Development of astructural modelling toolduring the conceptual design phas
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- Tez No: 727345
- Danışmanlar: PROF. DR. ANDREAS BARDENHAGEN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Hava ve Uzay Hekimliği, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Astronomi ve Uzay Bilimleri, Air and Space Medicine, Aeronautical Engineering, Astronomy and Space Sciences
- Anahtar Kelimeler: Wing Box Modeling, Structural Sizing, Topology Optimization, KnowledgeBased Engineering, CPACS, Finite Element Analysis
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Technısche Unıversıtat Berlın
- Enstitü: Yurtdışı Enstitü
- Ana Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Die Nachfrage an Automatisierung in Produktforschung und -entwicklung ist in den letzten Jahren deutlich gestiegen. Diese Situation/Entwicklung hat auch Auswirkungen auf die Luft- und Raumfahrtbranche, in der Institute aus verschiedenen Disziplinen immer mehr anstreben Im Rahmen rahmen dieser Nachfrage wurde eine wissensbasierte (knowledge based) Anwendung für die Modellierung der Flügelstrukturen im Institut für Luft- und Raumfahrttechnik der Technischen Universität Berlin entwickelt. Das Ziel der SMT liegt darin, parametrische Flügelstrukturen als sogenannte WingBox-Modelle, anhand der vorgegebenen hochgestreckten Flügelgeometrien in CPACSFormat automatisiert zu erzeugen. Die Strukturmodellierung teilt sich in zwei Module auf: Modellerzeugung und Modelloptimierung. Bei der Modellerzeugung wird ein erstes Wing-Box-Modell mithilfe von konventionellen Strukturelementen (Holme, Rippen und Flügelbehäutungen) des Leichtbaukonzepts parametrisiert. Infolge dessen erfolgt die Erzeugung des FE-Modells aus der Strukturgeometrie mit Schalenelementen, die Modellierung der Außen- und Flächenlasten als Knotenkräfte. Weiterhin wird die strukturelle Masse anhand der FE-Geometrie und des Eingabematerials berechnet. Während der Modelloptimierung wird das FE-Modell des parametrisierten Flügelkastens für jeden Input-Lastfall in Hinsicht auf von Mises Vergleichsspannung, sowie Beulfelder analysiert. Unter Berücksichtigung der Ausgabeparameter der FEAnalyse, findet ein iterativer Optimierungsprozess im Flügelkasten im Bezug auf Spannungs- und Beulkriterien statt. Bei diesem Optimierungsprozess geht es um Dickenanpassung der Flügelstrukturteile, sowie Modifizierung der Flügelstrukturtopologie. Als letzter Schritt der Modelloptimierung wird ein optimales Strukturmodell kombiniert, indem die optimierten Strukturteile, die sich aus allen Lastfällen ergeben, evaluiert werden.fällen ergeben, evaluiert werden. Im Rahmen dieser Abschlussarbeit wurde die Entwicklung des SMT-Konzeptes und -Funktionalität beschrieben. Dieses Thema wird in sechs Kapiteln behandelt. Im ersten Kapitel wird das Hauptkonzept aufbauend auf die Literaturrecherche eingeführt. Im zweiten Kapitel werden die theoretischen Hintergründe des entwickelten Konzepts vorgestellt. Im dritten Kapitel wird der Ablauf der Modellgenerierung durch Schritte, Bedingungen, Regeln und Fähigkeiten dargestellt. Ähnlich wird die Modelloptimierung im vierten Kapitel erarbeitet. Eine Beispielanwendung der SMT an dem Tragflügel des Referenzflugzeugs CSR-01 und unter den von der EASA vorgeschriebenen Lastfällen, wird im fünften Kapitel demonstriert und die Ergebnisse nach verschiedenen Aspekten ausgewertet. Im Schlussteil der Arbeit werden diese Teile mit einer Zusammenfassung und Ausblick geschlussfolgert.
Özet (Çeviri)
The demand for automation in product research and development has significantly increased over the years. This situation has also been impacting the aerospace domain, as institutes from various disciplines are striving to expand their knowledge into an automated multidisciplinary design and optimization environment. As part of this fact, a knowledge-based application named Structural Modeling Tool (SMT) has been developed at the Institute of Aeronautics and Astronautics of TU Berlin. The objective of SMT is to generate parametric structural wing box models for pregenerated wing geometries with a high aspect ratio in CPACS format autonomously. The structural modeling sequence consists of two sub-sequences: model generation and model optimization. In model generation block, an initial wing box model is parameterized based on conventional aircraft structure elements (Spars, Ribs, and Wing Covers). This is followed by generating the finite element model of the structural geometry and external loads, as well as the computation of the structural mass in reference to finite element geometry and input material. During model optimization, the finite element wing box model is analyzed for every input load case concerning von Mises stress and buckle displacements. Based on these outputs, the wing box model is iteratively optimized regarding stress and stability (buckle) criteria, by sizing the parts and modifying the structural layout. As the final step of the model optimization sequence, an optimal model is combined using the parts with the highest stiffness resulted from every load case. This thesis is dedicated to detail the concept of the developed SMT and it's functionality in six chapters. In the first chapter the main concept is introduced based on the literature study. In second chapter, the theoretical background of the developed concept is introduced. The third chapter describes the flow of the model generation sequence through steps, conditions, rules, and capabilities. Similarly, the model optimization sequence is elaborated in the fourth chapter. In the fifth chapter, a test application of SMT is performed using the wing of a reference aircraft in flight conditions referred to the related certification codes of EASA and the results are discussed. These parts are concluded with a summary of the mentioned structural parts and recommendations of the author for future works in the final chapter.
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