Die Optimierung der Flugzeugstruktur mit dem Ziel Einsparungen beim Gesamtgewicht zu erreichen, ist immer wieder Gegenstand von verschiedensten Untersuchungen. Neben dem Einsatz neuer Werkstoffe, z. B, Faserverbundwerkstoffe, kann eine Verbesserung der konventionellen metallischen Tragstruktur Gewicht sparen und damit die Betriebskosten senken. Das Ziel dieser Arbeit ist die Abschätzung des Einsparpotenzials einer Flugzeugrumpfstruktur mit nicht konventionell rechtwinkliger Versteifungsanordnung. Dadurch soll wie in der Natur beim Pflanzen- und Knochenwachstum eine ideal an die Belastung angepasste Ausnutzung der Materialien erfolgen. Eine schräg versteifte Struktur des Flugzeugrumpfes ist in der Lage dies bei Schubbelastungen zu leisten und wurde bereits vereinzelt untersucht. Im Vorfeld der Dimensionierung einer kompletten Flugzeugrumpfstruktur werden Teilstrukturanalysen mit Hilfe der Finite Elemente Methode bezüglich der hauptsächlichen Auslegungskriterien Stabilitätsversagen und Damage Tolerance, das Fortschreiten eines Risses und die Restfestigkeit einer Struktur mit einem sehr großen Schaden, durchgeführt. Diese bilden die Grundlage für die Generierung von Approximationsfunktionen mit der Response Surface Methode. Dadurch stehen der Dimensionierung einer grob modellierten Gesamtstruktur des kompletten Flugzeugs mit dem modifizierten WIDEMER-Tool sehr detaillierte Ergebnisse zur Verfügung. Diese sind in jedem Iterationsschritt für die aktuelle Kombination der Geometrieparameter Haut-, Versteifungsdicke und Abstand der Versteifungen abrufbar und müssen nicht rechenzeitintensiv neu berechnet werden. Für die Einschätzung des Potenzials eines neuen Strukturkonzepts mit schräg angeordneten Versteifungen wird zum Vergleich eine konventionell rechtwinklig versteifte Struktur herangezogen. Als Anwendungsbeispiel und zur Validierung der Ergebnisse des auf dem Finite Elemente Programm ANSYS basierenden Dimensionierungstools dient ein generisches Flugzeugmodell eines Airbus A320 mit einer regelmäßigen Rumpfstruktur. Die Einflüsse infolge lokaler Ausschnitte von Fenstern, Passagiertüren und Frachttoren sowie Lasteinleitungsstellen bleiben dabei unberücksichtigt. Das Gesamtmodell des Flugzeugs enthält alle relevanten Strukturbauteile inklusive der Fußbodenstrukturen, dimensioniert werden lediglich die Haut- und Versteifungselemente des Rumpfes.

    Optimizing the fuselage structure of an aircraft with the objective of achieving savings on the total weight has always been subject to various studies. In addition to the use of new materials, such as fibre reinforced plastics, an improvement of the typical metallic structure can save weight and reduce operating costs. This work aims to estimate the savings potential of aircraft fuselage structure without the conventionally rectangular stiffening arrangement. Similar to the plant and bone struc ture in nature the materials should be perfectly adjusted to the load. A slanted stiffened structure of the aircraft body is able to do this under shear loading and has already been investigated occasionally. In the run-up to sizing a complete aircraft fuselage structure part analyses are carried out using the finite element method. Attention is turned to the main selection criteria stability failure and damage tolerance, crack growth and the residual strength of a structure with a huge damage. These form the basis for generating approximation functions with the Response Surface Method. The results are the basis of a roughly modelled structure of the complete aircraft which supplies very detailed data using the modified Widemer tool. These are available in each iteration step for the current combination of the geometry parameters skin and reinforcing thickness and the spacing of stiffeners and do not have to be recalculat-ed using computing time intensively. For the assessment of the potential of a new structure concept with diagonally arranged stiffeners a conventionally rectangular stiffened structure is used for comparison. A generic aircraft model of an Airbus A320 with a regular fuselage structure is used as an example to validate the results of the optimizing tool based on the finite element program Ansys. In doing so influences due to local parts of windows, passenger doors and cargo doors and load introduction points have been disregarded. The overall model of the aircraft contains all relevant structural components including the floor structures, only skin and reinforcing ele-ments of the fuselage are optimized.


    Access

    Access via TIB

    Check availability in my library

    Order at Subito €


    Export, share and cite



    Title :

    Optimierung von nicht konventionellen Strukturen als Flugzeugrumpfversteifung


    Contributors:


    Publication date :

    2011


    Size :

    173 Seiten, Bilder, Tabellen, 95 Quellen



    Type of media :

    Theses


    Type of material :

    Print


    Language :

    German




    Optimierung von nicht konventionellen Strukturen als Flugzeugrumpfversteifung

    Klinzmann, Astrid | GWLB - Gottfried Wilhelm Leibniz Bibliothek | 2011



    Pedelecs im Unfallgeschehen und Vergleich zu konventionellen nicht motorisierten Zweiraedern

    Otte,D. / Facius,T. / Mueller,C. et al. | Automotive engineering | 2014


    Pedelecs im Unfallgeschehen und Vergleich zu konventionellen nicht motorisierten Zweirädern

    Otte, Dietmar / Facius, Thorsten / Müller, Christian | Tema Archive | 2014


    Genetische Optimierung von punktgeschweißten Strukturen im Fahrzeugbau

    Will, J. / Akgün, T. / Bucher, C. et al. | Tema Archive | 2002