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Numerische Simula-tion der Notwasser-ung generischer Luft- und Raumfahrzeug-Strukturen Entwicklung eines Triebwerk-modells für ein generisches Transportflugzeug

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Seite: 2

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Dokumenteigenschaften

Titel Numerische Simulation der Notwasserung generischer Luft- und Raumfahrzeug-

Strukturen: Entwicklung eines Triebwerk-modells für ein generisches

Transportflugzeug

Betreff Masterarbeit (TU Braunschweig), Unterstützung im Projekt ADAWI

Institut Bauweisen und Strukturtechnologie

Erstellt von Michel Buchwald

Beteiligte Martin Siemann

Geprüft von Martin Siemann

Freigabe von Nathalie Toso

Datum 16.12.2016

Version 1.0

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Danksagung

Ich möchte mich zunächst besonders bei meinem Betreuer am Deutschen Zentrum fürLuft- und Raumfahrt e.V. in Stuttgart, Herrn Martin Siemann, für die stets äuÿerstkompetente und hilfreiche Unterstützung bedanken. Weiterhin gilt mein Dank auchmeinen dortigen Kollegen, welche immer für Fragen und Antworten zur Verfügung stan-den.

Bei Herrn Prof. Horst und Herrn Christoph Strobach vom Institut für Flugzeugbauund Leichtbau (Technische Universität Braunschweig) möchte ich mich ebenfalls fürdie äuÿerst gute Betreuung bedanken.

Abschlieÿend gilt mein ganz besonderer Dank meiner Familie, die mir mein Studiumermöglicht und mich in all meinen Entscheidungen unterstützt hat.

Eidesstattliche Erklärung

Ich versichere, dass ich die vorliegende Masterarbeit selbstständig erstellt und keineanderen als die angegebenen Hilfsmittel verwendet habe. Alle Stellen, die dem Wort-laut oder dem Sinne nach anderen Texten entnommen sind, wurden unter Angabeder Quellen (einschlieÿlich elektronischen Text- und Datensammlungen) und nach denüblichen Regeln des wissenschaftlichen Zitierens nachgewiesen. Dies gilt auch für Zeich-nungen, bildliche Darstellungen, Skizzen, Tabellen und dergleichen. Mir ist bewusst,das wahrheitswidrige Angaben als Täuschungsversuch behandelt werden und dass beieinem Täuschungsverdacht sämtliche Verfahren der Plagiatserkennung angewandt wer-den können.

Braunschweig, den 14. Dezember 2016

Kurzfassung

Im Rahmen der Zertizierung neuer Transportugzeuge müssen Hersteller bei geplan-ten Einsätzen über Wasser ein zufriedenstellendes Notwasserungsverhalten nachweisen.Zur Unterstützung der aktuell genutzten Zertizierungsmethoden werden immer häu-ger numerische Simulationen durchgeführt. Seit 2014 wird am Deutschen Zentrum fürLuft- und Raumfahrt e.V. das Programm AC-Ditch entwickelt, das Notwasserungssi-mulationsmodelle automatisch generieren kann. Bisher wurden dafür keine Triebwerkeam Flugzeug berücksichtigt.

Die vorliegende Masterarbeit untersucht den Einuss von Triebwerken auf das kinema-tische Verhalten des Flugzeuges während Notwasserungssimulationen von generischenTransportugzeugen. Dafür wurde das Programm AC-Ditch um ein neues Triebwerks-modul erweitert. Das neue Triebwerksmodul erzeugt automatisiert eine gewünschte An-zahl an Triebwerksmodellen bestehend aus Pylon und Anbindungspunkten zwischenPylon und Triebwerk. Die Triebwerksmodelle verfügen über ein Versagensmodell fürdie Triebwerksanbindungen zwischen Pylon und Triebwerken. Im Anschluss an die Ent-wicklung und Implementierung des neuen Modelles wurde der Einuss von Triebwerkenauf das kinematische Verhalten des Flugzeuges während Notwasserungssimulationenanhand von numerischen Simulationen untersucht. Im Rahmen der numerischen Unter-suchungen konnte anhand der gewählten Modellierung und dem verwendeten Versagens-modell für die Anbindungspunkte der Triebwerke das Abreiÿverhalten der Triebwerkebei Überlast hinreichend genau abgebildet werden. Grundsätzlich hat sich aufgrund derTriebwerke ein deutlich verändertes kinematisches Verhalten des Flugzeuges gezeigt.Insbesondere der Nickwinkelverlauf wird beeinusst. Bei unsymmetrischen Lastfällenzeigt sich zudem ein Einuss auf die weiteren Flugwinkel. Abschlieÿend wurde mit dementwickelten Modell der Hudson River Unfall nachgerechnet. Die Simulationsergebnissewurden ausgewertet und es konnte unter Verwendung des neuen Modelles ein unsym-metrisches Abreiÿen der Triebwerke gezeigt werden.

Abstract

As part of the certication of new transport aircrafts, manufacturer must demonstrate asatisfactory ditching behavior in the case of planned operations over water. Numericalsimulations are increasingly used to support the current certication methods. Since2014, the program AC-Ditch, which can automatically generate ditching simulationmodels, has been developed at the German Aerospace Center. So far, no engines wereconsidered for the aircraft.

The present master thesis examines the inuence of engines on the kinematic behavior ofthe aircraft during ditching of generic transport aircrafts. The AC-Ditch program wasextended by a new engine module. The new engine module automatically generatesa desired number of engine models consisting of pylon and connection points betweenpylon and engine. The engine models comprise a failure model for the engine connectionsbetween the pylon and the engines. Following the development and implementationof the new model, the inuence of engines on the kinematic behavior of the aircraftduring ditching was investigated based on numerical simulations. In the context of thenumerical studies, the selected modeling and the used failure model for the connectionpoints of the engines was found to portray the engine break-o upon reaching a speciedoverload with sucient accuracy. Basically, a distinct change in the kinematic behaviorof the aircraft was found due to the engines. In particular, the pitch angle evolutionis aected during symmetrical load cases. In asymmetrical load cases, an additionaleect on the other ight angles was observed. Finally, the Hudson River accident wassimulated using the developed model. The simulation results were evaluated and anasymmetrical break-o of the engines was shown.

Inhaltsverzeichnis

Abbildungsverzeichnis III

Tabellenverzeichnis V

Symbolverzeichnis VII

1 Einleitung 1

2 Stand der Technik 3

2.1 Notwasserung von Transportugzeugen . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32.2 Zertizierungsanforderungen und -methoden . . . . . . . . . . . . . . . 62.3 Numerische Simulation von Notwasserungen . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.3.1 Smoothed Particle Hydrodynamics Methode . . . . . . . . . . . 102.3.2 Kopplung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.4 AC-Ditch . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132.5 Triebwerksanbindungen und deren Versagen . . . . . . . . . . . . . . . 15

2.5.1 Relevante Triebwerkstypen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152.5.2 Triebwerksanbindungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162.5.3 Versagen der Triebwerksanbindungen bei Überlast . . . . . . . . 17

2.6 Konkrete Zielsetzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

3 Entwicklung des Triebwerkmoduls 21

3.1 Triebwerksmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.1.1 Modellierungsvarianten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.1.2 Versagensmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 223.1.3 Validierungsschritte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

3.2 Triebwerksmodul . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 293.2.1 Einbindung in AC-Ditch . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 293.2.2 Aufbau Triebwerksmodul . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

3.3 Simulationsmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

4 Numerische Untersuchungen 37

4.1 Referenzsimulationen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 374.1.1 Notwasserung ohne Triebwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . 384.1.2 Notwasserung mit Triebwerken und starrer Anbindung . . . . . 394.1.3 Notwasserung mit Triebwerken und Versagen der Anbindungen . 414.1.4 Vergleich der Referenzsimulationen . . . . . . . . . . . . . . . . 47

I

Inhaltsverzeichnis

4.2 Parameterstudien . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 494.2.1 Variation von Geschwindigkeit und Nickwinkel . . . . . . . . . . 494.2.2 Variation des Triebwerktyps . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 544.2.3 Variation von Gier- und Rollwinkel . . . . . . . . . . . . . . . . 57

4.3 Diskussion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62

5 Nachrechnung des Hudson River Unfalls 65

5.1 Flugdaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 655.2 Simulationsmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 675.3 Ergebnisse der Simulation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67

6 Zusammenfassung und Ausblick 71

Literaturverzeichnis 73

Anhang 77

A Kräfte auf die Stabelemente am linken Triebwerk 79

II

Abbildungsverzeichnis

2.1 Phasen der Notwasserung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42.2 Über- und Unterdruckeekt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42.3 Unfallbeispiele . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62.4 Notwasserungsexperiment eines skalierten Flugzeugrumpfes . . . . . . . 72.5 Diskretisierungsmöglichkeiten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92.6 SPH-FE Schema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112.7 Modellierung des zusätzlichen Suction-Kontaktes in VPS . . . . . . . . 122.8 AC-Ditch Aufbau und Ablauf . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132.9 Anbindung eines Pylons am Flügelkasten einer A300 und Pylonstruktur 162.10 Triebwerksanbindungspunkte des Triebwerks V2500 . . . . . . . . . . . 172.11 Versagen der Anbindung zwischen Triebwerk und Pylon bei überwiegend

horizontaler oder vertikaler Last . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.12 Versagen der Anbindung zwischen Pylon und Flügel bei überwiegend

vertikaler Last . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

3.1 Generisches Netz eines Triebwerkmodells . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.2 Grasche Darstellung des Versagensmodell (MAT202) . . . . . . . . . . 243.3 Validierungsschritte . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243.4 Beispielhafter Kraftverlauf eines Stabelementes im ersten Schritt der Va-

lidierung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253.5 Anbindungspunkte des Triebwerkes (Seitenansicht) . . . . . . . . . . . 263.6 Anbindungspunkte bei der Sicht von oben auf das Triebwerk . . . . . . 273.7 Generisches Transportugzeug D150 mit Positionierung der Triebwerke 283.8 AC-Ditch mit Erweiterung um Triebwerksmodul . . . . . . . . . . . . . 303.9 Schematischer Vergleich des Modells ohne Versagensmodell und mit Ver-

sagensmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 343.10 Flussdiagramm des Python-basierten Triebwerkmoduls . . . . . . . . . 353.11 Simulationsmodell . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

4.1 Verhalten des Gesamtugzeuges ohne Triebwerke ohne Suction-Kontaktund mit Suction-Kontakt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

4.2 Vergleich der Nickwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Simulationenohne Triebwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

4.3 Verhalten des Gesamtugzeuges mit Triebwerken und starren Triebwerks-anbindungen ohne Suction-Kontakt und mit Suction-Kontakt . . . . . . 40

4.4 Vergleich der Nickwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Simulationmit Triebwerken und starren Triebwerksanbindungen . . . . . . . . . . 41

4.5 Beispiel für Stabelementbenennung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42

III

Abbildungsverzeichnis

4.6 Kräfte der Stabelemente am rechten Triebwerk bei einer Versagenslastvon FV = 1000 kN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

4.7 Verhalten des Gesamtugzeuges bei einem Abreiÿen der Triebwerke . . 454.8 Kräfte der Stabelemente am rechten Triebwerk bei einer Versagenslast

von FV = 500 kN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 464.9 Vergleich des Nickwinkelverläufe der Referenzsimulationen mit Suction-

Kontakt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 474.10 Vergleich der Geschwindigkeitsverläufe der Referenzsimulationen mit

Suction-Kontakt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 484.11 Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 1 (vX,0 = 75 m/s, θ0 = 5,25) . 504.12 Verhalten des Gesamtugzeuges bei Fall 2 (vX,0 = 65 m/s, θ0 = 11) . . 514.13 Geschwindigkeitsvergleich zwischen Flugzeug und Triebwerken im Fall 1,

Fall 2 und der Referenzsimulation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 524.14 Kräfte auf die Stabelemente in z-Richtung am vorderen Anbindungs-

punkt des rechten Triebwerkes im Fall 1 und Fall 2 . . . . . . . . . . . 534.15 Vergleich der Nickwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Fälle 1

(vX,0 = 75 m/s, θ0 = 5,25) und 2 (vX,0 = 65 m/s, θ0 = 11) . . . . . . 544.16 Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 3 (Triebwerkstyp V2500) . . . 554.17 Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 4 (Triebwerkstyp PW1100G) . 564.18 Vergleich der Nickwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Fälle 3

(V2500) und 4 (PW1100G) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 574.19 Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 5 von der Seite und von vorne 594.20 Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 6 von der Seite und von vorne 604.21 Vergleich der Flugwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Fälle 5

(ψ0 = 0, φ0 = 4) und 6 (ψ0 = 4, φ0 = 0) . . . . . . . . . . . . . . . 61

5.1 Airbus A320-214 des Fluges US Airways 1549 während der Bergung . . 665.2 Verhalten des Gesamtugzeuges bei Nachrechnung des Hudson River Un-

falls mit einem generischen Transportugzeug . . . . . . . . . . . . . . 685.3 Flugwinkelverläufe und der Geschwindigkeitsverlauf bei Nachrechnung

des Hudson River Unfalls mit einem generischen Transportugzeug . . 69

A.1 Kräfte der Stabelemente bei der Referenzsimulation am linken Triebwerkbei einer Versagenslast FV = 1000 kN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 80

A.2 Kräfte der Stabelemente bei der Referenzsimulation am linken Triebwerkbei einer Versagenslast FV = 500 kN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81

IV

Tabellenverzeichnis

2.1 Gegenüberstellung von Abmaÿen und Gesamtmassen für die relevantenTriebwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

3.1 Hauptträgheitsmomente des Triebwerktyps CFM56 . . . . . . . . . . . 263.2 Gegenüberstellung der Positionierung der Triebwerke am Flugzeug . . . 273.3 Gegenüberstellung von Schwerpunktlage, Hauptträgheitsmomenten und

Masse des Gesamtugzeug ohne und mit Triebwerken . . . . . . . . . . 30

4.1 Anfangsbedingungen in den Referenzsimulationen . . . . . . . . . . . . 374.2 Anfangsbedingungen bei Variation von Geschwindigkeit und Nickwinkel 494.3 Verwendete Triebwerkstypen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 544.4 Anfangsbedingungen bei Variation von Gier- und Rollwinkel . . . . . . 57

5.1 Genutzte Werte für Nachrechnung des Hudson River Unfalls mit einemgenerischen Transportugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66

5.2 Vergleich zwischen A320-214 und dem verwendeten generischen Trans-portugzeug D150 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67

V

Symbolverzeichnis

Abkürzungen

Abkürzung Bedeutung

CPACS Common Parametrized Aircraft Conguration SchemaCS Certication SpecicationDLR Deutsches Zentrum für Luft und Raumfahrt e. V.EASA European Aviation Safety AgencyFAA Federal Aviation AdministrationFEM Finite Elemente MethodeGE General ElectricNTSB National Transportation Safety BoardPAX Persons approximatelySEPSTR Seperation stressSEPTHK Seperation thickness factorSMAES Smart Aircraft in Emergency SituationsSNECMA Société nationale d'études et de constructions de moteurs

d'aviationSPH Smoothed Particle HydrodynamicsVPS Virtual Performance SolutionRBODY Rigid Body

VII

Symbolverzeichnis

Formelzeichen

Latein

Zeichen Einheit Bedeutung

AS m2 Querschnittsäche Stabelemented mm KontakteindringtiefedNetz m AusgangsnetzdurchmesserdNeu m Neuer NetzdurchmesserE kN/mm2 ElastizitätsmodulEt kN/mm2 Tangentenmodul im plastischen BereichF kN KraftFM kN MasterkontaktkraftFS kN SlavekontaktkraftFT kN TriebwerksschubFV kN Versagenskraftg m/s2 Gravitationsbeschleunigunghc mm StandardkontakthöhehS m Höhe SPH FluidgebiethT m Gesamthöhe FluidgebietI kg mm2 TrägheitsmomentLmin m Kleinste ElementlängeLT mm TriebwerkslängelA m Länge Active BoxlFl m FlugzeuglängelNetz m AusgangsnetzlängelNeu m Neue NetzlängelS mm StablängelT m WasserbeckengesamtlängemGes kg Gesamtmasse des FlugzeugesmR kg FlugzeugrumpfmassemT kg TriebwerksmasseRT mm Triebwerksradiust ms ZeittGes s Simulationszeit∆t ms Stabiles ZeitinkrementvX m/s Geschwindigkeit in X-RichtungvZ m/s Geschwindigkeit in Z-RichtungwT m WasserbeckengesamtbreitexCOG m Gesamtschwerpunktposition in x-RichtungxR m Schwerpunktposition des Flugzeugrumpfes in x-RichtungxT m Schwerpunktposition der Triebwerke in x-Richtung

VIII

Griechisch

Zeichen Einheit Bedeutung

ε − Dehnungεp,max − Maximale plastische Dehnungθ Nickwinkelρ kg/m3 Dichteσy kN/mm2 Streckgrenzeψ Gierwinkelφ Rollwinkel

IX

1 Einleitung

Die Sicherheit im Luftverkehr ist ein wichtiges Thema in der Forschung und Entwick-lung. Seit Beginn des Flugzeugbaus begleitet diese die Auslegung jedes neuen Flug-zeugmusters. Spätestens seitdem das Flugzeug als Massenbeförderungsmittel eingesetztwird, ist z.B. das Verhalten des Flugzeuges bei Notlandungen ein unumgängliches The-mengebiet, insbesondere im Bezug auf die Sicherheit der Passagiere. Neben Notlan-dungen auf festem Untergrund ist ebenfalls das Notwassern von Bedeutung. Für Flug-zeugmuster, die Missionen über Wasser iegen, muss ein zufriedenstellendes Notwas-serungsverhalten nachgewiesen werden. Unter anderem wird untersucht, ob die kon-struierte Struktur des Flugzeuges den Kräften beim Aufprall auf Wasser standhält.Ein zufriedenstellendes Notwasserungsverhalten beinhaltet auch eine ausreichend langeSchwimmphase, um im Anschluss genügend Zeit für die Evakuierung der Insassen zuhaben. Heutzutage gibt es drei verschiedene Möglichkeiten für Hersteller im Rahmen derZulassung das Notwasserungsverhalten zu untersuchen und zu zertizieren. Dies reichtvom Vergleich mit bauartähnlichen Flugzeugmustern, die bereits für die Notwasserungzertiziert sind, über Experimente bis zu numerischen Simulationen. Letztere dienenaktuell zur Unterstützung der experimentellen Untersuchungen. Durch die heutzutageimmer weiter fortschreitende Computertechnologie wird beabsichtigt, Notwasserungenvon Flugzeugen bereits im Vorentwurf eines Flugzeuges am Computer zu simulieren.Ziel ist es, in Zukunft die Zulassung bezüglich des Notwasserungsverhaltens von Flug-zeugen weitgehend basierend auf numerischen Simulationen durchzuführen.

Das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. (DLR) entwickelt seit 2014 einauf Python basierendes Programm namens AC-Ditch. Es dient der Erstellung gene-rischer Notwasserungsmodelle und der Durchführung von Notwasserungssimulationen.Das dafür verwendete generische Transportugzeug berücksichtigte bisher neben demFlugzeugrumpf und den Flügeln keinerlei Anbauteile wie z.B. Triebwerke, die eines derwichtigsten Anbauteile darstellen. Für diese sehen die Hersteller bei zu hohen Kräf-ten während einer Notlandung ein Abreiÿen vom Flügel vor. Im Rahmen dieser Arbeitbesteht die Aufgabe darin, ein Triebwerksmodul mit Versagensmodell zu entwickelnund anschlieÿend den Einuss der Triebwerke auf das Notwasserungsverhalten zu un-tersuchen. Damit erfolgt ein weiterer Schritt in Richtung des globalen Ziels in ZukunftNotwasserungssimulationen von Gesamtugzeugen zu etablieren.

Zu Beginn wird in Kapitel 2 der Stand der Technik erläutert. Es wird beschrieben,wie eine Notwasserung deniert ist und welche Möglichkeiten für die Notwasserungs-zulassung neuer Flugzeuge bestehen. Zudem wird das Programm AC-Ditch erklärt.Abschlieÿend werden in Kapitel 2 für diese Arbeit relevante Triebwerkstypen, typischeAnbindungen der Triebwerke an den Flügel und das Abreiÿverhalten im Notlandefallaufgezeigt.

1

1 Einleitung

Kapitel 3 umfasst das entwickelte Triebwerksmodul. Es werden zunächst das Trieb-werksmodell und das genutzte Versagensmodell für die Triebwerksanbindungen be-schrieben, im Anschluss wird die Validierung der gewählten Modellierungsvariante er-läutert. Im zweiten Abschnitt des Kapitels wird gezeigt, wie das neue Triebwerksmodulin das Programm AC-Ditch implementiert wurde und welche Einstellungsmöglichkei-ten der Nutzer hat. Notwendige Anpassungen, die am bereits bestehendem Programmvorgenommen wurden, werden ebenfalls aufgezeigt. Anschlieÿend werden Ablauf undAufbau des entwickelten Triebwerkmoduls erläutert. Zum Ende des Kapitels wird dasfür die weiteren Untersuchungen genutzte Simulationsmodell mit Triebwerken und Ver-sagensmodell der Anbindungen dargestellt.

Das 4. Kapitel behandelt die durchgeführten numerischen Untersuchungen unter Ver-wendung des entwickelten Triebwerkmoduls. Im ersten Abschnitt wurden Referenzsi-mulationen durchgeführt, um unter anderem eine Versagenslast für die Triebwerksan-bindungen einzustellen. Im zweiten Abschnitt des Kapitels wurden mit einer festgeleg-ten Versagenslast verschiedene Parameterstudien zur Untersuchung des Einusses derTriebwerke auf das Notwasserungsverhalten durchgeführt. Diese beinhalteten Simulatio-nen mit verschiedenen Geschwindigkeiten, Flugwinkeln und verschiedenen Triebwerks-typen. Eine Diskussion der erzielten Ergebnisse rundet das Kapitel ab.

In Kapitel 5 wird mit dem etablierten Flugzeugmodell die Notlandung auf dem HudsonRiver aus dem Jahr 2009 nachgerechnet. Dazu wird zunächst eine Übersicht der relevan-ten Daten, Annahmen und Quellen gegeben, bevor anschlieÿend das Simulationsmodellsowie die -ergebnisse beschrieben werden.

Ein Vergleich zum Stand der Technik vor der Arbeit, sowie eine Zusammenfassung derErgebnisse und der gewonnenen Erkenntnisse schlieÿen die Arbeit ab.

2

2 Stand der Technik

Im Folgenden wird ein Einblick in die Grundlagen und den Stand der Technik gegeben.Dabei wird neben der eigentlichen Denition der Notwasserung von Transportugzeu-gen auch näher auf die für die Simulation genutzten numerischen Methoden sowie aufdas Programm AC-Ditch eingegangen. Das Kapitel beschreibt zudem typische Trieb-werksanbindungen, die für diese Arbeit relevant sind und das Abreiÿverhalten bei Über-last. Am Ende des Kapitels wird die Zielsetzung basierend auf dem Stand der Technikkonkretisiert.

2.1 Notwasserung von Transportugzeugen

Unfalldaten zeigen das 18% der potenziell überlebbaren zivilen Flugzeugunfälle auffesten, präparierten Boden erfolgen. Im Gegensatz dazu erfolgen 51% der zivilen Flug-zeugunfälle auf weichem Untergrund oder auf Wasser. Die weiteren Unfälle erfolgenüber Vegetation, Schnee oder unebenem Untergrund wie Felsen. [33]

Grundsätzlich wird die Kollision von Flugzeugen mit Wasser in zwei verschiedene Kate-gorien unterteilt: dem ungeplanten und dem geplanten Kontakt mit Wasser. Bei einemungeplanten Kontakt mit Wasser besteht keine oder nur sehr wenig Vorbereitungszeit.Dies führt dazu, dass Sicherheitsprozeduren nicht bzw. unvollständig durchgeführt wer-den können. Meist resultieren aus einem ungeplanten Kontakt höhere Beschleunigungenund Kräfte beim Aufprall. Dadurch sind die Opferzahlen bei solchen Unfällen typischer-weise höher. [32]Der geplante Kontakt wird auch als Notwasserung bezeichnet. Es handelt sich dabeium einen Kontakt mit dem Wasser mit genügend Vorlaufzeit zur Vorbereitung. Somitkönnen das Kabinenpersonal und die Piloten die für so einen Zwischenfall abzuarbei-tenden Punkte des Flughandbuches erfüllen. Dabei kann z.B. eine erneute Einweisungin den Gebrauch der Schwimmwesten erfolgen, das Aufrechtstellen der Rückenlehnenangewiesen werden und die Einweisung einer sicheren Sitzposition für die Passagiere er-folgen. Zusätzlich wird das Flugzeug auf eine Notwasserung vorbereitet, indem externeÖnungen geschlossen werden, um die Schwimmphase des Flugzeuges zu verlängern. Sobleibt mehr Zeit für die anschlieÿende Evakuierung der Passagiere. Des weiteren ist einegröÿtmögliche Verringerung der Masse des Flugzeuges anzustreben, um die Aufprall-geschwindigkeit zu senken. Dafür werden die Hochauftriebshilfen auf Maximalstellungausgefahren und Kraftsto abgelassen. [22]

Die Notwasserung wird in vier Phasen unterschieden. Die Anugphase (approach), Auf-prallphase (impact), Landephase (landing) und die Schwimmphase (oatation). Abbil-dung 2.1 zeigt die unterschiedlichen Phasen.

3

2 Stand der Technik

(1) approach (2) impact (3) landing (4) floatation

Abbildung 2.1: Phasen der Notwasserung [38]

Die Untersuchungen und Simulationen im Rahmen dieser Arbeit beschränken sich aufdie Aufprall- und Landephase. Es gibt einige hydrodynamische Eekte, die währendder Landephase auftreten können und im Folgenden kurz erläutert werden:

• Über- und Unterdruck

• Kavitation

• Luftkisseneekt

• Luftzufuhr

Unterdruck (suction) entsteht durch die typischerweise gekrümmte Rumporm einesFlugzeuges und die hohe Vorwärtsgeschwindigkeit relativ zum Wasser. Das Fluid er-fährt durch den Kontakt mit dem Rumpf bei einem Aufprall eine Beschleunigung. Da-durch sinkt der statische Druck nach dem Prinzip von Bernoulli. Ausschlaggebend fürdie Stärke des entstehenden Unterdrucks sind die Krümmung des Rumpfes an der Kon-taktstelle und die Aufprallgeschwindigkeit. Durch den entstehenden Unterdruck wirdder Rumpf in das Wasser gezogen und die Nase des Flugzeuges hebt sich an. NachExperimenten in den Quellen [27, 40] kann der Eekt stark genug sein, um die Kine-matik des Flugzeuges zu verändern. Um den Unterdruck entgegen zu wirken entstehtzudem ein Überdruck. Der Unterdruck ist im wesentlichen Verantwortlich für die lo-kalen strukturellen Lasten [37]. Abbildung 2.2 zeigt eine beispielhafte Druckverteilungan einem Flugzeugrumpf. Sinkt der statische Druck unter den Dampfdruck entstehtein Phasenwechsel des Wassers vom üssigen Zustand in Dampf. Dabei entstehen mitDampf gefüllte Blasen. Der Eekt wird als Kavitation bezeichnet. Durch die Luft, wel-che vom Rumpf verdrängt wird, entsteht ein Luftkisseneekt kurz vor dem Kontakt mitdem Wasser.

Unterdruck(suction)

Überdruck

W

AM

v

Abbildung 2.2: Über- und Unterdruckeekt [20]

4

2.1 Notwasserung von Transportugzeugen

Gleichzeitig wird durch die Vorwärtsbewegung Luft in das Wasser gedrückt(ventilation).Die beschriebenen Eekte werden direkt beeinusst von den Anugbedingungen desFlugzeuges und der Fluid-Struktur Interaktion [37].

Nach Patel und Greenwood [32] wird die Wahrscheinlichkeit einer sanfteren Landungerhöht, wenn einige Empfehlungen beachtet werden. Der Anug sollte mit einem ge-rade ausgerichteten Flugzeug erfolgen. Beim Erstkontakt sollte das Flugzeug sich ineiner Position benden, in der die Flugzeugnase nach oben zeigt (noseup position). DieSinkgeschwindigkeit sollte dabei nicht höher als ca. −1,52 m/s (−5 ft/s) sein.Herrscht ein hoher Wellengang auf dem Gewässer, ist darauf zu achten, dass die Landungparallel und nicht entlang der Wellenberge durchgeführt wird. Der Aufsetzpunkt ist aufdem Kamm oder dem Rücken einer Welle zu wählen.

Eine Einstufung von Schäden auf die Struktur eines Flugzeuges bei Wasser- oder Boden-kontakt erfolgte z.B. nach Johnson [22]. Er stuft den Schaden in sechs Kategorien ein.Kategorie eins ist mit leichten Stöÿen bezeichnet, wobei Kategorie sechs die komplette

Zerstörung des Flugzeuges bedeutet. Das Abreiÿen der Triebwerke fällt in Kategoriefünf (Extremer Schaden) bzw. sechs, abhängig davon wie schwer der Rumpf und dieTanks zugleich beschädigt werden. Zusätzlich untersuchte er bei 153 Unfällen von Flug-zeugen zwischen den Jahren 1959 und 1979 den entstandenen Strukturschaden. Unteranderem zeigte sich, dass bei 55% der Unfälle ein Abreiÿen von einem oder mehrerenTriebwerken stattfand.

Die Relevanz des Verhaltens eines Transportugzeuges beim Landen auf Wasser wurdedurch den Zwischenfall des US-Airways-Flug 1549 deutlich. Am 15. Januar 2009 e-len bei einer Airbus A320-214 kurz nach dem Start vom Flughafen LaGuardia in NewYork City beide Triebwerke aus. Der Ausfall der Triebwerke wurde durch die Kollisionmit einem Vogelschwarm hervorgerufen. In Folge dessen musste das Flugzeug mit 150Passagieren auf dem Hudson River notlanden. Trotz der Landung auf dem Wasser über-lebten alle Passagiere, das Kabinenpersonal und die Piloten den Unfall (Abbildung 2.3,links). Während der Notlandung auf dem Hudson River erfolgte ein einseitiger Trieb-werksabriss (In Flugrichtung links). In Abschnitt 5.1 wird auf die Flugdaten des US-Airways-Flug 1549 noch detaillierter eingegangen. [30]Ein weiterer Zwischenfall ereignete sich mit einer Boeing 707-351C auf dem Viktoriaseein Tansania. Am 3. Februar 2000 landete das Frachtugzeug nach zwei Durchstartma-növern ca. 5 km vor der Landebahn des Flughafens von Mwanza. Durch eine zu geringeHöhe nach zwei fehlgeschlagenen Landungen erreichte das Flugzeug für den drittenLandeversuch nach einem Kurvenug nicht mehr ausreichend Höhe. Bei den Nachun-tersuchungen wurde deutlich, dass das Flugzeug zuerst mit der linken Tragäche dasWasser berührte. Deswegen weist die Spitze der linken Tragäche auf dem rechten Bildder Abbildung 2.3 eine gröÿere Beschädigung auf als an der rechten Tragäche. Bei derKollision mit der Wasseroberäche lösten sich ebenfalls die vier Triebwerke vom Flug-zeug. Diese trennten sich vom Flugzeug ohne weiteren Schaden zu verursachen [26]. Allefünf Besatzungsmitglieder überlebten den Unfall. Neben diesen beiden Beispielen gibtes zahlreiche weitere Notwasserungen (siehe z.B. [26, 41]).

Die obigen Beispiele und Untersuchungen verdeutlichen wie wichtig die nähere Betrach-tung von Notwasserungen in der Design- und Zertizierungsphase ist. Ebenfalls wurdegezeigt, dass die Triebwerke ein nicht vernachlässigbares Anbauteil des Gesamtugzeu-ges darstellen.

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2 Stand der Technik

Abbildung 2.3: US-Airways-Flug 1549 nach erfolgreicher Landung auf dem Hudson Ri-ver, USA(links,[30]). Eine weitere erfolgreiche Landung auf Wasser zeigtdie Boeing 707-351C auf dem Viktoriasee, Tanzania (rechts,[26]).

2.2 Zertizierungsanforderungen und -methoden

Grundsätzlich muss ein Hersteller mit seinem Flugzeug bestimmte Anforderungen fürdie Zulassung erfüllen. Für groÿe Transportugzeuge sind diese von der European Avia-tion Safety Agency (EASA) in den Certication Specications (CS) 25 festgehalten [12].Neben den europäischen Vorschriften gibt es ebenfalls die amerikanischen Regulariender Federal Aviation Administration (FAA) [16], welche allerdings weitgehend identischsind. Für einen geplanten Kontakt mit dem Wasser sind besonders folgende Paragra-phen von Relevanz:

• CS 25.563 - Structural ditching provisions

• CS 25.801 - Ditching

• CS 25.807 (e) - Emergency exits

• CS 25.1411 (a) - General safety equipment

• CS 25.1415 (a) - Ditching equipment

Nach EASA CS 25.561 muss die Struktur eines Flugzeuges für Notlandungen so ausge-legt sein, dass die Insassen keine schweren Verletzungen erleiden und nach der Landungdie Möglichkeit zu einer schnellen Evakuierung haben. Beispielsweise dürfen Insassenin Vorwärtsrichtung maximale Beschleunigungen von 9g erfahren [12].

Um die Forderungen der Behörden zu erfüllen und eine Zulassung zu erhalten, werdenvon Herstellern drei verschiedene Möglichkeiten genutzt. Eine davon ist die Möglich-keit, einen Vergleich mit anderen bereits zugelassenen Flugzeugmustern durchzuführenund davon Erkenntnisse für das neue Flugzeug abzuleiten. Eine weitere Methode istdie Durchführung von Experimenten mit skalierten Modellen. Die jüngste Methodestellt die Computersimulation von Notwasserungen dar. Die drei Varianten der Unter-suchungsmethoden werden im Nachfolgenden näher erläuert. [6]

6

2.2 Zertizierungsanforderungen und -methoden

Vergleich mit bauartähnlichen Flugzeugmustern

Bei dieser Variante weist der Hersteller nach, dass das neue Flugzeug in Bauweise,Geometrie und Gröÿe einem anderen Flugzeug, welches bereits ein zufriedenstellendesNotwasserungsverhalten gezeigt hat, hinreichend ähnelt. Ein Beispiel dafür ist ein neuesFlugzeug mit einer gröÿeren Flügeläche als sein Vorgängermodell. Durch die gröÿereFlügeläche wird davon ausgegangen, dass das Flugzeug einen höheren Auftrieb erfährt,was bei einer Notwasserung von Vorteil ist. [32]

Diese Möglichkeit der Zertizierung ist allerdings begrenzt. Sie ist nur zulässig für bau-artähnliche Flugzeuge. Da im Flugzeugentwurf allerdings oft versucht wird neue Ideenund Innovationen umzusetzen, stöÿt diese Variante dort an ihre Grenzen.

Experimente

Eine weitere Nachweismethode stellt die Durchführung von Experimenten dar. Es gibtdazu viele Berichte von Experimenten in der Literatur. Einige Beispiele für Notwasse-rungsexperimente sind in [18, 27, 39] zusammengetragen. Es kann unterschieden werdenzwischen skalierten Flugzeugmodellen (Abbildung 2.4) und realen Flugzeugen. Diese Artvon Experimenten dient meist dazu, das Verhalten des Flugzeuges vom Aufprall bis zumBeginn der Schwimmphase zu analysieren. Zusätzlich kann die kinematische Stabilität,das Messen von Druck, Beschleunigungen und Kräften oder Daten zur Schwimmphasebei unterschiedlichem Wellengang dabei von Bedeutung sein.

Abbildung 2.4 (a) zeigt den Test eines geführten skalierten Flugzeugrumpfes. In Abbil-dung 2.4 (b) ist der dazugehörige Versuchsaufbau gezeigt. Im Versuch erfolgt der Was-seraufprall skalierter Modelle oder einfacher Strukturformen geführt unter Verwendungeiner Führungsschiene. Es besteht auch die Möglichkeit Experimente durchzuführen indenen die Modelle frei iegen.

(a) Geführtes Notwasserungsexperiment (b) Versuchsaufbau

Abbildung 2.4: Notwasserungsexperiment eines skalierten Flugzeugrumpfes [25]

Dabei sind unterschiedliche Instrumente und Kameras im Einsatz. Vorteil bei solchenExperimenten ist, dass neue Kongurationen und ihre Wechselwirkung mit Wasser un-tersucht werden können. Zudem ist es möglich verschiedene Wellenbewegungen zu be-rücksichtigen. Nachteilig bei dieser Methode sind der Aufwand und die Kosten für die

7

2 Stand der Technik

Durchführung und Modellherstellung. Ebenfalls ist die Wiederholung eines Experimen-tes mit einem Modell und gleichen Anug- und Randbedingungen schwierig. Physika-lische Eekte wie Unterdruck oder Kavitation werden bei Experimenten mit skaliertenModellen zusätzlich nicht richtig abgebildet (Skalierungseekte). [6]

Numerische Simulation

Der Gebrauch von numerischen Simulationen für die Untersuchung von Notwasserun-gen ist durch den Fortschritt in der Computertechnologie in den vergangenen Jahrengestiegen. Heutzutage eingesetzte Simulationen basieren jedoch auf starren Struktur-modellen, die keine Fluid-Struktur Interaktion (Kopplung) berücksichtigen, was als Li-mitierung angesehen wird. Es können nahezu beliebige Strukturen simuliert werden,da eine aufwändige Herstellung von Teststrukturen wie bei Experimenten entfällt. DieKosten dieser Methode sind dadurch im Vergleich zu realen Experimenten geringer.

Nachteilig ist bei dieser Methode, dass die Validierung und Einstellung besonders derphysikalischen Eekte aufwändig ist und diverse Annahmen getroen werden.

Ziel ist es, die Zulassung bezüglich des Notwasserungsverhaltens von Flugzeugen in Zu-kunft weitgehend basierend auf Simulationen durchzuführen. Das folgende Kapitel zeigtwelche Möglichkeiten der gekoppelten numerischen Simulation von Notwasserungen esheutzutage gibt.

2.3 Numerische Simulation von Notwasserungen

Durch die kontinuierliche Leistungssteigerung von Computern konnten detailliertere nu-merische Methoden entwickelt werden. Diese erlauben die simultane Lösung der Struk-tur und des Fluids. Es gibt grundsätzlich drei Möglichkeiten um die Gleichungen übereine netzbasierte Diskretisierung auszudrücken:

• Lagrange Formulierung: Bei dieser Formulierung folgen die Knoten des Re-chennetzes den Materialpartikeln während der Bewegung (Abbildung 2.5 (a)).Der Vorteil liegt bei der Beschreibung von freien Oberächen zwischen verschie-denen Materialien. Ein Schwachpunkt ist die Unfähigkeit groÿe Verzerrungen desRechengebietes zu kompensieren ohne aufwendige Neuvernetzungen durchzufüh-ren. Diese Methode wird meist in der Strukturmechanik genutzt. [7]

• Euler Formulierung: Das Material bewegt sich durch das im Raum xierteNetz (Abbildung 2.5 (b)). Groÿe Verformungen können einfach behandelt werden,allerdings auf Kosten der Präzision der Schnittstellendenition und Strömungsin-formationen. Diese Methode wird oft in der Fluiddynamik verwendet. [7]

• Gemischte Lagrange-Euler Formulierung (ALE): Diese Formulierung vereintdie Vorteile der Lagrange und Euler Formulierungen. Über ein beliebiges Referenz-koordinatensystem ist es dem Rechennetz erlaubt sich zu verformen. Gleichzeitigkönnen sich die Materialpartikel, wie bei der Euler Formulierung, durch das Re-chennetz bewegen (Abbildung 2.5 (c)). [7]

8


Bei der Simulation von Notwasserungen werden sowohl ein Strukturmodel als auchein Fluidmodell zusammen berechnet. Für das Strukturmodell wird mit der explizitenFiniten Elemente Methode eine Lagrange Formulierung verwendet. Die Herausforderungliegt in der Modellierung des Wassergebietes. Bei einer Nutzung der Finite ElementeMethode (Lagrange Formulierung) für das Wasser zeigte sich allerdings, dass in demMoment des Kontaktes zwischen Struktur und Fluid groÿe Netzverzerrungen auftretenkönnen, die den Zeitschritt drastisch senken und zu Instabilitäten führen.

Bei der Nutzung der Euler Formulierung für das Wassergebiet muss das diskretisier-te Rechennetz höher und breiter angesetzt werden, was zum Anstieg der Rechendauerführt. Neben den übernommenen Vorteilen der Lagrange und Euler Formulierungen istdie ALE Formulierung durch die erlaubte Bewegung sehr rechenaufwändig [21]. Verglei-chende Untersuchungen der verschiedenen Formulierungen anhand von Vogelschlagsi-mulationen sind [21] zu entnehmen.

a) Lagrange Netz ist an Material gebunden.

b) Euler Das Netz ist fixiert und das Material bewegt sich durch das Netz hindurch.

c) ALE Das Material im Inneren kann sich bewegen. Gleichzeitig kann das Netz sich verformen.

d) SPH Das Material ist über

netzfreie Partikel modelliert.

Abbildung 2.5: Diskretisierungsmöglichkeiten [21]

Eine Alternative zu oben genannten Formulierungen bietet sich durch die Verwendungeiner netzfreien Methode. Ein Beispiel für eine netzfreie Methode ist die SmoothedParticle Hydrodynamics (SPH) Methode (Abbildung 2.5 (d)), die im Rahmen dieserArbeit eingesetzt wird. Eine kurze Einführung folgt in Abschnitt 2.3.1.

Wie bei dynamischen Simulationen üblich, erfolgten die durchgeführten Notwasserungs-simulationen im Rahmen dieser Arbeit durch eine explizite Zeitintegration, bei der fürdie Modellierung der Struktur die FE Methode und für das Wassergebiet die SPHMethode genutzt wurde. Die Simulationen wurden mit dem Löser VPS (Virtual Per-formance Solution) durchgeführt (Früher PAM-CRASH).

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2 Stand der Technik

2.3.1 Smoothed Particle Hydrodynamics Methode

Die SPHMethode wurde 1977 von Gingold und Monaghan [19] und Lucy [24] eingeführt,um Probleme in der Astrophysik zu lösen. Heute ist sie besonders bei Wassersimula-tionen in den verschiedensten Themengebieten im Einsatz. Sie wird bei groÿskaligenProblemen, wie z.B. Staudammsimulationen, genutzt oder bei kleinskaligen Modellen,wo zum Teil das Verhalten einzelner Flüssigkeitstropfen simuliert wird. Bei der netz-freien Formulierung erhält ein Partikel die Fluidinformationen durch Nachbarpartikelin seiner Umgebung. Grundsätzlich gibt es zwei Schritte, um die SPH Methode zuerläutern.

Kernel Näherung

Im ersten Schritt können für gewünschte Informationen an der Stelle r Informationenin einem Einussbereich von der Stelle r′ mit der Gewichtung der sogenannten KernelFunktion W mit einbezogen werden. Die Kernel Näherung kann für die Funktion f(r)als das Integral über das Rechengebiet Ω wie folgt geschrieben werden:

f(r) ≈∫

Ω

f(r′)W (r − r′, h)dr′. (2.1)

Nach der partiellen Ableitung der Kernel Näherung und der anschlieÿenden Anwendungdes Gauÿschen Integralsatzes kann das Integral über das Rechengebiet Ω, welches durchdie Fläche S begrenzt ist, wie folgt ausgedrückt werden:

∇f(r) ≈ −∫

Ω

f(r′)∇W (r − r′, h)dr′. (2.2)

Die Kernel Näherung einer abgeleiteten Feldfunktion ist dadurch abhängig von denWerten der Funktion und den Ableitungen der Kernelfunktion W und nicht mehr vonden Ableitungen der Funktion selber. Hierbei zeigt sich der Vorteil der SPH Methode,denn ∇W ist analytisch bekannt. [20]

Partikel Näherung

Die Abbildung 2.6 zeigt einige Partikel in einem Rechengebiet. Die Eigenschaften desPartikels im Punkt i berechnen sich durch die gewichtete Summierung der Eigenschaf-ten seiner Nachbarpartikel j in einem durch die Kernelfunktion W begrenzten Ein-ussbereich Ωj. Die Gewichtung des Einusses jedes Nachbarpartikels erfolgt über denAbstand (ri − rj) und das Partikelvolumen mj/ρj.

Aufgrund der endlichen Anzahl an Partikeln im Einussbereich kann die kontinuierlicheForm der Kernel Näherung aus Formel 2.1 auch als diskretisierte Form der Summe allerNachbarpartikel wie folgt geschrieben werden:

f(ri) ≈N∑j

mj

ρjf(ri)W (ri − rj, h). (2.3)

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λhri

rjx

y

i

j

W

Ωj

r

FM,kFM,m

FS,i

hcd

Abbildung 2.6: SPH-FE Schema

Das Verhältnis zwischen mj/ρj ist das Partikelvolumen und N ist die Anzahl der sichim Einussbereich von Partikel i bendlichen Nachbarpartikel. Die Formel 2.2 lässt sichfür die Partikel Annäherung wie folgt schreiben:

∇f(ri) ≈ −N∑j

mj

ρjf(rj)∇W (ri − rj, h). (2.4)

Durch diese Näherungen können nun die grundlegenden uiddynamischen Erhaltungs-gleichungen (Massenerhaltung, Impulserhaltung und Energieerhaltung) nach den For-meln 2.5, 2.6 und 2.7 gelöst werden.

dρ

dt= −ρ∇ · v (2.5)

dv

dt= −1

ρ∇p (2.6)

du

dt= −p

ρ∇ · v (2.7)

Dabei ist ρ die Dichte, t die Zeit,v der Geschwindigkeitsvektor, p der Druck und udie spezische innere Energie. Durch die eben aufgeführten Gleichungen entsteht einGleichungssystem mit fünf Gleichungen (Gleichung 2.6 enthält den dreidimensionalenGeschwindigkeitsvektor) mit sechs zu lösenden Unbekannten. [20]

Somit muss dem Gleichungssystem noch eine zusätzliche Gleichung hinzugefügt werden.Die Gleichung die dem Gleichungssystem hinzugefügt wird ist die Tait'sche Zustands-gleichung für Wasser:

p(ρ) = p0 +c2

0ρ0

γ

[(ρ

ρ0

)γ− 1

]. (2.8)

Darin ist p0 der Referenzdruck, ρ0 ist die Ausgangsdichte, c0 die Schallgeschwindigkeitund γ der Adiabatenexponent. Durch diese Gleichung ist der Druck nun von der Dichte

11

2 Stand der Technik

abhängig, was eine künstliche Kompressibilität hervorruft. Dies ist zulässig für Fälle,in denen die Strömungsgeschwindigkeit deutlich unter der Schallgeschwindigkeit desFluids bleibt. [20]

Ausführlichere Informationen zu den Ausführungen und zur SPH Methode sind denReferenzen [37] und [42] zu entnehmen.

2.3.2 Kopplung

Die Kopplung zwischen den SPH Fluidpartikeln und der FE Struktur wird durch einenStrafkontakt (Penalty Contact) umgesetzt. Die SPH Partikel werden als Slave dekla-riert, wohingegen die Finiten Elemente der Flugzeugstruktur als Masteroberächen fest-gelegt werden. Bei dieser Art von Kontakt wird jeder Slaveknoten auf ein Eindringen indie Kontaktzone der Masteroberäche überprüft. Sobald ein Slaveknoten in die Kontakt-zone eingedrungen ist, wirkt eine Straftkraft auf den Slaveknoten und auf die Knotender Masteroberäche. Abbildung 2.6 zeigt einen Knoten (grün) der in die Kontaktzoneeingedrungen ist. Die Strafkraft (FS,i =

∑j FM,j) ist dabei abhängig von der Eindring-

tiefe d. Wird die Eindringtiefe gröÿer, steigt auch die Strafkraft. [15]

Da dieser Kontakt rein repulsiv wirkt und somit nicht den physikalischen Eekt desentstehenden Unterdrucks (Suction, siehe Abschnitt 2.1) imitieren kann, besteht dieMöglichkeit zusätzlich eine Trennungsspannung in dem Kontakt zu denieren, um denUnterdruckeekt näherungsweise zu simulieren (Abbildung 2.7).

hc

SEPTHK * h c

Abbildung 2.7: Modellierung des zusätzlichen Suction-Kontaktes in VPS

Nach dem Kontakt eines Partikels mit einem Element bleibt der Partikel an demElement haften, solange die vom Nutzer vorgegebene Trennungsspannung (seperati-on stress, SEPSTR) kleiner als die Strafkontaktspannung ist. Die Kontakthöhe diesesanziehenden Kontaktes ergibt sich aus dem Produkt des Trennungsdickenfaktors (se-peration thickness factor, SEPTHK) und der Kontakthöhe des Standartkontaktes hc.Mehr Information sind der Literatur [4, 5, 20] zu entnehmen.

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2.4 AC-Ditch

2.4 AC-Ditch

Das für die Generierung von Notwasserungs-Simulationsmodellen entwickelte Programmdes DLR trägt den Namen AC-Ditch. Es wird seit 2014 am Institut für Bauweisenund Strukturtechnologie entwickelt. Die Simulation von Flugzeugen durch gemeinsamenumerische Simulation von FE-SPH ist aufwändig aufgrund der Geometrieerzeugung,Vernetzung, Festlegung der Randbedingungen, Materialmodelle, SPH Partikel Anord-nung und Kontaktdenition. All diese Schritte manuell durch einen Nutzer ausführenzu müssen ist fehleranfällig. Zudem wäre es sehr zeitaufwändig. AC-Ditch erzeugt au-tomatisch alle notwendigen Eingabedateien für die Simulation mit VPS und startet imAnschluss die Simulation des erzeugten Modells.

Abbildung 2.8 zeigt den modularen Aufbau und den Ablauf von AC-Ditch. Das gesamtePre-Processing verläuft durch AC-Ditch automatisiert. Der Nutzer muss lediglich die imAnschluss an die Simulation notwendige Auswertung der Ergebnisse (Post-Processing)selbstständig durchführen. Neben der Automatisierung und der Zeitersparnis gibt eszwei weitere Vorteile von AC-Ditch. In der Designphase können jederzeit Änderungenam Flugzeugdesign erfolgen. Es wäre äuÿerst zeitaufwändig für jede Änderung am Flug-zeugdesign AC-Ditch anpassen zu müssen. Die Parametrisierung von AC-Ditch aller-dings erlaubt Änderungen am Flugzeugdesign ohne mehr Aufwand. Ein weiterer Vorteilist der modulare Aufbau des Programms. Er ermöglicht eine einfache Einbindung vonneuen Modulen oder Modizierungen.

CPACS file User Input

INPUT

AC-DITCH

Initialize

Fuselage

Wing / Empennage

Aerodynamics

Water

Master

Start

Library

Abbildung 2.8: AC-Ditch Aufbau und Ablauf [38]

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2 Stand der Technik

Die Eingangsdaten die AC-Ditch benötigt, beinhalten zum einen eine CPACS-Datei(Common Parametrized Aircraft Conguration Schema) für das Flugzeugdesign undzum anderen verschiedene Python-Dictionaries zusammengefasst in einer Python-Datei(in Abbildung 2.8 mit User Input bezeichnet). Die CPACS-Datei enthält alle Flugzeug-daten wie z.B. Geometriebeschreibung, Materialien oder Spant- und Stringerabmaÿe.In den User Inputs können z.B. Einstellungen zum Wassermodell, die Laufzeit derSimulation, Randbedingungen wie Geschwindigkeiten und Ausrichtung des Flugzeu-ges, Kontakteinstellungen und Einstellungen für die zu speichernden Ergebnisse getä-tigt werden. Der Nutzer kann in den User Inputs auch wählen ob er den zusätzlichenSuction-Kontakt (siehe Abschnitt 2.3.2) in der Simulation nutzen möchte oder nicht.Diese Einstellungen werden in den Python-Dictionaries festgelegt und bei der Ausfüh-rung von AC-Ditch automatisch eingelesen.

AC-Ditch besteht aus den Hauptmodulen Fuselage (Flugzeugrumpf), Wing/Empen-nage (Flügel und Leitwerke), Aerodynamics (Aerodynamik), Water (Wasser), Master(Fluid-Struktur-Kopplung) und Start (Clustersteuerung).

Für den Flugzeugrumpf (Fuselage) kann gewählt werden zwischen einem bereits erzeug-ten Flugzeugmodell aus einem digitalen Speicher oder einem neuen Rumpf. Ein neuesRumpfmodell wird mit dem Programm AC-Crash erzeugt, welches ebenfalls vom Insti-tut für Bauweisen und Strukturtechnologie entwickelt wurde. Dieses nutzt ebenfalls dieGeometriedaten der CPACS-Datei. Für nähere Informationen dazu wird auf [34, 35, 36]verwiesen.

Flügel und Leitwerke können entweder als Balkenelemente oder als Schalenelemen-te ausgeführt werden. Während die Balkenmodellierung starre oder elastische Flügel-und Leitwerksmodelle ermöglicht, kann die Schalenmodellierung nur als Starrkörpererfolgen.

Das Aerodynamikmodul bietet drei Möglichkeiten an. Die Durchführung der Simula-tion ohne Aerodynamik, mit einem einfachen Auftriebsmodell oder mit einem detail-lierten Aerodynamikmodell. Wird eine Simulation ohne Aerodynamik eingestellt, wirddas Aerodynamikmodul übersprungen und auf das Flugzeug wirkt lediglich die Gravi-tationskraft. Das einfache Auftriebsmodell gleicht zu Beginn der Simulation die Massedes Gesamtugzeuges durch eine Auftriebskraft aus, die dann über eine denierte Zeitlinear auf Null abgesenkt wird. Bei dem detaillierten Aerodynamikmodell wird abhän-gig von Geschwindigkeit und Nickwinkel der Auftrieb während der Simulation ständigneu berechnet und aktualisiert. Das detaillierte Aerodynamikmodell stellt damit dasrealistischste Modell dar. Für eine ausführlichere Beschreibung des detaillierten Aero-dynamikmodells wird auf [20] verwiesen.

Anschlieÿend erfolgt in AC-Ditch die Verschiebung des Gesamtugzeuges in die ge-wünschte Startposition über dem Wasserbecken anhand des tiefsten Knoten des Ge-samtugzeuges.

Bei den Einstellungen der Gröÿe des Wasserbeckens im User Input wird unterschiedenzwischen den Abmaÿen des Feldes der SPH Partikel und den Abmaÿen der sich imAuÿenbereich bendlichen Volumenelemente. Zusätzlich kann eine aktive Box (ActiveBox ) eingestellt werden. Der SPH-Algorythmus berücksichtigt nur die Partikel inner-halb dieser Box, die sich mit der Struktur mit bewegt, wodurch die Simulation ezienterwird [37, 38].

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2.5 Triebwerksanbindungen und deren Versagen

Das Mastermodul erstellt die Kopplung zwischen den SPH Partikeln und den Fini-te Elementen (Abschnitt 2.3.2). Das Startmodul startet die Simulation automatischnachdem AC-Ditch das gesamte Modell erzeugt hat. Für detaillierte Informationen desProgrammes AC-Ditch wird auf [5] verwiesen.


Die Berücksichtigung der Triebwerke in der Schadensstatistik von Johnson [22] (sie-he Abschnitt 2.1) deutet darauf hin, dass die Triebwerke eines Flugzeuges bei einerNotwasserung einen Einuss auf das Verhalten haben können. Die Hersteller sehen einVersagen der Triebwerksanbindungen bei Überlasten vor. Bei den behandelten Trieb-werken und Triebwerksanbindungen wurden im Rahmen dieser Arbeit lediglich Gastur-binentriebwerke mit Anbaukongurationen unterhalb der Tragächen betrachtet. Derfolgende Abschnitt beschreibt, wie allgemein die Anbindungen zwischen Flugzeug undTriebwerk umgesetzt sind und wie ein Versagen der Triebwerksanbindungen abläuft.

2.5.1 Relevante Triebwerkstypen

Zunächst werden drei Triebwerke, die für die Gröÿe des in dieser Arbeit genutzten Flug-zeuges üblich sind, aufgelistet und gegenübergestellt. Ein sehr häug verbautes Trieb-werk ist der Typ CFM56. Die Baureihe des Joint-Venture zwischen General Electric(GE) aus den USA und der Société nationale d'études et de constructions de moteursd'aviation (SNECMA) aus Frankreich ist seit den 1970er Jahren im Gebrauch. Heuteist es noch in der A320, A340 und der Boeing 737 im Einsatz. Ein weiteres relevantesTriebwerk ist das V2500. Die römische Fünf steht für die beteiligten Gründungsunter-nehmen im Jahre 1983, wozu z.B. Rolls-Royce und Pratt & Whitney gehörten. DieZahl 2500 ist ein Hinweis auf die angestrebte Schubklasse von 25.000 lbf. Das V2500ist das direkte Konkurrenzprodukt zum vorher erwähnten CFM56. Eines der neuestenTriebwerke für diese Gröÿe von Flugzeugen stellt das PW1100G vom Hersteller Pratt& Whitney dar. Es hatte seinen Erstug im Jahr 2013 und soll zukünftig am A320neooperieren.

Die Abmaÿe der drei Triebwerksmodelle wurden [2] entnommen. Für die Massenan-gaben wurden Zertizierungsdokumente der EASA genutzt und daraus die Werte ver-schiedener Triebwerksvarianten eines Typs gemittelt. In den jeweiligen Dokumenten fürdas CFM56 [9], V2500 [10] und PW1100G [11] beziehen sich die Werte auf die leereMasse des Kerntriebwerks. Diese beinhaltet das Kerntriebwerk, Zubehör und Überwa-chungsbauteile. Betriebsstoe sind nicht berücksichtigt. Da für diese Arbeit das Gesamt-triebwerk inklusive Anbauteilen, Zubehör, Betriebsmittel und Gondelverkleidung vonBedeutung ist, wird für die Gesamtmasse 25 % der Masse des Kerntriebwerks addiert.Die Tabelle 2.1 stellt die verwendeten Abmaÿe und Gesamtmassen der drei betrachtetenTriebwerke gegenüber.

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2 Stand der Technik

Tabelle 2.1: Gegenüberstellung von Abmaÿen und Gesamtmassen für die relevantenTriebwerke

CFM56 V2500 PW1100G

Länge [m] 3,43 5,25 3,65Durchmesser [m] 2,07 2,01 2,60Masse [kg] 3125 3225 3625

2.5.2 Triebwerksanbindungen

Bei der Anbindung eines Triebwerkes am Flugzeug wird unterschieden zwischen der Ver-bindung zwischen Triebwerk zum Pylon und zwischen Pylon zum Flügelkasten. Es gibtfür diese Anbindungen verschiedene Varianten. Für die nähere Beschreibung wird sichauf die Anbindungsarten beschränkt, die für die beschriebene Gröÿe des Flugzeuges undder Triebwerkstypen in dieser Arbeit üblich sind. Die Abbildung 2.9 zeigt die Anbin-dung vom Pylon zum Flügelkasten am Beispiel einer A300. Es ist zu erkennen, dass dreiAnbindungspunkte genutzt werden. Zwei vordere Punkte (A und B in Abbildung 2.9)und ein Punkt am hinteren Ende des Pylons (D).

Abbildung 2.9: Anbindung eines Pylons am Flügelkasten einer A300 (oben) und Pylon-struktur (unten) [28]

Bei der Verbindung zwischen diesen beiden Baugruppen muss besonders darauf ge-achtet werden, dass es zu keinem Betriebszeitpunkt zu einer Überlagerung der Pylon-und Flügeleigenfrequenz kommt. Zusätzlich dürfen Wärmeausdehnungen nicht zu Span-nungsspitzen führen. Aus diesen Gründen sind die beiden vorderen Anbindungen meistals Festlager ausgeführt und die hintere Anbindung als schwimmende Lagerung. [13]

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Eine Variante der Verbindung zwischen Pylon und Triebwerk zeigt die Abbildung 2.10am Beispiel des Triebwerks V2500. Die vordere Anbindung des Triebwerks erfolgt hin-ter dem Fan über zwei plane Befestigungspunkte mittels Bolzen. Über Schubstangen(thrust link assembly) wird die Aufnahme der entstehenden Schubkräfte durch die vor-dere Anbindungstelle sichergestellt. Zusätzlich überträgt die vordere Anbindung seitlichund vertikal wirkende Kräfte. Die hintere Anbindung nimmt das entstehende Momentdurch die Rotation der Wellensysteme im Inneren des Triebwerks auf. Seitliche und ver-tikale Kräfte werden ebenfalls von der hinteren Anbindung aufgenommen. Die schwim-mende Lagerung des hinteren Anbindungspunktes in Flugrichtung verhindert möglicheSpannungen durch thermische Ausdehnung. [13]

Abbildung 2.10: Triebwerksanbindungspunkte des Triebwerks V2500 [13]

2.5.3 Versagen der Triebwerksanbindungen bei Überlast

Für den Überlastfall an den Triebwerksanbindungen ist ein Versagen nach EASA CS25.362 (Engine failure loads) [12] vorgesehen. Es dient dazu, das Triebwerk als Bau-gruppe inklusive aller Elektronik- und Hydraulikleitungen möglichst problemlos vondem mit entzündlichem Treibsto gefüllten Flügel zu trennen. Wie ein Versagen derAnbindungen zwischen Triebwerk und Pylon erfolgt, zeigt die Abbildung 2.11.

Bei einer horizontalen Kraft sollen die Anbindungen A und B so versagen, dass sich dasTriebwerk nach hinten unter dem Flügel entlang abtrennt. Bei einer vertikalen Kraftsoll zunächst die hintere Anbindung (Punkt B in Abbildung 2.11) versagen, um so eineBewegung vor den Flügel zu bewirken.

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2 Stand der Technik

Abbildung 2.11: Versagen der Anbindung zwischen Triebwerk und Pylon bei überwie-gend horizontaler (links) oder vertikaler (rechts) Last [28]

In Abbildung 2.12 ist zu erkennen, wie bei einer vertikal wirkenden Kraft auch die An-bindung zwischen Pylon und Flügel versagen kann. Nach Niu [28] werden die Versagen-spunkte meist zwischen Triebwerk und Pylon gewählt (Abbildung 2.11), um möglichstwenig Schaden am Flügelkasten zu verursachen.

Abbildung 2.12: Versagen der Anbindung zwischen Pylon und Flügel bei überwiegendvertikaler Last [29]

Die Lasten bei denen eine Trennung der Anbindungen zwischen Triebwerk und Pylonoder zwischen Pylon und Flügel stattnden soll, werden durch speziell dimensionierteBolzen und Strukturen deniert. Werte sind nicht verfügbar, jedoch geben Lastvielfachedie Möglichkeit einer Abschätzung der minimal zu ertragenden Lasten für die Trieb-werksanbindung. Nach Niu [29] sind im Folgenden einige beispielhafte Lastfaktoren fürdie Dimensionierung der Triebwerksbefestigung aufgeführt, bei denen es nicht zum Ver-sagen kommen darf:

• In vertikaler Richtung für den Landeimpuls gelten Lastfaktoren von −4g bis +8gder Triebwerksmasse.

• Ein dreifacher Triebwerksschub gilt als Lastfaktor in horizontaler Richtung.

• Bei einem Unfall gilt in horizontaler Richtung ein Lastfaktor von 9g der Trieb-werksmasse.

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2.6 Konkrete Zielsetzung

2.6 Konkrete Zielsetzung

Es wurde erläutert, dass die Notwasserung einen kritischen Lastfall für die Zulassungneuer Flugzeugmuster darstellt. Gröÿte Priorität haben die Unversehrtheit der Insassenund eine möglichst schnelle Evakuierung. Die numerische Simulation stellt durch gerin-gere Kosten und umfangreichere Untersuchungsmöglichkeiten eine eektive Ergänzungfür die bisher genutzten Zulassungsmethoden dar. Das Programm AC-Ditch des DLRInstituts für Bauweisen und Strukturtechnologie dient zur Erstellung von Modellen zurSimulation von Flugzeugnotwasserungen. Bisher wurden Triebwerke für diese Simula-tionen nicht berücksichtigt. Die Aufgabe für diese Arbeit besteht darin, das ProgrammAC-Ditch um ein Triebwerksmodul zu erweitern und den Einuss der Triebwerke aufdas kinematische Verhalten des Flugzeuges durch Simulationen zu untersuchen. Dafürsollen zunächst Modellierungsvarianten für Triebwerk, Pylon und Triebwerksanbindungerarbeitet werden. Anschlieÿend soll die gewählte Modellierung mit einem Versagens-modell versehen werden, welches bei Überlast das Abreiÿen der Triebwerke ermöglicht.

Für das zu entwickelnde Modul können nach den bisher beschriebenen Abschnitten be-reits konkretere Ziele angesetzt werden. Das neue Triebwerksmodul sollte sich durchFlexibilität und Automatisierung auszeichnen. Zudem sind möglichst wenig Eingabe-parameter für das Modul anzustreben, damit es für den Nutzer einfach einstellbar ist.Das erzeugte Triebwerksmodell sollte ebenfalls möglichst einfach und robust sein undkeine zu detaillierte Modellierung aufweisen, da dies zu nicht akzeptablen Rechenzeitender Gesamtsimulation führen würde. Die Modellierung des Pylons und der Anbindungs-punkte sollte ein realistisches Abreiÿverhalten ermöglichen.

Durch die anschlieÿenden Simulationen sollen die Fragen beantwortet werden, ob Trieb-werke in Notwasserungssimulationen berücksichtigt werden sollten und wie sich daskinematische Verhalten des Flugzeuges bei zusätzlich modellierten Triebwerken verän-dert. Weiterhin soll untersucht werden, welche Modellierung für die Anbindung zwi-schen Triebwerk und Flügel zu wählen ist und welche Versagenslast den Anbindungenvorgegeben werden sollte.

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3 Entwicklung des Triebwerkmoduls

Das folgende Kapitel beschreibt zu Beginn das gewählte Triebwerksmodell mit Ver-sagensmodell und die Validierung des gewählten Modells. Im zweiten Abschnitt wirderläutert, wie das Triebwerksmodul aufgebaut und in das Programm AC-Ditch einge-bunden wurde.

3.1 Triebwerksmodell

Dieser Abschnitt beschreibt das Triebwerkmodell. Es werden zunächst die Modellie-rungsvarianten von Triebwerk, Pylon und den Anbindungspunkten erläutert, bevoranschlieÿend auf das Versagensmodell und die Validierung des Modells eingegangenwird.

3.1.1 Modellierungsvarianten

Für die abgezielte Art von Simulationen muss zwischen benötigtem Detaillierungsgradund zulässiger Rechendauer abgewogen werden. Die Modellierung von Baugruppen wirdoft vereinfacht, um Rechenzeit einzusparen. Dabei sollte das mechanische und physikali-sche Verhalten beibehalten werden. Aus Kapitel 2 können bereits einige Vereinfachungenfür Triebwerk und Pylon abgeleitet werden.

Für das Triebwerksmodell wurde ein starres Schalenmodell aus einem generischen Netzumgesetzt (Abbildung 3.1). Die starre Modellierung wurde gewählt, da in Realität einsehr fester Triebwerkskern lediglich geringe Triebwerksverformungen zulässt. Auf einedetaillierte Innenmodellierung des Triebwerkes wurde verzichtet. Bei Simulationen die-ser Art ist das globale Verhalten des Triebwerkes von Bedeutung und weniger das derinneren Bauteile.

Fan-Fläche

Abbildung 3.1: Generisches Netz eines Triebwerkmodells

21


Zudem würde eine detaillierte Modellierung des Inneren die Rechendauer erhöhen. Beider Fläche des Fans wurde eine plane, nach hinten verschobene Fläche gewählt. So kön-nen die entstehenden Wasserinteraktionen mit der Vorderkante des Triebwerkmodellsabgebildet werden. Sowohl bei den Trägheitsmomenten als auch bei der Masse wurdedarauf geachtet realistische Werte zu nutzen.

Der Detaillierungsgrad des Pylon konnte ebenfalls minimiert werden. Ähnlich wie beimTriebwerk wurde auf eine detaillierte Fachwerkbauweise des Pylons (siehe Abbildung 2.9,unten) verzichtet. Letztendlich wurde der Pylon mit Stabelementen als Starrkörper mo-delliert und am Flügel befestigt.

Wie bereits in Abschnitt 2.5.3 erläutert, benden sich die Versagenspunkte typischer-weise zwischen Triebwerk und Pylon und nicht zwischen Pylon und Flügelkasten, umSchäden am im Flügel bendlichen Tank zu vermeiden. Auf detaillierte Modellierungvon Bolzen oder Anbindungspunkten wurde wegen eines deutlichen Anstiegs der Re-chenzeit verzichtet. Um das gewünschte Abreiÿverhalten der Triebwerke zu ermöglichen(siehe Abbildung 2.11) ist die einfachste Modellierung einer Punktanbindung nicht aus-reichend. Es mussten demnach mindestens zwei Anbindungspunkte (vordere und hintereAnbindung) umgesetzt werden. Dazu wurden Stabelemente verwendet.

Neben den verschiedenen Modellierungsvarianten der Bauteile gibt es unterschiedli-che Möglichkeiten für die Modellierung des Versagens der Anbindungen. Dafür stelltder genutzte Löser VPS verschiedene Materialtypen zur Verfügung. Der folgende Ab-schnitt 3.1.2 beschreibt detailliert das gewählte Versagensmodell.

3.1.2 Versagensmodell

Wie in Abschnitt 2.5.3 bereits erwähnt, sind für die Versagenslast der Anbindungenkeine konkreten Werte verfügbar. In der Literatur [29] gibt es allerdings einige minimalzu ertragende Lastfaktoren mit denen eine Überschlagsrechnung durchgeführt werdenkann, um einen Anhaltspunkt für die Dimension der Versagenslasten zu erhalten (sieheAbschnitt 2.5.3). Es ergeben sich folgende minimal zu ertragende Lasten: Fx

FyFz

=

3 · FT2, 5 ·mT · g8 ·mT · g

. (3.1)

Für den Schub FT eines CFM56 Triebwerkes wurde ein Wert von 110 kN recherchiert.Die Masse wurde wie in Abschnitt 2.5.1 für das CFM56 mit ca. 3125 kg berechnet. Esergeben sich folgende Kräfte in die verschiedenen Koordinatenrichtungen bis zu denendie Triebwerksanbindungen halten müssen: 3 · 110 kN

2, 5 · 3125 kg · 9, 81m/s2

8 · 3125 kg · 9, 81m/s2

=

330 kN77 kN245 kN

. (3.2)

Für einen Unfall wird zusätzlich ein allgemeiner Lastfaktor von 9g in horizontaler Rich-tung angenommen. Für diesen Faktor ergibt sich eine Kraft von 276 kN, die die Anbin-dungen aushalten müssen.

22


Die Verbindung zwischen Triebwerk und Pylon erfolgte über die Verbindung von Knotender Stabelemente mit dem Starrkörper-Referenzknoten des Triebwerks. Für das Versa-gensmodell wurde für die Stabelemente ein Materialmodell hinterlegt. Das gewählteMaterialmodell ist ein elastisch-plastisches Materialverhalten (Material 202 in VPS),welches ausschlieÿlich bei Stabelementen nutzbar ist [14, 15]. Für dieses Material kannvorgegeben werden, bei wie viel plastischer Dehnung (εp,max) die damit modelliertenElemente aus der Simulation gelöscht werden (siehe Abbildung 3.2). Dies ist gleichzu-setzen mit dem Versagen der Anbindungen. Für Material 202 müssen folgende Wertehinterlegt werden:

• Dichte ρ

• Elastizitätsmodul E

• Streckgrenze σy• Tangentenmodul für den plastischen Bereich Et• Maximale plastische Dehnung für Elementelimination (εp,max)

Für die vollständige Denition eines Stabelementes gehört neben den zwei Knoten-nummern und der Materialkarte ebenfalls eine Partkarte. Über diese Partkarte wirddas eigentliche Stabelement mit dem gewünschten Material gekoppelt. Zudem wird inder Partkarte die Querschnittsäche AS der Elemente hinterlegt. Über einfache me-chanische zusammenhänge können nun die benötigten Variablen für eine gewünschteVersagenslast FV festgelegt werden.

Die Dichte wurde mit ρ = 7850 kg/m3 festgelegt. Der Elastizitätsmodul wurde konstantbei E = 100 kN/mm2 belassen. Diese beiden Werte und die Länge der Stabelementesollten mit Bedacht gewählt werden, da sie das stabile Zeitinkrement ∆t nach Courant-Friedrichs-Lewy Stabilitätskriterium (CFL Kriterium) beeinussen (Formel 3.3). [23]

∆t ≤ Lmin√E

ρ

(3.3)

Demnach sind die Länge des kürzesten Stabelementes, der Elastizitätsmodul und dieDichte zeitschrittrelevant. Werden diese Werte unüberlegt gewählt, kann dies die Re-chendauer stark negativ beeinussen.

Die genutzte Querschnittsäche von AS = 50mm2 wurde anhand einer Parameterstu-die ermittelt. Bei den Parameterstudien zeigte sich, dass bei zu hohen Querschnittenein deutliches Schwingen der Stabelemente auftritt. Über die gewählte Querschnittsä-che und die gewünschte Versagenslast kann die für das Materialmodell einzustellendeStreckgrenze nach Formel 3.4 berechnet werden. Für die Versagenslast wurde anhandder vorherigen Überschlagsrechnung und Referenzsimulationen des Gesamtugzeugesmit angebundenen Triebwerken zunächst eine Kraft von FV = 500 kN je Stabelementfestgelegt.

σy =FVAS

=500 kN

50mm2= 10 kN/mm2 (3.4)

23


Die Elemente sollen direkt nach Erreichen der Streckgrenze versagen. Deshalb ist derTangentenmodul für den plastischen Bereich gleich Null und die plastische Dehnungfür die Elementelimination mit einem Wert von 1 · 10−5 sehr niedrig gewählt. Für dieGesamtdehnung ε bis zum Versagen werden 10% gewählt. Die Stablänge (lS) wurdeaufgrund der Zeitschittrelevanz mit 100 mm festgelegt.

ε

σy

σ

εp,max

VersagenE

Et

Abbildung 3.2: Grasche Darstellung des Versagensmodell (MAT202)

Für die numerische Simulation ist es nicht von Bedeutung, ob es sich bei den Werten fürσy, E und ρ um reale Materialwerte handelt. Bei einer gewünschten Versagenslast undunter Berücksichtigung des stabilen Zeitinkrementes ergeben sich die Werte wie ebenbeschrieben. Es zeigt sich, dass die Versagenslast bei diesem Vorgehen alleine durch dieStreckgrenze σy variiert werden kann.

3.1.3 Validierungsschritte

Die Validierung des gewählten Versagensmodells erfolgte über drei Schritte, welche inAbbildung 3.3 gezeigt sind.

N1.0N2.1

N2.0

F1

F2

F

1. Schritt 2. Schritt 3. Schritt

Z

X

N1.1

Abbildung 3.3: Validierungsschritte

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Im ersten Schritt wurde ein einfaches Simulationsmodell aufgebaut (siehe Abbildung 3.3,links). Es beinhaltet lediglich vier Knoten und zwei Stabelemente. Zwei der vier Knoten(N1.0 und N1.1) sind fest eingespannt, wohingegen die anderen beiden Knoten (N2.0und N2.1) frei beweglich sind. Die Knoten N1.0 und N1.1 benden sich auf exakt dergleichen Position.

Über zwei Kraftvektoren (F1 und F2) wurden die Stäbe an den Knoten N2.0 und N2.1unterschiedlich belastet. Um Schwingungen aufgrund eines abrupten Angris der Kräftzu verhindern, wurden die Kräfte über eine Halbsinuswelle sukzessive aufgeprägt. DasVersagen erfolgte wie gewünscht, nach dem Erreichen der eingestellten Versagenslastvon 90 kN. Die Abbildung 3.4 zeigt den Kraftverlauf eines Stabelementes währenddieser Simulation. Es ist zu erkennen, wie das Element bei der vorgegebenen Kraftvon 90 kN versagt und keine höhere Kraft aufnimmt. Um durch das Versagen unddie resultierende Entlastung keine Schwingungen hervorzurufen, wird das Element übereine Dauer von 100 Zeitschritten aus der Simulation gelöscht.

0 5 10 15 20Zeit t [ms]

0

20

40

60

80

100

Kra

ftF

[kN

]

Abbildung 3.4: Beispielhafter Kraftverlauf eines Stabelementes im ersten Schritt derValidierung

Nach dem erfolgreichen Test des Minimalmodells wurde die Modellierung erweitert. Imzweiten Schritt wurden zwei der Modelle, wie in Schritt eins zu sehen, in das Triebwerks-modell integriert. Die Abbildung 3.5 zeigt eine schematische Seitenansicht des Modellsund die darin verwendeten Stabelemente für Pylon- und Versagensmodelle. Ein Anbin-dungspunkt zwischen Pylon und Triebwerk bendet sich im vorderen Bereich und derzweite Anbindungspunkt liegt im hinteren Bereich. Dazu wurden die Knoten (N1.0 undN1.1), an denen der Pylon angebracht ist, zur Starrkörperdenition des Pylons hinzuge-fügt. Die Knoten (N2.0 und N2.1) am Ende der Stabelemente wurden dagegen mit demStarrkörper des Triebwerkes verbunden, der über seinen Schwerpunkt deniert ist. Es istzu erkennen, dass die Stäbe in die positive z-Richtung und die positive x-Richtung aus-gerichtet sind. Daraus resultieren geringere Schwingungen der Stabelemente bei einerangreifenden Kraft (siehe Abbildung 3.3, mitte).

25


zx

Abbildung 3.5: Anbindungspunkte des Triebwerkes (Seitenansicht)

Um ein realistisches Verhalten des Triebwerkes zu erhalten, musste der Starrkörpermit realistischen Werten für Masse und Trägheitsmomente bestückt werden. Die Träg-heitsmomente wurden näherungsweise über die Formel für einen Vollzylinder ermittelt(Formel 3.5). Eine Beispielrechnung erfolgt für den Triebwerkstyp eines CFM56. DieDeviationsmomente in Formel 3.5 sind Null, da es sich bei den Achsen der berechnetenGeometrie um Hauptachsen handelt.

I =mT

2

R2T 0 0

01

2· (R2

T +L2T

3) 0

0 01

2· (R2

T +L2T

3)

(3.5)

Die Triebwerksmasse mT liegt für das CFM56 Triebwek bei 3125 kg. Der Radius RT

beträgt ca. 1035 mm. Die Länge LT des CFM56 liegt bei 3430 mm. Es ergeben sich fürdas CFM56 Triebwerk die in Tabelle 3.1 gezeigten Hauptträgheitsmomente.

Tabelle 3.1: Hauptträgheitsmomente des Triebwerktyps CFM56

Ixx [kg mm2] 1673,7·106

Iyy [kg mm2] 3900,6·106

Izz [kg mm2] 3900,6·106

Das Modell wurde anschlieÿend mit Lasten in x, y und z-Richtung belastet. Das Ver-halten bei Belastungen in x- und z-Richtung erschien realistisch. Bei Belastungen iny-Richtung, also bei einer seitlichen Kraft, drehte sich das Triebwerk mit seinem Schwer-punkt allerdings über die oben bendlichen Anbindungspunkte um die x-Achse. DiesesVerhalten zeigte sich, weil Stabelemente keine Biege- und Torsionsmomente aufnehmenkönnen. Um dem Problem entgegen zu wirken und mehr Stabilität zu erreichen, wur-den die Anbindungen in y-Richtung kopiert und jeweils um ±200 mm (pylon_copy)verschoben. Für den Wert der Verschiebung wurde ein realer Abstand der vorderenAnbindungen zwischen Pylon und Triebwerk gewählt.

26


Abbildung 3.6 zeigt eine schematische Ansicht von oben auf das Triebwerksmodell mitvier Anbindungspunkten.

yx

200 mm

Abbildung 3.6: Anbindungspunkte bei der Sicht von oben auf das Triebwerk

Nach zufriedenstellenden Simulationsergebnissen mit dem zweiten Modell, folgte imdritten Schritt die Validierung am Gesamtugzeug. In der Abbildung 3.7 sind die we-sentlichen Abmaÿe des genutzten Flugzeuges gezeigt. Die Abbildung verdeutlicht, überwelche Parameter die Positionierung der Triebwerke am Gesamtugzeug erfolgt. Durchdie Parameter engx, engy und engz kann die Position am Gesamtugzeug vorgegebenwerden.

Tabelle 3.2: Gegenüberstellung der Positionierung der Triebwerke am Flugzeug

CFM56 V2500 PW1100G

engx [m] 12,85 13,66 12,90engy [m] 5,75 5,75 5,75engz [m] -2,29 -2,29 -2,29

Die Tabelle 3.2 enthält die genutzten Positionierungen der möglichen Triebwerkstypen.Dabei ist zu erkennen, dass sich lediglich die Positionierung in x-Richtung verändert,da der Flügel gleich bleibt.

Zu Beginn des dritten Validierungsschrittes wurde eine Versagenslast von 500 kN je Sta-belement angesetzt (vgl. Abschnitt 3.1.2). Zusätzlich wurde der Pylon mit dem Starrkör-per des Flugzeuges verbunden. Es musste ein Kontakt zwischen Flügel und Triebwerkenhinzugefügt werden, um nach dem Abreiÿen eine Durchdringung der beiden Bauteile zuverhindern. Dafür wurde ein Strafkontakt, wie in Abschnitt 2.3.2 beschrieben, genutzt.Die Triebwerke bilden die Masteroberächen, die Knoten des Flügels sind in diesemKontakt die Slaveknoten.

27


engy

37,61 m

engx

21,99 m

16,96 m

5,87 m4,14 m engz

z

x

y

x

Abbildung 3.7: Generisches Transportugzeug D150 mit Positionierung der Triebwerke

Die Validierungssimulationen des Versagensmodells am Gesamtugzeug zeigten ein Ab-reiÿen der Triebwerke bei der gewünschten Last. Näheres zum Abreiÿverhalten und dergewählten Versagenslast in der Gesamtsimulation folgt in Kapitel 4.

28

3.2 Triebwerksmodul

3.2 Triebwerksmodul

In diesem Abschnitt wird das Python-basierte Triebwerksmodul beschrieben. Zunächstwird erläutert, wie das neue Modul in das Programm AC-Ditch eingebunden wurde. Eswird ebenfalls erläutert, welche Änderungen am Flugzeugmodell durchgeführt werdenmussten. Anhand eines Flussdiagrammes wird anschlieÿend der Aufbau und Ablauf desTriebwerksmoduls näher beschrieben.

3.2.1 Einbindung in AC-Ditch

Das zugrunde liegende Programm AC-Ditch wurde bereits in Abschnitt 2.4 erläutert.Um das Flugzeugmodell um Triebwerke zu erweitern, wurde ein neues Modul in dasGesamtprogramm AC-Ditch eingebunden. Das neue Modul wurde mit der Python-Version 2.7 geschrieben.

Das Modul für die Erstellung der Triebwerke wird nach der Erstellung von Rumpf undFlügeln ausgeführt. Die Abbildung 3.8 zeigt den Ablauf von AC-Ditch mit dem neuenModul und macht dessen Einordnung deutlich. Es wurde zudem ein neues Dictionary indie Python-Datei User Input eingebaut, worüber der Nutzer die Einstellungen für dasTriebwerksmodul tätigen kann. Es handelt sich um folgende Einstellungsmöglichkeiten:

• engines (Antrieb): Diese Option ermöglicht es dem Nutzer zu wählen, ob das ver-wendete Flugzeug mit oder ohne Triebwerke generiert werden soll. Bei der Angabe,das Flugzeug ohne Triebwerke nutzen zu wollen, wird das gesamte Triebwerksmo-dul übersprungen und nicht ausgeführt. Diese Option ermöglicht ein schnellesUmschalten zwischen einem Flugzeug mit und ohne Triebwerke.

• failure (Versagen): Bei dieser Option kann ausgewählt werden, ob die Möglichkeitbestehen soll, dass die Triebwerksanbindungen versagen, oder ob die Triebwerkestarr am Flugzeug angebracht sein sollen.

• number (Anzahl): Dadurch kann die Anzahl der Triebwerke, die durch das Trieb-werksmodul erzeugt werden sollen, ausgewählt werden. Aktuell besteht die Mög-lichkeit für Kurz- und Mittelstreckenugzeuge zwei Triebwerke auszuwählen oderfür groÿe Langstreckenugzeuge wie beispielsweise einem Airbus A380 vier Trieb-werke erzeugen zu lassen. In dieser Arbeit beschränkt sich die Nutzung allerdingsauf zweistrahlige Kongurationen.

• type (Typ): Die letzte Option lässt den Nutzer den Triebwerkstyp wählen. Esstehen die Triebwerkstypen CFM56, V2500 und PW1100G zur Verfügung. Fürdie jeweilige Anpassung wird das eingelesene Netz des Triebwerkes auf die not-wendige Gröÿe skaliert.

Wie die vom Nutzer gewünschten Eingaben im Triebwerksmodul verarbeitet und um-gesetzt werden, wird im nächsten Abschnitt beschrieben.

29


CPACS file User Input

INPUT

AC-DITCH

Initialize

Fuselage

Wing / Empennage

Aerodynamics

Water

Master

Start

Library

Engine

Abbildung 3.8: AC-Ditch mit Erweiterung um Triebwerksmodul (In Anlehnung an [38])

Nach der Einbindung des Triebwerkmoduls mussten zusätzlich Änderungen am ModulFuselage durchgeführt werden. Durch das Hinzufügen der Triebwerke wurden Schwer-punktlage, Hauptträgheitsmomente und Gesamtmasse des Gesamtugzeuges verändert.Die Werte sind für das Gesamtugzeug ohne Triebwerke und mit Triebwerken des TypsCFM56 in Tabelle 3.3 gegenübergestellt. Die Tabelle zeigt besonders einen Einuss aufdie Schwerpunktlage und die Gesamtmasse des Flugzeuges. Der Einuss auf die Haupt-trägheitsmomente ist dagegen mit unter 1% Abweichung vernachlässigbar klein. Um dieGesamtmasse zu korrigieren, konnte lediglich die Masse der erzeugten Triebwerke vonder Gesamtmasse des Flugzeuges subtrahiert werden.

Tabelle 3.3: Gegenüberstellung von Schwerpunktlage, Hauptträgheitsmomenten undMasse des Gesamtugzeug ohne und mit Triebwerken

OhneTriebwerke

MitTriebwerken(unkorrigiert)

MitTriebwerken(korrigiert)

x-Position [mm] 16490 16201 (-1,75%) 16490y-Position [mm] 0 0 0z-Position [mm] -430 -577 (-34,4%) -430Ixx [kg mm2] 4,56433·1012 4,57212·1012 (+0,17%) 4,57212·1012

Iyy [kg mm2] 3,31719·1012 3,32499·1012 (+0,23%) 3,32499·1012

Izz [kg mm2] 1,35815·1012 1,36150·1012 (+0,25%) 1,36150·1012

mGes [kg] 72547 78797 (+9%) 72547

30

3.2 Triebwerksmodul

Für die Anpassung des Schwerpunktes musste der ursprüngliche Schwerpunkt des Flug-zeugrumpfes verschoben werden, um mit den zusätzlichen Triebwerken wieder die ins-gesamt gewünschte Schwerpunktlage des Gesamtugzeuges zu erhalten. Die benötigteVerschiebung des Rumpfschwerpunktes xR lässt sich beispielhaft für die x-Koordinaten-richtung über folgende Formeln ermitteln.

mGes · xCOG =n∑i=1

mi · xi (3.6)

mGes · xCOG = mR · xR +mT · xT (3.7)

xR = (mGes · xCOG −mT · xT ) · 1

mR

(3.8)

Wird bei einer Nutzung der Triebwerke der Rumpfschwerpunkt in x-, y- und z-Richtungum die für die Koordinatenrichtungen berechneten Werte in Anlehnung an Formel 3.8verschoben, so ergibt sich zusammen mit den Schwerpunkten der Triebwerke ein kor-rekter Gesamtschwerpunkt des Flugzeuges. Die Anpassungen der Gesamtmasse unddes Schwerpunktes erfolgen automatisiert und für jeden Triebwerkstyp individuell imTriebwerksmodul.

3.2.2 Aufbau Triebwerksmodul

Während der Ausführung des Triebwerkmoduls werden zwei Dateien geschrieben. Indie erste Datei werden alle VPS-Karten geschrieben. Die zweite Datei beinhaltet dasNetz. Zusätzlich zu der sich hier anschlieÿenden Beschreibung zeigt die Abbildung 3.10ein Flussdiagramm des Triebwerkmoduls. Sämtliche Moduleingaben aus dem User In-

put(engine, failure, number und type) werden zu Beginn der Modellerstellung demSchnittstellen-Dictionary Commons übergeben, um die Informationen während der Er-stellung des Triebwerkmoduls verarbeiten zu können.

Eingabewerte und Berechnung grundlegender Faktoren

Einige Einstellungen sind nicht direkt im User Input veränderbar. Diese sind im Trieb-werksmodul hinterlegt. Dazu gehören:

• Durchmesser und Länge des eingelesenen generischen Triebwerknetzes

• Durchmesser, Länge und Masse eines gewünschten Triebwerktyps

• Positionierung der Triebwerke am Gesamtugzeug

• Position der Pylonanbindung an den Triebwerken, inklusive Abstand der Anbin-dungspaare in y-Richtung (pylon_copy)

• Länge der Stabelemente (lS) des Versagensmodells

• Materialmodellparameter des Versagensmodells (siehe Abschnitt 3.1.2)

31


Grundsätzlich sind diese Werte eingestellt und sollten nur bei Sonderfällen angepasstwerden, da einige von ihnen (siehe Abschnitt 3.1.2) die Rechendauer maÿgeblich beein-ussen.

Im Anschluss wird zunächst die benötigte Skalierung für die Anpassung des eingelesenengenerischen Netzes an den gewünschten Triebwerkstypen berechnet, um die korrekteTriebwerksgröÿe zu erhalten. Die benötigten Faktoren für die Länge (Skalx) und denDurchmesser (Skalyz) ergeben sich wie folgt:

Skalx =lNeulNetz

(3.9)

Skalyz =dNeudNetz

(3.10)

Im Anschluss werden die Trägheitsmomente für den gewünschten Triebwerkstyp überdie zu Beginn hinterlegten Durchmesser, Länge und Masse des neuen Triebwerktyps be-rechnet. Die Berechnung erfolgt über die Formel 3.5 (siehe Abschnitt 3.1.3). Diese For-mel ist im Skript hinterlegt und wird automatisch für den gewünschten Triebwerkstypausgeführt, um diese Werte später auf den Schwerpunkt des Triebwerkes aufzuprägen.

Einlesen des Triebwerknetzes und anschlieÿende Skalierung

Bei einem Schleifendurchlauf wird je ein Triebwerk erzeugt, welches mit dem Einle-sen des Netzes eines generischen Triebwerksmodells beginnt. Der Koordinatenursprungdes Triebwerkes liegt im Schwerpunkt. Die Erzeugung eines beliebigen Triebwerktypsaus einem generischen Netz ist eine der grundlegenden Funktionen des neuen Moduls.Hierzu muss zunächst eine Datei mit Knoten und Schalenelementen eingelesen werden.Die x-Koordinaten der Knoten werden mit dem Faktor Skalx multipliziert, um die ge-wünschte Länge zu erhalten. Die y- und z-Koordinaten werden dagegen mit dem FaktorSkalyz multipliziert, um auf den benötigten Durchmesser zu kommen. Zudem wird imSchwerpunkt des Triebwerkes ein Knoten erzeugt. Dieser wird später genutzt, um dieTrägheitsmomente und die Masse für den Starrkörper des Triebwerkes zu denieren. Imgleichen Schritt werden alle Knoten zusätzlich um die zu Beginn des Skriptes festgelegtePosition des Triebwerkes am Flugzeug verschoben.

Um später bei der Erzeugung des Gesamtugzeuges keine Probleme mit bereits ver-gebenen Knoten-, Material- oder Partnummern zu bekommen wird das Schnittstellen-Dictionary Commons genutzt. In ihm sind alle bereits verwendeten Nummern gespei-chert. Sobald z.B. eine neue Knotennummer benötigt wird, sucht die Funktion getID

unter Berücksichtigung der bereits gespeicherten Nummern in Commons eine neuenoch nicht verwendete Nummer. Anschlieÿend wird Commons mit der nun verwen-deten Nummer aktualisiert. Dies wird für alle neu erzeugten Elemente, Materialien,Partkarten o.ä. durchgeführt. So ist ein Konikt durch doppelt denierte Elementnum-mern bei der Erzeugung des Gesamtugzeuges ausgeschlossen.Die Knoten des bereits skalierten und verschobenen Triebwerknetzes werden unter Be-rücksichtigung der bereits vergebenen Nummern neu nummeriert. Im Anschluss werdenden ebenfalls neu nummerierten Schalenelementen die geänderten Knotennummern zu-geordnet.

32

3.2 Triebwerksmodul

Erzeugen des Pylons und der Anbindungspunkte

Nach dem Bearbeiten des eingelesenen Triebwerknetzes folgt nun die Erzeugung derzusätzlich benötigten Knoten für die Versagenselemente und dem vereinfachten Pylon.Anschlieÿend werden über diese Knoten die Stabelemente deniert. Die Anordnung unddas schematische Aussehen des Modells mit Versagenselementen und vereinfachten Py-lon wurde bereits in Abschnitt 3.1.3 beschrieben. Die Position der Anbindungspunktezwischen Pylon und Triebwerk wird über einen zu Beginn festgelegten prozentualenFaktor der Länge und des Durchmessers des Triebwerkes berechnet. So passt sich diePosition der Anbindungspunkte bei einer Änderung der Triebwerksabmaÿe z.B. bei ei-nem neuen Triebwerktyp automatisch an. Der Abstand der Knoten für die versagendenStabelemente wird über den zu Beginn denierten Wert lS vorgegeben.Im Anschluss erfolgt die Denition der benötigten Material- und Partkarten für dieStabelemente des Pylons und der Versagenselemente. Dabei werden die im Modul hin-terlegten und bereits in Abschnitt 3.1.2 erwähnten Materialmodellparameter genutzt.Ist für den zu Beginn festgelegten Parameter pylon_copy ein Wert ungleich Null an-gegeben, wird die Erzeugung der zusätzlichen Knoten und die daran anschlieÿendeErzeugung der Stabelemente mit der angegebenen Verschiebung durchlaufen (siehe Ab-bildung 3.6). So resultieren vier Anbindungspunkte zwischen Pylon und Triebwerk undes wird eine höhere seitliche Stabilität erzielt.

Im Anschluss werden die Material- und die Partkarte für das Triebwerk geschrieben.Im Folgenden wird zwischen einem starr angebrachten Triebwerk oder einem Triebwerkmit Versagensmodell unterschieden. Dies erfolgt über den bereits im Abschnitt 3.2.1beschriebenen Eingabeparameter failure.

Anbindung ohne Versagensmodell

Wurde die failure Option im User Input auf Null gesetzt, ist kein Versagen der Trieb-werksanbindungen gewünscht. Dies benötigt keinerlei Anpassungen von Trägheitsmo-menten, Massen oder Schwerpunkten. Alle bis dahin erzeugten Elemente (Pylon, Trieb-werk) werden dem bereits vorhandenen Starrkörper des Flugzeuges hinzugefügt. Da dieDatei mit der Starrkörperkarte des Flugzeuges bereits vor Ausführung des Triebwerks-moduls geschrieben wurde, werden alle erzeugten Elemente über zusätzliche Zeilen indie bestehende Datei integriert. Somit ist eine starre Anbindung der Triebwerke garan-tiert.

Anbindung mit Versagensmodell

Für ein gewünschtes Versagen der Triebwerksanbindungen bei einer Überlast mussdie failure Option im User Input auf Eins eingestellt sein. Für diese Option ist dieSchwerpunktlage und Masse am bereits erzeugten Flugzeug zu verändern (siehe Ab-schnitt 3.2.1). Im Gegensatz zur starren Anbindung werden bei dieser Option nur dieKnoten des vereinfachtes Pylons dem Starrkörper des Flugzeuges hinzugefügt. Den Un-terschied zwischen beiden Optionen macht die Abbildung 3.9 deutlich.

33


Starrkörper des Gesamflugzeuges

Starrkörper der Triebwerke

Triebwerksanbindungen ohne Versagensmodell Triebwerksanbindungen mit Versagensmodell

Anbindung Pylon-Flügel

Abbildung 3.9: Schematischer Vergleich des Modells ohne Versagensmodell (links) undmit Versagensmodell (rechts)

Auf der rechten Seite ist der Fall mit Versagensmodell abgebildet. Das Triebwerk ist eineigener Starrkörper mit Schwerpunkt, Masse und Trägheitsmomenten. Dadurch kannsich der Starrkörper des Triebwerkes über die Stabelemente relativ zum Gesamtug-zeug bewegen und bei einer Überlast abreiÿen. Der Referenzknoten des Starrkörpersist sein Schwerpunkt. In diesem Knoten werden sowohl die bereits in Abschnitt 3.1.3berechneten Trägheitsmomente, als auch die Masse der Triebwerke deniert. Bei derMöglichkeit eines Abreiÿens des Triebwerkes vom Pylon wird zusätzlich ein Kontaktzwischen Triebwerk und Flügel deniert, damit das Triebwerk den Flügel während derSimulation nicht durchdringen kann.

Der beschriebene Ablauf wird für jedes Triebwerk erneut ausgeführt. Bei einer zwei-strahligen Konguration wird die gesamte Schleife zweimal durchlaufen. Zum Abschlussdes Moduls werden alle relevanten Knoten und Elemente dem Schnittstellen-DictionaryCommons übergeben für nachfolgende Module (z.B. für Randbedingungen wie Ge-schwindigkeiten und Positionierung des Gesamtugzeuges). Die Schalenelemente sindwichtig für den Kontakt, der durch das Mastermodul geschrieben wird.

34

3.2 Triebwerksmodul

Start

Inputwerte festlegen

Berechnung der Trägheitsmomente und der

nötigen Skalierung

Triebwerksnetz einlesen und skalieren

Knotenerzeugung für Pylon und Versagenspunkte

Erzeugen von Stabelementen

Material- und Partkarten für Triebwerke

pylon_copy ≠0> 0

failure = 1> 0

Pylonknoten in RBODY des Flugzeuges

Massen, Trägheitsm. und Versagensknoten in RBODY des

Triebwerks

Alle Elemente des Triebwerkmodells in RBODY

des Flugzeuges

Kontakt zwischen Flügel und Triebwerken

Ende

Triebwerksmasse von Rumpfmasse subtrahieren

Korrektur des Schwerpunktes vom Gesamtflugzeug

Ja

Ja

Nein

Nein

Nein

Anzahl der Triebwerke ≠number> 0

Ja

Abbildung 3.10: Flussdiagramm des Python-basierten Triebwerkmoduls

35


3.3 Simulationsmodell

Bei dem für die anschlieÿenden Untersuchungen genutzten Flugzeug handelt es sich umein generisches Transportugzeug mit einer Kapazität von ca. 150 Passagieren, das alsD150 bezeichnet wird. Mit einer Rumpänge von 37,1 m und einer Flügelspannwei-te von ca. 34 m ähnelt das Flugzeug beispielsweise der Gröÿe eines Airbus A320. DieGesamtmasse des Flugzeuges (mGes) liegt stets bei 72547 kg. Der Flugzeugrumpf wirdals Starrkörper modelliert, welcher aus Schalenelementen besteht. Aus dem Aerodyna-mikmodul wird stets das detaillierte Aerodynamikmodell genutzt. Zusätzlich wirkt eineGravitationsbeschleunigung von -9,81 m/s2. Die Simulationsdauer wurde mit 2000 msangesetzt. Bei einer Schreibrate der Konturergebnissdateien von 20 ms werden somit101 Zeitschritte abgespeichert.

Das Wasserbecken besteht aus SPH Partikeln und Volumenelementen. Im Bereich mitder gröÿten erwarteten Wasserverdrängung wird mit SPH Partikeln gerechnet. In denBereichen, die lediglich eine geringe Verdrängung aufweisen, werden zur Verringerungder Rechendauer Volumenelemente genutzt. Der SPH-Partikelabstand beträgt 200 mmund die Kantenlänge der Volumenelemente misst 400 mm. Untersuchungen dazu wurdenin [5] näher erläutert. Die erforderliche Länge des Wasserbeckens lässt sich näherungs-weise über lT = lFl + vx · tGes berechnen. Für eine Geschwindigkeit von 70 m/s ergibtsich so eine Wasserbeckenlänge von ca. 180 m. Durch den Geschwindigkeitsverlust auf-grund des Wasserkontaktes konnte die Länge lT jedoch auf 150 m reduziert werden.Die Breite wT beträgt 30 m und das darin enthaltende SPH Gebiet ist 20 m breit. DieGesamttiefe des Wasserbeckens hT beträgt 4 m und das SPH Gebiet hs ist 2 m tief. DieActive Box (lA) misst 40 m in X-Richtung und schlieÿt somit das Gesamtugzeug wäh-rend der Simulation ein. Die Werte für die Wasserbeckendimensionierung ergaben sichnach einigen Testsimulationen und anhand der Simulationen vorheriger Untersuchungenin [5, 20]. Einen Überblick über das Simulationsmodell zeigt die Abbildung 3.11.

Y

Z

X

wT

wShS

A-A

Übergang

FE Wassergebiet

SPH Wassergebiet

A - A

hTv

AAktiv Inaktiv

A

lAlT

Schwerpunkt

ѳ

Abbildung 3.11: Simulationsmodell

Zu Beginn der Simulation wird das Flugzeug in die Mitte des Wasserbeckens in Y-Richtung und 1 mm in Z-Richtung über der Wasseroberäche positioniert. Die Positionin X-Richtung liegt 10 m vor der Wasserbeckenkante.

36

4 Numerische Untersuchungen

Nach der vorhergehenden Beschreibung des Triebwerkmoduls wird nun das erweiterteAC-Ditch Programm genutzt, um Notwasserungssimulationen durchzuführen. Ziel istes, den Einuss der Triebwerke auf das kinematische Verhalten des Gesamtugzeuges zuuntersuchen. Zunächst werden Referenzsimulationen durchgeführt, um eine realistischeVersagenslast festzulegen. Anschlieÿend werden Variationen von Anuggeschwindigkei-ten, Flugwinkeln und Triebwerkstypen in Parameterstudien untersucht.Alle im Rahmen dieser Arbeit durchgeführten Rechnungen wurden auf einem Knoteneines Clusters mit insgesamt 12 Knoten gerechnet. Jeder Knoten ist mit zwei 64-bitIntel Xeon E5540 Vier-Kern-Prozessoren (Taktfrequenz 2.53 GHz) ausgerüstet.

4.1 Referenzsimulationen

Bei den Referenzsimulationen wird der Einuss der Triebwerke während einer Notwas-serung untersucht und eine realistische Versagenslast für die Triebwerksanbindungenfestgelegt. Diese Versagenslast soll ein realistisches Abreiÿverhalten der Triebwerke er-möglichen und in den weiteren Parameterstudien genutzt werden. Zusätzlich wird un-tersucht ob der Suction-Kontakt (siehe Abschnitt 2.3.2) ein realistischeres Verhalten beieiner Notwasserung bewirkt. Dazu wurde in den ersten beiden Simulationen ein Flug-zeug ohne Triebwerke simuliert. Eine der Simulationen wurde ohne Suction-Kontaktgerechnet, die andere Simulation mit Suction-Kontakt.

Im Anschluss wurde das entwickelte Triebwerksmodul in AC-Ditch genutzt um zweiSimulationen mit Triebwerken am Flugzeug durchzuführen. Eine Simulation wurde ohneSuction-Kontakt und eine mit Suction-Kontakt durchgeführt. Die Triebwerke sind dabeiohne Versagensmodell starr am Flugzeug angebracht worden.

Bei Simulationen mit Suction-Kontakt lagen der Trennungsdickenfaktor bei 1,75 unddie Trennungsspannung bei 320 kN/mm2 [5]. Simulationen in diesem Abschnitt mitverwendetem Triebwerksmodul wurden mit einem Triebwerksmodell ähnlich dem TypCFM56 (Daten siehe Abschnitt 4.2.2) durchgeführt. Die Anfangsbedingungen der Si-mulationen in diesem Abschnitt sind in Tabelle 4.1 aufgeführt.

Tabelle 4.1: Anfangsbedingungen (t = 0 ms) in den Referenzsimulationen

Geschwindigkeit vX [m/s] 70Sinkgeschwindigkeit vZ [m/s] −1,5Nickwinkel θ [] 8Gierwinkel ψ [] 0Rollwinkel φ [] 0

37


Die gewählten Anfangsbedingungen entsprechen den Werten der Referenzsimulationenvon vorherigen Untersuchungen in [20, 38]. Für das verwendete Simulationsmodell sieheAbschnitt 3.3.

4.1.1 Notwasserung ohne Triebwerke

Zu Beginn der numerischen Untersuchungen wurden zwei Simulationen ohne Triebwer-ke durchgeführt. Diese dienen zum Verdeutlichen des Notwasserungsverhaltens ohneTriebwerke. Zusätzlich besteht zwischen den beiden durchgeführten Simulationen derUnterschied, dass bei einer Simulation der Suction-Kontakt verwendet wurde und beider anderen nicht. So kann aufgezeigt werden, ob der Suction-Kontakt ein realistische-res Notwasserungsverhalten bewirkt.

Abbildung 4.1 zeigt in der oberen Hälfte die Simulation ohne Suction-Kontakt bei t =500 ms und t = 1000 ms. In der Simulation ohne Suction-Kontakt erfolgt zunächst einKontakt im unteren Heckbereich des Flugzeuges mit der Wasseroberäche. Anschlieÿendneigt sich die Flugzeugnase nach unten während gleichzeitig das Heck des Flugzeugeswieder von der Wasseroberäche abhebt (t = 500 ms).

Zum Zeitpunkt t= 1000 ms kommt das Flugzeug mit dem gesamten unteren Rumpf zumzweiten mal in Kontakt mit der Wasseroberäche, bevor es im Anschluss wiederholtvon der Wasseroberäche abhebt. Durch die fehlende Saugwirkung des in der Realitätentstehenden Unterdrucks, wie in Abschnitt 2.1 beschrieben, zeigt die Simulation eineArt Springen über die Wasseroberäche.

Die Simulation mit Suction-Kontakt zeigt ein verändertes Verhalten. In der unterenHälfte zeigt die Abbildung 4.1 wie die Wasserpartikel durch die Flugzeugstruktur auf-gewühlt und zum Teil mitgerissen werden. Die Wasserpartikel haften durch den zu-sätzlichen Kontakt am Flugzeugrumpf und verhindern dadurch ein Abheben von derWasseroberäche.

t = 500 ms t = 1000 msSuction Aus

Suction An

Z

X

Abbildung 4.1: Verhalten des Gesamtugzeuges ohne Triebwerke bei t = 500 ms und t =1000 ms ohne Suction-Kontakt (oben) und mit Suction-Kontakt (unten)

38


Abbildung 4.2 stellt links die Nickwinkelverläufe und rechts die Geschwindigkeitsver-läufe über der Simualtionsdauer der beiden Rechnungen gegenüber. Bei der Simulationmit Suction-Kontakt ist eine stetige Verringerung des Nickwinkels bis zum Ende derSimulation zu erkennen. Bei der Simulation ohne Suction-Kontakt zeigt sich hingegendas schnelle Absinken der Flugzeugnase durch das Fehlen des Suction-Kontaktes undnach dem zweiten Wasserkontakt das schnelle Ansteigen des Nickwinkels aufgrund ei-nes erneuten Abhebens. Weiterhin ist zu erkennen, wie die Geschwindigkeit bei derSimulation ohne Suction-Kontakt nahezu unverändert bleibt, was sich auf das Abhe-ben des Flugzeuges von der Wasseroberäche zurückführen lässt. Die Simulation mitSuction-Kontakt zeigt dagegen einen stetigen Geschwindigkeitsverlust.

Der Vergleich der beiden Simulationen ohne Triebwerke zeigt, dass die Verwendung desSuction-Kontaktes ein realistischeres kinematisches Verhalten des Flugzeuges ermög-licht.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−10

−5

0

5

10

Nick

win

kelθ

[]

Suction Aus Suction Ein

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−10

−5

0

5

10

Nick

win

kelθ

[]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

Abbildung 4.2: Vergleich der Nickwinkel- (links) und Geschwindigkeitsverläufe (rechts)der Simulationen ohne Triebwerke

4.1.2 Notwasserung mit Triebwerken und starrer Anbindung

Für die Simulation der Notwasserung mit Triebwerken und starren Triebwerksanbin-dungen wurden zwei Simulationen durchgeführt. Wie im vorherigen Abschnitt, wurdebei der ersten Simulation der Suction-Kontakt verwendet und bei der zweiten Simu-lation nicht. Damit kann der Einuss des Suction-Kontaktes unter Verwendung vonTriebwerken mit starren Triebwerksanbindungen untersucht werden.

Ähnlich wie bei der Simulation aus dem vorherigen Abschnitt ohne Suction-Kontakt,hebt der untere Heckbereich des Flugzeuges nach einem ersten kurzen Kontakt vonder Wasseroberäche ab und die Flugzeugnase sinkt. Nach dem Abheben des Flug-zeugrumpfes von der Wasseroberäche kommt es zum Kontakt zwischen den Triebwer-ken und der Wasseroberäche (Abbildung 4.3, oben).

39


t = 500 ms t = 1000 msSuction Aus

Suction An

Z

X

Abbildung 4.3: Verhalten des Gesamtugzeuges mit Triebwerken und starren Trieb-werksanbindungen bei t = 500 ms und t = 1000 ms ohne Suction-Kontakt (oben) und mit Suction-Kontakt (unten)

Im Anschluss resultiert daraus ein starkes abnickendes Moment des Flugzeuges, was zueinem Aufprall der Flugzeugnase auf die Wasseroberäche führt. Das gesamte Flugzeugstellt sich dadurch auf und zum Ende der Simulation deutet sich ein Überschlag an.

Die Simulation mit Suction-Kontakt (Abbildung 4.3, unten) zeigt ein gutmütigeres Ver-halten. Nach einem kurzen Aufnicken des Flugzeuges durch den Kontakt zwischen Trieb-werken und Wasser und ein kurzes Anheben der Triebwerke von der Wasseroberächeerfolgt nach dem zweiten Kontakt das Eindringen der Triebwerke in das Wasser. Auf-grund des Anhaften des Rumpfhecks auf der Wasseroberäche (Suction-Eekt) kommtes nach dem Eindringen der Triebwerke in das Wasser nicht zu einem starken Abnickenwie in der Simulation ohne Suction-Kontakt. Durch die starre Anbindung der Triebwer-ke benden sich diese zum Ende der Simulation (t = 2000 ms) vollständig unter Wasserund der Rumpf des Flugzeuges liegt nahezu waagerecht auf der Wasseroberäche.

Beim Vergleich der Nickwinkelverläufe (Abbildung 4.4, links) zeigt sich ein gröÿererUnterschied zwischen den Simulationen im Vergleich zu den Simulationen im vorherigenAbschnitt. Durch den Einschlag der Flugzeugnase bei der Simulation ohne Suction-Kontakt und das anschlieÿende Aufstellen des Flugzeuges sinkt der Nickwinkel deutlich.Der Nickwinkel sinkt bis zum Ende der Simulation auf ca. −27. In der Simulation mitSuction-Kontakt neigt sich das Flugzeug dagegen nur bis zu einem Winkel von ca. 2,5.Der Nickwinkelanstieg bei der Simulation mit Suction-Kontakt etwa bei t = 800 mserfolgt durch das Absinken des Rumpfhecks aufgrund des Suction-Kontaktes. Sobalddie Triebwerke und das Rumpfheck in Kontakt mit der Wasseroberäche sind sinktdas Rumpfheck weiter in das Wasser. Die Triebwerke bleiben zunächst oberhalb derWasseroberäche und es stellt sich eine Rotation um die Y-Achse ein.

Der Geschwindigkeitsverlauf (Abbildung 4.4, rechts) zeigt ohne den Suction-Kontaktzunächst eine nahezu gleich bleibende Geschwindigkeit. Ab dem Moment des Kontakteszwischen Triebwerken und Wasseroberäche (etwa zum Zeitpunkt t = 500 ms) reduziertsich die Geschwindigkeit allerdings deutlich.

40


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−30

−20

−10

0

10N

ickw

inke

lθ[

]

Suction Aus Suction Ein

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−30

−20

−10

0

10N

ickw

inke

lθ[

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

Abbildung 4.4: Vergleich der Nickwinkel- (links) und Geschwindigkeitsverläufe (rechts)der Simulation mit Triebwerken und starren Triebwerksanbindungen

Dies resultiert zum einen aus dem Kontakt der Triebwerke mit dem Wasser und zumanderen aus dem daraus resultierende Einschlagen der Flugzeugnase in das Wasser beit = 1200 ms. Die Simulation mit Suction-Kontakt zeigt auch bei dieser Gegenüberstel-lung ein gutmütigeres Verhalten.

Die Simulation mit starr angebundenen Triebwerken und dem Suction-Kontakt zeigtähnlich wie im vorherigen Abschnitt das realistischere Verhalten. In Realität würde beieinem solchen Notwasserungsszenario der untere Heckbereich des Flugzeuges durch denentstehenden Unterdruck voraussichtlich nicht wieder von der Wasseroberäche abhe-ben (siehe Abschnitt 2.1). Basierend auf den zuvor beschriebenen Simulationsergebnis-sen werden alle anschlieÿenden Simulationen unter Verwendung des Suction-Kontaktdurchgeführt.

4.1.3 Notwasserung mit Triebwerken und Versagen derAnbindungen

Im Gegensatz zum vorherigen Abschnitt soll jetzt ein Versagen der Triebwerksanbindun-gen bei einer Überlast stattnden. Die in diesem Abschnitt durchgeführten Simulationendienen zum Einstellen einer Versagenslast der Triebwerksanbindungen, um dadurch einmöglichst realistisches Abreiÿverhalten zu simulieren.

Für die weiteren Untersuchungen ist eine einheitliche Benennung der Stabelementenötig, welche die Anbindungspunkte der Triebwerke abbilden. Wie in Abschnitt 3.2 be-schrieben besitzen die vier Anbindungspunkte (zwei im vorderen Bereich, zwei im hin-teren Bereich, in y-Richtung mit einem Abstand von 200 mm) jeweils ein Stabelementin x- und in z-Richtung. Zur Verdeutlichung der Anbindungspositionen siehe Abbil-dung 3.5 und 3.6 aus Abschnitt 3.1.3. Somit verfügt jedes Triebwerksmodell über achtStabelemente.

41


Die ersten beiden Abkürzungen geben an, ob das Stabelement sich am linken (engineleft = Eng_L) oder am rechten (engine right = Eng_R) Triebwerk bendet. Das dritteKürzel beschreibt die Position des Stabelementes an einer in Flugrichtung vorderenAnbindung (forward = fwd) oder an einer hinteren Anbindung (aft = aft). Die letztenbeiden Kürzel geben an, ob das Stabelement in x- oder z-Richtung ausgerichtet istund ob es sich dabei in Flugrichtung um eine Anbindung auf der linken oder auf derrechten Seite des Triebwerkes handelt. Ein Beispiel für die Benennung ist im Folgendengezeigt:

Eng_L_fwd_x_L Linkes Triebwerk Linke vordere Anbindung

in x-Richtung ausgerichtet

Abbildung 4.5: Beispiel für Stabelementbenennung

Um eine Versagenslast einstellen zu können mussten zunächst die angreifenden Kräftein den Stabelementen gemessen werden. Dafür wurde eine mit 1000 kN hohe Versa-genslast je Stabelement angesetzt, die im Verlaufe der Simulation nicht erreicht wurde.Somit konnten die wirkenden Kräfte auf die Stabelemente über die Simulationsdauer fürdie Anfangsbedingungen der Referenzsimulation gemessen werden. Das Verhalten desFlugzeuges bei der Simulation ähnelt stark dem der Simulation mit starren Triebwerkenund Suction-Kontakt (siehe Abschnitt 4.1.2). Im Gegensatz dazu konnten sich allerdingshierbei die Triebwerke aufgrund der Anbindung relativ zum Flugzeug bewegen. Abbil-dung 4.6 zeigt die auftretenden Kräfte in den Stabelementen am rechten Triebwerk.Für die Darstellung und nähere Beschreibung wurde sich in diesem Abschnitt auf dasrechte Triebwerk beschränkt, da es sich durch den geraden Anug um einen symmetri-schen Lastfall handelt und so das linke Triebwerk ein sehr ähnliches Verhalten zeigt.Die Kräfte die auf das linke Triebwerk wirken sind dem Anhang A zu entnehmen.

Bei der Messung der wirkenden Kräfte trat am rechten Triebwerk eine maximale Lastvon 541 kN auf (525 kN am linken Triebwerk). Die Stabelemente zeigten Zug- undDruckbelastungen. Diese Kräfte traten bei einer Simulationszeit von ca. t = 1500 msauf und somit zu einem Zeitpunkt, wo die Triebwerke langsam in die Wasseroberächeeindrangen.

42


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]Eng R aft x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft z R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd z R

Abbildung 4.6: Kräfte der Stabelemente am rechten Triebwerk bei einer Versagenslastvon FV = 1000 kN

43


Basierend auf der Messung der Kräfte, die auf die Stabelemente wirken, wurde für dienächste Simulation eine Versagenslast je Stab von FV = 500 kN festgelegt. Mit dieserVersagenslast soll ein Abreiÿen der Triebwerke beim Eindringen in das Wasser erreichtwerden. Abbildung 4.7 zeigt das Verhalten des Flugzeuges und der Triebwerke zu fünfZeitpunkten. Bei dieser Darstellung wurden die Volumenelemente des Wasserbeckensfür eine bessere Erkennbarkeit ausgeblendet und die Triebwerke rot eingefärbt. Nacheinem ersten Kontakt der Triebwerke mit der Wasseroberäche bei t = 500 ms erfolgtein leichtes Aufnicken des Flugzeuges bei t = 1000 ms ähnlich der Simulation mitTriebwerken und starren Anbindungen im vorherigen Abschnitt. Anschlieÿend dringendie Triebwerke bei t = 1500 ms mit der Unterkante in die Wasseroberäche ein. AmEnde der Simulation bei t = 2000 ms ist erkennbar, wie die Triebwerke unterhalb desFlügels bereits abgetrennt sind und im Wasser verbleiben.

Die auftretenden Kräfte in den Stabelementen des rechten Triebwerkes sind der Abbil-dung 4.8 zu entnehmen. Anhand der Kraftverläufe ist erkennbar zu welchen Zeitpunktendie einzelnen Stabelemente versagen. Alle Stabelemente versagen bei der vorher einge-stellten Last von 500 kN. Das einige Kraftspitzen nicht exakt bis auf 500 kN ansteigenist lediglich der Schreibrate der Ergebnisdateien geschuldet. Nahezu alle Stabelemen-te versagen um den Zeitpunkt von t = 1500 ms bei einem Eindringen der Unterkanteder Triebwerke in das Wasser. Einen Ausreiÿer bildet der Stab in x-Richtung am vor-deren rechten Anbindungspunkt (Eng_R_fwd_x_R), der bereits bei ca. t = 900 msversagt. Nach dem Erreichen der Versagenslast nehmen die Stabelemente keine gröÿereKraft mehr auf und werden aus der Simulation gelöscht (siehe Abschnitt 3.3). Anhandder Ergebnisse lassen sich keine klaren Aussagen darüber treen, welche Anbindungs-punkte in welcher Reihenfolge versagen. Ein leichter Trend ist dahingehend erkennbar,dass Stäbe die in x-Richtung ausgerichtet sind, vor den Stäben in z-Richtung versagen.Dies ist zu begründen mit der gröÿeren Last durch die gegen die Triebwerke drückendeWassermasse in Flugrichtung. Nachdem die Anbindungen in x-Richtung versagt haben,reichen die übrigen Stäbe nicht mehr aus um die wirkenden Kräfte zu kompensierenund versagen kurze Zeit später.

Grundsätzlich hat die Simulation gezeigt, dass das Abreiÿverhalten eines Triebwerkesmit der gewählten Modellierung und dem genutzten Versagensmodell global zu beur-teilen ist und nicht auf einzelne Anbindungspunkte reduziert werden kann. Nachdemalle Stabelemente versagt haben, bewegen sich die Triebwerke im Verlaufe der letzten500 ms der Simulation unterhalb des Flügels entlang. Nachdem die Triebwerke abge-trennt sind, setzt das Flugzeug mit der Rumpfunterseite auf der Wasseroberäche auf.Das Flugzeug weist zum Ende der Simulationen einen Rollwinkel von 1,3 und einenGierwinkel von 0,5 auf. Diese leichten Ausschläge der Flugwinkel sind auf das Abrei-ÿen des rechten Triebwerkes ca. 20 ms vor dem linken Triebwerk zurückzuführen. Dieseminimale Asymmetrie ist unter anderem durch die Positionierung der SPH Partikel zubegründen, die durch ihre Anordnung nicht exakt gleich bei beiden Triebwerken in Kon-takt kommen. Ebenfalls durch Rundungsvorgänge des FE Algorithmus können solcheleichten Asymmetrien trotz symmetrischen Anfangsbedingungen auftreten. Am Endeder Simulation weist das Flugzeug einen Nickwinkel von ca. 0,5 und eine Horizontal-geschwindigkeit von ca. 24 m/s auf.

44


Durch die eingestellte Versagenslast der Stabelemente von FV = 500 kN hat sich einähnliches Abreiÿverhalten gezeigt, wie es in Abschnitt 2.5.3 erläutert wurde. Für dieAnfangsbedingungen der Referenzsimulationen wurde somit ein realistischeres Notwas-serungsverhalten eines Transportugzeuges mit abreiÿenden Triebwerken simuliert.

Z

X

t = 0 ms

t = 500 ms

t = 1000 ms

t = 1500 ms

t = 2000 ms

Abbildung 4.7: Verhalten des Gesamtugzeuges bei einem Abreiÿen der Triebwerke(Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

45


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750K

raftF

[kN

]Eng R aft x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R aft z R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Eng R fwd z R

Abbildung 4.8: Kräfte der Stabelemente am rechten Triebwerk bei einer Versagenslastvon FV = 500 kN

46


4.1.4 Vergleich der Referenzsimulationen

Zum Ende des Abschnittes der Referenzsimulationen werden im Folgenden die dreidurchgeführten Simulationen ohne Triebwerke (Abschnitt 4.1.1), mit Triebwerken undstarren Triebwerksanbindungen (Abschnitt 4.1.2) sowie mit Triebwerken und versagen-den Triebwerksanbindungen (Abschnitt 4.1.3) gegenüber gestellt, um den Einuss derTriebwerke auf das Notwasserungsverhalten zu verdeutlichen.

Grundsätzlich haben Triebwerke einen Einuss auf das Notwasserungsverhalten desFlugzeuges bei symmetrischen Anfangsbedingungen gezeigt. Bei den Simulationen oh-ne Suction-Kontakt und mit starren Triebwerksanbindungen führte dies zu einem sehrstarken Abnicken des Flugzeuges mit einer Tendenz zu einem möglichen Überschlag.Nach dem Festlegen der Nutzung des Suction-Kontaktes waren ebenfalls Unterschiedeim Vergleich der Simulationen erkennbar. Abbildung 4.9 stellt die Nickwinkelverläufe ge-genüber. Klar erkennbar ist das Aufnicken des Flugzeuges, wenn Triebwerke vorhandensind. Es zeigt sich zudem ein zeitlich verzögertes Nickverhalten zwischen der Simulationmit starren Triebwerksanbindungen und der Simulation mit versagenden Triebwerks-anbindungen. Durch die Möglichkeit des Versagens der Triebwerksanbindungen könnensich die Stabelemente relativ zum restlichen Flugzeug bewegen. Einen Einuss daraufhat die gewählte Stablänge lS. Wird diese erhöht, ist bereits vor dem Versagen einegröÿere Relativbewegung zwischen Triebwerken und Flugzeug zu erwarten.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

0

2

4

6

8

10

Nick

win

kelθ

[]

Ohne TriebwerkeStarre TriebwerkesanbindungenVersagende Triebwerksanbindungen

Abbildung 4.9: Vergleich des Nickwinkelverläufe der Referenzsimulationen mit Suction-Kontakt

47


Bei starrer Anbindung der Triebwerke ist keine Bewegung der Triebwerke relativ zumFlugzeug möglich, wodurch das Rotieren um die Y-Achse träger stattndet und dasFlugzeug zeitverzögert seinen gröÿten Nickwinkel erreicht. Nach dem Aufnicken desFlugzeuges sinkt anschlieÿend der Nickwinkel in der Simulation mit versagenden Trieb-werksanbindungen früher. Sobald die Triebwerke mit der Vorderkante in das Wassereindringen, verstärkt sich das Abnicken der Flugzeugnase. Die Simulation ohne Trieb-werke zeigt dagegen eine deutlich langsamere Nickwinkelreduzierung. Folglich ist zuerwarten, dass der zweite Aufprall des Rumpfes deutlich härter ausfällt, wenn Trieb-werke modelliert werden.

Bei den aufgetragenen Geschwindigkeiten in Flugrichtung (Abbildung 4.10) ist ein leich-ter Unterschied zu erkennen. Nach einer Ausgangsgeschwindigkeit von 70 m/s beginnendie Verläufe sehr ähnlich. Durch die relative Bewegung der Triebwerke zum Flugzeugbei einer Simulation mit versagenden Triebwerksanbindungen bleiben die Triebwerkelänger in Kontakt mit der Wasseroberäche als bei der Simulation mit starren Trieb-werksanbindungen wo während des Aufnickens ein kurzes Anheben der Triebwerke vonder Wasseroberäche erfolgt. Dies begründet den schnelleren Geschwindigkeitsabbaubis zum Abreiÿen der Triebwerke bei t = 1500 ms. Zum Ende der Rechenzeit bei derSimulation ohne Triebwerke beträgt die Geschwindigkeit noch 26,5 m/s. Die Restge-schwindigkeit der Simulation mit starren Triebwerksanbindungen beträgt zum Ende derSimulationsdauer noch 20 m/s. Dieser Unterschied resultiert aus der gröÿeren Fläche,die durch das Wasser bewegt wird, und dem damit verbundenen höheren Widerstand.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

Ohne TriebwerkeStarre TriebwerksanbindungenVersagende Triebwerksanbindungen

Abbildung 4.10: Vergleich der Geschwindigkeitsverläufe der Referenzsimulationen mitSuction-Kontakt

48

4.2 Parameterstudien

Die Triebwerke haben bei symmetrischen Anfangsbedingungen besonders auf den Nick-winkel des Flugzeuges einen Einuss gezeigt. Es muss allerdings darauf hingewiesenwerden, dass durch die Starrkörpermodellierung des Flugzeuges keine Energieaufnah-men von Tragächen, Auÿenverkleidungen o.ä. berücksichtigt wurde. Durch den gezeig-ten Einuss von Triebwerken auf das Notwasserungsverhalten kann davon ausgegangenwerden, dass bei zukünftigen Simulationen von exiblen Rumpfstrukturen unter Ver-wendung von Triebwerken die strukturellen Schäden am Gesamtugzeug möglicherweisehöher ausfallen als bei identischen Simulationen ohne Triebwerke, weshalb Triebwerkebei zukünftigen Simulationen berücksichtigt werden sollten. Zur weiteren Untersuchungdes Einusses, unter anderem bei unsymmetrischen Lastfällen, werden im Anschlussweitere Parameterstudien durchgeführt.


Im Rahmen der Parameterstudien wird das Notwasserungsverhalten eines Transport-ugzeuges mit der Möglichkeit des Versagens der Triebwerksanbindungen bei einer Lastvon 500 kN je Stabelement weitergehend untersucht. Dazu wurden Simulationen unterVariation der Anuggeschwindigkeit, Nick-, Gier- und Rollwinkel sowie mit verschie-denen Triebwerkstypen durchgeführt. Im Folgenden wird zur Gegenüberstellung dieSimulation aus Abschnitt 4.1.3 mit Triebwerken und mit Versagensmodell als Referenz-simulation bezeichnet.

4.2.1 Variation von Geschwindigkeit und Nickwinkel

Für die Variation von Geschwindigkeit und Nickwinkel wurden zwei verschiedene Si-mulationen durchgeführt. Die Anfangsbedingungen sind der Tabelle 4.2 zu entnehmen.Ähnlich wie bei den gewählten Anfangsbedingungen im vorherigen Abschnitt sind auchdie Anfangsbedingungen für die Variation der Geschwindigkeit und Nickwinkel voran-gegangenen Untersuchungen in [20, 38] entnommen.

Tabelle 4.2: Anfangsbedingungen (t = 0 ms) bei Variation von Geschwindigkeit undNickwinkel

Referenzsimulation Fall 1 Fall 2

Geschwindigkeit vX [m/s] 70 75 65Nickwinkel θ [] 8 5,25 11

Durch den niedrigeren Nickwinkel zu Beginn kommen im Fall 1 als erstes die Triebwerkein Kontakt mit der Wasseroberäche. Abbildung 4.11 stellt das Verhalten der Simulationwährend der Notwasserung dar. Nach dem ersten Kontakt zwischen Triebwerken undWasseroberäche senkt sich das Flugzeugheck ab und kommt ebenfalls in Kontakt mitder Wasseroberäche (t = 500 ms). Durch den Suction-Kontakt haftet das Heck desFlugzeuges an der Wasseroberäche.

49


t = 0 ms

t = 500 ms

t = 1000 ms

t = 1500 ms

t = 2000 ms

Z

X

Abbildung 4.11: Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 1 (vX,0 = 75 m/s, θ0 = 5,25,Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

Durch den Kontakt der Triebwerke mit der Wasseroberäche resultiert ein aufnicken-des Moment (t = 700 ms). Auällig ist das veränderte Verhalten der Triebwerke, dieim Vergleich zur Referenzsimulation früher abreiÿen. Den ersten Kontakt, der zwischenTriebwerken undWasseroberäche erfolgt, können die Anbindungen noch kompensieren.Im Anschluss führt der sich einstellenden Nickwinkel zu einem Abbremsen des Flug-zeuges ohne das die Triebwerke in Kontakt mit der Wasseroberäche sind. Anschlie-ÿend erfolgt durch den hohen Nickwinkel, dem Suction-Kontakt und das verwendeteTrägheitsmoment der Triebwerke eine Rotation der Triebwerke in negative Richtungum die Y-Achse. Es versagen zunächst die hinteren Anbindungspunkte, bevor nacheinem erneuten Kontakt mit der Wasseroberäche auch die vorderen Anbindungspunk-te versagen. Daraus resultiert ein Geschwindigkeitsunterschied zwischen Triebwerken

50


und Flugzeug. Die Geschwindigkeit der Triebwerke verringert sich nach dem Abreiÿennur noch aufgrund des Kontaktes zur Wasseroberäche und nicht mehr in Bezug zumFlugzeug. Folglich bewegen sich die Triebwerke relativ zum Flugzeug nach vorne.

Durch den hohen Nickwinkel von 11 zu Beginn der Simulation im Fall 2 (Abbil-dung 4.12) kommt wie bei den Referenzsimulationen zuerst das Flugzeugheck in Kon-takt mit der Wasseroberäche. Nach dem bereits hohen Nickwinkel zu Beginn sinkt dieFlugzeugnase nach dem Kontakt zwischen Flugzeugheck und Wasseroberäche.

t = 0 ms

t = 600 ms

t = 800 ms

t = 1000 ms

t = 2000 ms

Z

X

Abbildung 4.12: Verhalten des Gesamtugzeuges bei Fall 2 (vX,0 = 65 m/s, θ0 = 11,Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

51


Zum Zeitpunkt t = 600 ms kommen die Triebwerke das erste Mal in Kontakt mit derWasseroberäche. Die Triebwerksanbindungen können der wirkenden Belastung nichtstandhalten und versagen um den Zeitpunkt t = 800 ms. Die Triebwerke schieben sichanschlieÿend vor die Tragächen. Zum Ende der Simulation stellt sich ein ähnliches Bildwie im Fall 1 ein. Zum Ende weist Fall 2 mit ca. 24 m/s einen gröÿeren Geschwindig-keitsunterschied zwischen Flugzeug und Triebwerken auf, wodurch die Triebwerke zumZeitpunkt t = 2000 ms das Bild am rechten Ende verlassen haben (Abbildung 4.12,unten).

Um die beschriebenen Geschwindigkeitsunterschiede zu verdeutlichen, die zwischenFlugzeug und Triebwerken bei den Fällen auftreten, wurden diese in Abbildung 4.13 ge-genübergestellt. Hierbei sind wieder minimale Unterschiede zwischen den beiden Trieb-werken erkennbar, die bereits in Abschnitt 4.1.3 erläutert wurden.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv x

[m/s

]

Flugzeug Linkes Triebwerk Rechtes Triebwerk

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80G

esch

win

digk

eitv X

[m/s

]

Abbildung 4.13: Geschwindigkeitsvergleich zwischen Flugzeug und Triebwerken imFall 1 (links), Fall 2 (rechts) und der Referenzsimulation

Abbildung 4.14 zeigt beispielhaft die wirkenden Kräfte auf die vorderen Stabelementein z-Richtung am rechten Triebwerk. Bei Fall 1 ist ein deutlicher Kraftanstieg bereitsbei t = 100 ms bis auf ca. 200 kN erkennbar. Wie bereits beschrieben, können dieStabelemente den ersten Kontakt noch kompensieren bevor anschlieÿend das Abreiÿenerfolgt. Den im Fall 1 früh erkennbaren Kraftanstieg in den vorderen in z-Richtungausgerichteten Stabelementen gibt es bei Fall 2 nicht. Aufgrund des hohen Nickwinkelskommen die Triebwerke später in Kontakt mit der Wasseroberäche. Folglich erhöhensich die Kräfte später und die Anbindungen versagen wie bereits erläutert nach demersten Kontakt zwischen Triebwerk und Wasseroberäche.

52


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750K

raftF

[kN

]

Eng R fwd z L Eng R fwd z R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750K

raftF

[kN

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750

Kra

ftF

[kN

]

Abbildung 4.14: Kräfte auf die Stabelemente in z-Richtung am vorderen Anbindungs-punkt des rechten Triebwerkes im Fall 1 (links) und Fall 2 (rechts)

Die Nickwinkelverläufe der beiden Fälle sind in Abbildung 4.15 (links) der Referenzsi-mulation gegenübergestellt. Deutlich wird, dass das Aufnicken nach dem Kontakt desFlugzeughecks mit der Wasseroberäche bei Fall 2 durch den zu Beginn bereits ho-hen Nickwinkel nicht mehr auftritt. Da die Triebwerke in dieser Simulation später inKontakt mit der Wasseroberäche kommen ist das Rumpfheck bereits tief im Wasserund nach dem Kontakt der Triebwerke mit der Wasseroberäche erfolgt kein Aufnickenmehr. Allgemein weist Fall 2 einen gutmütigeren Nickwinkelverlauf auf. Das aufnickendeMoment ist im Fall 1 am deutlichsten. Es ist daraus zu schlussfolgern, dass mit kleinerwerdendem Nickwinkel und gröÿerer Horizontalgeschwindigkeit zu Beginn der Simula-tion das Aufnicken des Flugzeuges im Anschluss stärker ausfällt. Nach dem früherenVersagen der Triebwerke im Fall 1 im Vergleich zur Referenzsimulation reduziert sichder Nickwinkel schneller. Die Geschwindigkeitsverläufe sind in Abbildung 4.15 rechtsaufgeführt. Durch das fehlende Aufnicken im Fall 2 folgt eine immer gröÿer werdendeFläche die Kontakt mit dem Wasser erfährt und so resultiert eine stetige Verringerungder Geschwindigkeit zwischen 1000 ms und 1500 ms. Durch das stärkste Aufnicken imFall 1 hebt sich das Flugzeug anschlieÿend leicht aus dem Wasser, was die Redukti-on des Geschwindigkeitsverlaufes zwischen 500 ms und 1500 ms erklärt. Anschlieÿendkommt der gesamte Rumpfunterboden in Kontakt mit der Wasseroberäche, was zueiner deutlich stärkeren Reduzierung der Geschwindigkeit führt.

Die Variation der Geschwindigkeit und des Nickwinkels hat gezeigt, dass sich Geschwin-digkeitsunterschiede zwischen Flugzeug und Triebwerken einstellen können. Kommt esnach dem Aufnicken bei den Triebwerken zu einer Rotation um die Y-Achse, kann dieszu einem Versagen der hinteren Triebwerksanbindungen führen. Nach einem Abreiÿenaller Stabelemente schieben sich die Triebwerke vor die Tragächen und werden durchwenig auftretenden Wasserkontakt kaum abgebremst. Bei hohen Anfangsnickwinkelnkann es bereits bei einem ersten Wasserkontakt zum Versagen der Stabelemente kom-men.

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0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80G

esch

win

digk

eitv x

[m/s

]


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

0

5

10

15N

ickw

inke

lθ[

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

Abbildung 4.15: Vergleich der Nickwinkel- (links) und Geschwindigkeitsverläufe (rechts)der Fälle 1 (vX,0 = 75 m/s, θ0 = 5,25) und 2 (vX,0 = 65 m/s, θ0 = 11)mit denen der Referenzsimulation

4.2.2 Variation des Triebwerktyps

In diesem Abschnitt wird untersucht, wie sich andere Geometrien und Massen der Trieb-werke auf das Notwasserungsverhalten auswirken. Für die Anfangsbedingungen wurdenwieder die Einstellungen der durchgeführten Referenzsimulationen gewählt (siehe Ab-schnitt 4.1). Es wurden dazu zwei Simulationen durchgeführt. Bei der ersten Simula-tionen (Fall 3) wurden Abmaÿe und Massen des Triebwerktyps V2500 gewählt. Bei derzweiten Simulation (Fall 4) wurden Abmaÿe und Massen des Triebwerktyps PW1100Ggenutzt. Die Tabelle 4.3 zeigt die verwendeten Triebwerkstypen bei den durchgeführtenSimulationen. Die Beschreibung der genutzten Abmaÿe und Massen für die verschiede-nen Triebwerkstypen erfolgte bereits in Abschnitt 2.5.1.

Tabelle 4.3: Verwendete Triebwerkstypen

Referenzsimulation Fall3 Fall4

Triebwerkstyp CFM56 V2500 PW1100G

Fall 3 weist im Verlauf der Simulation kein Versagen der Triebwerksanbindungen auf.Abbildung 4.16 zeigt das Verhalten des Gesamtugzeuges während der Simulation zudrei Zeitpunkten. Durch die längeren Triebwerke stehen diese weiter nach unten undkommen früher in Kontakt mit der Wasseroberäche. Zudem resultiert eine gröÿereKontaktäche zwischen Triebwerken und Wasseroberäche. Dies führt zu einer schnel-leren Geschwindigkeitsreduktion des Gesamtugzeuges. Die maximal wirkenden Kräfteauf die Stabelemente liegen zwischen 300 kN und 400 kN. Damit reichen die Kräfte nichtaus, um ein Versagen der Triebwerksanbindungen hervorzurufen. Durch die am Flug-zeug verbleibenden Triebwerke kommt es zum Ende der Simulation zu einem negativenNickwinkel und einem leichten Eindringen der Flugzeugnase in das Wasser.

54


t = 0 ms

Z

X

t = 1000 ms

t = 2000 ms

Abbildung 4.16: Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 3 (Triebwerkstyp V2500, Vo-lumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

Im Fall 4 zeigt sich ein ähnliches Verhalten wie im Fall 1. Abbildung 4.17 zeigt dasVerhalten des Flugzeuges im Fall 4 zu fünf Zeitpunkten. Zunächst kommt das untereFlugzeugheck in Kontakt mit der Wasseroberäche. Nach einem Kontakt der Trieb-werke mit der Wasseroberäche erfolgt ein Aufnicken des Flugzeuges. Während desAufnickens kommen die Triebwerke ähnlich wie im Fall 1 nicht in Kontakt mit demWasser und werden folglich nicht abgebremst (t = 600 ms). So stellt sich ein Geschwin-digkeitsunterschied zwischen Triebwerken und Flugzeug ein. Besonders durch die höhereMasse von 500 kg je Triebwerk können die Stabelemente die auftretenden Kräfte nichtkompensieren. Nach einem erneuten Wasserkontakt zum Zeitpunkt t = 800 ms habenalle Stabelemente versagt und die Triebwerke bewegen sich vor die Tragächen. ZumEnde der Simulation haben die gelösten Triebwerke einen weiteren Weg zurückgelegtund benden sich deutlich vor den Tragächen (t = 2000 ms).

55


t = 0 ms

Z

X

t = 600 ms

t = 800 ms

t = 1000 ms

t = 2000 ms

Abbildung 4.17: Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 4 (Triebwerkstyp PW1100G,Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

Die Nickwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe sind in Abbildung 4.18 der Referenzsi-mulation gegenübergestellt. Der bereits erwähnte schnellere Geschwindigkeitsabbau imFall 3 ist dabei zu erkennen. Ebenfalls deutlich wird das stärkere Aufnicken im Fall 4nach dem ersten Kontakt zwischen Triebwerken und Wasseroberäche. Begründet wer-den kann dies mit dem gröÿeren Durchmesser des Triebwerkes. Dadurch erfolgt nachdem Kontakt des Rumpfhecks und der Triebwerke mit der Wasseroberäche eine gröÿereRotation um die Y-Achse.

56


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

0

20

40

60

80G

esch

win

digk

eitv x

[m/s

]


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−5

0

5

10

15N

ickw

inke

lθ[

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

0

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

Abbildung 4.18: Vergleich der Nickwinkel- (links) und Geschwindigkeitsverläufe (rechts)der Fälle 3 (V2500) und 4 (PW1100G) mit denen der Referenzsimula-tion

Das kinematische Verhalten weicht im Hinblick auf Nickwinkelverläufe der Fälle 3 und 4trotz identischen Anfangsbedingungen von dem der Referenzsimulation ab. Es konntegezeigt werden, dass sich trotz identisch eingestellter Versagenslast, durch Variation derTriebwerksabmaÿe und -masse, ein früheres bzw. kein Abreiÿen der Triebwerke einstel-len kann. Besonders die Masse der Triebwerke hat darauf einen groÿen Einuss. DieLänge des Triebwerkmodells hat zudem einen Einuss auf die Geschwindigkeitsreduk-tion gezeigt.

4.2.3 Variation von Gier- und Rollwinkel

In diesem Abschnitt wird der Einuss der Triebwerke auf das kinematische Verhaltendes Flugzeuges bei unsymmetrischen Lastfällen untersucht. Dazu wurden zwei Simu-lationen durchgeführt. Bei der ersten Simulation (Fall 5) wurde zusätzlich zu den An-fangsbedingungen der Referenzsimulation ein Rollwinkel von 4 eingestellt. Die zweiteSimulation (Fall 6) weist einen zusätzlichen Gierwinkel von 4 auf. Durch den unsymme-trischen Anug und dem dadurch erwarteten gröÿeren Bereich der Wasserverdrängungaufgrund des möglichen Kontaktes der Flügel mit dem Wasser, musste die Breite desSPH-Gebietes von 20 m auf 35 m vergröÿert werden.

Tabelle 4.4: Anfangsbedingungen (t = 0 ms) bei Variation von Gier- und Rollwinkel


Gierwinkel ψ [] 0 0 4Rollwinkel φ [] 0 4 0

57


Abbildung 4.19 zeigt das Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 5 zu fünf Zeitpunktenvon der Seite (links) und von vorne (rechts). Erkennbar ist zu Beginn der Simulation derzusätzlich eingestellte Rollwinkel. Als erstes kommt der untere Heckbereich in Kontaktmit dem Wasser, bevor das in Flugrichtung rechte Triebwerk ebenfalls auf der Wassero-beräche aufsetzt. Es folgt ein Aufnicken des Flugzeuges (t = 300 ms). Danach beginntdas Flugzeug zu rollen und die in Flugrichtung linke Tragäche senkt sich. Zudem senktsich die Flugzeugnase nach dem Aufnicken. Zum Zeitpunkt t = 500 ms kommt das linkeTriebwerk in Kontakt mit der Wasseroberäche und das rechte Triebwerk löst sich vomWasser. Durch das Rollen auf das linke Triebwerk und das gleichzeitig stattndendeAbsenken der Flugzeugnase versagen die Anbindungen des linken Triebwerkes bei ca.t = 800 ms. Dadurch wird zunächst das Rollen des Flugzeuges gestoppt (t = 1000 ms).Nach dem erneuten Kontakt des noch am Flugzeug befestigten rechten Triebwerkes mitder Wasseroberäche setzt das Rollen wieder ein und die linke Tragäche, mit bereitsabgerissenem Triebwerk (t = 1300 ms), senkt sich erneut. Anschlieÿend versagt auchdas rechte Triebwerk. Aufgrund des Kontaktes des linken Flügels mit dem Wasser stelltsich ein Gierwinkel in positiver Richtung ein (t = 1500 ms). Zum Ende der Simulationbenden sich beide Triebwerke vor den Tragächen (t = 2000 ms).

Das Verhalten des Flugzeuges im Fall 6 mit eingestelltem Gierwinkel ist in Abbil-dung 4.20 zu fünf Zeitpunkten von der Seite (links) und von vorne (rechts) gezeigt.Zu Beginn ist der Anug mit zusätzlich eingestellten Gierwinkel erkennbar. Aufgrundder hohen Horizontalgeschwindigkeit und dem Wasserkontakt des Flugzeughecks giertdas Flugzeug zunächst in negative Richtung. Der erste Kontakt der Triebwerke erfolgtnahezu zeitgleich bei ca. t = 300 ms. Im Anschluss erfolgt ein Aufnicken des Flugzeuges.Bei t = 1000 ms ist das Flugzeug nahezu exakt in X-Richtung ausgerichtet. Durch dengröÿer werdenden Rollwinkel in positiver Richtung versagt kurze Zeit später das in Flug-richtung rechte Triebwerk und bewegt sich zunächst seitlich bevor es anschlieÿend vordie Tragäche gedrückt wird. Anschlieÿend versagt das in Flugrichtung linke Triebwerkund klappt vor der Tragäche hoch (t = 1200 ms). Zum Zeitpunkt t = 1500 ms sindbeide Triebwerke abgerissen. Es stellen sich ein positiver Rollwinkel und ein negativerGierwinkel zum Ende der Simulation ein (t = 2000 ms).

58


t = 0 ms

t = 500 ms

t = 1000 ms

t = 1500 ms

t = 2000 ms

Z

X

Z

Y

Abbildung 4.19: Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 5 von der Seite (links) und vonvorne (rechts) (Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

59


t = 0 ms

t = 1000 ms

t = 500 ms

t = 1500 ms

t = 2000 ms

Z

X

Z

Y

Abbildung 4.20: Verhalten des Gesamtugzeuges im Fall 6 von der Seite (links) und vonvorne (rechts) (Volumenelemente des Wassergebietes ausgeblendet)

Das kinematische Verhalten ist in Abbildung 4.21 in Form von Geschwindigkeits- undFlugwinkelverläufen gegenübergestellt. Bei den Nickwinkelverläufen ist das frühere Auf-nicken des Flugzeuges im Fall 5 zu erkennen, was durch den früheren Kontakt desrechten Triebwerkes auftritt. Durch die frühzeitig versagenden Triebwerke sinkt derNickwinkel in den Fällen 5 und 6 schneller als der in der Referenzsimulation.

Bei den gegenübergestellten Rollwinkeln ist das beschriebene Verhalten im Fall 5 durchdie beiden Minima nach dem eingestellten Startrollwinkel erkennbar. Im Fall 6 zeigtsich zunächst ein Schwingen um die Nullachse bevor sich ein positiver Rollwinkel zumZeitpunkt des Abreiÿens des zweiten Triebwerkes einstellt.

Die Gierwinkelverläufe zeigen im Fall 5 zunächst einen Ausschlag in die negative Rich-tung, da zu diesem Zeitpunkt das in Flugrichtung rechte Triebwerk und das Flug-zeugheck in Kontakt mit der Wasseroberäche sind. Nach dem Rollen auf das linkeTriebwerk und dessen anschlieÿendes Abreiÿen erfolgt ein Ausschlag des Gierwinkels

60


in die positive Richtung. Durch den Startgierwinkel im Fall 6 und den Geschwindig-keitsvektor in X-Richtung giert das Flugzeug nach dem Wasserkontakt in die negativeRichtung. Diese Bewegung stabilisiert sich nach dem Abreiÿen der Triebwerke und derimmer gröÿer werdende Kontaktäche zwischen Rumpf und Wasser. Die Geschwindig-keitsverläufe sind nahezu identisch.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv x

[m/s

]


0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

0

2

4

6

8

10

Nick

win

kelθ

[]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

20

40

60

80

Ges

chw

indi

gkei

tv X

[m/s

]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−5.0

−2.5

0.0

2.5

5.0

Rol

lwin

kelφ

[]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−5.0

−2.5

0.0

2.5

5.0G

ierw

inke

lψ[

]

Abbildung 4.21: Vergleich der Flugwinkel- und Geschwindigkeitsverläufe der Fälle 5(ψ0 = 0, φ0 = 4) und 6 (ψ0 = 4, φ0 = 0) mit denen der Referenz-simulation

Aus den unsymmetrischen Anfangsbedingungen resultiert in den beiden untersuchtenFällen ein unsymmetrisches Abreiÿen der Triebwerke. Groÿen Einuss hat dies aufdas kinematische Verhalten des Flugzeuges gezeigt. Bei einem zusätzlichen Rollwinkelversagte durch die sich einstellenden zwei Kontaktächen durch den Rumpf und desrechten Triebwerks zunächst das Triebwerk auf der gegenüberliegenden Seite. Bei einemzusätzlichen Gierwinkel und somit gröÿerer seitlicher Belastung erfolgte neben demzeitlich verzögerten Abreiÿen der Triebwerke auch zwei verschiedene Abreiÿverhalten.Das in Flugrichtung rechte Triebwerk zeigte zunächst eine seitliche Bewegung unter derTragäche durch das Gieren des Flugzeuges bis zum vollständigen Versagen, wohingegensich das linke Triebwerk vor die Tragäche bewegte. Somit erfolgte in beiden Fällen einunsymmetrischer Triebwerksabriss, der den Verlauf der Landephase gefährden kann.

61


4.3 Diskussion

Die in Abschnitt 3.1.1 gewählten Modellierungen des Triebwerkmodelles, des Pylonsund der Anbindungspunkte zwischen Triebwerk und Pylon haben ihre Funktionsfähig-keit in allen Simulationen unter Beweis gestellt. Durch die im Rahmen der Validierunggewählten Anbindungen zwischen Triebwerk und Pylon mit vier statt zwei Anbindungs-punkten konnte bei unsymmetrischen Lastfällen trotz einer höheren seitlichen Belastungein hinreichend genaues Abreiÿverhalten abgebildet werden. Aufgrund der konstant ge-wählten zeitschrittrelevanten Parameter erfolgte keine negative Beeinussung des Zeit-schrittes durch das neue Triebwerksmodell. Die vereinfachte Modellierung mit wenigenzusätzlichen Knoten und Elementen führte zu keiner nennenswerten Erhöhung des Be-rechnungsaufwandes.

Durch die Berechnung der Trägheitsmomente der Triebwerke für einen Vollzylinderwurde der Einuss der Triebwerke möglicherweise überschätzt dargestellt. Durch daseinfach aufgebaute Triebwerksmodul ist es allerdings in Zukunft möglich, ohne groÿenzusätzlichen Aufwand genauere Trägheitsmomente für die Triebwerke zu hinterlegen.

Im Rahmen der durchgeführten Simulationen wurde durch die Starrkörpermodellierungvon Rumpf, Tragächen und Triebwerken keine Energieaufnahme der Modelle berück-sichtigt. Es wird angenommen, dass dies zu einem Überschätzen des Einusses führenkönnte, was in zukünftigen Studien untersucht werden sollte.

Für die Anfangsbedingungen der Referenzsimulationen wurde nach einer Messung derauftretenden Kräfte eine Versagenslast der Stabelemente von 500 kN angesetzt. Dasverwendete Versagensmodell der Stabelemente zeigte das gewünschte Versagen bei demvorgegeben Wert. Zudem zeigte sich bei der Referenzsimulation ein realistisches Ab-reiÿverhalten, wie es in Abschnitt 2.5.3 erläutert wurde. Der hinzugefügte Kontaktzwischen Triebwerken und Tragächen trug wesentlich zu dem realistischen Abreiÿver-halten bei. Im Rahmen der durchgeführten Parameterstudien im Anschluss zeigte sichein zum Teil verändertes Abreiÿverhalten der Triebwerke. Die gewählte Versagenslastder Stabelemente führte bei Variation des Triebwerktyps teilweise zu keinem Versagender Triebwerksanbindungen. Bei anderen Parametervariationen wurde ein Versagen derTriebwerke vor den Tragächen deutlich, wodurch sich ein Geschwindigkeitsunterschiedzwischen den Triebwerken und dem Flugzeug einstellte. Bei niedrigem Anfangsnick-winkel kann es dazu kommen, dass zunächst die Triebwerke einen Kontakt mit derWasseroberäche haben, was anschlieÿend durch die gewählte Versagenslast der Trieb-werksanbindungen zu einem deutlich veränderten Verhalten des Flugzeuges führt. Ausdem veränderten Abreiÿverhalten der Triebwerke bei verschiedenen Lastfällen lässt sichschlussfolgern, dass die gewählte Versagenslast der Stabelemente möglicherweise unterBerücksichtigung eines breiteren Spektrums an Lastfällen angepasst werden muss.

Nach den durchgeführten Untersuchungen in den vorherigen Abschnitten kann festge-halten werden, dass Triebwerke bei Notwasserungssimulationen berücksichtigt werdensollten. Es hat sich ein deutlich verändertes kinematisches Verhalten des Flugzeugesgezeigt. Bei symmetrischen Anfangsbedingungen wurde ein Einuss auf das Nickwin-kelverhalten durch den zusätzlichen Widerstand der Triebwerke deutlich. Nach demKontakt zwischen den Triebwerken und der Wasseroberäche und dem Absinken des

62

4.3 Diskussion

Flugzeughecks erfolgte ein Aufnicken des Flugzeuges, welches bei Simulationen ohneTriebwerke nicht auftrat. Anschlieÿend kam es zu einer stärkeren Abnahme des Nick-winkels, wodurch ein deutlich härterer zweiter Aufprall des Rumpfes auf das Wasser zuerwarten ist, wenn Triebwerke berücksichtigt werden.

63

5 Nachrechnung des Hudson River

Unfalls

In diesem Kapitel wird eine Nachrechnung des Unfalls auf dem Hudson River aus demJahr 2009 mit einem generischen Transportugzeug ähnlicher Gröÿe durchgeführt. Zu-nächst wird erläutert, welchen Quellen die Anugbedingungen für die Simulation ent-nommen wurden und welche Annahmen getroen wurden. Anschlieÿend folgen die Er-gebnisse der Simulation. Grundlegend wurden die Ereignisse des Fluges US Airways1549 bereits in Abschnitt 2.1 beschrieben.

5.1 Flugdaten

Für die Recherche zu dem Unfall wurden verschiedene, frei zugängliche Unfallberichtevom National Transportation Safety Board (NTSB) [8, 17, 30, 31] und von Airbus [3]genutzt. Anugbedingungen wie z.B. Nick- und Rollwinkel wurden in [31] dem Flug-datenschreiber entnommen. Andere Parameter wie Horizontalgeschwindigkeit, Sinkge-schwindigkeit und Gierwinkel wurden durch bekannte Umgebungsbedingungen und auf-gezeichnete Flugdaten in [31] berechnet. Der Flug des Airbus A320-214 startete nachInformationen des Flughafens LaGuardia mit einer Abugmasse von 68724 kg. Dieselag damit unter dem maximal möglichen Abuggewicht von 68765 kg. Mit der An-nahme, dass bis zum Erstkontakt mit dem Wasser eine Treibstomasse von 685 kgverbraucht wurde lag die Masse des Flugzeuges zum Zeitpunkt des Erstkontaktes mitder Wasseroberäche bei ca. 68039 kg [30]. Trägheitsmomente und Schwerpunktlagedes Flugzeuges sind nicht bekannt. So wurden für die Nachrechnung mit dem in dieserArbeit genutzten generischen Transportugzeug, das dem Airbus A320 ähnlich ist, dieTrägheitsmomente und die Schwerpunktlage zwischen zwei bekannten Lastfällen basie-rend auf der Gesamtmasse interpoliert. Tabelle 5.1 zeigt die verwendeten Werte für dieNachrechnung.

Aufgrund der hohen Sinkgeschwindigkeit, die mit −3,8 m/s über den anzustrebenden−1,5 m/s lag, gilt dieser Unfall oziell nicht als Notwasserung sondern als Unfall aufWasser (unkontrollierte Landung) [3]. Die Landung führte zu einem unsymmetrischenTriebwerksabriss. Das in Flugrichtung linke Triebwerk riss während der Landung aufdemWasser ab [3]. Es ist nicht bekannt zu welchem Zeitpunkt dies stattfand und ob sichdas Triebwerk vom Pylon löste oder ob Triebwerk und Pylon sich gemeinsam vom Flügelabtrennten. Das schwer beschädigte rechte Triebwerk befand sich nach der Bergung desWracks noch an der Tragäche (Abbildung 5.1). Trotz des unsymmetrischen Abreiÿensder Triebwerke gelang es den Piloten das Flugzeug während der Landephase stabil zuhalten und so eine Schwimmposition zu ermöglichen, die eine schnelle Evakuierung derInsassen möglich machte (siehe Abbildung 2.3, links).

65

5 Nachrechnung des Hudson River Unfalls

Tabelle 5.1: Genutzte Werte für Nachrechnung des Hudson River Unfalls mit einem ge-nerischen Transportugzeug

Aufprallmasse [kg] [30] 68039Horizontalgeschwindigkeit vX [m/s] [31] 64,8Sinkgeschwindigkeit vZ [m/s] [31] −3,8Nickwinkel [] [31] 9,5Rollwinkel [] [31] 0,4Gierwinkel [] [31] 2,2Ixx [kg mm2] 1,07166·1012

Ixy [kg mm2] 2,57743·106

Ixz [kg mm2] −6,09489·1010

Iyy [kg mm2] 3,09842·1012

Iyz [kg mm2] 3,50703·105

Izz [kg mm2] 4,09032·1012

Schwerpunktlage x-Position [mm] 16430,4Schwerpunktlage y-Position [mm] 0,0Schwerpunktlage z-Position [mm] -454,2

Abbildung 5.1: Airbus A320-214 des Fluges US Airways 1549 während der Bergung [8]

66



Eine Gegenüberstellung des Unfallugzeuges A320-214 und dem in dieser Arbeit ge-nutzten generischen Transportugzeuges D150 zeigt die Tabelle 5.2. Es ist demnacheine Ähnlichkeit zwischen den beiden Flugzeugen zu entnehmen.

Tabelle 5.2: Vergleich zwischen A320-214 und dem verwendeten generischen Transport-ugzeug D150

A320-214 [1] D150

Max. Abugmasse [kg] 78000 72574PAX 150 - 180 150Rumpfdurchmesser [mm] 3,95 4,14Länge [m] 37,57 37,61Spannweite [mm] 17,9 16,96

Durch die Anugbedingungen aus Tabelle 5.1 handelt es sich um einen unsymmetri-schen Lastfall. Aus diesem Grund wurde für die Simulation eine Breite des SPH-Gebietsvon 35 m gewählt (siehe Abschnitt 4.2.3). Die Kopplung zwischen den SPH Fluidparti-keln und der FE Struktur erfolgte durch einen Strafkontakt (siehe Abschnitt 2.3.2). Eswurde ein zusätzlicher Kontakt verwendet um den entstehenden Unterdruckeekt beieiner Notwasserung zu imitieren (Suction-Kontakt). Für das Triebwerksmodell wurdendie Abmaÿe und Massen des Triebwerktyps CFM56 genutzt, welche auch beim Unfall-ugzeug des Fluges US Airways 1549 operierten [3]. Zunächst wurde eine Simulationmit einer Versagenslast der Stabelemente von FV = 500 kN durchgeführt. Beide Trieb-werke versagten nach dem ersten Kontakt zwischen Triebwerken und Wasseroberäche.Wie bereits in Abschnitt 4.3 diskutiert, musste die Versagenslast der Triebwerksan-bindungen angepasst werden. Dies kann auf die im Vergleich zur Referenzsimulation(Kapitel 4) hohe Sinkgeschwindigkeit zurückgeführt werden. Da das Triebwerksmodellnicht für einen solchen Sonderlastfall ausgelegt wurde, mussten die wirkenden Kräfte fürdiesen Lastfall durch eine Simulation mit hoher Versagenslast gemessen werden. Nachder Messung wurde eine Versagenslast von FV = 800 kN je Stabelement gewählt. Füreine Versagenslast von FV = 800 kN je Stabelement musste die Streckgrenze im Mate-rialmodell der Stabelemente (vgl. Abschnitt 3.1.2) entsprechend angepasst werden:

σy =FVAS

=800 kN

50mm2= 16 kN/mm2. (5.1)

5.3 Ergebnisse der Simulation

Das kinematische Verhalten des Flugzeuges mit den verwendeten Werten aus Tabel-le 5.1 zeigt die Abbildung 5.2 zu fünf Zeitpunkten. Dort ist die Ausrichtung des Flug-zeuges zum Start der Simulation mit den eingestellten Flugwinkeln zu erkennen. Durchdie Horizontalgeschwindigkeit in X-Richtung erfolgt nach dem zu Beginn eingestelltenGierwinkel und dem Aufsetzen des Flugzeughecks ein Gieren des Flugzeuges in negativeRichtung um die Z-Achse.

67

5 Nachrechnung des Hudson River Unfalls

t = 0 ms

t = 500 ms

Z

X

Z

Y

t = 1000 ms

t = 1500 ms

t = 2000 ms

Abbildung 5.2: Verhalten des Gesamtugzeuges bei Nachrechnung des Hudson RiverUnfalls mit einem generischen Transportugzeug und ausgeblendetenVolumenelementen

Das in Flugrichtung rechte Triebwerk kommt nach ca. 240 ms zu erst in Kontakt mitder Wasseroberäche. Nur 40 ms später kommt auch das linke Triebwerk in Kontaktmit der Wasseroberäche. Das Flugzeugheck sinkt weiter in das Wasser und durch dasAufsetzen der Triebwerke auf der Wasseroberäche erfolgt nach 500 ms ein leichtes Auf-nicken des Flugzeuges. Zu diesem Zeitpunkt herrscht nahezu kein Rollwinkelausschlag.Anschlieÿend senkt sich die Flugzeugnase. Bei t = 1200 ms dringen beide Triebwerkemit der Unterkante in die Wasseroberäche ein. Zu diesem Zeitpunkt stellt sich einnegativer Rollwinkel ein, wodurch das in Flugrichtung linke Triebwerk früher und tieferin das Wasser eindringt. Dadurch wirken gröÿere Kräfte am linken Triebwerk was beit = 1400 ms zum Abreiÿen führt. Das linke Triebwerk bewegt sich im weiteren Ver-lauf unterhalb der Tragäche entlang und verbleibt im Wasser. Das rechte Triebwerkdagegen verbleibt während der gesamten Simulationsdauer am Flugzeug.

68

5.3 Ergebnisse der Simulation

Anschlieÿend verstärkt sich das Gieren des Flugzeuges (t = 1500 ms) und zeitgleichbeginnt das Flugzeug ein Rollen in positive Richtung. Zum Ende der Simulation beit = 2000 ms ist der Nickwinkel des Flugzeuges nahezu Null, der Rollwinkel beträgt ca.2,9 und der Gierwinkel liegt bei ca. −6. Die Horizontalgeschwindigkeit hat sich um77% auf ca. 15 m/s verringert. Die Verläufe der Flugwinkel und der Geschwindigkeitzeigt die Abbildung 5.3.

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−5

0

5

10

Nick

win

kelθ

[]

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−10

−5

0

5G

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]

Abbildung 5.3: Flugwinkelverläufe und der Geschwindigkeitsverlauf bei Nachrechnungdes Hudson River Unfalls mit einem generischen Transportugzeug

Durch die eingestellten Werte für die Nachrechnung mit dem generischen Transport-ugzeug und der Nutzung des Triebwerkmodells konnte ein unsymmetrisches Abreiÿender Triebwerke wie bei Flug US Airways 1549 gezeigt werden.

69

6 Zusammenfassung und Ausblick

Im Rahmen dieser Arbeit wurde ein Triebwerksmodell mit Versagensmodell der Trieb-werksanbindungen entwickelt und als neues Modul in das Programm AC-Ditch inte-griert.

Zunächst wurden verschiedene Modellierungsvarianten für Triebwerk, Pylon und Trieb-werksanbindungspunkte recherchiert und erläutert. Aufgrund von Kriterien wie Berech-nungsdauer und Zeitschrittgröÿe wurde sich für eine Starrkörper-Schalenmodellierungdes Triebwerkes ohne zusätzliche innere Bauteile entschieden. Das Triebwerksmodellbasiert auf einer generischen Form, die dem gewählten Triebwerkstyp entsprechend ska-liert wird. Der Pylon wurde durch starr angebundene Stabelemente modelliert. DieAnbindung zwischen Triebwerk und Pylon erfolgte an vier Anbindungspunkten mit je-weils zwei Stabelementen. Für die insgesamt acht Stabelemente eines Triebwerkes wurdeein Versagensmodell hinterlegt. Das gewählte Versagensmodell ermöglicht ein Versagender Triebwerksanbindungen beim Erreichen einer denierten Versagenslast. Die Vali-dierung des Modells erfolgte in drei Schritten von einem einfachen Minimalmodell überein einzelnes Triebwerk mit vorgegebener Versagenslast bis zu der Untersuchung amGesamtugzeug in Notwasserungssimulationen.

Das neue Python-basierte Triebwerksmodul erzeugt die benötigten Eingabedateien fürdas gesamte Triebwerksmodell automatisiert. Schwerpunktlage und Massen des Flug-zeuges werden dabei automatisch angepasst. Der Nutzer kann einstellen ob das Trieb-werksmodul bei der Erzeugung eines Simulationsmodelles berücksichtigt werden soll,wie viele Triebwerke erzeugt werden sollen (zwei oder vier), ob die Triebwerksanbin-dungen versagen können oder das Triebwerk starr am Flugzeug angebracht sein sollund es kann aus drei verschiedenen Triebwerkstypen gewählt werden.

Anschlieÿend wurde der Einuss von Triebwerken auf das Notwasserungsverhalten ei-nes Transportugzeuges anhand numerischer Simulationen untersucht. Zunächst wurdeim Rahmen von Referenzsimulationen untersucht, ob ein zusätzlicher Suction-Kontaktbenötigt wird, um den in Realität entstehenden Unterdruck zu imitieren. Es zeigtesich, dass ein zusätzlicher Suction-Kontakt ein realistischeres Nickwinkelverhalten auf-weist. Alle nachfolgenden Simulationen wurden mit einem zusätzlichen Suction-Kontaktdurchgeführt.

Im Anschluss wurden Simulationen zum Einstellen der Versagenslast der Triebwerks-anbindungen vorgenommen. Basierend auf Ergebnissen einer Notwasserungssimulationzur Messung der auf die Stabelemente wirkenden Kräfte wurde die Versagenslast fest-gelegt. Für die anschlieÿenden Simulationen wurde ein Versagen der Stabelemente bei500 kN eingestellt. Es zeigte sich ein Abreiÿverhalten der Triebwerke, bei dem sich die-se unter der Tragäche hinweg bewegen. Die Referenzsimulationen haben neben demerzielten Abreiÿverhalten bei der eingestellten Versagenslast bereits einen Einuss aufdas Nickwinkelverhalten des Flugzeuges gezeigt. Dieser nahm nach einem Aufnickendeutlich stärker ab, wenn Triebwerke berücksichtigt wurden.

71

6 Zusammenfassung und Ausblick

Nach den erfolgreichen Referenzsimulationen wurden mit dem etablierten Triebwerks-modell inklusive Versagensmodell der Triebwerksanbindungen weitere Untersuchungenim Rahmen von Parameterstudien durchgeführt. Es wurden Simulationen mit Variationvon Horizontalgeschwindigkeit, Flugwinkeln und Triebwerkstypen untersucht. Zunächstwurden symmetrische Lastfälle untersucht. Es zeigte sich ein Einuss der Triebwerkeauf das Nickwinkelverhalten. Zum Ende der Parameterstudien wurden ebenfalls unsym-metrische Lastfälle berücksichtigt. Dazu wurden zu Beginn der Simulation Gier- oderRollwinkel eingestellt. Es zeigte sich ein unsymmetrisches Abreiÿen der Triebwerke undein deutlicher Einuss auf die Flugwinkel sowie auf das gesamte kinematische Verhaltendes Flugzeuges.

Abschlieÿend wurde mit dem Hudson River Unfall ein praktisches Beispiel nachgerech-net. Aufgrund der deutlich höheren Sinkgeschwindigkeit zum Zeitpunkt des Aufprallsauf dem Wasser im Vergleich zu der Referenzsimulation musste die Versagenslast ent-sprechend angepasst werden. Es konnte gezeigt werden, dass die gewählte Modellierungdes Triebwerksmodells und des Versagensmodells bei den verwendeten Anugbedingun-gen des Hudson River Unfalls ebenfalls ein unsymmetrisches Abreiÿen der Triebwerkeverursacht.

Die numerischen Untersuchungen haben gezeigt, dass Triebwerke einen signikantenEinuss auf das kinematische Verhalten des Flugzeuges in Notwasserungssimulationenhaben. Das Abreiÿverhalten der Triebwerke bei Notwasserungen konnte mit der gewähl-ten Modellierung und dem verwendeten Versagensmodell der Triebwerksanbindungenhinreichend genau abgebildet werden ohne die Rechenzeit durch detaillierte Model-lierungen zu erhöhen. Aufgrund des veränderten Abreiÿverhaltens der Triebwerke beiverschiedenen Lastfällen hat sich gezeigt, dass die Versagenslast unter Berücksichti-gung verschiedener Lastfälle eingestellt werden sollte. Das exible und leicht einzustel-lende Triebwerksmodul ermöglicht die Variation der Versagenslast ohne zusätzlichenAufwand.

Die Ergebnisse dieser Arbeit haben aufgezeigt, dass die anhand des Referenzlastfallseingestellte Versagenslast möglicherweise zu gering war. Für zukünftige Untersuchungensollte die Versagenslast anhand eines breiteren Spektrums an Lastfällen neu eingestelltwerden.

Die im Rahmen dieser Arbeit entwickelte und validierte Modellierung könnte auf weitereAnbauteile, die für das Notwasserungsverhalten ebenfalls von Bedeutung sein könnten,übertragen werden. Dazu zählen beispielsweise Fahrwerke und Klappen.

Basierend auf dem gezeigten Einuss der Triebwerke bei Notwasserungssimulationenauf das Nickwinkelverhalten wird ein stärkerer zweiter Aufprall des Rumpfes erwar-tet. Dieser stärkere zweite Aufprall könnte zu höheren Belastungen für die Insassenführen. Da im Rahmen der Entwicklung und Zertizierung von Transportugzeugendie Passagiersicherheit eine der höchsten Prioritäten hat, könnten die Passagierlastenan verschiedenen Positionen im Flugzeug bei Verwendung von Triebwerken in Zukunftnäher untersucht werden.

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Literaturverzeichnis

[1] Airbus. A320 Dimension & key data. http://www.airbus.com/aircraftfamilies/passengeraircraft/a320family/a320/specications/. Zugri: 27.10.2016 um 17:10Uhr.

[2] Airbus. Aircraft Characteristics for Airport and maintenance Planning-A320 .Technical Report, 2005.

[3] Airbus. US Airways Flight 1549 Accident Investigation . Technical Report, 2009.

[4] L. Benítez Montañés, H. Climent Máñez, M. H. Siemann, and D. Kohlgrueber.Ditching Numerical Simulations: Recent Steps in Industrial Applications . Aero-space Structural Impact Dynamics International Conference, 2012.

[5] M. I. C. Cadilha. Numerical Simulation of Aircraft Ditching of a Generic Trans-port Aircraft: Contribution to Accuracy and Eciency . Masterthesis, InstitutoSuperior Técnico Lisboa, 2014.

[6] H. Climent, L. Benítez, F. Rosich, F. Rueda, and N. Pentecote. Aircraft DitchingNumerical Simulation . 25th International Congress of the Aeronautical Sciences,2006.

[7] J. Donea, A. Huerta, J. Ponthot, and A. Rodr. Arbitrary Lagrangian EulerianMethods . Encyclopedia of Computational Mechanics, pages 125, 1999.

[8] Douglass P. Brazy. USAirways Flight 1549 Water Landing Hudson River . Tech-nical Report, NTSB, Oce of Aviation Safety, 2009.

[9] EASA. Type certication data sheet-CFM56-5B . 2012.

[10] EASA. Type certication data sheet-V2500 . 2013.

[11] EASA. Type certication data sheet-PW1100G . 2015.

[12] EASA. Certication Specications for Large Aeroplanes CS-25. 2016.

[13] M. Endesfelder. Triebwerksintegration . ;, HAW Hamburg - Fachbereich Fahr-zeugtechnik und Flugzeugbau, 2005.

[14] ESI-Group. Explicit Solver Reference Manual . Virtual Performance Solution,2010.

[15] ESI-Group. Solver Notes Manual . Virtual Performance Solution, 2010.

[16] Federal Aviation Administration. Transport Airplane Cabin Interiors Crashwor-thiness Handbook . Advisory Circular AC25-17, 2009.

73


[17] J. T. Fedok. Factual Report on Survival Factors of Hudson River Water ImpactAccident . Technical Report, NTSB, Oce of Aviation Satey, 2009.

[18] F. Ghaari. An Analytical Method for the Ditching Analysis of an AirborneVehicle . Technical Report, 1988.

[19] R. A. Gingold and J. J. Monaghan. Smoothed particle hydrodynamics: theory andapplication to non-spherical stars . Monthly Notices of the Royal AstronomicalSociety, 181:375389, 1977.

[20] J. B. Gomes. Numerical Simulation of Aircraft Ditching of a Generic TransportAircraft: Implementation of an Aerodynamic Model . Masterthesis, Instituto Su-perior Técnico Lisboa, 2015.

[21] S. Heimbs. Computational methods for bird strike simulations: A review . Com-puters and Structures, 89(23-24):20932112, 2011.

[22] R. Johnson. Study on Transport Airplane Unplanned Water Contact . 1984.

[23] L. Nasdala. FEM-Formelsammlung Statik und Dynamik . Vieweg+TeubnerVerlag, Wiesbaden, 2012.

[24] L.B. Lucy. A numerical approach to the testing of the ssion hypothesis . TheAstronomical Journal 82, pages 10131024, 1977.

[25] O. Lindenau. Validation of a Transport Aircraft Ditching Simulation Tool . 6thInternational KRASH Users' Seminar (IKUS6), (June):1517, 2009.

[26] O. Lindenau and T. Rung. Review of Transport Aircraft Ditching Accidents .6th International KRASH Users' Seminar (IKUS6), (June):1517, 2009.

[27] E. E. McBride and L. J. Fisher. Experimental Investigation of Eect of Rear-Fuselage Shape on Ditching behavior . Technical Report, National Advisory Com-mittee for Aeronautics (NACA), 1953.

[28] M. C.-Y. Niu. Airframe Structural Design: Practical Design Information and Dataon Aircraft Structures , 1988.

[29] M. C.-Y. Niu. Airframe Stress Analysis and Sizing , 1997.

[30] NTSB. Loss of Thrust in Both Engines After Encountering a Flock of Birds andSubsequent Ditching on the Hudson River . Technical Report, 2009.

[31] J. O'Callaghan. Report on Aircraft Performance of Hudson River Water ImpactAccident . Technical Report, NTSB, Oce of Research and Engineering, 2009.

[32] A. A. Patel and R. P. J. Greenwood. Transport Water Impact and Ditching Per-formance . Technical Report, Federal Aviation Administration, Oce of AviationResearch, 1963.

[33] V. K. Ramalingam and H. M. Lankarani. Analysis of impact on soft soil and itsapplication to aircraft crashworthiness . International Journal of Crashworthiness,2002.

74


[34] D. B. Schwinn. Integration of Crashworthiness Aspects into Preliminary AircraftDesign . Applied Mechanics and Materials, 598:146150.

[35] D. B. Schwinn. Advanced Modeling of Air- and Rotorcraft in a Multi-DisciplinaryEnvironment at Early Design Stages . NAFEMS World Congress, 2015.

[36] D. B. Schwinn. Parametrised fuselage modelling to evaluate aircraft crash beha-viour in early design stages . International Journal of Crashworthiness, 20(5):413430, 2015.

[37] M. H. Siemann. Numerical and Experimental Investigation of the Structural Be-havior during Aircraft Emergency Landing on Water. Dissertation, University ofStuttgart, 2016.

[38] M. H. Siemann, D. B. Schwinn, J. Scherer, and D. Kohlgrüber. Advances in Nume-rical Ditching Simulation of Flexible Aircraft Models . 2nd Aerospace StructuralImpact Dynamics International Conference, 2015.

[39] A. G. Smith, C. H. E. Warren, and D. F. Wright. Investigations of the Behaviourof Aircraft When Making a Forced Landing on Water (Ditching) . TechnicalReport, Farnborough, Hants. : Royal Aircraft Establishment, 1952.

[40] M. F. Steiner. Acceleration and bottom pressures measured on a B-24D airplane ina ditching test . Technical Report, National Advisory Committee for Aeronautrics(NACA), 1944.

[41] N. R. S. Toso. Contribution to the Modelling and Simulation of Aircraft StructuresImpacting on Water . Dissertation, University of Stuttgart, 2009.

[42] F. Zöllner. Implementierung und Anwendung netzfreier Methoden im Konstrukti-ven Wasserbau und in der Hydromechanik . Dissertation, University of Stuttgart,2009.

75

Anhang

77

A Kräfte auf die Stabelemente am

linken Triebwerk

79

A Kräfte auf die Stabelemente am linken Triebwerk

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

500

750K

raftF

[kN

]Eng L aft x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

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0

250

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Kra

ftF

[kN

]

Eng L aft z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

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Kra

ftF

[kN

]

Eng L fwd x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

−250

0

250

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Kra

ftF

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]

Eng L fwd z L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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250

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Kra

ftF

[kN

]

Eng L aft x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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250

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Kra

ftF

[kN

]

Eng L aft z R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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ftF

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]

Eng L fwd x R

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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Kra

ftF

[kN

]

Eng L fwd z R

Abbildung A.1: Kräfte der Stabelemente bei der Referenzsimulation am linken Trieb-werk bei einer Versagenslast FV = 1000 kN

80

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

−500

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0

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Kra

ftF

[kN

]Eng L aft x L

0 500 1000 1500 2000Zeit t [ms]

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0

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Eng L aft z L

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Abbildung A.2: Kräfte der Stabelemente bei der Referenzsimulation am linken Trieb-werk bei einer Versagenslast FV = 500 kN

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