Entwicklung FVK-Strukturen Flugzeugbau 1208...01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im...

EAD S INNOVA TION W ORKS

Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau

PETER MIDDENDORF

Structures Engineering, Production & Mechatronics

TU Wien, 01.12.2008

01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 2

Inhalt

1. Stand der Technik

Composite Strukturen in der zivilen Luftfahrt

Auslegungsprozess

2. Zukünftige Anforderungen und Entwicklungsperspektiven

“Advanced Composite Structures”

Optimierungsgestütze (multi-disziplinäre) Auslegung

Integrierte Prozesssimulation

Virtual Testing

3. Zusammenfassung und Ausblick


Stand der Technik: Composite-Evolution bei Airbus

A320-200

+ dry HTPbox

+ Landinggear case+ Ailerons

...

...

...

...

...

...

...

A320-200

+ dry HTPbox

+ Landinggear case+ Ailerons

...

...

...

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...

...

...

CapotsRadome

A300/B2

CapotsRadome

A300/B2A300/B2 A310/300

+ Elevons+ VTP box

...

...

...

...

...

A310/300

+ Elevons+ VTP box

...

...

...

...

...

A310/200

+ Flaps+ spoilers+ Aerobrake

...

...

A310/200


...

...

A310/200


...

...

1980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101970-1980 1980-1990 1990-2000 2000-2010 2010-20201980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101970-1980 1980-1990 1990-2000 2000-2010 2010-2020

A380

+ Central WingBox+ Rear

fuselage cone...............

A380

+ Central WingBox+ Rear

fuselage cone...............

A350

+ MainWing+ fuselage

...

...

...

...

...

A350

+ MainWing+ fuselage

...

...

...

...

...

Glass/ PPS

A340-500/600

Glass/ PPS

A340-500/600

Sandwich+monolithicC/Epoxy

A340-500/600

Sandwich+monolithicC/Epoxy

A340-500/600

+ Ailerons+ wet HTP

box..................…...

A330-300A340-300

+ Ailerons+ wet HTP

box..................…...

A330-300A340-300

+ monoliticNacelle

+ Keel beam+ Rear fuselagepressure bulkhead+ Leading edge

...

...

...

...

...

...

...

A340-600/500

+ monoliticNacelle

+ Keel beam+ Rear fuselagepressure bulkhead+ Leading edge

...

...

...

...

...

...

...

A340-600/500


Stand der Technik: Beispiel A380

Outer FlapsOuter Flaps

GLARE® in UpperFuselage

GLARE® in UpperFuselage

Wing RibsWing Ribs

Center Wing BoxCenter Wing Box

Floor Beams

for Upper Deck

Floor Beams

for Upper Deck

J-NoseJ-Nose

Horizontal

Tail Plane

Horizontal

Tail Plane

Section 19.1Section 19.1

Vertical

Tail Plane

Vertical

Tail Plane

Section 19Section 19Rear Pressure

Bulkhead

Rear Pressure

Bulkhead


Stand der Technik: Auslegungsprozess

• Klassischer global-lokal Ansatz

– Lasten werden mittels Global FE Modellen generiert

– Auslegung findet mittels Fine Mesh Modellen auf lokaler Ebene statt

Iterativer Prozess

Lokale Struktur-Analyse

Sizing aufSubstruktur-Ebene

Global FE


• Festigkeitsnachweis (intralaminar)

– Verwendung von versagensmodebezogenen Festigkeitskriterien

– Zwischenfaserbruch mittels 2D-Puck und nachgeschalteterLaminatsteifigkeits-Reduzierung

– Faserbruch: Yamada-Sun

Verwendung konservativer

Design Allowables

111

2 22

2

2

12

12

22

22

2

1

1

ctsctt ffffff

1

2

12

12

2

1

1

sff

Stand der Technik: Auslegungskriterien

Determination of laminate properties

Calculation of stresses and

reserve factors for fibre and matrix

in each ply (RFFi , RFMi )

Set material properties

E2, G12 and 12 of

the failed ply to 0

Matrix or fibre

failure?

Laminate failure

Fibre failure:

Min(RFFi ) < Min (RFMi )

Matrix failure:

Min(RFMi ) < Min (RFFi )

Iterative process untilfibre failure occurs


• Spannungsüberhöhung an Lochausschnitten

– Point Stress Methode nach Whitney/Nuismer

– FE-basierte Spannungsanalyse

Stand der Technik: Auslegungskriterien (2)

0°

laminate analysiswith local loading

(nx, ny, nxy)

local characteristic distance d0

20

d

G

Efd

xy

x

• Nietauslegung

– Lastverteilung im Nietfeld mittels linearelastischer Steifigkeitsanalyse

– Festigkeitsanalyse unter Berücksichtigungvon Bearing und Bypass Spannung mittelseines interaktiven Kriteriums

• Ermüdung und Schadenstoleranz

– i.A. keine Auslegung gegen Ermüdung, Schadenstoleranz / stat. Festig-keit begrenzt zulässiges Spannungsniveau bereits auf Dauerfestigkeit

– Schadenstoleranz vielfach kritisch (Delaminationen nach Impaktierung):Limitierung des Dehnungsniveaus + Überprüfung auf Bauteilebene


• Stabilität

– klassische Stabilitätsauslegung beinhaltet den Nachweis eines aus-reichenden Reservefaktors gegen Beulbeginn, d.h. es wird eine statischeBeulanalyse auf verschiedenen Strukturebenen durchgeführt

– bei überkritischer Auslegung wird lokales Beulen unterhalb UL toleriert,dies erfordert allerdings eine komplexere Post-Buckling Analyse

Stand der Technik: Auslegungskriterien (3)


Zukünftige Anforderungen undEntwicklungsperspektiven


Advanced Composites: Ultra-dicke Laminate

• Ziel: Entwicklung eines CFK Fahrwerksbeschlags im Rahmen desEU FP6 Projektes ALCAS

• Low-cost Fertigung: MAG und VAP-Injektionstechnologie(modifizierter Aushärtezyklus), resultierende Laminatedicke:60-90mm

Forschungskooperation mit Airbus UKFUL= 2700 kN

Fres,plane,UL= 3400 kN


Faxial,UL= 1100 kN

FUL= 2700 kNFUL= 2700 kN



Faxial,UL= 1100 kN

FUL= 2700 kN


Auslegung & Analyse von ultra-dicken Laminaten

• Experimentelle Validierung mittels repräsentativer T-Querschnitteand Subkomponenten

• Ableitung von inter-laminaren Design Allowables für 3D FEAnalyse mit compositen Kontinuum-Elementen


Auslegung & Analyse von ultra-dicken Laminaten

“Axial”“Pull” “Push”

Charakteristischer Versagensmode infolge…

Schälspannungen (σ33) Schub-Delamination (31) Schälspannungen (σ33)


Zukünftige Anforderungen: Optimierung

Bathtub A380 Vers. BT MC_2 based on MOPED Ri b3 and 4RESULT S: 6- T HICKNESS DIST RIB. LAYER NUMBER = 1

UNKNOW N SCALAR - MAG MIN: 1.00E+ 00 MAX: 3.26E+ 00 VALUE OPT ION:ACT UALSHELL SURF ACE: T OPCRIT ERION:ABOVE : 1.00E+ 00

1.00E+ 00

1.23E+ 00

1.45E+ 00

1.68E+ 00

1.90E+ 00

2.13E+ 00

2.36E+ 00

2.58E+ 00

2.81E+ 00

3.03E+ 00

3.26E+ 00

Topologie-Optimierung

Interpretation

Formoptimierung

CAD-Modell

Prototyp

A380 Inner Leading Edge

• Optimierungsgestütze Auslegung

– Viele Berechnungs- und Optimierungsverfahren nur für metallischeBauweisen anwendbar und implementiert

– Weitere Reduktion von Strukturgewicht und Entwicklungszeiten mittelsdurchgängiger, multi-disziplinärer Umsetzung des Prozesses fürFaserverbunde

Quelle: EADS MAS


CFK-Rumpfbauweisen: Strukturoptimierung

• Beispiel: Parametrisches Analyse-Tool für composite Rumpf-Bauweisen zur strukturmechanischen Bewertung verschiedenerDesign-Konzepte in Bezug auf Performance und Gewicht

– Vollparametrische FE-Modellierung der gesamten Rumpfstruktur

– Lasten werden von Global FEM Modellen automatisch importiert

– Analyse des gewählten Entwurfs mit Kombination relevanter Lastfälle

– Vorauslegung der Laminataufbauten gemäß definierter Festigkeits-und Stabilitätskriterien

– Optional: OptimierungsloopForschungskooperation mitAirbus Deutschland GmbH



MSC.Software AutomatedPostprocessing

• Failure Criteria• Interactions• Enveloping Plots

Input Data

• Material Data• Loads

MS ExcelText-Editor

Routinesfor

ModelGeneration

CVSVersion/Variant Management

Nastran• Linear Static

Analysis (Sol101)

• Linear BucklingAnalysis (Sol105)

• Design SensitivityAnalysis (Sol200)

Patran• PCL• Visualization

Variant 4• Geometry• Layup






Design Studie (Beispiel):

Optimierung einerTürverstärkungsstruktur undder hinteren Druckkalotte(Blaue Komponenten)

MSC.PatranDesign Study

MAIA Optimisation Routines

MSC.Nastran SOL 200

MAIA Property Input Files

Results(OP2 & Punch File)

Input Deck(BDF File)


CFK-Rumpfbauweisen: Akustik-Optimierung

Anwendung in relevanten Flugzeugprogrammen: A350, A30X

Motivation: Hohe strukturmechanische Performance führt zu einemZielkonflikt mit der Innenraumakustik !

Anregung: Turbulente Grenzschicht, Triebwerkslärm

Analysierte Strukturkonzepte

• A340 Referenz

• Aluminium Lithium

• CFK Omega-Stringer

• CFK T-Stringer

Evaluierung and Ableitung vonDesign Guidelines für akustischoptimierte CFK Strukturen

Forschungskooperation mitAirbus Deutschland GmbH



Validierung

• Validierung von FEM & SEA Modellenfür Ω/T-Stringer Design

• Tango Barrel Validierung

Anregung

• FE-Modell für A330/A340 Design zumAbgleich mit Flugtestdaten

• Flugtest Analyse

• Turbulente Grenzschicht Anregung



Abschließende Bewertung anhand von Transmission Loss

Input für akustische Isolierung und Massenverteilung

Transmission Loss - Diffuse Field Graham

100 1000 10000

Freq. [Hz]

TL

[dB

]

Stringer_I

Stringer_II

Stringer_III

Stringer_IV

Stringer_V

Stringer_VI

Alu


Entwicklungsperspektive: Integrierte Prozesssimulation

• Beispiel: Auswirkung textiler CFK Fertigungsmethoden fürRumpfspante

– Vergleich Drapierung mit MAG vs. endkonturnahem Preforming mittelsFlechttechnologie

– Generische Studie anhand eines C-Profil-Segments

– Ziel: Übertragung der Drapierwinkel auf strukturmechanisches FE-Modell zur Steifigkeits- und Festigkeitsanalyse



Projektion der Ergebnisse der Drapiersimulation auf Strukturmodell

mapping



Ergebnis: Steifigkeit und Festigkeitsverhalten unter 3P-Biegung:

– Drapierter Spant zeigt ca. 15% Steifigkeitsabfall gegenübergeflochtener Variante

– Signifikanter (lokaler) Einfluss des Drapierwinkels auf Reservefaktorbzgl. interaktivem Festigkeitskriterium


Entwicklungsperspektive: Virtual Testing



• Beispiel: Simulation von FML Nietverbindungen mittels meso-mechanischer Modelle

– Detaillierte Modellierung des intra- und interlaminaren Substrat-Versagens (Kontinuum-Schädigungsmechanik)

– Implementierung in nichtlineare FEA (hier: ABAQUS)

– Berücksichtigung des Nietsetzungsprozesses (Eigenspannungen,Misfit, etc.) über explizite FE Simulation

Forschungskooperation mit Airbus Deutschland GmbH



Ergebnis Aluminiumniet

– Gute Übereinstimmung vonexperimenteller und simulierterLast-Wegkurve

– Versagensmodus „Rivet Shear“0.0

2000.0

4000.0

6000.0

8000.0

10000.0

12000.0

14000.0

16000.0

0.000 0.200 0.400 0.600 0.800 1.000 1.200

Joint displacement [mm]

For

ce[N

]

Test 1 Glare-Glare

Test 2 Glare-Glare

Test 3 Glare-Glare

Test 4 Glare-Glare

Test 5 Glare-Glare

Test 6 Glare-Glare

Test 7 Glare-Glare

Abaqus Gl are-Glare



Ergebnis Titan Lock Bolt

– Versagensmodus „Pull Through“

– Gute Übereinstimmung vonexperimenteller und simulierter Last-Wegkurve bis Versagensbeginn

Glare 3-5/4-0.4, Lock bolt, Ideal fit, Room temperature

0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

16000

18000

20000

0.00 0.25 0.50 0.75 1.00 1.25 1.50

Joint displacement [mm]

Fo

rce

[N]

141

142

143

144

145

147

Abaqus - No delamination

Abaqus


Zusammenfassung & Ausblick

• Faserverbundstrukturen finden im Flugzeugbau bereits seit mehrals 30 Jahren erfolgreich Verwendung, damit einher geht einetablierter Auslegungsprozess.

• Um zusätzliches Gewichtseinsparungspotenzial realisieren zukönnen, bedarf es neben Verbesserungen bei Materialien undProzessen auch einer Weiterentwicklung der Strukturanalyse.

Wettbewerbsvorteil: Reduktion von Entwicklungszeiten

• Die präsentierten Forschungsschwerpunkte

– Advanced Composite Structures

– Optimierungsgestütze (multi-disziplinäre) Auslegung

– Integrierte Prozesssimulation

– Virtual Structural Testing

können dazu wesentliche Beiträge leisten.


Vielen Dank für Ihre Aufmerksamkeit!

Dr. Peter MiddendorfInnovation Works, TCC3

Tel.: +49-89-607-26595e-mail: [email protected]

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