Strukturoptimierung eines Flügelkastens mittels gradientenbasierter Verfahren für monolithische Laminate und Sandwich Bauweisen

Abstract

Vor dem Hintergrund sich stetig verbessernder Materialeigenschaften von Kohlefasern und Kernmaterialien für Verbundwerkstoffe drängt sich die Frage auf ob ein ausschließlich aus monolithischen Laminaten bestehender Tragflügelkasten immer noch die effizienteste Lösung darstellt. Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich mit dieser Fragestellung indem das Einsparpotential an Strukturmasse für einen Kohlefaser-Flügel untersucht wird, dessen Struktur zu einem gewissen Grad durch Sandwich-Bauweise realisiert ist. Dafür wird eine am DLR Institut für Aeroelastik entwickelte Optimierungsumgebung verwendet, die steifigkeitsbasierte Strukturoptimierungen mittels Gradientenverfahren auf Grundlage sogenannter lamination parameters ermöglicht. Strukturantworten und Sensitivitäten werden mittels der Finite-Elemente Software Nastran berechnet. Grundlage für den Vergleich der Zielparameter bildet eine mit analytischen und empirischen Methoden vorausgelegte Flügelstruktur des Common Research Models. Aerodynamische Lasten werden mittels Dipol-Gitter-Methode berechnet und in das Strukturmodell eingeleitet. Um schlussendlich eine Struktur bestehend aus sowohl monolithischen Laminaten und Sandwich Verbundwerkstoffen zu optimieren wird das Problem zunächst auf ein lokales Submodell reduziert, das aus je einem versteiften Hautfeld besteht. Bereits die Untersuchungen auf Hautfeld-Ebene haben ergeben, dass für den Flügel unter den Auslegungslasten immer noch Festigkeit das dominierende Kriterium ist. Damit würde eine partielle Sandwich-Bauweise in jedem Fall schlechter abschneiden als der optimierte monolithische Flügelkasten.