Ziel des Projekts ist eine passive Lastabminderung mit nichtlinearen elastischen Steifigkeiten. Dabei ist die Idee, die Aerodynamik bei geringen Lastfällen während des Reisefluges zu verbessern und die Lasten bei höheren Lastfällen zu verlagern. Der Flügel soll dann während des Reiseflugs steif sein und bei hoher Beanspruchung flexibel werden.
Um das zu betrachten, berechnet ein iterativer Prozess getrimmte, quasi-statische Manöver. Hierbei wird die aeroelastische Kopplung berücksichtigt. Der Prozess ist aufgesetzt mit der Vortex-Lattice-Methode für die Aerodynamik und einem Finite-Elemente-Modell für die nichtlineare Strukturanalyse.
Ein wesentliches Merkmal von Luftfahrtstrukturen ist deren Leichtbaudesign. Leichtbaukomponenten kennzeichnen sich durch eine beträchtliche Anfälligkeit gegenüber Schwingungen, die wiederum die Steuerbarkeit eines Flugzeugs beeinträchtigen kann. Um transienten Ereignissen wie Böen oder einem Landungsaufprall entgegenzuwirken, würde eine geeignete Platzierung von Dämpfungselementen dazu beitragen, die Schwingungsamplituden zu dämpfen und damit die dynamische Belastung in passiver Weise zu reduzieren. Mithilfe der Finite Elemente Modellierung werden numerische Methoden entwickelt, die eine Dämpfungsanalyse von Strukturen mit lokalen viskoelastischen Dämpfungselementen ermöglichen. Zusätzlich steht die Entwicklung eines Optimierungsalgorithmus hinsichtlich einer optimalen Positionierung viskoelastischer Dämpfungselemente im Vordergrund, um lastkritische Moden möglichst effektiv und mit minimaler Massenzunahme zu dämpfen.
Eine besondere Eigenschaft von viskoelastischen Materialien ist die Frequenz- und Temperaturabhängigkeit der Materialparameter. Im Fall von harmonischer Anregung können sowohl die Steifigkeit als auch die Dämpfungsfähigkeit des Materials in Abhängigkeit der Anregungsfrequenzen stark variieren. Ein rheologisches Modell, welches das entsprechende mechanische Verhalten näherungsweise abbilden kann, ist das verallgemeinerte Maxwell-Modell. Um den Einfluss lokaler Dämpfungselemente hinsichtlich Eigenfrequenz und Dämpfungsmaß einer schwingenden Struktur zu analysieren, ist die Lösung eines Eigenwertproblems mit frequenzabhängigen Steifigkeits- und Dämpfungsmatrizen nötig. Da die Frequenzabhängigkeit der Systemmatrizen eine direkte Lösung des Eigenwertproblems jedoch verhindert, wird ein iterativer Lösungsalgorithmus benötigt.
Maßnahmen die auf eine Erhöhung der Dämpfungseffektivität abzielen, beinhalten die bewusste Erzeugung von Schubdehnung in viskoelastischen Materialien. Eine verbreitete Maßnahme zur Schwingungsdämpfung, die auf dem Prinzip der Schubdeformation basiert, ist das sogenannte Constrained Layer Damping Verfahren (CLD). In diesem Verfahren wird eine viskoelastische Kernschicht zwischen die Grundstruktur und einer steifen Deckschicht gezwängt. Bei auftretenden Biegeschwingungen wird die viskoelastische Schicht schließlich zu Schubdeformation gezwungen. Da Flugzeugschwingungen während des Betriebs in einem breiten Frequenz- und Temperaturbereich auftreten, müssen die besonderen Eigenschaften des Dämpfungsmaterials bei der Auslegung berücksichtigt werden.
Eine der großen Herausforderung der Luftfahrt ist die Auslegung von Strukturen, die sowohl den Steifigkeits- als auch den Masseanforderungen nachkommen. Daher besteht ein allgemein definiertes Ziel der viskoelastischen Dämpfungsauslegung darin, mithilfe eines Optimierungswerkzeugs die höchstmögliche Dämpfung bei geringster Massenzunahme zu erreichen. Die Optimierung greift dabei auf verschiedene Design-Parameter wie die Positionierung oder die geometrische Topologie der viskoelastischen und der Deckschicht zurück, um eine optimal ausgelegte Struktur für die Dämpfung bestimmter Schwingungsmoden zu generieren.
Prof. Dr.-Ing. Lorenz Tichy
Institut für Aeroelastik
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