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EAD S INNOVA TION W ORKS
Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau
PETER MIDDENDORF
Structures Engineering, Production & Mechatronics
TU Wien, 01.12.2008
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 2
Inhalt
1. Stand der Technik
Composite Strukturen in der zivilen Luftfahrt
Auslegungsprozess
2. Zukünftige Anforderungen und Entwicklungsperspektiven
“Advanced Composite Structures”
Optimierungsgestütze (multi-disziplinäre) Auslegung
Integrierte Prozesssimulation
Virtual Testing
3. Zusammenfassung und Ausblick
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 3
Stand der Technik: Composite-Evolution bei Airbus
A320-200
+ dry HTPbox
+ Landinggear case+ Ailerons
...
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...
...
...
...
A320-200
+ dry HTPbox
+ Landinggear case+ Ailerons
...
...
...
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...
...
CapotsRadome
A300/B2
CapotsRadome
A300/B2A300/B2 A310/300
+ Elevons+ VTP box
...
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...
...
A310/300
+ Elevons+ VTP box
...
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A310/200
+ Flaps+ spoilers+ Aerobrake
...
...
A310/200
+ Flaps+ spoilers+ Aerobrake
...
...
A310/200
+ Flaps+ spoilers+ Aerobrake
...
...
1980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101970-1980 1980-1990 1990-2000 2000-2010 2010-20201980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101980-1990 1990-20001970-1980 2000-20101970-1980 1980-1990 1990-2000 2000-2010 2010-2020
A380
+ Central WingBox+ Rear
fuselage cone...............
A380
+ Central WingBox+ Rear
fuselage cone...............
A350
+ MainWing+ fuselage
...
...
...
...
...
A350
+ MainWing+ fuselage
...
...
...
...
...
Glass/ PPS
A340-500/600
Glass/ PPS
A340-500/600
Sandwich+monolithicC/Epoxy
A340-500/600
Sandwich+monolithicC/Epoxy
A340-500/600
+ Ailerons+ wet HTP
box..................…...
A330-300A340-300
+ Ailerons+ wet HTP
box..................…...
A330-300A340-300
+ monoliticNacelle
+ Keel beam+ Rear fuselagepressure bulkhead+ Leading edge
...
...
...
...
...
...
...
A340-600/500
+ monoliticNacelle
+ Keel beam+ Rear fuselagepressure bulkhead+ Leading edge
...
...
...
...
...
...
...
A340-600/500
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 4
Stand der Technik: Beispiel A380
Outer FlapsOuter Flaps
GLARE® in UpperFuselage
GLARE® in UpperFuselage
Wing RibsWing Ribs
Center Wing BoxCenter Wing Box
Floor Beams
for Upper Deck
Floor Beams
for Upper Deck
J-NoseJ-Nose
Horizontal
Tail Plane
Horizontal
Tail Plane
Section 19.1Section 19.1
Vertical
Tail Plane
Vertical
Tail Plane
Section 19Section 19Rear Pressure
Bulkhead
Rear Pressure
Bulkhead
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 5
Stand der Technik: Auslegungsprozess
• Klassischer global-lokal Ansatz
– Lasten werden mittels Global FE Modellen generiert
– Auslegung findet mittels Fine Mesh Modellen auf lokaler Ebene statt
Iterativer Prozess
Lokale Struktur-Analyse
Sizing aufSubstruktur-Ebene
Global FE
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 6
• Festigkeitsnachweis (intralaminar)
– Verwendung von versagensmodebezogenen Festigkeitskriterien
– Zwischenfaserbruch mittels 2D-Puck und nachgeschalteterLaminatsteifigkeits-Reduzierung
– Faserbruch: Yamada-Sun
Verwendung konservativer
Design Allowables
111
2 22
2
2
12
12
22
22
2
1
1
ctsctt ffffff
1
2
12
12
2
1
1
sff
Stand der Technik: Auslegungskriterien
Determination of laminate properties
Calculation of stresses and
reserve factors for fibre and matrix
in each ply (RFFi , RFMi )
Set material properties
E2, G12 and 12 of
the failed ply to 0
Matrix or fibre
failure?
Laminate failure
Fibre failure:
Min(RFFi ) < Min (RFMi )
Matrix failure:
Min(RFMi ) < Min (RFFi )
Iterative process untilfibre failure occurs
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 7
• Spannungsüberhöhung an Lochausschnitten
– Point Stress Methode nach Whitney/Nuismer
– FE-basierte Spannungsanalyse
Stand der Technik: Auslegungskriterien (2)
0°
laminate analysiswith local loading
(nx, ny, nxy)
local characteristic distance d0
20
d
G
Efd
xy
x
• Nietauslegung
– Lastverteilung im Nietfeld mittels linearelastischer Steifigkeitsanalyse
– Festigkeitsanalyse unter Berücksichtigungvon Bearing und Bypass Spannung mittelseines interaktiven Kriteriums
• Ermüdung und Schadenstoleranz
– i.A. keine Auslegung gegen Ermüdung, Schadenstoleranz / stat. Festig-keit begrenzt zulässiges Spannungsniveau bereits auf Dauerfestigkeit
– Schadenstoleranz vielfach kritisch (Delaminationen nach Impaktierung):Limitierung des Dehnungsniveaus + Überprüfung auf Bauteilebene
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 8
• Stabilität
– klassische Stabilitätsauslegung beinhaltet den Nachweis eines aus-reichenden Reservefaktors gegen Beulbeginn, d.h. es wird eine statischeBeulanalyse auf verschiedenen Strukturebenen durchgeführt
– bei überkritischer Auslegung wird lokales Beulen unterhalb UL toleriert,dies erfordert allerdings eine komplexere Post-Buckling Analyse
Stand der Technik: Auslegungskriterien (3)
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 9
Zukünftige Anforderungen undEntwicklungsperspektiven
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 10
Advanced Composites: Ultra-dicke Laminate
• Ziel: Entwicklung eines CFK Fahrwerksbeschlags im Rahmen desEU FP6 Projektes ALCAS
• Low-cost Fertigung: MAG und VAP-Injektionstechnologie(modifizierter Aushärtezyklus), resultierende Laminatedicke:60-90mm
Forschungskooperation mit Airbus UKFUL= 2700 kN
Fres,plane,UL= 3400 kN
Fres,plane,UL= 900 kN
Faxial,UL= 1100 kN
FUL= 2700 kNFUL= 2700 kN
Fres,plane,UL= 3400 kN
Fres,plane,UL= 900 kN
Faxial,UL= 1100 kN
FUL= 2700 kN
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 11
Auslegung & Analyse von ultra-dicken Laminaten
• Experimentelle Validierung mittels repräsentativer T-Querschnitteand Subkomponenten
• Ableitung von inter-laminaren Design Allowables für 3D FEAnalyse mit compositen Kontinuum-Elementen
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 12
Auslegung & Analyse von ultra-dicken Laminaten
“Axial”“Pull” “Push”
Charakteristischer Versagensmode infolge…
Schälspannungen (σ33) Schub-Delamination (31) Schälspannungen (σ33)
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 13
Zukünftige Anforderungen: Optimierung
Bathtub A380 Vers. BT MC_2 based on MOPED Ri b3 and 4RESULT S: 6- T HICKNESS DIST RIB. LAYER NUMBER = 1
UNKNOW N SCALAR - MAG MIN: 1.00E+ 00 MAX: 3.26E+ 00 VALUE OPT ION:ACT UALSHELL SURF ACE: T OPCRIT ERION:ABOVE : 1.00E+ 00
1.00E+ 00
1.23E+ 00
1.45E+ 00
1.68E+ 00
1.90E+ 00
2.13E+ 00
2.36E+ 00
2.58E+ 00
2.81E+ 00
3.03E+ 00
3.26E+ 00
Topologie-Optimierung
Interpretation
Formoptimierung
CAD-Modell
Prototyp
A380 Inner Leading Edge
• Optimierungsgestütze Auslegung
– Viele Berechnungs- und Optimierungsverfahren nur für metallischeBauweisen anwendbar und implementiert
– Weitere Reduktion von Strukturgewicht und Entwicklungszeiten mittelsdurchgängiger, multi-disziplinärer Umsetzung des Prozesses fürFaserverbunde
Quelle: EADS MAS
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 14
CFK-Rumpfbauweisen: Strukturoptimierung
• Beispiel: Parametrisches Analyse-Tool für composite Rumpf-Bauweisen zur strukturmechanischen Bewertung verschiedenerDesign-Konzepte in Bezug auf Performance und Gewicht
– Vollparametrische FE-Modellierung der gesamten Rumpfstruktur
– Lasten werden von Global FEM Modellen automatisch importiert
– Analyse des gewählten Entwurfs mit Kombination relevanter Lastfälle
– Vorauslegung der Laminataufbauten gemäß definierter Festigkeits-und Stabilitätskriterien
– Optional: OptimierungsloopForschungskooperation mitAirbus Deutschland GmbH
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 15
CFK-Rumpfbauweisen: Strukturoptimierung
MSC.Software AutomatedPostprocessing
• Failure Criteria• Interactions• Enveloping Plots
Input Data
• Material Data• Loads
MS ExcelText-Editor
Routinesfor
ModelGeneration
CVSVersion/Variant Management
Nastran• Linear Static
Analysis (Sol101)
• Linear BucklingAnalysis (Sol105)
• Design SensitivityAnalysis (Sol200)
Patran• PCL• Visualization
Variant 4• Geometry• Layup
Variant 3• Geometry• Layup
Variant 2• Geometry• Layup
Variant 1• Geometry• Layup
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 16
CFK-Rumpfbauweisen: Strukturoptimierung
Design Studie (Beispiel):
Optimierung einerTürverstärkungsstruktur undder hinteren Druckkalotte(Blaue Komponenten)
MSC.PatranDesign Study
MAIA Optimisation Routines
MSC.Nastran SOL 200
MAIA Property Input Files
Results(OP2 & Punch File)
Input Deck(BDF File)
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 17
CFK-Rumpfbauweisen: Akustik-Optimierung
Anwendung in relevanten Flugzeugprogrammen: A350, A30X
Motivation: Hohe strukturmechanische Performance führt zu einemZielkonflikt mit der Innenraumakustik !
Anregung: Turbulente Grenzschicht, Triebwerkslärm
Analysierte Strukturkonzepte
• A340 Referenz
• Aluminium Lithium
• CFK Omega-Stringer
• CFK T-Stringer
Evaluierung and Ableitung vonDesign Guidelines für akustischoptimierte CFK Strukturen
Forschungskooperation mitAirbus Deutschland GmbH
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 18
CFK-Rumpfbauweisen: Akustik-Optimierung
Validierung
• Validierung von FEM & SEA Modellenfür Ω/T-Stringer Design
• Tango Barrel Validierung
Anregung
• FE-Modell für A330/A340 Design zumAbgleich mit Flugtestdaten
• Flugtest Analyse
• Turbulente Grenzschicht Anregung
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 19
CFK-Rumpfbauweisen: Akustik-Optimierung
Abschließende Bewertung anhand von Transmission Loss
Input für akustische Isolierung und Massenverteilung
Transmission Loss - Diffuse Field Graham
100 1000 10000
Freq. [Hz]
TL
[dB
]
Stringer_I
Stringer_II
Stringer_III
Stringer_IV
Stringer_V
Stringer_VI
Alu
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 20
Entwicklungsperspektive: Integrierte Prozesssimulation
• Beispiel: Auswirkung textiler CFK Fertigungsmethoden fürRumpfspante
– Vergleich Drapierung mit MAG vs. endkonturnahem Preforming mittelsFlechttechnologie
– Generische Studie anhand eines C-Profil-Segments
– Ziel: Übertragung der Drapierwinkel auf strukturmechanisches FE-Modell zur Steifigkeits- und Festigkeitsanalyse
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 21
Entwicklungsperspektive: Integrierte Prozesssimulation
Geometrische Drapiersimulation mit QuickForm©
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 22
Entwicklungsperspektive: Integrierte Prozesssimulation
Projektion der Ergebnisse der Drapiersimulation auf Strukturmodell
mapping
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Entwicklungsperspektive: Integrierte Prozesssimulation
Ergebnis: Steifigkeit und Festigkeitsverhalten unter 3P-Biegung:
– Drapierter Spant zeigt ca. 15% Steifigkeitsabfall gegenübergeflochtener Variante
– Signifikanter (lokaler) Einfluss des Drapierwinkels auf Reservefaktorbzgl. interaktivem Festigkeitskriterium
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 24
Entwicklungsperspektive: Virtual Testing
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 25
Entwicklungsperspektive: Virtual Testing
• Beispiel: Simulation von FML Nietverbindungen mittels meso-mechanischer Modelle
– Detaillierte Modellierung des intra- und interlaminaren Substrat-Versagens (Kontinuum-Schädigungsmechanik)
– Implementierung in nichtlineare FEA (hier: ABAQUS)
– Berücksichtigung des Nietsetzungsprozesses (Eigenspannungen,Misfit, etc.) über explizite FE Simulation
Forschungskooperation mit Airbus Deutschland GmbH
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 26
Entwicklungsperspektive: Virtual Testing
Ergebnis Aluminiumniet
– Gute Übereinstimmung vonexperimenteller und simulierterLast-Wegkurve
– Versagensmodus „Rivet Shear“0.0
2000.0
4000.0
6000.0
8000.0
10000.0
12000.0
14000.0
16000.0
0.000 0.200 0.400 0.600 0.800 1.000 1.200
Joint displacement [mm]
For
ce[N
]
Test 1 Glare-Glare
Test 2 Glare-Glare
Test 3 Glare-Glare
Test 4 Glare-Glare
Test 5 Glare-Glare
Test 6 Glare-Glare
Test 7 Glare-Glare
Abaqus Gl are-Glare
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Entwicklungsperspektive: Virtual Testing
Ergebnis Titan Lock Bolt
– Versagensmodus „Pull Through“
– Gute Übereinstimmung vonexperimenteller und simulierter Last-Wegkurve bis Versagensbeginn
Glare 3-5/4-0.4, Lock bolt, Ideal fit, Room temperature
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
14000
16000
18000
20000
0.00 0.25 0.50 0.75 1.00 1.25 1.50
Joint displacement [mm]
Fo
rce
[N]
141
142
143
144
145
147
Abaqus - No delamination
Abaqus
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 28
Zusammenfassung & Ausblick
• Faserverbundstrukturen finden im Flugzeugbau bereits seit mehrals 30 Jahren erfolgreich Verwendung, damit einher geht einetablierter Auslegungsprozess.
• Um zusätzliches Gewichtseinsparungspotenzial realisieren zukönnen, bedarf es neben Verbesserungen bei Materialien undProzessen auch einer Weiterentwicklung der Strukturanalyse.
Wettbewerbsvorteil: Reduktion von Entwicklungszeiten
• Die präsentierten Forschungsschwerpunkte
– Advanced Composite Structures
– Optimierungsgestütze (multi-disziplinäre) Auslegung
– Integrierte Prozesssimulation
– Virtual Structural Testing
können dazu wesentliche Beiträge leisten.
01.12.2008 Entwicklung von FVK-Strukturen im Flugzeugbau 29
Vielen Dank für Ihre Aufmerksamkeit!
Dr. Peter MiddendorfInnovation Works, TCC3
Tel.: +49-89-607-26595e-mail: peter.middendorf@eads.net
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