In der heutigen Zeit kommt der Gewichtsoptimierung von Flugzeugen eine große Bedeutung zu, da dies einen großen Einfluß auf die Wirtschaftlichkeit im Betrieb hat. Daher geht die Bestrebung bei den Flugzeugherstellern dahin, Materialeigenschaften besser zu nutzen und neue Fertigungsverfahren einzusetzen. Durch modernste Bearbeitungsmaschinen lassen sich heutzutage komplexe Bauteile als Integralbauteile fertigen, so daß beispielsweise keine Mindestwandstärke für den Zusammenbau eingehalten werden muß. Da diese Integralbauteile auch weiterhin den strengen luftfahrtspezifischen Auslegungskriterien unterliegen, müssen diese auch auf ihr Verhalten bei auftretenden Schäden, insbesondere bei Rissen, untersucht werden. Dies ist in der Regel mit großem Aufwand verbunden, eine schnelle Aussage ist für solche Strukturen nicht zu treffen. Ziel dieser Arbeit ist es, ausgehend von Berechnungsmethoden, die für differentiell hergestellte Bauteile gelten, diese weiterzuentwickeln und für integrale Haut-Stringer-Verbindungen zu adaptieren, um eine schnelle Aussage über das Fortschreiten von Rissen zu treffen. Dabei wird eine Unterscheidung des Stringerzustandes vorgenommen und in das Analysemodell implementiert. Die Ergebnisse des Berechnungsmodells wurden mit Proben, die sich hinsichtlich Stringeranzahl und -zustand unterscheiden, validiert. Außerdem werden die Ergebnisse mit der Methode der Finiten Elemente verglichen. Die Berechnungen geben die Versuchsergebnisse gut wieder, wobei bei unterschiedlicher Stringerhöhe eine größere Abweichung zu verzeichnen ist. Auch im Vergleich zu den FE-Rechnungen zeigen die Berechnungen gute Ergebnisse. Es läßt sich zeigen, daß sich mit den Berechnungen gute Ergebnisse in kurzer Zeit erzielen lassen. Für die analytischen Betrachtungen wurden Parameter variiert und deren Einfluß auf die Ergebnisse sichtbar dargestellt. Eindeutig konnten die Vorteile und Grenzen des Modells aufgezeigt und weiterführende Untersuchungen angeregt werden.

    Weight optimization is of at most importance in today's aircraft, mainly for economical reasons. Therefore, airplane manufacturers try to use both, material and new manufacturing in an optimal way. The use of modern high performance cutting machines allows the production of complex designs, namely integrally stiffened panels. Since these integrally stiffened panels are subject to strict aviation-specific justification criteria, the damage tolerance behavioUf has to be examined closely, in particular with regard to cracks. This usually is connected with high computational effort, meaning that optimization is a problem, where many calculations are needed. The aim of this work is to develop a calculation method for integral skin-stringer combinations that allows rapid assessmentof the crack growth. A distinction between different stringer conditions is drawn and considered in the method. Results of the computational model are validated by sampies for different number of stringers and stringer conditions. In addition the results are compared with results obtained with the finite element method. The results of the new method correspond with the experimental findings and with the finite element analyses, although a larger deviation can be observed with increase of the stringer height. This shows the efficiency ofthe method to create good results in short period of time. Based on a variation of model parameters of the analytical model a further evaluation of the method is performed. Results are illustrated and advantages and limitations of the model are discussed and enable the reader to understand the advantages of the method.


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    Titel :

    Ein Ingenieurmodell für den Rißfortschritt in hochleistungsgefrästen (HPC) Panels


    Beteiligte:
    Fabel, Torsten (Autor:in)

    Erschienen in:

    Erscheinungsdatum :

    2008


    Format / Umfang :

    109 Seiten, Bilder, Tabellen, 39 Quellen




    Medientyp :

    Hochschulschrift


    Format :

    Print


    Sprache :

    Deutsch




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