In dieser Arbeit wurde ein neuartiges Aufbaukonzept eines Drucksensors für die Anwendung in der rauen Rotorblattumgebung entworfen, hergestellt und erprobt. Dabei konnte innerhalb kurzer Zeit ein funktionierender Rotorblattsensor generiert werden, was dem überwiegenden Einsatz von Simulationswerkzeugen als Ersatz bzw. begleitende Ergänzung zeitintensiver Messungen zu verdanken ist, während die Systematik des Modells zugleich die strukturierte Vorgehensweise und den Arbeitsablauf definierte. Erstmalig wurde ein robustes Drucksensorkonzept auf der Basis einer modularen Bauweise, bestehend aus einer Sensorkapsel und einem Sensorsockel entworfen und entwickelt, das eine Befestigung der Sensorkapsel über Permanentmagnete vorsieht. Dazu wurde ein Modell der Magnetkraft erstellt, das die Auslegung der Magnetabmessungen und eine Optimierung der Haltekraft ermöglichte. Die mechanischen und elektrischen Eigenschaften des zur elektrischen Kontaktierung verwendeten anisotrop leitenden Elastomers wurden in geeigneten Messungen charakterisiert. Durch die Anwendung eines neuartigen Drahtbondverfahrens zur elektrischen Kontaktierung des Sensorchips konnte schließlich ein erstes Exemplar des Drucksensors hergestellt und aufgebaut werden. Aufgrund der Installation des Drucksensors im Hubschrauber-Rotorblatt lag ein Schwerpunkt auf der numerischen, analytischen und experimentellen Analyse von Beschleunigungs- und Vibrationseinflüssen auf die Sensorkapselkomponenten und deren Aufbau- und Verbindungstechnik sowie auf der Betrachtung des Verhaltens des Kontaktierungssystems und des kompletten Drucksensors bezüglich Inertialkräften und Witterungseinflüssen. So wurde der Einfluss des Schutzdeckels über dem Sensorchip sowie Auswirkungen von Verschmutzungen und Verstopfungen auf das akustische übertragungsverhalten des Drucksensors modelliert und experimentell überprüft. Abschließende Windkanalmessungen mit dem im Rotorblatt eingebauten Drucksensor dienten der Bestimmung des statischen Strömungsdrucks an der Sensoreinbaustelle in Abhängigkeit vom (Anströmwinkel und der Strömungsgeschwindigkeit sowie der Analyse der geforderten Sensorfähigkeiten zur Erfassung von auf dem Rotorblatt auftreffender Strömungswirbel.

In this work, a new assembly and packaging concept of apressure sensor for the application in a helicopter rotor blade was designed, assembled and tested. Primarily the use of simulation tools allowed for a rapid construction of an optimized pressure sensor, where the underlying design process was organized to be in accordance with the V-model of systems design. For the first time, a screen-protected pressure sensor which is based on a modular design has been developed It primarily consists of a sensor module and a module mounting basis. The sensor module is mechanically fixed by means of permanent magnets. A model of the magnetic force was derived in order to evaluate optimized magnet sizes with respect to the magnetic holding force. Electrical interconnection between the sensor module and the mounting is established by an anisotropie conductive foil, whose electrical and mechanical properties have been characterized experimentally. Subsequently, afirst sensor demonstrator was fabricated by application of a novel wire bonding process in order to connect the pressure sensor chip electrically to a substrate. A focus of this work lies on the sensor performance analysis in the presence of centrifugal and vibration load impacts which result from blade rotation and movements. For this, the most flexible sensor components as well as the sensor package and the contacting system between the sensor module and the mounting basis have been characterized and tested regarding these static and dynamic inertial force conditions. Furthermore, environmental influences like water freezing inside the sensor module as well as contamination and plugging effects on the acoustical performance of the screen protected pressure sensor have been analyzed. Finally, the pressure sensor was installed in a rotor blade and tested in a wind tunnel facility. Dynamic airflow pressure levels occurring at the sensor installation position have been measured in dependence of the angle of attack and the airflow speed and the data were compared to results obtained from an airflow model. Concluding transient dynamic pressure measurements have been performed which show that the sensor is capable to detect flow vortices impacting on the rotor blade with low dynamie pressure amplitudes. Accordingly thesensor is feasible to be applied as a turbulence detector in the helicopter rotor blade.