,5 mm dicken GFK- Innenhaut. Außerdem sind an einigen Stellen Kupferfolien, Inserts und Ausschnitte vorhanden. Ein monolithischer Bereich wird zunächst nicht untersucht. Es bestehen folgende Aufgaben:

Nachweis von Impact-Schäden ab 5J mit Lamb-Wellen

Anzeige des Schadensfortschritts nach dynamischen und thermischen Belastungen

Bild 1: Tail-unit des Hubschraubers EC 135

Wegen der Komplexität des Bauteils im Vergleich zu den sonst in der Literatur beschriebenen eben und symmetrisch aufgebauten Testkörpern wurden zunächst Optimierungen der Prüfparameter an einem etwa 50 cm langen zusätzlichen Tail-unit-Abschnitt vorgenommen. Dieser Testkörper (Bild 2) wurde mit einem Ausschnitt (künstliche Fehlstelle und einem Impact (natürliche Fehlstelle) versehen. Als komplementäres Verfahren zur Lamb- Wellenprüfung diente die bildgebende Ultraschallprüftechnik mit der MUSE (mobile Ultraschall-Einrichtung). Zur Anregung und zum Empfang der Lamb-Wellen wurden insgesamt 12 Piezo-Elemente an den Rändern appliziert. A1 bis A3 und S1bis S3 runde Piezoelemente und A4-A6 und S4-S6 rechteckige Piezoelemente. Zunächst wurde ein rechteckiger Ausschnitt in 5 Schritten eingebracht:

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1. Einbringen eines 30 mm langen Schlitzes in die Innenhaut 2. Erweiterung des Schlitzes, Umschließung einer Fläche von 30 mm x 25 mm 3. Schnitt in den Kern bis zur Außenhaut 4. Entfernung des oberen Hautstücks und des Kerns 5. Entfernen der Außenhaut

Vor dem Einbringen und jeweils nach jedem der Schritte 1 bis 5 wurden Lamb-Wellenuntersuchungen durchgeführt. Es zeigte sich, dass sich Wellen anregen lasen, die sich nur jeweils in eine der Deckschichten ausbreiten. Um sicher zu sein, die richtigen Moden angeregt zu haben, wurden die fünf Schritte durchgeführt. Da die größte Abmessung der Fehlstelle in der gleichen Größenordung wie die Wellenlänge liegt, gab es Probleme, sie mit Lamb-Wellen zu detektieren. Deshalb wurden die Schritte 1 bis 5 wiederholt und der Ausschnitt auf 90x30 mm vergrößert. Zusätzlich wurde ein Impact von 5 J in die Mitte eingebracht (Bild 2).

Bild 2: Probekörper (Ausschnitt einer Tail-unit) zur Optimierung der Prüfparameter

3. Prüfergebnisse des Testkörpers

Die Untersuchungen wurden mit dem USPC 5000 durchgeführt, das speziell für diese Lamb- Wellenuntersuchungen entwickelt wurde [6]. Das System hat acht Sende- und Empfangskanäle und durch Kombination aller Sender und Empfänger 64 Takte. Der Frequenzbereich ist auf Lamb-Wellen abgestimmt und liegt zwischen 1kHz und 2,5 MHz. Über den Datenlogger ist eine automatische Betriebsüberwachung von Bauteilen in einstellbaren Zeitintervallen möglich. Es können spezielle Sendeimpulse generiert werden. Empfangsseitige Hard- und Software-Filter definieren das Frequenzspektrum. Außerdem lässt sich das System optional auf bildgebende Ultraschalltechnik erweitern. Dann steht nicht nur ein komplementäres Verfahren zur Prüfung mit Lamb-Wellen zur Verfügung, sondern es kann auch die Ausbreitung der Lamb-Wellen visualisieren [7]. Bild 3 stellt zwei A-Bilder des Testkörpers dar. Im linken Bild wurde die Sensor-/ Aktuatorkombination A5-S5 gewählt. Im direkten Schallweg zwischen diesen Piezoelementen befinden sich keine Fehlstellen, daher wurde die Verstärkung so gewählt,

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dass die Amplitude innerhalb der im A-Bild eingezeichneten Blende nahezu 100% erreicht. Bei gleicher Verstärkungseinstellung erreicht die Amplitude des Schallweges mit Delamination A5-S5 nur etwa 50%. Die Laufzeit dagegen verändert sich leicht von 392 auf 398 µs, da die Fehlstelle den Schallweg durch Beugung vergrößert. 4. Prüfergebnisse der Tail-Unit (Heck-Teil) Bild 4 stellt eine Zeichnung des Heck-Teils mit den applizierten Piezo-Elementen (35x10x0.2 mm) dar. Die rechteckigen Piezoelemente liefern gegenüber den runden ein gerichtetes Schallfeld (aufgenommen mit bildgebender Ultraschallprüftechnik) und ein um 20 dB höhere Empfangsamplitude. Die Schallwege im Sandwich-Bereich betragen zwischen T1 und R1 610 mm und bis zu 471 mm zwischen T9 und R9. Rechts im Bild befindet sich noch ein monolithischer Teil, der jedoch nicht geprüft wird, da das hier für die mechanische Belastung eingespannt wird. Zwischen T5 und R5 befindet sich ein 5J-Impact, zwischen T6 und R6 ein weiterer (2-fach mit 10 J).

Bild 3: A-Bild (links) von A6-S6 (ohne Fehlstelle), Testkörper mit Schallwegen (Mitte) und A-Bild (rechts) von A5-S5(Delamination)

Bild 4: Positionierung der Piezo-Elemente auf der Tail unit

Um möglichst wenig Moden anzuregen, erfolgt bei fast allen in der Literatur beschriebenen Untersuchungen eine schmalbandige Anregung im niedrigen Frequenzbereich, wo das Dispersionsdiagramm nur die a0- und s0- Moden zeigt. Bei einem linearen System ist es auch möglich, breitbandig zu senden und die Empfangssignale schmalbandig auszuwerten.

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Der Einsatz eines Chirp-Impulses (Bild 5) hat den Vorteil, dass ein breites Frequenzspektrum mit konstanter Amplitude erzeugt wird und daher die Informationen aus vielen schmalen Frequenzbändern übertragen werden. Dadurch erhält man ein Vielfaches an Informationen bei einer Messung. Nachträglich ist es sogar möglich, eine Optimierung der Prüffrequenz per Software durchzuführen (virtuelle Experimente). Hierzu kommen empfangsseitig digitale Hoch- und Tiefpassfilter zum Einsatz, die das gewünschte Frequenzspektrum herausfiltern. Das gefilterte Empfangssignal sieht dann genau so aus, wie das von einem schmalbandigen Sendeimpuls hervorgerufene, der üblicherweise verwendet wird. Dieses Verfahren funktioniert hier besonders gut, da die Piezoaktuatoren und -Sensoren weit außerhalb ihrer Resonanzfrequenz betrieben werden.

Bild 5: FFT des Sendeimpulses

Bild 6: Gefilterte Empfangssignale berechnet aus einem breitbandigen Empfangssignal

Bild 6 stellt vier A-Bilder (Schallweg T7-R7) dar, die aus schmalbandiger Filterung

aus einem breitbandigen Empfangssignal berechnet wurden. Dabei ist bei Laufzeitmessungen zu beachten, dass sich infolge der Signallaufzeiten durch die Filter das Signal zu höheren Laufzeiten verschiebt. Ein Signalvergleich ist also nur bei exakt gleichen Filterparametern möglich. Per Software kann auch die Verstärkung der gefilterten A-Bilder angehoben werden (nachträgliche Kalibrierung für einen speziellen Frequenzbereich).

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Bild 7: Hoch- und Tiefpassgefilterte Empfangssignale von unterschiedlichen Sender-/ Empfängerkombinationen

Bild 7 stellt vier A-Bilder dar, die von unschiedlichen Schallwegen stammen und

jeweils mit derselben Empfangsfiltereinstellung (Hochpass 6 kHz, Tiefpass 10 kHz) berechnet wurden. Im Schallweg T7-R7 (vgl. Bild 4) befindet sich keine Fehlstelle (A-Bild oben links, Referenz), im Bereich der Blende 2 wurde das Signal auf nahezu 100% Bildschirmhöhe verstärkt. Im Bereich dieser Blende treten die größten Unterschiede im Signal auf: erwartungsgemäß besonders im Schallweg T8-R8, wo sich der große Ausschnitt befindet, hier tritt eine Interferenz innerhalb der Blende 2 auf. Die beiden Schlagschäden zeichnen sich ebenfalls durch kleinere Amplituden im Vergleich zur Referenz (T7-R7) aus. Mit Lamb-Wellen lassen sich demnach Fehlstellen wie Delaminationen nachweisen, wobei allerdings die Amplitudenunterschiede relativ klein sind.

5. Zusammenfassung

Herkömmliche ZfP- Methoden wie die bildgebende Ultraschallprüftechnik können Fehlstellen sicher detektieren und liefern eine hohe Auflösung, jedoch für eine flächige Prüfung ist ein zeitaufwändiges Scannen erforderlich. Außerdem werden sich zukünftige, komplexe CFK-Bauteile im eingebauten Zustand nur noch sehr schwer oder gar nicht mit den etablierten ZFP- Verfahren prüfen lassen. Ferner ist eine deutliche Kostensenkung für In-Service Inspektionen wünschenswert. Eine Möglichkeit bietet der Einsatz von Lamb-Wellen, die mit fest am Bauteil verbundenen Piezoelementen gesendet und auch wieder empfangen werden können. Diese Wellen breiten sich großflächig aus und reagieren mit Fehlstellen. Jedoch treten bei einer Frequenz mindestens zwei dispersive Wellenmoden auf, die an allen Rändern reflektiert werden. Die Empfangssignale sind deshalb schwer zu interpretieren. Untersuchungen diesbezüglich werden im Rahmen des EU-Projektes AISHA an metallischen (Titan, Aluminium) und an nichtmetallischen wie faserverstärkten Kunststoffen vorgenommen. Dabei interessieren besonders die Wechselwirkungen mit verdeckten Fehlstellen. Im DLR werden monolithische und Sandwichbauteile untersucht. Zum Abschluss des Projektes

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erfolgt ein Full-Scale-Test an dem Hubschrauber-Heckteil des EC 135. Dieses 3,6 m lange Sandwichbauteil hat einen komplexen Aufbau mit einer CFK und GFK-Haut sowie eingelegten Folien aus Kupfer und Bronze und einen Kern aus Honigwaben.

Um die Prüfparameter zu optimieren, wurden Untersuchungen an einem zusätzlichen Heckteilausschnitt vorgenommen. Es wurden unterschiedlich große Piezoelemente erprobt und unterschiedliche Fehlstellen eingebracht, einen Ausschnitt in vier Stufen, um die Interaktion mit den unterschiedlichen Wellenmoden zu testen und einen 5 J Impact. Es zeigte sich, dass sich einige Moden bevorzugt nur in eine der unterschiedlich dicken Deckschicht ausbreiten und nur bei niedrigen Frequenzen Moden generiert werden, die sich über die gesamte Dicke ausbreiten.

Komplementär zu den Lamb- Wellenuntersuchungen wurde zur Ermittlung der Delaminationsgrößen die bildgebende Ultraschallprüftechnik eingesetzt. Außerdem konnte hiermit die Lamb-Wellenausbreitung und -Interaktion mit Fehlstellen sehr gut ermittelt werden.

Um auch noch Frequenzoptimierungen an den eingescannten Daten vornehmen zu können, wird im Gegensatz zu den von vielen Autoren beschriebenen schmalbandigen Anregung eine breitbandige (Chirp-) Anregung eingesetzt, wobei empfangsseitig per Software unterschiedliche Hoch- und Tiefpassfilter schmalbandige Frequenzbereiche mit verschiedenen Mittenfrequenzen „herausschneiden“.

Mit optimierten Parametern konnten trotz des sehr inhomogenen Aufbaus Delaminationen ab etwa 5 J nachgewiesen werden. Die Belastungen in Fatigue dauern z. Z. noch an. Jeweils nach 1000 Lastwechseln werden automatisch Lamb-Wellendaten von acht Aktuatoren und acht Sensoren aufgenommen, so dass 64 Kombinationen mit jeweils vier unterschiedlichen Frequenzbändern zur Auswertung kommen.

Referenzen

[1] H. Wilmes, B. Koslesnikov, A. Fink, C. Kindervater: New design concepts for a CFRP fuselage, Conference CFRP for future aircraft fuselage structures, 24th October 2002, DLR Institute of Structural

[2] Hall S.R. and T.J. Conquest. “The total data integrity initiative -structural health monitoring, the next generation.” Proceedings of the USAF ASIP Conference, 1999. 2nd ed. [3] W. Hillger: Lamb-Wellen zur Schadensanzeige in faserverstärkten Kunststoffen, DGZfP-Berichtsband 94-CD DGZfP-Jahrestagung, 2.-4. Mai 2005, Rostock,

[4] Paget, C. A.: Active Health Monitoring of Aerospace Composite Structures by Embedded Piezoceramic Transducers, Department of Aeronautics, Royal Institute of Technology in Stockholm, Sweden. Report 2001-25

[5] H. Pfeiffer, F. Fransens, W. Hillger, U. Pfeiffer, M. Wevers, Ch. Buelens: PROGRESS ON AIRCRAFT INTEGRATED SAFETY HEALTH ASSESSMENT (AISHA), 25TH INTERNATIONAL CONGRESS OF THE AERONAUTICAL SCIENCES (ICAS), Hamburg, 2006,

[6] L. Bühling,, W. Hillger, D. Ilse: USPC 5000 - ein neues Prüfsystem für Health- Monitoring und bildgebende Ultraschallprüftechnik, DGZfP-Berichtsband CD DGZfP-Jahrestagung, Mai 2007, Führth. [7] W. Hillger, U. Pfeiffer: Structural Health Monitoring Using Lamb Waves, 9th European Conference on Non-Destructive Testing, Berlin, 25 to 29 September 2006, published on CD.

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