Browsing by Author "Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)"

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Ein Beitrag zur Auslegung von Faserverbundtragflügeln im Vorentwurf
(2002) Dugas, Michael; Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)
Inhalt der Arbeit ist die Entwicklung eines Verfahrens zur Berechnung von Faserverbundtragflügeln mit Biege-Torsionskopplung und dessen Einbindung in das Gewichtsprognoseprogramm für Tragflügel FAME-W (Fast and Advanced Mass Estimation Wing) der Airbus Deutschland GmbH. Ausgehend von der in FAME-W vorliegenden Idealisierung, die sich zur Berechnung von Metallflügeln im Vorentwurf als sehr gut geeignet erwiesen hat, wurde ein Balkenmodell abgeleitet, das zusätzlich zur Berücksichtigung des hybriden Aufbaus des Flügelkastens die Möglichkeit bietet, Biege-Torsionskopplungen zu bewerten. Dabei wird analog zu frühen Arbeiten von Weishaar die Größe der Koppelsteifigkeit eingeführt. Diese Größe dient zur Darstellung der beim Flügelentwurf wichtigen passiven Beeinflussung der Anstellwinkelverteilung am Flügel in Abhängigkeit von dessen Biegeverformung. Mit der Verformungskopplung kann die spannweitige Lastverteilung in den dimensionierenden Lastfällen und während des Reisefluges beeinflusst werden. Das verwendete Materialmodell beruht auf der Annahme verschmierter Steifigkeiten. Die weitere Reduktion der Steifigkeitsmatrizen erfolgt unter Vernachlässigung der Querspannungen. Wohingegen für die Idealisierung der Stringer von vernachlässigbaren Querdehnungen ausgegangen wird. Ebenso wie beim gedrehten Laminat können auch die durch gedrehte Stringer erzeugten Biegetorsionskopplungen dargestellt werden. Für die Auslegung von Metallflügeln wird in FAME-W als Versagenskriterium die Gestaltänderungsenergiehypothese verwendet. Für die Berechnung von Faserverbundflügel wird ein Versagenskriterium hergeleitet das auf der Forderung der Reparierbarkeit beruht. Der hier verfolgte Ansatz stützt sich auf die Berechnung der anisotropen Kerbfaktoren der offenen Bohrung und der nachgeschalteten Berechnung der Reservefaktoren mit Hilfe der ZTL-Hypothese. Dies führt zu einer Abhängigkeit zwischen zulässigen Längs- und Schubspannungen die leicht mit Hilfe einer Versagensellipse beschrieben werden kann. Mit dem anisotropen Balkenmodell und dem erweiterten Versagenskriterium kann das multidisziplinäre Flügelgewichtsprognosetool FAME-W für Faserverbundrechnungen eingesetzt werden. Das in FAME-W umgesetzte analytische Berechnungsverfahren erlaubt es physikalische Effekte zu trennen und zu bewerten. Um dies zu tun werden auf Basis mehrerer realistischer Beispielflugzeuge, die einen großen MTOW-Bereich abdecken, Rechnungen durchgeführt. Es wird in einem allgemeinen Überblick gezeigt wie sich Flugzeuggröße, Flügelsteifigkeit und Materialdichte auf Lasten und Gewicht auswirken. Verschiedene orthotrope Materialbelegungen des Flügels werden in starren und flexiblen Rechnungen untersucht. Es zeigt sich, dass nur in der flexiblen Rechnung ein Gewichtsminimum für eine Laminatfamilie zu finden ist. Ein weiteres Kapitel beschäftigt sich mit den Auswirkungen der Biegetorsionskopplungen anisotroper Flügel auf Gewicht und Lasten. Es lässt sich zeigen wie die einzelnen Laminatmodifikationen das Verformungsverhalten beeinflussen. In Kombination mit der Abhängigkeit der zulässigen Spannungen von der Materialwahl lassen sich ebenfalls Massenminima identifizieren. Als eine Kombination aus isotropen und orthotropen Flügel wird der Hybridflügel betrachtet. Hier wird an einen Metallflügel der Aussenflügel in Faserverbund ausgeführt. An diesem Beispiel kann gut gezeigt wie sich die unterschiedlichen Steifigkeiten und Materialdichtenauf Lasten und Gewicht auswirken. Abschließend werden zwei Wege gezeigt wie ein Flügel mit Biege-Torsionskopplung ausgelegt werden kann. Der erste Ansatz zeigt wie mit einem aerodynamisch starren Flügel versucht werden kann, während des Reisefluges die aerodynamische Auftriebsverteilung möglichst nahe am Optimum halten. Der zweite Weg verfolgt die Idee, dass vor allem bei Kurzstreckenflugzeugen mit einer gering ausgeprägten Reiseflugphase der Flügel durch eine aerodynamisch weiche Auslegung leichter gebaut werden kann.
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Das Hornkonzept : Realisierung eines formvariablen Tragflügelprofils zur aerodynamischen Leistungsoptimierung zukünftiger Verkehrsflugzeuge
(2000) Müller, Dietmar; Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)
Die vorliegende Arbeit befaßt sich mit dem Entwurf eines Systems zur Realisierung der formvariablen Hinterkante eines Tragflügels. Zielsetzung der formvariablen Hinterkante ist die Verbesserung der aerodynamischen Leistung zukünftiger Verkehrsflugzeuge durch eine Profilanpassung (Wölbung) mit glatten Übergängen. Bei dem hier vorgestellten sog. Hornkonzept werden mehrere hornförmige Tragkörper an dem starren Vorderkasten einer Landeklappe drehbar gelagert. Über diese Tragkörper wird eine flexible Hautstruktur gespannt, welche ihre Flexibilität aus biegeweichen Stegen erhält. Durch Drehung der Tragkörper wird der Haut die Form der Tragkörper aufgezwungen. Kennzeichnend sind die robuste und einfache Bauform, die wenigen beweglichen Bauteile und die vergleichsweise geringen Stellkräfte. Am Beispiel der A340 wird die prinzipielle Funktionsfähigkeit des Konzeptes gezeigt. Mit Finite-Elemente-Modellen wird das Steifigkeits- und Festigkeitsverhalten der einzelnen Strukturkomponenten analysiert. Es wird ein Aktuatorsystem ausgewählt, bei dem nur zwei Aktuatoren für eine Landeklappe erforderlich sind. Die Kopplung der einzelnen Tragkörper erfolgt dabei mit elastischen Stäben. Es wird gezeigt, daß sich solch ein Aktuatorsystem unter Beibehaltung aller Anforderungen realisieren läßt. Die praktische Überprüfung der Funktionsfähigkeit des Hornkonzeptes erfolgt mit dem Bau eines Demonstrators. Zur Herstellung der Tragkörper aus CFK wird ein spezielles Fertigungsverfahren entwickelt, erprobt und für den Bau der drei Tragkörper am Demonstrator eingesetzt. Die Standfestigkeit der Struktur wird mit Dauerbelastungstests nachgewiesen. Die Realisierbarkeit des Hornkonzeptes für eine in die Flügelstruktur integrierte reale Landeklappe wird mit Hilfe eines Gesamtmodells untersucht. Es wird eine optimale Konfiguration gefunden, bei der die Steifigkeit der Originalklappe erreicht wird, ohne daß es zu einem Gewichtszuwachs kommt.
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Parameterreduktion zur ähnlichkeitsmechanischen Gewichtsprognose im Flugzeugvorentwurf am Beispiel des Tragflügels
(2008) Pfaff, Jan-Michael; Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)
Realistische Aussagen bei Vorentwürfen und Neuentwicklungen von Produkten über deren letztendliches Leistungsvermögen bereits in der Konzeptphase zu treffen, ist eine zentrale Aufgabe in vielen technischen Entwicklungsbereichen. Im Zeitalter der Globalisierung und dadurch oftmals entstehender Dezentralisierung der Entwicklungsstandorte eines Herstellerbetriebs ist es darum notwendig, das vorhandene Wissen auszutauschen und zu strukturieren, um so im Sinne eines erfolgreichen Wissensmanagements eine Methodik für die Vorgehensweise bei neuen Entwürfen zu entwickeln. Auch beim Flugzeughersteller Airbus befindet man sich in einer solchen Phase, in der das Wissensmanagement eine große Rolle spielt. Dabei ist es das Ziel, eine Wissensdatenbank aufzubauen, mit deren Hilfe dann eine Teilautomatisierung im Entwurfsprozess mittels Computerprogrammen (Tools) verwirklicht werden kann. Lag bei der bisherigen Vorgehensweise zur Ermittlung von Entwurfsparametern im Flugzeugvorentwurf das Schwergewicht auf dem statistischen Auswerten empirisch unterstellter Zusammenhänge aus bestehenden Daten, wird in der Vorentwurfsabteilung (Future Project Office) der Firma Airbus im Bereich der Gewichtsabschätzung des Tragflügels seit einiger Zeit ein analytisches Prognoseverfahren eingesetzt, das in ein computergestütztes Tool implementiert ist. Zur Nutzung dieses Tools werden jedoch Parameter benötigt, die in dieser frühen Entwicklungsphase zum Teil noch nicht zur Verfügung stehen. Im Rahmen dieser Arbeit wird, ausgehend von diesen zu ermittelnden Parametern, ein theoretischer Ansatz zur Kategorisierung des vorhandenen Wissens in drei Bereiche aufgezeigt. Dabei wird unterschieden zwischen dem wissensbasierten Schließen bei mathematisch geschlossen lösbaren Problemen, dem randbedingungsbasierten Schließen bei äußeren Vorgaben und dem fall- bzw. regelbasierten Schließen, bei dem es sich um ähnlichkeitsmechanische Ansätze handelt, deren Mechanismen die unbekannte exakte Lösungsfunktion approximieren. Das Hauptaugenmerk in dieser Abhandlung ist speziell auf den nutzbringenden Einsatz des fall- bzw. regelbasierten Schließens im Flugzeugvorentwurf gerichtet. Dabei wird diese Vorgehensweise an der geschlossen lösbaren Entwurfsgleichung der Startrollstrecke validiert, um sie dann auf das nicht geschlossen lösbare Problem der Startstrecke anzuwenden und mit dem bisherigen empirischen Ansatz von Raymer zu vergleichen. Danach wird in Bezug auf die hier speziell gestellte Aufgabe der Ansatz auf die Ermittlung der Größen der Sekundärstrukturflächen des Tragflügels erweitert.
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Reduktion des Energiebedarfs mittels eines batterieelektrischen Antriebs am Beispiel eines Kleinflugzeugs
(2018) Schumann, Len; Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)
Die Luftfahrt ist seit vielen Jahrzehnten ein wesentlicher und stetig wachsender Bestandteil des Transportsektors, sowohl für den Transport von Personen, als auch für den Transport von Fracht. Der Blick in die Vergangenheit zeigt, dass weder wirtschaftliche noch politische Krisen das kontinuierliche Wachstum im Luftverkehr nennenswert abschwächen. Der Luftverkehr und damit auch die Flugzeugindustrie hat dabei schon heute, aber viel mehr noch zukünftig mit Herausforderungen zu kämpfen, die im aktuellen "status quo" der Flugzeugtechnik begründet liegen. Diese sind im wesentlichen erstens die Abhängigkeit von billigem, erdölbasiertem Kraftstoff, zweitens der Ausstoß klimaaktiver Emissionen in ungünstigen Atmosphärenhöhen und drittens erhebliche Lärmemissionen der Flugzeuge bei Start und Landung, sowie bei An- und Abflug. Ein wesentlicher Teil der Lösung dieser Probleme wird die evolutionäre Weiterentwicklung der bestehenden Technik darstellen. Doch um die politisch gesetzten Zukunftsziele, zum Beispiel das europäische Zukunftsbild für die Luftfahrt Flight Path 2050, zu erreichen, sind zusätzlich auch ganz neue und deutlich radikalere Ansätze nötig. Zu diesen neuen Ansätzen gehört der Einsatz von elektrischen Primärantrieben in Luftfahrzeugen, denn diese bieten neue Möglichkeiten Energiebedarf, Schadstoff- und Lärmemissionen signifikant zu reduzieren. Dies gelingt zum einen durch den hohen möglichen Wirkungsgrad der elektrischen Maschinen an sich, zum anderen werden durch geringe volumetrische und gravimetrische Dichte der Motoren neue Flugzeug- und Antriebskonfigurationen realisierbar, die Vorteile in Bezug auf den Luftwiderstand und damit einen geringeren Energiebedarf versprechen. Im Rahmen der vorliegende Arbeit wurde erstmals am Beispiel eines Kleinflugzeugs der komplette Weg einer Flugzeugentwicklung, vom Entwurf bis zur Flugerprobung, beschritten, um die grundsätzliche Machbarkeit, das mögliche Potential und auch die Einsatzreife des elektrischen Fliegens mit einem speziell dafür ausgelegten Flugzeug zu erforschen. Mit den Methoden des Flugzeugvorentwurfs wird dabei untersucht, welche Einflussfaktoren durch elektrische Antriebe und die dadurch neuen Konfigurationen zu Gunsten der neuen Technik deutlich verbessert werden können, um den Energiebedarf eines Flugzeugs zu reduzieren. Am Beispiel des zweisitzigen, batterieelektrischen Flugzeugs e-Genius wird die Umsetzung der Vorentwurfsergebnisse in einen konkreten Flugzeugentwurf sowie dessen praktische Realisierung nachgezeichnet. Ziel war es, dabei eine Flugzeugplattform zu erhalten, mit der zum einen reale Messergebnisse für die neue Konfiguration erzeugt werden können, gleichzeitig aber auch die Einsatzreife im Alltag zu erproben. Die im Rahmen der Flugerprobung gewonnenen Erkenntnisse bezüglich Flugverhalten und Flugleistung werden analysiert und die Messdaten mit den Werten des Vorentwurfs verglichen, um die dort getätigten Annahmen zu bestätigen. Dafür wurden auch Flugversuche mit demontiertem Propeller durchgeführt, um den Leistungsbedarf der Flugzeugzelle ohne Antriebsstrang zu bestimmen. Es zeigt sich dabei, dass durch den elektrischen Antrieb, ohne Abstriche bei Flugverhalten und Zuladung auch in der Praxis eine deutliche Verringerung des Energiebedarfs nachgewiesen werden kann und die Annahmen aus dem Vorentwurf grundsätzlich zutreffen.
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Sizing of the series hybrid-electric propulsion system of general aviation aircraft
(2020) Geiß, Ingmar; Voit-Nitschmann, Rudolf (Prof. Dipl.-Ing.)
Hybrid-electric aircraft possess the potential to reduce the CO2 emissions of general aviation aircraft. However, optimized propulsion systems are needed to leverage the advantages and lower the fuel consumption. In order to identify optimized designs, the characteristics of the individual propulsion elements are needed and suitable trends for mass, power and efficiency are required for modern propulsion components. Additionally, part load efficiency and altitude characteristics need to be investigated. The fuel consumption of an aircraft depends further on the aircraft mass and the aerodynamic drag. Hence, the influence of an increased propulsion system mass on the aircraft mass and the parasitic and induced drag is considered. Additionally, the required power reserve is determined to compensate a failure of a combustion engine or a battery pack during take-off. In a further investigation, the energy reserve is identified which is required after such component failure during cruise flight. The derived trends are implemented into a sizing program and optimized propulsion systems are determined for a 4-seat hybrid-electric aircraft with a cruise speed of 220 km/h as well as a 9-seat hybrid-electric aircraft with a cruise speed of 400 km/h.